劉佳豪，李高華，王福新

上海交通大學(xué) 航空航天學(xué)院，上海 200240

傾轉(zhuǎn)旋翼機既可以像直升機一樣垂直起降、定高懸停，也可以像固定翼飛機一樣水平飛行、高速巡航。這類飛行器飛行包線寬泛、執(zhí)行飛行任務(wù)能力強，在軍事領(lǐng)域和民用方面都具有廣闊的應(yīng)用前景[1]。但傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)飛行環(huán)境復(fù)雜，旋翼-機翼等部件氣動力變化大，是典型的非定常情況；且該狀態(tài)是氣動設(shè)計與外形優(yōu)化不可避免的研究內(nèi)容，故研究傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)旋翼-機翼氣動干擾特性具有重要的理論和工程應(yīng)用意義。

試驗研究在傾轉(zhuǎn)旋翼機的發(fā)展中起到了至關(guān)重要的作用，但是由于試驗獲取的數(shù)據(jù)有限、數(shù)據(jù)測量難度大、試驗設(shè)施成本高等原因，在傾轉(zhuǎn)旋翼過渡狀態(tài)研究中獲取全息流場數(shù)據(jù)有限[2-6]。隨著數(shù)值方法發(fā)展和計算機算力的增強，數(shù)值模擬在傾轉(zhuǎn)旋翼研究中逐漸得到廣泛應(yīng)用。根據(jù)是否需要對尾跡單獨建模，傾轉(zhuǎn)旋翼的數(shù)值模擬分為自由尾跡法和CFD仿真兩類。Johnson[7]發(fā)展了多拖拽(Mutiple-trailer)尾跡模型與槳尖渦形成過程模擬相結(jié)合的自由尾跡幾何計算方法, 計算結(jié)果與測量值符合良好。李春華等[8]建立了傾轉(zhuǎn)旋翼機旋翼尾跡模擬和氣動力計算方法，并開展了懸停和過渡狀態(tài)尾跡預(yù)測及氣動力計算的研究，尾跡與氣動力的預(yù)測與實際尾跡符合良好。Zhang等[9]基于作用盤理論和裝配網(wǎng)格技術(shù)實施傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)數(shù)值模擬，成功預(yù)測了旋翼附近干擾流場，因而提高了旋翼拉力系數(shù)預(yù)測的準(zhǔn)確性。Droandi等[10]對傾轉(zhuǎn)旋翼旋翼/機翼組合體傾轉(zhuǎn)第1階段進行了非定常數(shù)值仿真，描述了機翼與旋翼之間的氣動干擾，得到了旋翼性能和機翼氣動載荷。李鵬等[11]基于重疊網(wǎng)格采用虛擬槳葉模型和真實槳葉模型對過渡狀態(tài)開展了仿真研究，并得到了傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)旋翼附近流場和旋翼槳盤受力分布。陳皓[12-13]采用作用盤理論和變形網(wǎng)格技術(shù)對傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)進行不同飛行狀態(tài)的研究，預(yù)測了機翼在過渡過程氣動力變化情況。李歡等[14]基于非定常預(yù)處理方法、非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格技術(shù)和重疊網(wǎng)格插值技術(shù)，對傾轉(zhuǎn)旋翼懸停狀態(tài)和過渡狀態(tài)開展了準(zhǔn)定常模擬，得到了各傾轉(zhuǎn)角下干擾流場和各部件氣動力情況。Takii等[15-16]為了實現(xiàn)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器數(shù)字飛行，基于移動計算域方法和多軸滑移網(wǎng)格技術(shù)對V-22模型進行了數(shù)字飛行仿真計算，得到了傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)飛行器附近的復(fù)雜流場。Zanotti等[17]基于渦粒子法的中精度數(shù)值模擬軟件(DUST)對VX-15飛行器典型飛行狀態(tài)進行研究，捕捉到了傾轉(zhuǎn)旋翼在飛行包線中旋翼與機翼之間相互作用的物理過程。

以上計算方法中，自由尾跡法和作用盤理論簡化旋翼后提高了計算效率，氣動力預(yù)測準(zhǔn)確性較好；但也因為旋翼的簡化使得流場細節(jié)未能完全體現(xiàn)，數(shù)值模擬精度不高。計入槳葉干擾并采用真實槳葉模型能夠體現(xiàn)槳葉周圍的流場，但計算時未考慮傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)旋翼總距角隨前進比的變化，與真實飛行狀態(tài)還有一定差距。因此，本文針對傾轉(zhuǎn)旋翼機傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)旋翼-機翼氣動干擾特性問題，基于課題組發(fā)展的適用于傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動研究的高分辨率數(shù)值模擬方法，首先對孤立旋翼不同總距角懸停狀態(tài)進行計算驗證，計算所得氣動力結(jié)果與實驗結(jié)果符合良好；計算旋翼-機翼組合體懸停狀態(tài)流場結(jié)果符合已有文獻描述結(jié)論，能夠捕捉到懸停狀態(tài)流場精細的渦結(jié)構(gòu)，并對比了該狀態(tài)下IDDES與RANS計算結(jié)果。在此基礎(chǔ)上，開展旋翼-機翼組合體傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)不同傾轉(zhuǎn)角飛行狀態(tài)狀態(tài)數(shù)值模擬，得到各傾轉(zhuǎn)角下旋翼-機翼之間相互干擾流場，探究了旋翼-機翼間的相互作用機理。

1 數(shù)值方法

為改善對低馬赫數(shù)流動模擬的收斂性和精度，在積分形式的非定常Navier-Stokes方程中加入Weiss-Smith低速預(yù)處理矩陣P[18]，得到如下形式的控制方程：

(1)

式中：Q=[ρρu1ρu2ρu3E]T為守恒變量，E為單位體積總能量；Fi和Fv,i分別表示i方向的無黏和黏性通量，具體表達式為

(2)

其中：p為壓力；ui為速度分量；τi為黏性應(yīng)力；θi為熱流通量；n=[δi1δi2δi3]為法向向量；ui=V·n;ub,i=(ω×r)·n表示控制體邊界速度；黏性通量Fv,i的更詳細表達式見文獻[19]。

對于完全絕熱氣體，氣體狀態(tài)可以寫為

(3)

由薩瑟蘭定理確定的分子黏性系數(shù)為

(4)

式中：C=110.4 K為薩瑟蘭溫度；Tref為計算時的參考溫度；μref為參考溫度Tref對應(yīng)的分子黏性系數(shù)。

采用基于Spalart-Allmaras的改進延遲分離渦模擬(Improved Delayed Detached Eddy Simulation， IDDES)方法來?；牧鞯挠绊慬20]。IDDES方法不同于通常的LES、DES和DDES，其定義依靠壁面距離的新的子網(wǎng)格長度，能夠得到更好的流動結(jié)果[21]。

使用重疊網(wǎng)格方法。槳葉周圍生成貼體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格用于模擬邊界層流動，背景網(wǎng)格采用基于八叉樹的塊結(jié)構(gòu)化笛卡爾網(wǎng)格，并使用基于無量綱Q準(zhǔn)則的自適應(yīng)方法，以提高流場中漩渦的空間分辨率。采用三線性插值方法耦合這兩種網(wǎng)格。使用有限體積法對上述方程進行離散，網(wǎng)格單元邊界的對流通量采用Roe格式計算，其中左右狀態(tài)變量使用5階WENO格式和6階中心混合格式重構(gòu)，以減小數(shù)值黏性的影響。黏性項使用2階中心方法求解。槳葉表面使用無滑移物面邊界條件，遠場采用基于預(yù)處理歐拉方程的特征邊界條件。

2 算例驗證

2.1 孤立旋翼

使用NASA Ames Research Center(ARC)研究中心V-22[22-24]0.658縮比旋翼模型進行驗證，如圖1所示。該模型包含3片槳葉，槳葉弦長c及扭轉(zhuǎn)角變化規(guī)律如圖2所示，圖中：R為槳葉半徑。旋翼的翼剖面為XN系列翼型，旋翼參數(shù)如表1所示。

圖1 旋翼-機翼外形及工作狀態(tài)

圖2 槳葉扭轉(zhuǎn)角及弦長隨槳葉半徑分布

圖3給出了孤立旋翼懸停狀態(tài)計算網(wǎng)格系統(tǒng)，其中圖3(a)為槳葉附近的貼體網(wǎng)格，圖3(b)為遠場自適應(yīng)網(wǎng)格。每片槳葉貼體網(wǎng)格為280萬，遠場網(wǎng)格根據(jù)流場信息自適應(yīng)，其網(wǎng)格數(shù)量在3 000～5 000萬之間。

表1 槳葉幾何參數(shù)

圖3 流場計算網(wǎng)格

在不同總距角θ下對該孤立旋翼開展了數(shù)值模擬，槳尖馬赫數(shù)為0.708，基于等效弦長的雷諾數(shù)為8.4×106，每個旋轉(zhuǎn)周期真實時間步長為720步。θ取值范圍為-2.5°～20°，每2.5°選取一個狀態(tài)點進行計算，并將計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)進行對比。

圖4給出了拉力系數(shù)CT及品質(zhì)因數(shù)(F,M)對比結(jié)果。圖中：σ為槳盤實度。圖4(a)表明，在整個總距角范圍內(nèi)，計算得到的拉力系數(shù)基本與試驗數(shù)據(jù)契合，計算得到的旋翼品質(zhì)因數(shù)與試驗數(shù)據(jù)總體保持一致，存在的差異可能源于計算模型與試驗?zāi)Ｐ偷牟顒e。同時，當(dāng)總距角增大到一定程度(約為16°)后，旋翼拉力系數(shù)不再繼續(xù)增大，而品質(zhì)因數(shù)急劇減小。圖5給出了不同總距角下旋翼尾跡，圖中各狀態(tài)旋翼氣動力均已收斂，但隨著流場的繼續(xù)迭代，旋翼尾跡仍處于發(fā)展中，圖中個狀態(tài)啟動渦結(jié)構(gòu)并不影響旋翼近場尾跡及總體特征[25-26]。從圖中可以看出，當(dāng)總距角超過上述值后，旋翼下方出現(xiàn)尾跡破碎、尾跡渦排列不規(guī)則等現(xiàn)象，這表明槳葉部分區(qū)域已經(jīng)失速，從而導(dǎo)致氣動載荷表現(xiàn)出圖4所示的變化趨勢。

圖4 計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)對比

圖5 不同總距角下旋翼尾跡(Q=0.05)

圖6是計算得到的旋翼下方1.646 m處(即機翼位置)壓力徑向分布與試驗數(shù)據(jù)的對比，其中θ=10°，壓力以環(huán)境壓力為參考歸一化處理。結(jié)果表明計算得到的壓力分布情況與實驗測量得到的壓力分布情況一致，兩者的變化趨勢相同，誤差小于5%。

圖6 旋翼下方1.646 m處壓力徑向分布對比(θ =10°)

2.2 旋翼-機翼組合體懸停計算

完成孤立旋翼計算后，對旋翼-機翼組合體懸停狀態(tài)流場進行了計算。其中，機翼幾何數(shù)據(jù)如表2所示。

表2 機翼參數(shù)及相對位置

計算某時刻瞬態(tài)流場如圖7所示，從圖7(a)中可以看出旋翼尾跡渦在機翼側(cè)受到阻擋不能繼續(xù)向下運動，轉(zhuǎn)而向?qū)ΨQ面運動，導(dǎo)致尾跡渦在對稱面附近聚集并上涌形成“噴泉效應(yīng)”[27]；在“噴泉效應(yīng)”的影響下，機翼上方槳葉壓力分布受到影響，“噴泉效應(yīng)”渦系卷入槳盤導(dǎo)致槳尖下方流場壓力相對孤立旋翼情況減小，槳尖壓差減小，槳尖拉力損失增大。此外，尾跡下洗被機翼阻擋使機翼與旋翼之間產(chǎn)生了一定的高壓區(qū)(地面效應(yīng))，高壓區(qū)主要位于旋翼內(nèi)側(cè)0.15R～0.8R處，如圖7(b)所示。

圖7 旋翼-機翼組合體懸停狀態(tài)流場

圖8中槳葉拉力呈現(xiàn)周期性，且在一個旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)各相位角處均在變化，表明機翼對槳葉的影響不局限于機翼上方區(qū)域。根據(jù)表3各部件受力情況，在所考察的總距角下，機翼對旋翼拉力系數(shù)影響不大，但旋翼的下洗氣流對機翼載荷影響很大，以至于使組合體凈拉力系數(shù)比孤立旋翼減少了13.44%，此結(jié)果符合文獻[28]結(jié)論。

圖8 單片槳葉拉力系數(shù)歷程

表3 懸停狀態(tài)各部件受力

圖9 懸停狀態(tài)下洗速度分布及尾跡結(jié)構(gòu)

圖9為懸停狀態(tài)瞬態(tài)速度vz分布與尾跡結(jié)構(gòu)IDDES和RANS計算結(jié)果對比(馬赫數(shù)著色)，在相同計算設(shè)置條件下，IDDES對旋翼尾跡渦結(jié)構(gòu)演化的預(yù)測更為細致，能夠捕捉到旋翼附近更加精細的漩渦結(jié)構(gòu)；且對于“噴泉效應(yīng)”流場尾跡發(fā)展預(yù)測也更加具體、清晰，可以看到漩渦結(jié)構(gòu)的向內(nèi)運動和向上涌起。圖8中為兩者計算單片旋翼拉力系數(shù)對比，IDDES計算得到的結(jié)果中，槳葉在旋轉(zhuǎn)至機翼上方時拉力會出現(xiàn)一定的振蕩，而RANS計算結(jié)果在運動至機翼上方位置拉力變化較為緩和，并未出現(xiàn)明顯的突變；這主要是由于槳葉運動至機翼上方時“噴泉效應(yīng)”渦系干擾槳葉所致，IDDES模型中對于此過程的演化能夠完整捕捉，而RANS只能預(yù)測該處湍流作用的平均量，因此對于槳葉力的突變不能較好體現(xiàn)。通過以上驗證可以說明采用IDDES模型的高分辨率求解器對于旋翼氣動力預(yù)測的準(zhǔn)確性和旋翼尾跡結(jié)構(gòu)演化的高分辨率特性。

3 傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)準(zhǔn)定常計算

針對傾轉(zhuǎn)旋翼傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)旋翼-機翼組合體氣動干擾特性問題，對傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)不同傾轉(zhuǎn)角旋翼-機翼組合體模型進行了計算，通過分析各個傾轉(zhuǎn)角度下旋翼、機翼附近流場演化特征獲取了準(zhǔn)定常條件下的氣動干擾特性。使用的計算模型與前述懸停狀態(tài)一致。計算條件見表4[29]，其中每組參數(shù)值均與真實的傾轉(zhuǎn)過渡飛行條件類似。

表4 仿真計算環(huán)境條件[29]

3.1 流場分析

圖10給出了傾極角β=0°、θ=7.7時的旋翼尾跡結(jié)構(gòu)。由于前進比很小(接近于懸停狀態(tài))，旋翼尾跡渦纏繞在機翼上，與機翼發(fā)生嚴(yán)重干擾。在尾跡影響范圍內(nèi)，旋翼下洗氣流對機翼產(chǎn)生下洗沖擊，因而影響機翼上表面附近的流動，進而影響壓力Cp分布。圖11左上為有旋翼情況機翼上表面壓力系數(shù)分布，對比無旋翼情況(圖11右上)，旋翼的下洗流使機翼外側(cè)上表面的壓力增大，原本為負壓的區(qū)域變成正壓。根據(jù)機翼上方流場速度變化和圖中上表面流線表明機翼上方氣流受到旋翼尾跡下洗流影響而向機翼內(nèi)側(cè)運動，導(dǎo)致氣流流速增加、機翼表面負壓更大；但這一現(xiàn)象并未導(dǎo)致機翼升力增加，原因是下洗載荷使機翼升力虧損。圖11顯示，有旋翼情況機翼的壓力系數(shù)分布不規(guī)則且外側(cè)載荷較大，無旋翼時機翼上下表面壓差分布穩(wěn)定，導(dǎo)致組合體中機翼產(chǎn)生的升力實際要小于單獨機翼情況產(chǎn)生的升力。

圖10 旋翼尾跡Q等值面(β=0°，θ=7.7°)

圖11 機翼上表面壓力系數(shù)分布和機翼不同站位壓力系數(shù)

圖12為β=10°時尾跡結(jié)構(gòu)，由于前進比增加，旋翼尾跡隨來流向下游傳遞遠離機翼，旋翼尾跡與直升機前飛狀態(tài)相似，機翼受到旋翼渦系的直接干擾效應(yīng)減小。

圖12 旋翼尾跡Q等值面圖(β=10°)

根據(jù)圖13機翼上不同站位壓力分布及流線圖可以看出，在有旋翼情況下，Y=4.5 m處機翼上方的壓力極小值要小于無旋翼情況，低壓區(qū)域也更大。圖13中流場流線特征表明，旋翼的尾流使得旋翼附近氣流發(fā)生一定偏折，并使機翼前方的氣流角度發(fā)生變化，該現(xiàn)象在槳尖附近更為明顯；受到旋翼間接影響，機翼的“駐點”向下移動，前方高壓區(qū)域增大并向下方偏移，使得機翼的有效迎角增大，因此有旋翼情況機翼總升力比無旋翼情況大。

圖13 機翼不同站位壓力分布及流線圖

β=45°時，旋翼-機翼組合體處于傾轉(zhuǎn)過渡中期階段。圖14所示旋翼尾跡在來流的影響下向后方移動，尾跡排列規(guī)則；機翼處于旋翼尾跡之中，尾跡對機翼氣動影響較為明顯。圖14流場三維流線圖表明，前方氣流在旋翼的作用下產(chǎn)生了明顯的加速效果，且流動方向也發(fā)生一定角度的偏折。圖15表明流場中有旋翼情況機翼上方的低壓區(qū)域要比無旋翼情況要大，對應(yīng)地機翼上表面的壓力也要小于同位置無旋翼情況機翼上表面壓力，且低壓面積更大。同時機翼前緣下方駐點附近高壓區(qū)面積擴大，且壓力峰值更大，機翼上下方壓差增加導(dǎo)致有旋翼情況機翼升力大于無旋翼情況。

圖14 旋翼尾跡Q等值面及三維流線圖(β=45°)

在傾轉(zhuǎn)過渡結(jié)束狀態(tài)(即β=90°)，此時旋翼為水平狀態(tài)，流場類似于帶螺旋槳的固定翼飛行器。根據(jù)圖16有/無旋翼情況下機翼上表面壓力分布圖可以看出機翼上表面的壓力分布有一定的差異，有旋翼情況上表面前部壓力極小值更小且低壓面積比無旋翼情況要大；但有旋翼情況機翼上表面后部壓力比無旋翼情況大，在此現(xiàn)象的作用下，機翼前部升力增大，后部升力減小，從而導(dǎo)致機翼總體升力增益不明顯。

圖15 機翼流場不同站位壓力分布對比

圖17和圖18為機翼附近流場來流角α分布，來流角α的定義為氣流方向與機翼弦線夾角，表示為

(5)

式中：α0為機翼迎角，此處α0=0°；Vx、Vz為沿弦向速度和垂直弦向速度。

從圖中可以看出，在旋翼影響范圍內(nèi)機翼上方來流角為正的區(qū)域大于無旋翼情況，下方負來流角區(qū)域小于無旋翼情況，旋翼影響范圍外來流角變化不明顯，根據(jù)以上來流角度分布特征可以判斷旋翼使得機翼有效迎角增大。

圖16 機翼上表面壓力分布

圖17 機翼不同站位流場來流角分布(有旋翼)

圖18 機翼不同站位流場來流角分布(無旋翼)

根據(jù)以上分析表明旋翼的存在能明顯影響機翼周圍流場，除改變氣流速度及方向外，還會改變機翼表面壓力分布，進而對機翼氣動力產(chǎn)生顯著的干擾。分析上述流場結(jié)果后，從旋翼與機翼氣動力出發(fā)，進一步分析在傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)旋翼與機翼之間的相互影響。

3.2 傾轉(zhuǎn)過渡過程氣動性能變化

圖19為各傾轉(zhuǎn)角下機翼不同站位壓力系數(shù)分布圖，圖中結(jié)果表明有旋翼情況機翼上表面負壓要比無旋翼情況大，主要是因為氣流被旋翼加速導(dǎo)致上表面氣流速度增大，以及來流角度的改變使機翼的有效迎角增加。同時，有旋翼情況壓力系數(shù)所圍面積要比無旋翼情況大，說明有旋翼情況機翼產(chǎn)生的升力要比無旋翼情況機翼升力大，說明旋翼對于機翼有著一定的增升作用。

圖20結(jié)果顯示小傾轉(zhuǎn)角時，旋翼對機翼的下洗載荷使有旋翼情況機翼升力小于無旋翼情況。隨著傾轉(zhuǎn)角度的增加，旋翼尾跡開始離開機翼并且機翼前方來流角度發(fā)生變化，使機翼的有效迎角增加。旋翼滑流會加速機翼上表面氣流，導(dǎo)致機翼上下表面壓差增大，因此有旋翼情況下機翼升力要大于無旋翼情況。在傾轉(zhuǎn)過渡后期，此時旋翼X方向(飛行方向)的拉力系數(shù)很小，氣流經(jīng)過旋翼后加速效果不明顯，旋翼尾流對機翼的增升作用減弱，兩種情況下機翼升力差距很小。

圖19 機翼不同站位壓力系數(shù)分布圖

圖20 機翼升力系數(shù)隨傾轉(zhuǎn)角變化

對傾轉(zhuǎn)過渡過程旋翼X方向和Z方向(機翼升力方向)氣動力變化進行分析。實際飛行中傾轉(zhuǎn)初期旋翼產(chǎn)生的拉力主要用以平衡機體的重力。隨著傾轉(zhuǎn)過程的繼續(xù)進行，Z方向的力為旋翼拉力的分量，且機體重力由旋翼拉力與機翼升力一同承擔(dān)。當(dāng)傾轉(zhuǎn)角為90°時，旋翼轉(zhuǎn)為水平狀態(tài)，因此Z方向力的分量接近于0。圖21(a)中計算所得旋翼Z方向拉力隨著傾轉(zhuǎn)角的增大而減小，表明旋翼Z方向拉力變化與實際飛行過程拉力變化相符。圖21(b)顯示旋翼X方向力的變化是先增大后減小。具體原因為：傾轉(zhuǎn)初期隨著傾轉(zhuǎn)角的增大，槳盤向水平位置傾轉(zhuǎn)使旋翼X方向拉力增大，提供機體前飛加速的拉力；傾轉(zhuǎn)后半段，機體完成加速接近巡航狀態(tài)，飛行速度穩(wěn)定，拉力減小至平衡機體飛行產(chǎn)生的阻力。

圖21給出了單獨旋翼的傾轉(zhuǎn)過渡氣動力變化情況，與組合體受力對比發(fā)現(xiàn)兩者在兩個方向的氣動力變化趨勢相近，旋翼氣動力差距只出現(xiàn)在傾轉(zhuǎn)初期與結(jié)束過程中，說明在傾轉(zhuǎn)過渡階段機翼的對旋翼影響甚微。

圖21 旋翼拉力隨傾轉(zhuǎn)角變化

4 結(jié) 論

針對傾轉(zhuǎn)旋翼機傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)旋翼-機翼氣動干擾現(xiàn)象進行計算流體力學(xué)數(shù)值仿真，首先對孤立旋翼和懸停狀態(tài)計算驗證，之后模擬傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)各傾轉(zhuǎn)角飛行狀態(tài)和飛行環(huán)境下旋翼附近流場，分析各項仿真結(jié)果后得到以下結(jié)論：

1) 根據(jù)不同總距角孤立旋翼仿真流場表明，計算得到孤立旋翼各總距角下拉力系數(shù)和品質(zhì)因數(shù)與試驗數(shù)據(jù)具有良好一致性，說明該方法可以作為傾轉(zhuǎn)旋翼計算的有效工具。對比IDDES與RANS兩種湍流模型組合體懸停流場，兩者的主體流場差別不大，但對“噴泉效應(yīng)”和機翼下方渦系的捕捉上IDDES方法更為精細。

2) 通過對比有/無旋翼時流場差異，得到了傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)氣動性能變化及流動細節(jié)，揭示了過渡狀態(tài)旋翼-機翼干擾機理：旋翼的存在導(dǎo)致機翼附近壓力分布改變，其對氣流的加速及偏折使機翼附近氣流角度發(fā)生變化；同時，機翼也使旋翼部分尾跡結(jié)構(gòu)發(fā)生扭曲與變形。

3) 傾轉(zhuǎn)過渡中期，旋翼對機翼有著明顯的升力增益效果；而在傾轉(zhuǎn)初期與末期旋翼對機翼的升力增益不明顯，反而在傾轉(zhuǎn)初期對機翼升力有著負增益效果。