高速直升機旋翼反流區槳葉剖面翼型氣動特性CFD分析

袁明川，楊永飛，林永峰

(中國直升機設計研究所 直升機旋翼動力學重點實驗室，江西 景德鎮 333001)

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高速直升機旋翼反流區槳葉剖面翼型氣動特性CFD分析

袁明川，楊永飛，林永峰

(中國直升機設計研究所 直升機旋翼動力學重點實驗室，江西 景德鎮 333001)

隨著直升機飛行速度的提升，旋翼的反流區域逐漸增大。以某直升機旋翼模型為例，利用CFD方法對旋翼反流區槳葉不同剖面翼型的氣動特性進行了分析,得到旋翼槳葉不同剖面翼型的氣動力、壓力系數和周圍流場變化情況，對它們的流動機理進行了簡單的探究。通過對比分析，得到了反流區槳葉剖面氣動特性的一些規律。同時初步研究了翼型后緣鈍化處理對改善反流特性的影響。

高速直升機；反流區；翼型；CFD；后緣鈍化

0 引言

直升機在以一定的前進比μ進行前飛時，由于來流的疊加作用，旋翼前行槳葉區域(相位角ψ=0°-90°-180°)和后行槳葉區域(相位角ψ=180°-270°-360°)相對氣流速度不對稱。在后行槳葉區域相對半徑r小于μR|sinψ|一段槳葉會出現相對氣流從后緣吹向前緣的現象，存在這種現象的區域稱為“反流區”。在反流區內槳葉的氣動效率低，有嚴重的流動分離現象，容易發生失速，槳葉各個剖面的迎角、升力、阻力、俯仰力矩特性和反流區外存在明顯差別。

如何提高飛行速度一直是直升機領域致力研究的課題，由常規直升機加裝推進裝置所形成的復合式高速直升機[1-3]被認為是未來提高直升機飛行速度的有效途徑之一。20世紀70年代，美國西科斯基公司研制了XH-59A復合式高速直升機，它采用ABC旋翼系統[4-6](共軸反向旋轉的剛性無鉸式旋翼，采用前行槳葉升力偏置抵消旋翼滾轉力矩，從而解決后行槳葉失速的問題)，在機身兩側安裝輔助推力裝置，最大飛行速度可以達到488Km/h。為了進一步發展ABC旋翼概念，以及尋找XH-59A直升機所遇到問題的解決途徑，西科斯基公司于2004年開始設計X2技術驗證機，設計飛行速度為520Km/h。

旋翼反流區面積增大是高速直升機的一個重要特征，對于旋翼反流區的研究工作在近些年來越來越受到人們的重視。美國西科斯基公司在X2技術驗證機的研制過程中將反流區槳葉剖面設計成帶鈍形后緣的紡錘形翼型[7]，有效地減少了后行槳葉在反流區的流動分離。2008年，美國西維吉尼亞大學的Michael J. Lyons對用環量控制改善旋翼反流區流動特性進行了研究[8]。2009年，美國喬治亞理工大學研究人員采用CFD方法對大前進比情況下旋翼的大反流和徑向流兩種流動特性進行了數值模擬，建立了完整的翼型氣動特性數據庫，以對現有旋翼氣動分析方法進行修正。2011年，南京航空航天大學的孔衛紅和陳仁良老師提出了高前進比直升機旋翼的氣動特性分析方法，并研究了反流區對復合高速直升機旋翼氣動特性的影響[9-10]。

本文以某直升機模型旋翼為例，采用Fluent軟件對旋翼反流區內槳葉不同剖面翼型的氣動特性進行了CFD計算分析。CFD模擬得到了不同剖面翼型的氣動力、壓力分布和翼型周圍流場變化情況，對它們的流動機理進行了簡單的探究。通過不同狀態的對比和分析，獲得了反流區槳葉剖面翼型在反流情況下特殊的氣動特性，同時初步研究了翼型后緣鈍化處理對改善反流特性的影響。

1 研究對象簡介

復合式高速直升機在高速飛行時一般要降低旋翼轉速，保證前行槳葉槳尖馬赫數在0.9之下，防止出現強激波從而引起阻力發散。在這種情況下，旋翼前進比μ急劇增大，甚至達到0.8以上，此時相位角ψ=270°處槳葉在相對半徑r小于0.8的范圍都處于反流狀態。直升機槳葉剖面翼型的反流狀態下的氣動特性和順流狀態下有很大不同，因而對槳葉剖面翼型的反流特性進行研究很有必要。

1.1 旋翼模型參數

采用某直升機模型旋翼作為研究案例，取旋翼槳葉相對半徑r分別為0.3、0.4、0.5、0.6、0.7、0.8、0.9處剖面的翼型作為研究對象，同時對相對半徑r=0.3和0.5處剖面翼型后緣鈍化處理以進行反流氣動特性的對比分析。

1.2 模擬計算狀態

不同剖面處翼型氣動特性對比的數值計算：旋翼槳尖懸停馬赫數為0.5Ma，直升機前飛速度為0.4Ma，軸傾角0°，此狀態下旋翼前進比μ=0.8，對相位角ψ=90°(前行)和270°(后行)位置處的槳葉各個剖面翼型的氣動特性進行CFD數值模擬計算，計算中沒有考慮槳葉揮舞運動、變距操縱以及誘導速度的影響。

反流區剖面翼型不同迎角下的氣動特性：模擬計算了r=0.3、0.4、0.5剖面處的翼型在順流情況±90°迎角范圍和反流情況±90°迎角范圍氣動特性的變化情況，模擬風速選取0.1Ma。

翼型后緣鈍化處理對反流特性的影響：對r=0.3、0.5剖面處翼型的后緣進行了簡單的鈍化處理，計算了處理后翼型在反流情況下的氣動特性。

1.3 數值計算方法

采用Fluent軟件對旋翼不同剖面翼型進行CFD模擬計算，得到翼型表面以及周圍流場速度、壓力、溫度、密度等物理量在空間和時間上的分布，從而對其氣動特性進行分析。數值計算采用納維-斯托克斯(N-S)流動控制方程，其質量連續、動量守恒和能量守恒方程分別為(1)至(3)，采用Spalart-Allmaras湍流模型對控制方程進行修正，S-A模型中湍流粘性υ的方程為(4)。求解過程中采用基于密度的求解器，用有限體積法對控制方程進行空間離散，用隱式格式對方程進行線化，計算選用二階迎風格式。計算域網格采用O型結構網格，遠場邊界和翼型表面的距離大于十倍的弦長。

方程(1)至(4)中，ρ、p、V、T、μ分別表示密度、靜壓、速度、溫度和粘性系數，τ表示粘性應力，g為重力加速度，F表示外力，E代表流體微團的總能，keff表示有效導熱系數，h表示焓，J表示組分的擴散通量，υ表示湍流粘性，ui表示i方向的速度分量。

1.4 數據的處理

氣動力方向：阻力方向順流向為正；升力方向垂直流向指向翼型上方為正；俯仰力矩以1/4弦線處作為參考點，方向抬頭為正。各個剖面翼型的氣動力和壓力按照公式(5)至公式(8)進行無量綱化處理。

升力系數

阻力系數

俯仰力矩系數

壓力系數

其中，X、Y、M和P分別表示翼型的阻力、升力、俯仰力矩和靜壓；ρ∞表示大氣密度；V表示翼型前方來流合速度大?。籶∞表示大氣壓力；c表示翼型的弦長。

2 反流區氣動特性計算結果對比分析

2.1 不同槳葉剖面翼型氣動特性的對比

模擬計算了槳葉在相位角ψ=90°(前行)和270°(后行)位置處各個剖面翼型的氣動特性，圖1至圖2選取了幾個典型的計算狀態的數據處理結果。計算結果主要以翼型表面的壓力系數曲線、翼型周圍靜壓分布云圖和流線圖來呈現。

圖1(a)和圖2(a)為r=0.4剖面翼型反流狀態下的結果。圖1(b)和圖2(b)為r=0.4剖面翼型在順流狀態下的結果。對比之后，翼型反流狀態較順流狀態在前緣和后緣更容易出現分離，這正是翼型在反流狀態的氣動特性差于順流狀態的主要原因。對反流狀態流動進行簡單的分析：氣流從后緣向前流動，首先在上翼面速度遲滯為零，之后一部分氣流繞過后緣向下翼面流動，后緣存在很大的曲率，氣流很快加速，緊接著氣流急劇減速，會產生很大的逆壓梯度，這造成了氣流的分離；氣流從翼型前緣流向遠方時，受限于前緣的外形，亦會產生比較大的逆壓梯度，此時氣流的動能較低，不足以克服逆壓梯度向前流動，從而分離。

圖1(c)和圖2(c)為前行狀態下r=0.9剖面翼型的結果。此時翼型前方來流達到0.8Ma。觀察壓力云圖和翼型表面壓力系數分布，可以看出在距離前緣0.7相對弦長處上翼面壓力有突然的變化，觀察流線圖發現此位置之后的氣流出現分離情況，主要是此位置出現激波所致。

2.2 翼型在不同迎角下的反流特性

高速直升機以0.8前進比進行飛行時，在后行槳葉區域相對半徑r小于μR|sinψ|一段槳葉會出現反流情況，相位角ψ=270°時r小于0.8的剖面都處于反流區。r從0.5至0.8范圍內剖面翼型形狀基本一致，因而主要模擬計算了r=0.3、0.4、0.5剖面處的反流情況。

此處選取了r=0.3剖面翼型不同迎角下的順流和反流情況，主要包括升力系數、阻力系數和俯仰力矩系數的對比，如圖3所示。通過對比可以看出，翼型反流狀態下用CFD模擬得到的結果和試驗值趨勢基本一致，說明CFD模擬結果可以真實地反映反流狀態的氣動特性。通過順流情況和反流情況的對比，可以明顯看出，翼型順流情況下的氣動特性要優于反流情況。觀察阻力和升力特性，反流情況阻力發散迎角減小，失速迎角減小，最大升力減小。這主要和前面所說的反流情況下后緣容易發生氣流分離有關。觀察俯仰力矩特性發現，反流情況下在0°迎角附近俯仰力矩變化比較急劇，和順流情況有很大不同，這會對槳葉的扭轉變形情況有很大影響，需要予以注意。

圖1 翼型表面壓力系數

圖2 翼型周圍流場分布

圖3 翼型氣動力系數(順流和反流情況對比)

2.3 翼型后緣處理對反流特性的影響

嘗試對反流區翼型進行了簡單的后緣鈍化處理，模擬計算了這種處理對翼型反流特性的影響情況。

圖4(a)至圖4(c)為r=0.3剖面處翼型正常后緣和后緣鈍化處理后氣動特性的對比，主要包括阻力系數、升力系數和俯仰力矩系數的變化情況。觀察阻力特性和升力特性，后緣經鈍化處理后，阻力發散迎角明顯增加，失速情況得到改善，最大升力系數得到很大提升，最大升力系數在原有基礎上提升了50%左右。

圖5顯示了反流-8°迎角狀態下翼型正常后緣和鈍化處理后緣擾流情況的對比。從中可以看出后緣未處理時氣流繞過后緣時會有明顯的分離，經鈍化處理后，后緣繞流情況得到明顯的改善，氣流分離沒有發生。

圖4 翼型反流狀態(正常后緣和鈍化處理后緣對比)

圖5 翼型后緣繞流情況

3 小結

通過計算結果的對比分析，主要得出了以下的結論：

1)槳葉剖面翼型在反流情況下前緣和后緣更容易發生分離。

2)反流情況阻力發散迎角減小，失速迎角減小，最大升力減小，0°迎角附近俯仰力矩變化比較急劇，氣動特性明顯差于順流情況。

3)翼型后緣進行鈍化處理之后，在反流狀態下，后緣流動分離情況有所改善，翼型的阻力發散迎角增加，最大升力系數增加，氣動特性得到提升。

[1] Newman S J. The compound helicopter configuration and the helicopter speed trap[J].Aircraft Engineering and Aerospace Technology,1997,69(5):407-413.

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[9] 孔衛紅，陳仁良.高前進比旋翼氣動特性分析方法研究[J].空氣動力學學報,2011. 29(5).

[10] 孔衛紅，陳仁良.反流區對復合高速直升機旋翼氣動特性的影響[J].航空學報，2011.2:223-230.

CFD Analysis on Aerodynamic Characteristics of Blade Profiles in Reverse Flow Region of High Speed Helicopter Rotor

YUAN Mingchuan，YANG Yongfei，LING Yongfeng

(Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory, CHRDI，Jingdezhen 333001，China)

The reverse flow region of rotor expands while the speed of helicopter increases. Taking a helicopter model rotor as example, the aerodynamic characteristics of reverse flow region was researched in CFD simulating method. The simulation obtained aerodynamic forces, pressure coefficients and flow fields of different profiles of the rotor blade, the fluid principle was investigated. The general trends were found for the aerodynamic characteristics of these profiles in reverse flow region after comprehensive comparisons and analysis. Simultaneously, a preliminary research on using blunt trailing edge to improve the aerodynamic characteristics of aerofoil in reverse flow condition has investigated.

high-speed helicopter; reverse flow region; aerofoil; CFD; blunt trailing edge

2014-08-29

863項目-先進直升機技術(課題編號：2012AA112201)。

袁明川(1988-)，男，河南南陽人，碩士，助理工程師，研究方向：直升機空氣動力學。

1673-1220(2015)01-001-05

V211.52

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