Aeroelastic Simulation of Tiltrotor Unmanned Aerial Vehicle in Hover

doi:10.3969/j.issn.1009-086x.2025.03.007

Abstract

Abstract:

The tiltrotor UAV has both hovering and vertical takeoff and landing capabilities in the air， as well as high speed cruise performance. Aiming at the problem that the rigid aerodynamic shape of a tiltrotor UAV cannot accurately simulate the real flight performance due to the structural deformation of the elastic material， a CFD/CSD coupling method combining rotor bi-directional loose coupling and wing unidirectional coupling is proposed to numerically simulate the aeroelastic problem of tiltrotor UAV in hover state. Using aeroelastic tailoring to optimize the composite layer of the blade， the maximum deformation displacement of the blade is reduced from 22.34 mm to 17.1 mm， and the hovering efficiency is improved from 69.95% to 72.69%. Computational simulations are conducted on the entire aircraft flow field， and the results show that after considering structural elastic deformation， the increase in thrust generated by the entire aircraft rotor system compared to the individual rotor system decreases from 2.09% to 1.18%. The high-pressure zone generated by the rotor downwash on the deformed wing surface shifts approximately 0.1m towards the wing tip direction compared to the undeformed wing.

Key words: tiltrotor UAV, aeroelasticity, aeroelastic tailoring, hover efficiency, aerodynamic interference, CFD/CSD coupling method

摘要：

倾转旋翼无人机既具有空中悬停、垂直起降能力，又具备高速巡航飞行性能。针对弹性材料结构变形导致倾转旋翼无人机刚体气动外形无法准确模拟真实飞行性能的问题，提出一种旋翼双向松耦合与机翼单向耦合相结合的CFD/CSD耦合方法，对倾转旋翼无人机悬停状态气动弹性问题进行数值模拟。采用气动弹性剪裁技术对桨叶进行复合材料铺层优化，桨叶的最大变形位移从22.34 mm减小到17.1 mm，悬停效率从69.95%改善到72.69%。对全机流场进行计算模拟，计算结果表明，考虑结构弹性变形以后，全机旋翼系统产生的拉力相较于单独旋翼系统增加量由2.09%降低为1.18%，变形机翼表面因为旋翼下洗流产生的高压区相较于未变形机翼朝翼梢方向偏移大约0.1 m。

关键词: 倾转旋翼无人机, 气动弹性, 气动弹性剪裁, 悬停效率, 气动干扰, CFD/CSD耦合

CLC Number:

V211.52

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Figures/Tables 18

Fig. 1 Aerodynamic shape of tiltrotor UAV

Table 1 Size and flight condition parameters of UAV

参数	数值
旋翼翼型	NACA64118/OA212
旋翼系统桨叶数量 $N$	2
旋翼旋转半径 $R$ /m	1.6
旋翼转速 $n$ /（r·min^-1）	1 000
旋翼桨距角 $θ 0.75 R$ /（°）	11
机翼平均弦长 $c$ /m	0.726
机翼面积 $S$ /m²	2.5
机翼安装角 $i w$ /（°）	0
悬停状态飞行高度 $H$ /km	0

Table 1 Size and flight condition parameters of UAV

参数	数值
旋翼翼型	NACA64118/OA212
旋翼系统桨叶数量 $N$	2
旋翼旋转半径 $R$ /m	1.6
旋翼转速 $n$ /（r·min^-1）	1 000
旋翼桨距角 $θ 0.75 R$ /（°）	11
机翼平均弦长 $c$ /m	0.726
机翼面积 $S$ /m²	2.5
机翼安装角 $i w$ /（°）	0
悬停状态飞行高度 $H$ /km	0

Fig. 2 Nesting grid

Fig. 3 Calculation model for fixed wings of an UAV

Fig. 4 Comparison of vibration modes

Table 2 Comparison of experimental and simulation vibration mode results

固有频率仿真结果 $f$ /Hz	固有频率试验结果 $f$ /Hz	振型
4.40	3.88	面外1弯
12.87	11.62	面内1弯
15.37	13.02	面外2弯
45.75	44.27	面内2弯
70.35	81.45	1扭
66.10	70.97	2扭

Table 2 Comparison of experimental and simulation vibration mode results

固有频率仿真结果 $f$ /Hz	固有频率试验结果 $f$ /Hz	振型
4.40	3.88	面外1弯
12.87	11.62	面内1弯
15.37	13.02	面外2弯
45.75	44.27	面内2弯
70.35	81.45	1扭
66.10	70.97	2扭

Table 3 Material physical parameters

材料	弹性模量 $E$ / MPa	密度 $ρ$ / （t·m^-3）	泊松比	单层厚度 $h$ /mm
碳纤维单向带CCF300	E₁₁=135 500	1.6E-9	0.28	0.125
	E₂₂=8 700
	E₁₂=3 200
碳纤维织物 W3011	E₁₁=60 000	1.6E-9	0.14	0.21
	E₂₂=60 000
	E₁₂=4 470
泡沫	109	5.1E-11	0.3
2A12	70 000	2.8E-9	0.3

Table 3 Material physical parameters

材料	弹性模量 $E$ / MPa	密度 $ρ$ / （t·m^-3）	泊松比	单层厚度 $h$ /mm
碳纤维单向带CCF300	E₁₁=135 500	1.6E-9	0.28	0.125
	E₂₂=8 700
	E₁₂=3 200
碳纤维织物 W3011	E₁₁=60 000	1.6E-9	0.14	0.21
	E₂₂=60 000
	E₁₂=4 470
泡沫	109	5.1E-11	0.3
2A12	70 000	2.8E-9	0.3

Fig. 5 Structural design of blades and fixed wing

Fig. 6 Finite element mesh of blades and fixed wing

Fig. 7 Flow chart of aeroelasticity calculation for tiltrotor UAV

Table 4 Blade skin layering scheme

V1	优化方案
V1	1	2	3	4	5	6	7
0	0	45	45	0	45	0	0
45	45	-45	90	45	-45	90	45
-45	0	0	90	0	45	0	0
90	0	90	-45	45	-45	90	90

Table 5 Layering scheme of unidirectional strip inside the blade

V1	优化方案
V1	A	B	C	D
0	0	45	0	0
45	0	-45	45	45
-45	45	0	-45	0
45	45	0	0	45
0	-45	45	0	0
45	-45	-45	45	45
-45	90	0	-45	0
45	90	0	0	45
0	0	45	0	0
45	0	-45	45	45
-45	45	0	-45	0
45	45	0	0	45
0	-45	45	0	0
45	-45	-45	45	45
-45	90	0	-45	0

Table 6 Blade deformation and aerodynamic performance

参数	V0	V1	V2
最大变形 $U$ /mm		22.34	17.10
最大扭转角 $θ$ /（°）		0.032	0.025
旋翼拉力 $T$ /N	2 297	2 105	2 203
旋翼扭矩 $Q$ /（N·m）	314	297	306
功率 $P$ /kW	32.90	31.10	32.04
悬停效率/%	75.34	69.95	72.69

Table 6 Blade deformation and aerodynamic performance

参数	V0	V1	V2
最大变形 $U$ /mm		22.34	17.10
最大扭转角 $θ$ /（°）		0.032	0.025
旋翼拉力 $T$ /N	2 297	2 105	2 203
旋翼扭矩 $Q$ /（N·m）	314	297	306
功率 $P$ /kW	32.90	31.10	32.04
悬停效率/%	75.34	69.95	72.69

Fig. 8 Pressure distribution at the tip of blade

Fig. 9 Calculation model and result of wing

Table 7 Wing and rotor aerodynamic forces in hover

参数	V0	V2
旋翼拉力 $T$ /N	2 345	2 229
机翼升力 $L 1$ /N	-324	-301
合升力 $L$ /N	2 021	1 928

Table 7 Wing and rotor aerodynamic forces in hover

参数	V0	V2
旋翼拉力 $T$ /N	2 345	2 229
机翼升力 $L 1$ /N	-324	-301
合升力 $L$ /N	2 021	1 928

Fig. 10 Unsteady flow field calculation in hover

Fig. 11 Surface pressure distribution on wing

References 21

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