肖中云，郭永恒，張 露，崔興達(dá)

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000)

0 引 言

直升機(jī)[1-3]是一種依靠旋翼產(chǎn)生升力、能夠垂直起降、長(zhǎng)時(shí)間空中懸停的飛行器，其飛行包線左邊界性能優(yōu)于其它任何飛行器種類(lèi)。直升機(jī)依靠旋翼進(jìn)行操縱，能夠朝著前后左右及任意方向飛行，機(jī)動(dòng)性能良好。同時(shí)，直升機(jī)還具有良好的安全性，即使在失去動(dòng)力的前提下，旋翼可以通過(guò)類(lèi)似風(fēng)車(chē)運(yùn)動(dòng)原理實(shí)現(xiàn)自轉(zhuǎn)下滑，降低觸地速度，最大限度地保證人員安全。直升機(jī)以上述優(yōu)良的特點(diǎn)在軍事和民用領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用，時(shí)至今日，世界航空發(fā)達(dá)國(guó)家仍在不遺余力地發(fā)展直升機(jī)技術(shù)[4-5]，主要體現(xiàn)在，一是提高直升機(jī)的最大前飛速度，滿(mǎn)足快速偵察及打擊的軍事需要；二是提高最大起飛重量滿(mǎn)足重裝運(yùn)輸?shù)囊?；三是提升飛行高度滿(mǎn)足高原山區(qū)的使用要求；四是降低噪聲指標(biāo)以適應(yīng)滿(mǎn)足日益嚴(yán)苛的城市適航標(biāo)準(zhǔn)。

長(zhǎng)期以來(lái)，直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)分析依賴(lài)于經(jīng)典的基于動(dòng)量、葉素及渦流理論的工程分析方法[6-7]，氣動(dòng)力模型的選?。òǚ蔷€性、非定常和自由度數(shù)目的多少）對(duì)仿真精度有直接影響，而且不同仿真目的所選擇的模型差異也較大。比如常規(guī)單旋翼帶尾槳直升機(jī)模型要包含旋翼、尾槳、機(jī)身、平尾和立尾等各部件氣動(dòng)力模型，運(yùn)動(dòng)學(xué)模型以及各模型間的耦合與約束。在這些部件氣動(dòng)力模型當(dāng)中，旋翼模型最為復(fù)雜，國(guó)內(nèi)外研究學(xué)者相繼發(fā)展了均勻/非均勻入流模型、靜態(tài)/動(dòng)態(tài)入流模型、動(dòng)態(tài)失速模型，考慮槳尖渦系影響又發(fā)展了預(yù)定尾跡、自由尾跡等模型[8]?？偟膩?lái)說(shuō)，這些模型計(jì)算量小，在解決工程計(jì)算問(wèn)題上發(fā)揮了很大作用，但由于較強(qiáng)依賴(lài)于工程經(jīng)驗(yàn)參數(shù)，缺少流動(dòng)細(xì)節(jié)，不能滿(mǎn)足日益復(fù)雜工程問(wèn)題的研究需要。對(duì)固定翼CFD方法加以改造，使之能夠模擬旋翼周期運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，便形成了最初的直升機(jī)CFD方法。這些改造包括非慣性旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系計(jì)算、周期性邊界條件、動(dòng)網(wǎng)格非定常模擬及可壓縮低速預(yù)處理方法等。盡管近年來(lái)直升機(jī)CFD從計(jì)算方法和計(jì)算機(jī)能力上都獲得了很大進(jìn)展，但是將其直接用于工程設(shè)計(jì)卻一直難有大的突破，主要原因是CFD還沒(méi)能忠實(shí)還原實(shí)際飛行狀態(tài)[9]。真實(shí)飛行條件下影響直升機(jī)旋翼性能的有操縱的因素、有揮舞運(yùn)動(dòng)的因素、有槳葉彈性變形因素，以及與機(jī)身近距耦合的影響等，忽略其中任何一個(gè)因素都可能導(dǎo)致較大誤差。所以，當(dāng)直升機(jī)CFD一方面用于獲得基本氣動(dòng)性能，甚至開(kāi)展部件氣動(dòng)設(shè)計(jì)的同時(shí)，另一方面卻很難將其融入到型號(hào)項(xiàng)目的數(shù)據(jù)體系中，起到對(duì)直升機(jī)的全機(jī)氣動(dòng)性能、操穩(wěn)特性、振動(dòng)載荷分析的支撐作用，很大程度削弱了CFD在直升機(jī)工程設(shè)計(jì)中的作用發(fā)揮。

圍繞直升機(jī)CFD的當(dāng)前不足和下一步發(fā)展方向，本文從以下三個(gè)方面進(jìn)行探討。首先是介紹了CFD在直升機(jī)領(lǐng)域的發(fā)展現(xiàn)狀及面臨的問(wèn)題，然后就解決這些問(wèn)題分析了國(guó)外航空發(fā)達(dá)國(guó)家的發(fā)展策略與技術(shù)路線，最后提出了對(duì)未來(lái)發(fā)展路線的思考和幾點(diǎn)建議。

1 直升機(jī)CFD方法發(fā)展及面臨問(wèn)題

1.1 直升機(jī)相關(guān)的CFD方法

直升機(jī)區(qū)別于固定翼飛機(jī)的典型特征包括旋翼非定常運(yùn)動(dòng)和旋翼尾跡影響，為了將CFD方法應(yīng)用于直升機(jī)模擬，國(guó)內(nèi)外發(fā)展了系列針對(duì)直升機(jī)運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)的特殊模擬方法[10-12]，形成了具有一定知名度的直升機(jī)專(zhuān)用CFD軟件。表1列出了2015年參與AIAA直升機(jī)模擬工作組標(biāo)準(zhǔn)算例考核的軟件名稱(chēng)，這些軟件包括美國(guó)Maryland大學(xué)的Overturns[13]、Geogia大學(xué)的GT-Hybrid[14]、英國(guó)Glasgow大學(xué)的HMB[15]、法國(guó)宇航的elsA[16]、美國(guó)NASA的Overflow-D及CREAT AV項(xiàng)目的Helios等。從網(wǎng)格類(lèi)型上看，模擬直升機(jī)的網(wǎng)格包括結(jié)構(gòu)網(wǎng)格、非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格、笛卡爾網(wǎng)格等，上述軟件大多針對(duì)某一種網(wǎng)格類(lèi)型，采用特定數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)和計(jì)算方法進(jìn)行流場(chǎng)求解，與眾不同的是，Helios軟件通過(guò)發(fā)展高效率的軟件集成框架，使之能夠采用多種網(wǎng)格、多個(gè)異構(gòu)求解器耦合對(duì)直升機(jī)流場(chǎng)進(jìn)行模擬。在尾跡模擬法上，GT-Hybrid采用了CFD與自由尾跡相結(jié)合的方法，即在槳葉附近，尾跡通過(guò)CFD模擬得到，然后通過(guò)拉格朗日方法計(jì)算尾跡在空間的發(fā)展；Overturns采用了一種稱(chēng)為渦追蹤網(wǎng)格的技術(shù)，渦網(wǎng)格隨槳尖渦尾跡發(fā)展而變化，與原有網(wǎng)格構(gòu)成重疊關(guān)系；其余軟件采用了直接計(jì)算旋翼尾跡的方法，槳尖渦的數(shù)值耗散是這類(lèi)方法需要解決的難題。

表1 國(guó)外直升機(jī)CFD軟件一覽表Table 1 A list of foreign rotorcraft CFD solvers

國(guó)內(nèi)自主旋翼CFD軟件在近二十年也獲得了長(zhǎng)足的發(fā)展，如南京航空航天大學(xué)的CLORNS[17,18]、西北工業(yè)大學(xué)PMNS3D[19-20]、中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的PMB3D[21-22]等。這些軟件從模擬旋翼的懸停和前飛狀態(tài)出發(fā)，分別發(fā)展了非慣性坐標(biāo)系、動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格、高效旋翼配平等方法，其中CLORNS側(cè)重發(fā)展了旋翼尾跡預(yù)測(cè)方法，如CFD與自由尾跡模型相結(jié)合的方法、渦粒子方法等，PMB3D側(cè)重發(fā)展了旋翼的動(dòng)網(wǎng)格計(jì)算方法，包括并行重疊網(wǎng)格裝配與隱式求解、非定常預(yù)處理等算法。從公開(kāi)發(fā)表的結(jié)果來(lái)看，當(dāng)前方法在計(jì)算槳葉壓力系數(shù)分布、旋翼拉力與扭矩等平均量上與標(biāo)模試驗(yàn)值吻合較好，但在旋渦干擾、槳葉振動(dòng)載荷預(yù)測(cè)等方面仍有差距，一些新的計(jì)算方法（如考慮彈性變形影響）仍在不斷發(fā)展完善當(dāng)中。

由于運(yùn)動(dòng)規(guī)律和特點(diǎn)的不同，旋翼CFD方法形成了部分不同于固定翼求解的特殊方法。這些方法中有的基于旋翼周期性運(yùn)動(dòng)規(guī)律而設(shè)計(jì)，如非慣性坐標(biāo)系求解、諧波平衡法等；有的專(zhuān)門(mén)針對(duì)旋翼尾跡的模擬問(wèn)題，如渦粒子方法，下面對(duì)這些方法的特點(diǎn)進(jìn)行闡述。非慣性旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系[23]專(zhuān)門(mén)針對(duì)旋翼的懸停狀態(tài)，即在固連于槳葉的旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下觀察，懸停流場(chǎng)為具有旋轉(zhuǎn)對(duì)稱(chēng)性的定常流場(chǎng)，因此可以將慣性系下的非定常問(wèn)題轉(zhuǎn)化為在旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下的定常求解[21]。為了節(jié)約計(jì)算量，可以只對(duì)旋翼的單片槳葉進(jìn)行模擬，旋轉(zhuǎn)方向上為周期性邊界條件。慣性系下的動(dòng)網(wǎng)格非定常計(jì)算方法適合于直升機(jī)的懸停、前飛以及任意機(jī)動(dòng)狀態(tài)的模擬。采用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)模擬旋翼和尾槳的運(yùn)動(dòng)，運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法是當(dāng)前較為普遍的做法，適用于結(jié)構(gòu)或者非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，該方法目前發(fā)展有洞邊界自動(dòng)查詢(xún)技術(shù)及并行重疊網(wǎng)格裝配技術(shù)，取得了很好的重疊網(wǎng)格裝配效果及裝配效率。諧波平衡法是從透平機(jī)械等內(nèi)流模擬中發(fā)展而來(lái)，由于直升機(jī)旋翼同樣具有周期性運(yùn)動(dòng)的特點(diǎn)，因此同樣可以適用于諧波平衡法求解[24]，諧波平衡法的優(yōu)勢(shì)體現(xiàn)在將非定常流動(dòng)控制方程轉(zhuǎn)化數(shù)個(gè)定常方程求解，有效減少了計(jì)算量，適用于旋翼前飛流場(chǎng)的計(jì)算。

當(dāng)前基于歐拉觀點(diǎn)的CFD方法還普遍存在數(shù)值耗散過(guò)大的問(wèn)題，不能準(zhǔn)確預(yù)測(cè)槳尖渦帶來(lái)的影響，因此產(chǎn)生了CFD與尾跡模型結(jié)合的計(jì)算方法。一種做法是在計(jì)算區(qū)域中嵌入自由尾跡模型，另一種做法是求解渦量輸運(yùn)模型（Vortex Transport Model, VTM），渦量輸運(yùn)模型由于直接對(duì)渦量控制方程進(jìn)行求解，而渦量是速度的導(dǎo)數(shù)項(xiàng)，有利于更加準(zhǔn)確的控制旋渦耗散，避開(kāi)了傳統(tǒng)方法求解速度方程產(chǎn)生的數(shù)值耗散過(guò)大的問(wèn)題。圖1顯示了用有限體積法求解VTM模型得到的共軸雙旋翼旋渦尾跡[25]。VTM模型的拉格朗日求解方法又稱(chēng)為渦粒子法[26-27]，其計(jì)算思路是在槳葉附近采用CFD模擬槳尖渦的生成，在槳葉外圍采用拉格朗日方法模擬渦量輸運(yùn)方程[26]。

圖1 VTM模擬得到的旋渦尾跡[25]Fig.1 Vortex wakes obtained by a simulation based on the vortex transport model[25]

1.2 工程應(yīng)用面臨的問(wèn)題

近年來(lái)，CFD在固定翼飛機(jī)上的應(yīng)用得到了長(zhǎng)足的發(fā)展[28]，但是在直升機(jī)上的應(yīng)用還存在較大的差距。對(duì)于直升機(jī)，CFD應(yīng)用通常因必須適應(yīng)旋翼部件相對(duì)于機(jī)身的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)而變得復(fù)雜，主要表現(xiàn)在以下四個(gè)方面。首先，一般情況下旋翼流動(dòng)模擬是一個(gè)在動(dòng)網(wǎng)格條件下的非定常計(jì)算過(guò)程，計(jì)算量比對(duì)應(yīng)定常計(jì)算高出一個(gè)量級(jí)。其次，由于旋翼葉片的細(xì)長(zhǎng)柔性梁變形特性，工作狀態(tài)下存在彈性變形，涉及氣動(dòng)結(jié)構(gòu)兩個(gè)學(xué)科的耦合模擬增加了計(jì)算難度。第三，旋翼既是提供升力的部件，也是提供操縱力矩的部件，因此除非旋翼解代表實(shí)際的配平狀態(tài)，否則它們幾乎沒(méi)有用處，這意味著旋翼（直升機(jī)）模擬需要在流場(chǎng)求解過(guò)程中達(dá)到力和力矩的平衡[29-30]。最后，旋翼自身產(chǎn)生的渦流尾跡貼近旋翼和機(jī)身，產(chǎn)生一系列復(fù)雜的槳渦干擾、旋翼機(jī)身干擾現(xiàn)象，而準(zhǔn)確模擬這些旋渦及其干擾現(xiàn)象，對(duì)網(wǎng)格方法和格式精度的要求極高[31-32]。上述困難意味著直升機(jī)CFD模擬具有很強(qiáng)的特殊性，傳統(tǒng)CFD軟件在使用過(guò)程中存在精度效率不足、適用性弱、易用性差等種種問(wèn)題，迫切需要有針對(duì)性地發(fā)展專(zhuān)門(mén)的數(shù)值方法和軟件，形成貼近工程適用的數(shù)值仿真分析工具，擴(kuò)大CFD在直升機(jī)工程型號(hào)研制中的作用和貢獻(xiàn)度。

2 國(guó)外發(fā)展策略與技術(shù)路線

2.1 發(fā)展策略與趨勢(shì)

直升機(jī)氣動(dòng)相關(guān)軟件包括了概念設(shè)計(jì)工具軟件、旋翼動(dòng)力學(xué)綜合分析軟件、計(jì)算流體力學(xué)軟件等幾大類(lèi)別。其中動(dòng)力學(xué)綜合分析軟件采用快速氣動(dòng)模型，在使用中占了較大的比重，如CAMRAD[8]、FlightLab[33]等。近年來(lái)，隨著高性能計(jì)算機(jī)和計(jì)算技術(shù)的發(fā)展，以高性能計(jì)算為支撐的建模與仿真技術(shù)研究受到了空前的重視。美國(guó)國(guó)防部提出了基于仿真的采辦（Simulation Based Acquisition，SBA）的概念[34-35]，其核心思想是通過(guò)采用建模與仿真技術(shù)，指導(dǎo)裝備開(kāi)發(fā)與采辦，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)全生命周期各階段的協(xié)同工作。在該思想指導(dǎo)下，美軍高性能計(jì)算現(xiàn)代化計(jì)劃（HPCMP）發(fā)起了“計(jì)算研究和工程采辦工具與環(huán)境”（CREATE）項(xiàng)目[36-39]，其中針對(duì)直升機(jī)專(zhuān)門(mén)開(kāi)發(fā)高逼真度、全尺度、多物理分析工具（Helios）[40-41]，該工具采用模塊化、可擴(kuò)展性強(qiáng)的軟件架構(gòu)，在大量集成CFD現(xiàn)有軟件成果的同時(shí)，針對(duì)性地發(fā)展符合直升機(jī)特點(diǎn)的軟件模塊，取得了很好的效果。該項(xiàng)目從2008年開(kāi)始實(shí)施，目前已經(jīng)發(fā)布了九個(gè)版本，在工業(yè)界、研究所、高校等部門(mén)得到推廣使用[42-45]。未來(lái)Helios還將面向聯(lián)合多任務(wù)旋翼機(jī)技術(shù)演示（JMR-TD）等項(xiàng)目繼續(xù)開(kāi)發(fā)和改進(jìn)。該軟件工程同時(shí)是支撐美國(guó)國(guó)防部“數(shù)字工程戰(zhàn)略”[46]的一部分，其長(zhǎng)期目標(biāo)是通過(guò)發(fā)展建模、仿真與可視化技術(shù)，建立基于物理特性的模型，最終實(shí)現(xiàn)利用虛擬樣機(jī)代替物理樣機(jī)對(duì)產(chǎn)品進(jìn)行創(chuàng)新設(shè)計(jì)、測(cè)試、評(píng)估和人員訓(xùn)練?？偟膩?lái)說(shuō)，國(guó)外以高性能計(jì)算為支撐的直升機(jī)CFD軟件呈現(xiàn)出火熱的發(fā)展勢(shì)頭，從技術(shù)路線上包含以下幾個(gè)方面的特點(diǎn)。

2.2 多網(wǎng)格類(lèi)型異構(gòu)求解器的耦合

從單一網(wǎng)格計(jì)算發(fā)展到采用多種類(lèi)型網(wǎng)格和多個(gè)求解器對(duì)一個(gè)案例進(jìn)行模擬[47-49]。傳統(tǒng)CFD代碼通常只采用一種網(wǎng)格類(lèi)型，如結(jié)構(gòu)網(wǎng)格、非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格[50]或者笛卡爾網(wǎng)格[51]，每種網(wǎng)格類(lèi)型有著各自的優(yōu)勢(shì)與劣勢(shì)，比如，笛卡爾網(wǎng)格易于生成、實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)以及拓展到高階精度，但是不適合模擬復(fù)雜幾何外形的邊界層；結(jié)構(gòu)化貼體網(wǎng)格在模擬邊界層方面表現(xiàn)很好，但是復(fù)雜幾何的網(wǎng)格生成十分繁瑣，對(duì)用戶(hù)經(jīng)驗(yàn)要求較高；非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格適合于復(fù)雜幾何，網(wǎng)格生成相對(duì)容易，但空間精度又通常只能到二階，并且其數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)的計(jì)算效率要低于結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。因此，當(dāng)一種網(wǎng)格類(lèi)型在流場(chǎng)的某個(gè)部分帶來(lái)好處的時(shí)候，在其他方面也有不利之處，如果一個(gè)計(jì)算框架下可以包含多種網(wǎng)格類(lèi)型的話，就可以針對(duì)具體問(wèn)題對(duì)網(wǎng)格策略進(jìn)行優(yōu)化，使計(jì)算效率和精度達(dá)到最佳。模擬旋翼的雙網(wǎng)格計(jì)算模式如圖2所示。采用多種網(wǎng)格重疊的模擬方式在 Overflow[52]、Helios[43]、Kestral[53-54]等軟件上得到應(yīng)用，在Helios項(xiàng)目中，典型的應(yīng)用方式是在旋翼槳葉上采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格、在直升機(jī)槳轂和機(jī)身上采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格、在遠(yuǎn)離物面的區(qū)域采用笛卡爾網(wǎng)格。除了上述網(wǎng)格類(lèi)型外，Helios還引入了能夠自動(dòng)生成物面貼體網(wǎng)格的“繩網(wǎng)格”（Strand Grid）[55-56]。繩網(wǎng)格和笛卡爾網(wǎng)格相似具有如下優(yōu)點(diǎn)：首先，用極小的內(nèi)存就可以進(jìn)行描述，這樣可以在參與并行計(jì)算的每個(gè)進(jìn)程上存儲(chǔ)總體網(wǎng)格信息，有利于效率和多域連接可擴(kuò)展性的提高；其次，繩網(wǎng)格和笛卡爾網(wǎng)格具有結(jié)構(gòu)化特征，有利于實(shí)現(xiàn)高階精度離散，如高階有限差分方法，線隱式求解方法和定向多重網(wǎng)格粗化方法；第三，繩網(wǎng)格和笛卡爾網(wǎng)格容易實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格自適應(yīng)，可以對(duì)重要流場(chǎng)特征進(jìn)行網(wǎng)格局部加密。繩網(wǎng)格在法線方向上是結(jié)構(gòu)化的，網(wǎng)格加密只發(fā)生在面網(wǎng)格方向上，不會(huì)出現(xiàn)四面體網(wǎng)格單元加密那樣質(zhì)量下降的問(wèn)題。

圖2 模擬旋翼的雙網(wǎng)格計(jì)算模式Fig.2 Dual-mesh paradigm for rotor simulation

為了實(shí)現(xiàn)高效率的多求解器耦合計(jì)算，一個(gè)趨勢(shì)是發(fā)展實(shí)現(xiàn)多學(xué)科計(jì)算的統(tǒng)一計(jì)算框架[40,57-59]，該框架通常包含幾個(gè)獨(dú)立代碼或模塊，彼此之間相互耦合實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)交換并沿時(shí)間方向推進(jìn)求解。文獻(xiàn)[60]將目前發(fā)展的支持不同代碼數(shù)據(jù)交換的計(jì)算架構(gòu)分為了以下三類(lèi)：第一類(lèi)是高層級(jí)的執(zhí)行管理器，用于管理不同學(xué)科代碼的執(zhí)行，每個(gè)代碼獨(dú)立運(yùn)行，相互之間通過(guò)文件方式交換數(shù)據(jù)；第二類(lèi)是低層級(jí)框架，由框架提供的公共數(shù)據(jù)格式和通訊接口，各個(gè)模塊在統(tǒng)一規(guī)則下運(yùn)行；第三類(lèi)是介于第一、二類(lèi)之間的中間層級(jí)框架，中間層級(jí)框架采用了高層級(jí)的執(zhí)行管理器方式，同時(shí)模塊之間的數(shù)據(jù)交換通過(guò)程序接口完成，用內(nèi)存級(jí)的數(shù)據(jù)交換方式代替文件交換。Helios[60]采用了基于Python語(yǔ)言的中間層級(jí)軟件框架（見(jiàn)圖3）。在Helios框架中，自適應(yīng)笛卡爾網(wǎng)格SAMRAI[61]用的是C++語(yǔ)言，近物面CFD求解器NSU3D、背景網(wǎng)格求解器ARC3DC以及重疊網(wǎng)格裝配軟件（CHIMPS+挖洞軟件[62]）用的是Fortran90。各模塊通過(guò)標(biāo)準(zhǔn)接口組裝到Python架構(gòu)中，由Python腳本控制每個(gè)求解器的“時(shí)間步進(jìn)”，以及各求解器之前數(shù)據(jù)交換的頻率。Python軟件架構(gòu)的優(yōu)勢(shì)是將各個(gè)模塊當(dāng)作一個(gè)對(duì)象，提供了一種便捷的面向?qū)ο蟮姆绞絹?lái)組裝復(fù)雜多學(xué)科模擬問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)對(duì)已有代碼的重用和減少軟件維護(hù)成本；另外，Python架構(gòu)通過(guò)接口層來(lái)管理Python和各模塊之間的數(shù)據(jù)交換，在沒(méi)有內(nèi)存副本和文件IO的情況下傳遞數(shù)據(jù)。

圖3 Helios軟件集成框架[40]Fig.3 The integration framework of Helios[40]

2.3 并行可擴(kuò)展的網(wǎng)格動(dòng)態(tài)自適應(yīng)技術(shù)

采用求解Navier-Stokes方程的方法模擬直升機(jī)的一大障礙是數(shù)值耗散對(duì)旋翼尾跡的影響，這種障礙可以通過(guò)在尾跡區(qū)布置非常密的網(wǎng)格加以解決。但全局加密對(duì)計(jì)算資源的消耗極大，Pulliam等[32]采用Overflow對(duì)V-22傾轉(zhuǎn)旋翼進(jìn)行模擬，當(dāng)內(nèi)層網(wǎng)格尺度從10%槳尖弦長(zhǎng)減小到1%槳尖弦長(zhǎng)時(shí)，網(wǎng)格量從1 400 萬(wàn)劇增到30 億，并且僅在此時(shí)才得到了渦核直徑趨近于試驗(yàn)測(cè)量值的結(jié)果。一種有效的解決方法是采用空間自適應(yīng)網(wǎng)格加密AMR（Adaptive Mesh Refinement）技術(shù)[63]，AMR根據(jù)求解重要流場(chǎng)特征的需要自動(dòng)加密或稀疏網(wǎng)格，將大計(jì)算量、高存儲(chǔ)放在這些需要加密的局部區(qū)域，從而得到比全局加密更有效的解決方案。AMR目前發(fā)展有基于單元的自適應(yīng)加密網(wǎng)格（cell-based AMR）和基于塊的自適應(yīng)加密網(wǎng)格（block structured AMR，簡(jiǎn)寫(xiě)SAMR），如圖4所示，前者根據(jù)流場(chǎng)特征對(duì)待加密網(wǎng)格單元進(jìn)行標(biāo)記，后者在前者基礎(chǔ)上進(jìn)一步將這些待加密單元群聚為待加密網(wǎng)格塊?？刂萍用芫W(wǎng)格塊生成的參數(shù)稱(chēng)為群聚閾值[64]（Cluster Threshold），比如當(dāng)該值取 0.4 時(shí)，意味著某塊區(qū)域當(dāng)標(biāo)記單元占比為40%時(shí)就可以合成為一個(gè)待加密的網(wǎng)格塊，如果該閾值提高，待加密網(wǎng)格塊則更貼近于被標(biāo)記的網(wǎng)格單元，網(wǎng)格塊數(shù)也就更多。目前眾多的自適應(yīng)加密第三方庫(kù)中，采用前一種方法的有l(wèi)ibMesh[65]、P4est[66]等，采用后一種方法的有 CHOMBO[67]、PARAMESH[68]和 SAMRAI[61]等。這些三方庫(kù)將自適應(yīng)網(wǎng)格加密和并行負(fù)載平衡等函數(shù)封裝為獨(dú)立模塊，將其與所解決的具體物理問(wèn)題和算法隔離開(kāi)來(lái)。在這些三方庫(kù)中，有的由于整套網(wǎng)格的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)在每個(gè)計(jì)算節(jié)點(diǎn)上都是重復(fù)存儲(chǔ)的，因此對(duì)于大規(guī)模并行計(jì)算來(lái)說(shuō)，隨著網(wǎng)格數(shù)量的增加，存儲(chǔ)量就會(huì)成為一個(gè)不可回避的問(wèn)題。

圖4 單元AMR與SAMR比較[69]Fig.4 A comparison between the (left) cell-based and the (right)block structured AMR[69]

自適應(yīng)在非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格定常計(jì)算問(wèn)題中得到比較多的應(yīng)用，直升機(jī)應(yīng)用中非常關(guān)心非定常計(jì)算問(wèn)題中的網(wǎng)格動(dòng)態(tài)自適應(yīng)—即隨著流場(chǎng)特征的變化進(jìn)行網(wǎng)格加密和粗化。在并行計(jì)算機(jī)環(huán)境下，每一次“自適應(yīng)”需要網(wǎng)格重新劃分以滿(mǎn)足負(fù)載平衡，并且重新建立進(jìn)程間的數(shù)據(jù)通信關(guān)系。通常這是一個(gè)復(fù)雜且耗時(shí)的任務(wù)，在全非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格上難以實(shí)現(xiàn)并行可擴(kuò)展性。因此，許多非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格求解器在定常問(wèn)題中成功應(yīng)用了網(wǎng)格自適應(yīng)（少量的自適應(yīng)循環(huán)次數(shù)），但很少能夠在需要網(wǎng)格頻繁自適應(yīng)的流動(dòng)問(wèn)題中得到成功應(yīng)用。文獻(xiàn)[60]介紹了塊結(jié)構(gòu)化笛卡爾網(wǎng)格的諸多優(yōu)勢(shì)：首先，網(wǎng)格描述非常簡(jiǎn)潔、存儲(chǔ)量極小，每個(gè)網(wǎng)格塊只需要存儲(chǔ)邊界信息，網(wǎng)格內(nèi)部單元均勻分布，可以由邊界信息計(jì)算得到；第二，結(jié)構(gòu)化笛卡爾網(wǎng)格相鄰單元的內(nèi)存連續(xù)存放，有利于充分利用高速緩存提高存取效率；第三，笛卡爾網(wǎng)格不需要計(jì)算度量系數(shù)，空間差分的計(jì)算量極小，在笛卡爾網(wǎng)格上實(shí)現(xiàn)高階格式相對(duì)容易；第四，SAMR網(wǎng)格的多層表示法容易實(shí)現(xiàn)多重網(wǎng)格算法，同時(shí)利于網(wǎng)格自適應(yīng)算法的實(shí)現(xiàn)。NASA基于三方庫(kù)SAMRAI和笛卡爾求解器ARC3D開(kāi)發(fā)了結(jié)構(gòu)化自適應(yīng)笛卡爾網(wǎng)格的高階求解器SAMARC，該求解器作為背景網(wǎng)格求解模塊集成在CREATE-AV Helios軟件中。Tadghighi等[44]采用Helios軟件對(duì)Apache直升機(jī)旋翼進(jìn)行了模擬，在采用網(wǎng)格自適應(yīng)技術(shù)以后，背景笛卡爾網(wǎng)格單元從初始網(wǎng)格的860萬(wàn)增加到最終網(wǎng)格的6 400萬(wàn)。結(jié)果表明，笛卡爾求解器非常高效，對(duì)于前5個(gè)旋轉(zhuǎn)周期，網(wǎng)格大小固定，每周旋轉(zhuǎn)的求解花費(fèi)11個(gè)小時(shí)，按此速度完成9周計(jì)算需要花費(fèi)約100小時(shí)。在采用自適應(yīng)網(wǎng)格技術(shù)以后，每迭代12步（或旋轉(zhuǎn)3°）進(jìn)行一次適應(yīng)，網(wǎng)格增長(zhǎng)是非線性的，從第6周到第9周網(wǎng)格共增加了5 600萬(wàn)點(diǎn)，平均每個(gè)自適應(yīng)步驟中增加了近10萬(wàn)個(gè)點(diǎn)，這種情況下共花費(fèi)將近110個(gè)小時(shí)。對(duì)于此前的固定網(wǎng)格計(jì)算，自適應(yīng)網(wǎng)格計(jì)算改進(jìn)僅多花費(fèi)了10%的時(shí)間。

2.4 高階格式與湍流模型的選取

背景網(wǎng)格上計(jì)算格式和湍流模擬方法的選取對(duì)于尾跡模擬十分重要[70]。Hariharan等[71]在結(jié)構(gòu)網(wǎng)格上采用ENO格式捕捉旋翼槳尖渦。Pulliam[72]在結(jié)構(gòu)網(wǎng)格求解器Overflow中構(gòu)造了低耗散低色散的高階有限差分格式，并用于旋翼流場(chǎng)的模擬。Wissink等[64]在背景笛卡爾網(wǎng)格求解器SAMARC上采用了高階中心差分格式計(jì)算Euler方程，其中四階格式需要五個(gè)模板點(diǎn)、六階格式則需要七個(gè)模板點(diǎn)，相應(yīng)地在網(wǎng)格邊界上分別需要兩個(gè)和三個(gè)虛擬點(diǎn)。結(jié)果表明六階中心格式配合五階人工粘性使用將旋渦的數(shù)值耗散和色散降到最低，與二階差分格式比較，六階中心差分格式增加的計(jì)算量約10%，另外三個(gè)邊界虛擬點(diǎn)額外增加了部分并行傳輸量，但是帶來(lái)的精度提高收益要遠(yuǎn)勝于付出的代價(jià)。間斷伽遼金（DG）高階方法的優(yōu)勢(shì)是可以處理包含懸掛點(diǎn)的網(wǎng)格，Ven等[73]將DG結(jié)合自適應(yīng)加密網(wǎng)格對(duì)旋翼尾跡進(jìn)行了模擬，結(jié)果表明四維情況（三維空間尺度加一維時(shí)間尺度）下DG三階格式的分辨率相當(dāng)于二階在各個(gè)維度上加密1倍，即分辨率增加了16倍，其計(jì)算代價(jià)與未知量個(gè)數(shù)成正比，是二階格式的3倍，所以采用三階格式總的收益為16/3倍。

對(duì)于旋翼湍流模擬，當(dāng)前的一個(gè)普遍共識(shí)是湍流模型主要用于近物面區(qū)域的模擬，背景網(wǎng)格的湍流模型選擇相對(duì)自由得多[74]。背景網(wǎng)格計(jì)算目前有三類(lèi)處理方法：第一類(lèi)是忽略流體的粘性，直接用Euler方程進(jìn)行模擬；第二類(lèi)是采用RANS方程進(jìn)行模擬[56,75]，目前報(bào)道的這類(lèi)方法不足是在尾跡區(qū)產(chǎn)生了過(guò)大的湍流粘性，影響到槳葉的阻力和俯仰力矩預(yù)測(cè)；第三類(lèi)是采用大渦模擬方法。Chaderjian等[76]顯示了大渦模擬對(duì)尾跡模擬的必要，大渦模擬（DES方法）能夠模擬真實(shí)的湍流長(zhǎng)度尺度并控制湍流粘性的大小，防止過(guò)大的湍流粘性通過(guò)槳渦干擾等形式滲入到槳葉邊界層，造成預(yù)測(cè)值扭矩系數(shù)增大、效率因子FM減小的情況。Helios的背景網(wǎng)格求解器SAMARC目前也在發(fā)展相關(guān)的算法。

2.5 多學(xué)科耦合仿真

Yamauchi[77]與Johnson[78]等在學(xué)術(shù)著作中都提到直升機(jī)航空力學(xué)（Rotorcraft Aeromechanics）的概念，其涵義包括了空氣動(dòng)力學(xué)、動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)和聲學(xué)等相互關(guān)聯(lián)學(xué)科。這一概念的提出與待解決問(wèn)題的復(fù)雜程度有關(guān)，例如初步設(shè)計(jì)的性能只需要考慮空氣動(dòng)力學(xué)，但是細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)要求將所有或幾乎所有這些學(xué)科都納入分析。計(jì)算航空力學(xué)的發(fā)展得益于基于CFD的非線性空氣動(dòng)力載荷預(yù)測(cè)，CFD與計(jì)算結(jié)構(gòu)力學(xué)（CSD）、計(jì)算聲學(xué)（CAA）、綜合分析軟件（CA）的結(jié)合，得到了在直升機(jī)氣動(dòng)彈性、氣動(dòng)噪聲、飛行仿真等多個(gè)方面的應(yīng)用。典型的如兩個(gè)長(zhǎng)期運(yùn)行的工作組項(xiàng)目[79]：黑鷹直升機(jī)旋翼UH-60A氣動(dòng)載荷研究與高階諧波控制旋翼聲學(xué)試驗(yàn)HART Ⅱ。

黑鷹直升機(jī)UH-60A的氣動(dòng)載荷研究項(xiàng)目[79-81]前后歷時(shí)有三十年的時(shí)間，包括有全尺寸風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行試驗(yàn)等豐富的試驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐。目前UH-60A的典型飛行條件已成為研究CFD/CSD耦合方法的標(biāo)準(zhǔn)算例，這些飛行狀態(tài)包括高速前飛大振動(dòng)狀態(tài)（此時(shí)前行槳葉槳尖為跨聲速流動(dòng)，后行槳葉根部產(chǎn)生大片的回流區(qū)）、低速前飛大振動(dòng)狀態(tài)（垂向入流速度接近零值，此時(shí)槳渦干擾引起嚴(yán)重振動(dòng)）和中等速度的動(dòng)態(tài)失速狀態(tài)（此時(shí)旋翼接近McHugh升力邊界[82]）。Potsdam[83]和Biedron[84]等分別采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格流場(chǎng)求解器與綜合分析軟件CAMRAD-Ⅱ耦合，對(duì)UH-60A旋翼在高低速和動(dòng)態(tài)失速三種飛行狀態(tài)下的載荷進(jìn)行了計(jì)算，結(jié)果表明預(yù)測(cè)精度較傳統(tǒng)綜合分析方法[85]有了顯著提高。

高階諧波控制氣動(dòng)噪聲旋翼試驗(yàn)項(xiàng)目[86-87]（HART Ⅱ）主要研究下降旋翼的槳葉-旋渦強(qiáng)相互作用，并評(píng)估氣動(dòng)結(jié)構(gòu)CFD/CSD和氣動(dòng)噪聲的CFD/CAA分析方法。測(cè)試算例包括三組，分別是槳渦干擾基準(zhǔn)算例、減小振動(dòng)的高階諧波控制以及降低噪聲的高階諧波控制。研討會(huì)收集了來(lái)自美國(guó)政府研究部門(mén)與大學(xué)、德國(guó)DLR、法國(guó)ONERA和日本JAXA以及英國(guó)和韓國(guó)大學(xué)等十四家機(jī)構(gòu)的數(shù)據(jù)，結(jié)果表明，CFD/CSD耦合模擬結(jié)果數(shù)據(jù)散布的最大來(lái)源是CFD，CFD方法中包括了尾跡模型和直接模擬尾渦兩類(lèi)方法，其中尾跡模型方法采用N-S方程/Lagrangian尾跡混合方式求解，起到節(jié)省一定計(jì)算量的作用；相比之下完全CFD方法更接近試驗(yàn)值。而完全CFD方法計(jì)算結(jié)果受網(wǎng)格分布與離散精度（包括空間離散和時(shí)間離散）的影響較大，而不同湍流模擬方法（湍流模型與DES）對(duì)氣動(dòng)載荷的影響則相對(duì)較小。CFD可以捕捉到流場(chǎng)中的激波和槳渦干擾現(xiàn)象，而這些現(xiàn)象對(duì)于預(yù)測(cè)旋翼的高速?zèng)_擊噪聲十分重要，而旋轉(zhuǎn)部件的噪聲輻射以及機(jī)身部件的噪聲散射現(xiàn)象則可以通過(guò)聲學(xué)傳播方程（如Ffowcs Williams-Hawkings方程）解決，兩者結(jié)合能有效解決直升機(jī)的氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)問(wèn)題。文獻(xiàn)[88]采用CFD/CSD耦合方法對(duì)HART-Ⅱ旋翼模型的氣動(dòng)噪聲進(jìn)行了預(yù)測(cè)，其中聲學(xué)計(jì)算在CFD/CSD迭代計(jì)算完成后進(jìn)行，槳葉的表面壓力和彈性變形被提取出來(lái)用于FWH聲傳播方程的計(jì)算。

直升機(jī)CFD/CSD耦合計(jì)算同時(shí)還面臨旋翼或者全機(jī)的配平計(jì)算，用于獲取直升機(jī)在定常平飛或者機(jī)動(dòng)狀態(tài)下的總距和周期變距輸入，所以氣彈計(jì)算實(shí)質(zhì)上是CFD/CSD/VFD耦合模擬[89]，這里VFD指飛行動(dòng)力學(xué)（Vehicle Flight Dynamics）。耦合方式上目前主要有松耦合與緊耦合兩種，松耦合在一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期或者1/N（N為槳葉片數(shù)）個(gè)周期進(jìn)行一次耦合，緊耦合在每個(gè)時(shí)間步對(duì)流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)進(jìn)行一次數(shù)據(jù)交換。Sheng等[90]耦合U2NCLE與DYMORE開(kāi)展了單獨(dú)旋翼的氣彈分析，其耦合策略是在定常平飛狀態(tài)采用松耦合進(jìn)行模擬，機(jī)動(dòng)狀態(tài)采用緊耦合進(jìn)行模擬。國(guó)內(nèi)外圍繞槳葉氣動(dòng)載荷問(wèn)題開(kāi)展了廣泛CFD/CSD耦合算法研究[91-92]，包括快速的網(wǎng)格變形[93-94]、重疊網(wǎng)格裝配等多個(gè)方面。

直升機(jī)的氣動(dòng)彈性問(wèn)題比固定翼飛機(jī)更為復(fù)雜，單片槳葉理論上存在同固定翼一樣的顫振和靜氣動(dòng)彈性發(fā)散問(wèn)題，但除此之外，直升機(jī)整個(gè)旋翼還面臨氣動(dòng)彈性響應(yīng)和穩(wěn)定性問(wèn)題[95- 96]。文獻(xiàn)[97]報(bào)告目前先進(jìn)CFD/CSD耦合算法在模擬直升機(jī)動(dòng)態(tài)失速現(xiàn)象時(shí)，仍存在預(yù)測(cè)變距拉桿載荷較飛行試驗(yàn)偏低及相位偏移等問(wèn)題，表明現(xiàn)有計(jì)算方法仍存在進(jìn)步空間。除了CFD方法以外，旋翼CSD方法上也得到了持續(xù)發(fā)展，文獻(xiàn)[87]對(duì)比了四種專(zhuān)門(mén)針對(duì)直升機(jī)的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)計(jì)算方法，分別是CAMRADII、DYMORE、RCAS和UMARC，其中CAMRADII與UMARC采用非線性梁?jiǎn)卧M槳葉，DYMORE和RCAS采用的是柔性多體動(dòng)力學(xué)分析方法，后者的模型庫(kù)包括剛體、機(jī)械鉸、彈簧、阻尼器及各種非線性彈性體，如梁、板、殼單元等，能夠模擬大變形、非線性復(fù)合材料等復(fù)雜情況，這些算法的發(fā)展進(jìn)一步提高了旋翼復(fù)雜結(jié)構(gòu)的仿真精度[98]。

3 直升機(jī)CFD未來(lái)發(fā)展的思考

Johonson等[9]2008年對(duì)直升機(jī)預(yù)測(cè)工具的現(xiàn)狀和需求進(jìn)行了評(píng)述，認(rèn)為當(dāng)時(shí)直升機(jī)預(yù)測(cè)工具的精度比目標(biāo)要求落后一個(gè)量級(jí)。國(guó)外把直升機(jī)CFD軟件發(fā)展定位為高保真度、全尺度、多物理分析工具，而達(dá)成這一目標(biāo)的核心就是依靠高性能計(jì)算與科學(xué)計(jì)算方法，實(shí)現(xiàn)基于物理基本定律“第一性原理”的CFD模擬[83,99]?！暗谝恍栽恚‵irst Principles）”是計(jì)算物理術(shù)語(yǔ)，簡(jiǎn)單地說(shuō)就是從頭計(jì)算，使用盡量少的經(jīng)驗(yàn)參數(shù)，主要依靠基本的物理常量進(jìn)行計(jì)算，得到體系的運(yùn)動(dòng)規(guī)律。對(duì)旋翼來(lái)說(shuō)第一性原理方法不輸入任何的尾跡模型和經(jīng)驗(yàn)參數(shù)，直接通過(guò)求解描述三大物理守恒定律的N-S方程得到旋翼尾跡。NASA報(bào)告[77]將第一性原理方法的應(yīng)用從航空力學(xué)擴(kuò)大到氣動(dòng)聲學(xué)、飛行力學(xué)與控制、推進(jìn)、多學(xué)科分析等多個(gè)方面。

采用“第一性原理”模擬旋翼的挑戰(zhàn)性主要表現(xiàn)在以下幾個(gè)方面：首先，直升機(jī)氣動(dòng)載荷受到渦尾跡的嚴(yán)重影響，具體表現(xiàn)在槳葉與槳尖渦和尾跡之間發(fā)生干擾，產(chǎn)生周期性的壓力脈動(dòng)載荷并帶來(lái)相應(yīng)的結(jié)構(gòu)振動(dòng)與噪聲響應(yīng)；其次，旋翼流場(chǎng)是一個(gè)多尺度系統(tǒng)，以UH-60A旋翼[52]為例，槳尖渦尺度約為旋翼半徑的1/300，精細(xì)模擬旋翼流場(chǎng)對(duì)網(wǎng)格分布和數(shù)值方法都有極大的挑戰(zhàn)；最后，旋翼尾跡系統(tǒng)是一個(gè)呈螺旋狀向下游發(fā)展的自誘導(dǎo)系統(tǒng)，渦系演化中非線性現(xiàn)象更加豐富，流動(dòng)特征也更加復(fù)雜，進(jìn)一步增加數(shù)值模擬的難度。除了空間流場(chǎng)的復(fù)雜性以外，遵從“第一性原理”的直升機(jī)模擬還包括CFD與CSD的耦合、與噪聲模塊的耦合等。Kowarsch等[100]采用CFD-CSD-CAA計(jì)算鏈條對(duì)H-145直升機(jī)氣動(dòng)噪聲進(jìn)行了預(yù)測(cè)，其中CFD計(jì)算獲得了足夠精細(xì)的旋渦流動(dòng)細(xì)節(jié)（見(jiàn)圖5），保證了后續(xù)噪聲預(yù)測(cè)的高可信度。除此之外，旋翼的操縱輸入也是需要在模擬中需要考慮的內(nèi)容，即在平飛狀態(tài)下要知道旋翼操縱量的配平值，在機(jī)動(dòng)狀態(tài)下要知道槳葉的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)，而這些已經(jīng)是屬于飛行動(dòng)力學(xué)的范疇。舉例來(lái)說(shuō)，旋翼的動(dòng)載荷、揮擺耦合顫振以及空中共振等空氣動(dòng)力特性的模擬，都需要通過(guò)槳根操縱量的方式與直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)進(jìn)行耦合。

圖5 H145直升機(jī)下降飛行的渦量等值面圖[100]Fig.5 The vorticity iso-surface around a descending H145[100]

目前，直升機(jī)工業(yè)部門(mén)仍采用升力線理論等工程方法計(jì)算旋翼氣動(dòng)性能[101]，這類(lèi)方法基于經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，不能滿(mǎn)足未來(lái)新概念、新構(gòu)型直升機(jī)設(shè)計(jì)的需要，迫切需要發(fā)展精度更高的氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)工具。目前我國(guó)直升機(jī)CFD發(fā)展與實(shí)際工程需求還存在差距，結(jié)合前述分析，本文認(rèn)為CFD未來(lái)發(fā)展應(yīng)重點(diǎn)建設(shè)好以下四個(gè)方面的能力：

1）建立CFD多網(wǎng)格求解器的耦合計(jì)算能力，采用多網(wǎng)格求解器模擬直升機(jī)流場(chǎng)，可以充分發(fā)揮結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格、非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格及笛卡爾網(wǎng)格的各自網(wǎng)格生成和計(jì)算效率優(yōu)勢(shì)，利用好網(wǎng)格動(dòng)態(tài)自適應(yīng)技術(shù)和高階格式計(jì)算方法，實(shí)現(xiàn)直升機(jī)復(fù)雜流場(chǎng)的高效率高精度計(jì)算。

2）建立寬泛直升機(jī)概念下的飛行配平及動(dòng)力學(xué)響應(yīng)計(jì)算能力，建立適應(yīng)多種構(gòu)型直升機(jī)的全機(jī)配平和動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的計(jì)算方法，包括傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)、共軸雙旋翼直升機(jī)、復(fù)合式高速直升機(jī)、平行/縱列式雙旋翼直升機(jī)等，使CFD能更加真實(shí)模擬飛行狀態(tài)。

3）先進(jìn)復(fù)合材料槳葉的旋翼氣動(dòng)彈性計(jì)算能力，發(fā)展新型無(wú)鉸式槳轂和復(fù)合材料槳葉的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模技術(shù)、發(fā)展流固耦合界面插值技術(shù)和變形網(wǎng)格技術(shù)，建立直升機(jī)旋翼動(dòng)載荷與氣動(dòng)彈性響應(yīng)的CFD/CSD/VFD耦合分析方法。

4）直升機(jī)氣動(dòng)聲場(chǎng)與噪聲傳播特性數(shù)值模擬能力，發(fā)展近場(chǎng)噪聲源數(shù)值模擬方法和基于流動(dòng)方程或波動(dòng)方程的聲傳播計(jì)算方法，建立噪聲源識(shí)別和復(fù)雜場(chǎng)景聲學(xué)傳播特性的分析技術(shù)。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文從直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)特點(diǎn)出發(fā)，概述了當(dāng)前CFD方法的發(fā)展現(xiàn)狀及在工程應(yīng)用中面臨的問(wèn)題，在此基礎(chǔ)上對(duì)國(guó)外相關(guān)發(fā)展策略與技術(shù)路線進(jìn)行了分析，然后就如何適應(yīng)未來(lái)需要，對(duì)我國(guó)直升機(jī)CFD的能力發(fā)展需求進(jìn)行了探討。囿于學(xué)識(shí)有限，思考的方位角度并不全面，僅限于對(duì)直升機(jī)CFD方法和圍繞CFD進(jìn)行的學(xué)科交叉仿真進(jìn)行討論。

通過(guò)本文討論可以得出，旋翼CFD不應(yīng)該被當(dāng)作是簡(jiǎn)單的動(dòng)部件模擬，由于旋翼運(yùn)動(dòng)和控制的特殊性，旋翼氣動(dòng)力具有與多體動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)和飛行力學(xué)耦合的特點(diǎn)，導(dǎo)致了直升機(jī)設(shè)計(jì)對(duì)CFD模擬仿真的需求和要求與固定翼飛機(jī)不同。當(dāng)前CFD在模擬能力和計(jì)算周期上還不能滿(mǎn)足直升機(jī)設(shè)計(jì)需要，國(guó)內(nèi)外旋翼CFD軟件朝著專(zhuān)業(yè)化道路發(fā)展，一方面著力解決旋渦主導(dǎo)流場(chǎng)的精細(xì)模擬，另一方面提高多學(xué)科耦合求解水平，目標(biāo)是用這些“第一性原理”方法代替?zhèn)鹘y(tǒng)工程分析方法，滿(mǎn)足直升機(jī)在氣動(dòng)性能、結(jié)構(gòu)及噪聲方面的分析需要。

近三十年來(lái)，計(jì)算機(jī)運(yùn)算速度一直呈快速發(fā)展的趨勢(shì)，在性能攀升的同時(shí)硬件價(jià)格持續(xù)降低，這是直升機(jī)CFD能夠走向工程實(shí)用，代替?zhèn)鹘y(tǒng)分析方法獲得更高精度氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)的前提條件。當(dāng)前P級(jí)（1015flops）計(jì)算已投入使用，E 級(jí)（1018flops）計(jì)算呼之欲出[102]。直升機(jī)模擬是典型的“能力”計(jì)算問(wèn)題，對(duì)網(wǎng)格分辨率、時(shí)間精度和學(xué)科耦合的要求都很高，解決精細(xì)化模擬這一重大挑戰(zhàn)僅靠高性能計(jì)算的進(jìn)步并不夠，還必須在網(wǎng)格模型、計(jì)算方法和多學(xué)科耦合等方面進(jìn)行集成和改進(jìn)提高，建立滿(mǎn)足工程設(shè)計(jì)需要的模擬軟件，通過(guò)高保真度的模擬仿真提高新一代直升機(jī)的設(shè)計(jì)水平。