傾轉旋翼機旋翼/機翼氣動干擾研究

王琦, 曾祥偉

(南昌航空大學 飛行器工程學院, 江西 南昌 330063)

傾轉旋翼機旋翼/機翼氣動干擾研究

王琦, 曾祥偉

(南昌航空大學 飛行器工程學院, 江西 南昌 330063)

基于FLUENT流體力學軟件,進行了傾轉旋翼機旋翼/機翼干擾流場的模擬和分析。描述了計算模型的建立和模型網格劃分的過程,為數值模擬提供了一個完整的流動模型,并模擬了機翼的壓力分布;通過改變旋翼槳葉安裝角和旋翼相對機翼高度得出機翼所受壓力的變化規律。計算結果表明,懸停狀態下,傾轉旋翼機旋翼與機翼之間存在氣流干擾,其中機翼上表面受到旋翼下洗氣流的壓力沿展向某一較小范圍發生明顯突變;機翼上表面受到旋翼下洗氣流的氣動干擾中心點壓力和最大壓力范圍,在一定范圍內隨著旋翼安裝角增加而增大,但中心位置變化不大;隨旋翼相對機翼高度減小而增大,氣動干擾中心點向機身方向前移。根據這一規律,對傾轉旋翼機的傾轉布局提出了一種改進的方法。

傾轉旋翼機; 旋翼; 機翼; 氣動干擾

0 引言

與固定翼飛機和直升機相比,傾轉旋翼機兼具兩者的優勢,不僅可以像直升機一樣垂直起降、懸停,還可以以較高的速度平飛。但在垂直起降和懸停狀態,傾轉旋翼機的旋翼和機翼之間的氣動干擾又使旋翼的效率大為降低,因而旋翼和機翼之間的氣動干擾問題成為傾轉旋翼機的研究熱點。現階段的研究方法主要有試驗、數值模擬(CFD)以及試驗和CFD相結合等。近年來,隨著CFD方法的發展,國內外工作者進行了大量的研究。文獻[1]應用試驗和CFD相結合的方法分析了傾轉旋翼機超重狀態下的性能及氣動干擾效果。文獻[2]針對四傾轉旋翼飛行器的飛機模式前飛狀態和準定常過渡狀態的流場進行了數值模擬,分析了前旋翼對后旋翼的氣動干擾及前后機翼的氣動力。但文獻[1-2]的研究只針對于單獨旋翼,沒有涉及旋翼/機翼之間的氣動干擾。在國內,文獻[3]應用自由尾跡方法對旋翼性能進行了計算和分析。文獻[4-7]則應用CFD方法分析旋翼機翼流場,分別對旋翼/機翼/機身流場進行了詳細分析,但是沒有著重研究旋翼流場對機翼產生的影響。目前的研究表明,在懸停狀態下,機翼的存在大大降低了旋翼的效率。

本文在前人的研究基礎上,利用FLUENT軟件進行流場分析,著重模擬沿機翼展向旋翼產生的流場對機翼的影響規律,以提高傾轉旋翼飛機的氣動效率。

1 計算模型

采用NACA0012翼型作為旋翼翼型。通過Profile導出翼型,采用AutoCAD對翼型進行光順和封閉處理后導出旋翼翼型。由于形狀對展向受力影響不大,為簡化計算模型,將機翼簡化為一塊平板。傾轉旋翼機左右旋翼/機翼對稱,因此以機翼的中點作對稱化處理。采用CATIA創建傾轉旋翼機的簡化物理模型,旋翼/機翼參數為:旋翼半徑2 m;機翼翼展3 m;旋翼相對機翼高度1.5 m;旋翼坐標(3.0, 0.0, 1.5) m。

對所建模型采用CATIA建立三個計算域:圓柱形加密計算域a;整個模型的長方體加密計算域b和整個模型的計算域c。計算域a的幾何尺寸為2π×4.4 m×0.1 m,計算域b為16 m×10 m×12 m,計算域c為50 m×50 m×50 m。依次將建好的物理模型及計算域導入Gambit進行布爾運算操作。最終得出計算模型以及局部放大圖如圖1所示。

圖1 計算模型圖Fig.1 Calculation model

2 控制方程和模型網格

2.1 控制方程

針對建立的計算模型選擇合理的計算方法。計算區域分為旋轉區域和固定局域,固定局域采用定常、可壓N-S流動模型,計算湍流模型選擇k-ε模型;對于旋轉區域,采用流體相對旋翼旋轉的動參考系方法,選擇和固定局域相同的湍流模型。

由于懸停時旋翼轉速恒定不變,為了研究旋翼與機翼之間的干擾現象,本文僅討論穩定狀態下的流場情況。在固連于旋翼并以Ω角速度旋轉的笛卡爾坐標系下,得到的非定常N-S方程為:

?VSdV=0

(1)

式中,V為控制體;?V為其邊界面積,法向為n;W為守恒矢量;H和Hv為通量張量;S為源項。

其中,f5,g5和h5分別為:

式中,ρ為密度;p為壓強;E為總轉能;q=(u,v,w)為絕對速度相對坐標系的投影;r為位置矢量;ω=(0,-Ω,0)為角速度;ix,iy和iz為坐標系單位矢量;K為傳熱系數;T為溫度。湍流脈動動能k方程和湍流能量耗散率ε方程分別為:

Gk+Gb-ρε-YM+Sk

(2)

(3)

式中,粘性系數μ通過Sutherland公式求得;模型常量C1ε=1.44,C2ε=1.92,Cμ=0.09,σk=1.0,σε=1.3。上述常量均由試驗獲得。采用中心格式的有限體積法對式(1)進行空間離散。將任一個網格單元作為一個有限體積單元(i,j,k),得到如下微分方程:

(4)

式中,Vi,j,k為控制單元體積;Wi,j,k為小單元體的守恒變量;Ci,j,k為升力系數;Di,j,k為人工粘性項。采用高斯-賽德爾迭代法,由式(4)求解原始變量(靜壓和速度矢量)來確定流場。上述方程采用有限體積方法進行離散,數值格式為Roe格式,空間精度為二階。

2.2 網格劃分

采用非結構網格對模型進行網格劃分,整個計算模型以旋翼機翼簡化物理模型的原點作為計算模型的原點,計算模型主要為旋翼旋轉,因此旋翼、機翼及圓柱形的計算域較密。為了清晰顯示流場細節,對模型周圍的長方體計算域進行加密;整個大計算域網格較疏,約生成120萬網格。旋翼/機翼計算網格如圖2所示。

圖2 計算網格Fig.2 Computational grid

3 計算與分析

設定旋翼的初始安裝角為-8°,計算域c的外表面為壓力遠場邊界條件,機翼、旋翼為壁面邊界條件。三個計算域均設置為流體,圓柱形計算域a內流體相對旋翼轉速為136 rad/s,以旋翼中心點為旋轉原點的軸系為旋轉軸系。采用隱式算法進行計算。計算模型先采用層流粘性模型對所建傾轉旋翼機簡化物理模型進行迭代計算,收斂后選用k-ε湍流模型進行迭代計算,直至收斂。最后對數據結果進行處理分析,得到傾轉旋翼機旋翼對機翼氣動干擾的規律,分析結果如圖3～圖6所示。

圖3 旋翼速度流場圖Fig.3 Flow field chart of rotor velocity

由圖3可以看出,在模擬過程中旋翼產生的氣流均勻分布,翼尖處未產生激波。翼尖周圍速度較大,翼根周圍速度較小。氣流由于受到旋翼壁面的作用,在翼尖處形成一片阻塞區域。

圖4 機翼表面壓力云圖Fig.4 Pressure chart of wing surface

由圖4可以看出,機翼上表面受到旋翼下洗氣流的影響,在旋翼掠過的機翼上表面區域壓強明顯較大,且該區域弦向兩端受到的壓力最大。

圖5 旋翼/機翼干擾速度流線圖Fig.5 Streamline of interference velocity between wing and rotor

由圖5可以看出,旋翼下洗氣流對機翼的影響很明顯,尤其在旋翼翼尖投影到機翼上表面的部分區域,下洗氣流匯聚在一起流向機翼,隨后氣流再沿反方向反彈,流向旋翼周圍,從而形成旋翼機翼之間氣流相互干擾,對傾轉旋翼機的穩定性造成影響。

圖6 機翼沿展向受到的壓力圖Fig.6 Pressure chart of the wing in span-wise direction

由圖6可知,在機翼1.5～2 m處受力最大,對機翼的影響最大。

其它條件不變,改變旋翼槳葉安裝角,由-8°變成-15°,則機翼上表面壓力云圖和機翼沿展向受到的壓力分別如圖7、圖8所示。

圖7 槳葉安裝角-15°時機翼上表面壓力云圖Fig.7 Wing surface pressure chart with a blade installation angle of-15°

圖8 槳葉安裝角-15°時機翼沿展向受到的壓力圖Fig.8 Wing surface pressure chart with a blade installation angle of-15°in span-wise direction

與圖4和圖6相比較,當旋翼槳葉安裝角增大時,旋翼產生的升力相應增大,對機翼產生壓力也增大,機翼沿展向最大受力處范圍也增大,但最大壓力中心點變化不大。

槳葉安裝角-15°不變，旋翼相對機翼高度由1.5 m變為1 m,機翼上表面壓力云圖和機翼沿展向受到的壓力分別如圖9和圖10所示。

與圖7和圖8相比較,當旋翼與機翼相對高度變小時,旋翼對機翼產生的壓力和最大壓力范圍明顯增大,最大受力點向機身方向前移,槳葉根部投影到機翼的區域受到的壓力依然是最小。

圖9 旋翼相對機翼高度為1 m時機翼上表面壓力云圖Fig.9 Wing surface pressure chart with the height of the rotor relative to the wing being 1 m

圖10 旋翼相對機翼高度為1 m時機翼沿展向受到的壓力圖Fig.10 Wing surface pressure in span-wise direction with the height of the rotor relative to the wing being 1 m

為了減小傾轉過程中旋翼/機翼間的氣動干擾,可將機翼和發動機短艙同時旋轉,但機翼同時旋轉勢必增加轉動慣量。了解了機翼展向所受壓力的分布情況,可盡可能地處理好減小轉動慣量和減小氣動阻力的關系。如選擇合適的位置將襟翼分解,外側與發動機短艙同時旋轉,可大大降低懸停狀態下旋翼對機翼的氣動干擾,同時,也可將轉動慣量控制在盡可能小的范圍內。

4 結論

對傾轉旋翼簡化模型進行了建模、網格劃分和計算。由計算結果可知,旋翼和機翼流場之間的相互干擾主要來源于旋翼的下洗氣流,下洗氣流會對機翼產生壓力,機翼所受壓力在旋翼翼尖附近垂直投影在機翼的區域最大,且機翼前后緣受力較大。隨著旋翼安裝角的增大,機翼所受壓力增大,最大壓力范圍也有所增大,但是最大受力區域變化不大。隨著旋翼相對機翼高度的減小,機翼所受壓力增大,最大壓力范圍也增大,且最大受力區域向機身方向前移。但是在旋翼槳葉根部投影在機翼的區域始終受力最小。可以根據這一規律,對旋翼、機翼之間的關系進行優化,或在壓力變化較大的附近將機翼分成兩部分,一部分與旋翼短艙同時旋轉,另一部分保持不動,這樣既大大提高了旋翼氣動效率,也不至使轉動部分的轉動慣量過大。

[1] Hyeonsoo Yeo,Wayne Johnson.Performance and design investigation of heavy lift tilt-rotor with aerodynamic interference effects[J].Journal of Aircraft,2009,46(4):1231-1239.

[2] Sheng C H,Jim C N.Computational simulation and analysis of Bell Boeing quad tiltrotor aero interaction [J].Journal of the American Helicopter Society,2009,54(4):78-195.

[3] 李春華.時間準確自由尾跡方法建模及(傾轉)旋翼氣動特性分析[D].南京:南京航空航天大學,2007.

[4] 徐愷.傾轉旋翼飛行器旋翼/機翼/機身氣動干擾計算[D].南京:南京航空航天大學,2007.

[5] 王博.基于CFD方法的直升機旋翼/機身流場模擬及分析[D].南京:南京航空航天大學,2007.

[6] 劉全.懸停和前飛狀態傾轉旋翼機流場的數值分析[D].南京:南京航空航天大學,2008.

[7] 成寶峰.傾轉旋翼機旋翼/機翼/機身干擾流場的數值分析[D].南京:南京航空航天大學,2010.

Researchondynamicsinterferencebetweentherotorandwingoftilt-rotoraircraft

WANG Qi, ZENG Xiang-wei

(School of Aircraft Engineering, Nanchang University of Aeronautics, Nanchang 330063, China)

This paper simulates and analyzes the tilt-rotor/wing interference flow field based on the CFD software FLUENT. It describes the process of the model building and the model grids dividing. The present numerical simulation provides a complete scenario of flow patterns and pressure distribution on the wing. By changing the angle of the rotor blade and the relative height between the rotor and the wing of the tilt-rotor aircraft, it obtains the variation of the pressure which the wing bears. The results show that the airflow interference exists between the rotor and the wing of the tilt-rotor aircraft in the hovering condition. Because of the downwash flow generated by rotor of the tilt-rotor aircraft, the upper surface of the wing suffering from the downwash flow shows a sudden change in a small range along the span-wise direction. The range of maximal pressure and the center point of aerodynamic interference are strengthened by increasing rotor mounting angles, however, the position of the center point changes rarely; which are increased by reducing the relative height between the wing and the rotor of the tilt-rotor aircraft, and the position of the center point move toward the body of the tilt-rotor aircraft. According to the results, the aerodynamic layout can be optimized to enhance the flight efficiency and stability.

tilt-rotor aircraft; rotor; wing; aerodynamic interference

V221.3

A

1002-0853(2013)05-0407-04

2012-12-17;

2013-04-16; < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間:2013-08-21 18:47

航空科學基金資助(2010ZA5603)

王琦(1963-)，男，浙江東陽人，教授，博士，研究方向為飛機總體設計與結構優化、飛行控制;曾祥偉(1985-)，男，江西南康人，碩士研究生，研究方向為飛行器設計。

(編輯：李怡)