直升機旋翼的瞬態飛行地面效應流場模擬

辛 冀, 馬成江, 李 攀, 陳仁良

(1. 中國直升機設計研究所, 江西 景德鎮 330001; 2. 南京航空航天大學 航空宇航學院, 江蘇 南京 210016)

直升機旋翼的瞬態飛行地面效應流場模擬

辛 冀1, 馬成江1, 李 攀2,*, 陳仁良2

(1. 中國直升機設計研究所, 江西 景德鎮 330001; 2. 南京航空航天大學 航空宇航學院, 江蘇 南京 210016)

發展了一種用于分析地面效應中瞬態飛行狀態旋翼流場的理論模型，采用CB3D時間步進自由尾跡格式求解旋翼的尾跡結構，并采用面元法模擬地面對旋翼流場的影響，針對離散數值計算中出現的部分尾跡渦線落入地面下方的非物理現象，引入了“等體積”修正方法對地面下方尾跡節點的位置進行修正。新模型計算結果顯示，計算所得到的地面效應中“環流”和“地面渦”等特殊流動現象的位置和渦強與試驗圖像符合良好，可以反映瞬態飛行旋翼地面效應中的旋翼氣動力變化機理。

旋翼；地面效應；瞬態飛行；時間步進自由尾跡；面元法

0 引 言

近地飛行是直升機特有的飛行模式。當直升機離地較近時，其旋翼會處于地面效應(In Ground Effect，IGE)狀態中，此時由于地面的干擾，流場會表現出與無地效(Out of Ground Effect，OGE)狀態不同的某些特殊現象，需要專門研究。

在IGE懸停狀態下，地面的出現可以降低旋翼槳盤平面內的誘導速度[1]，因而有利于提高直升機的懸停性能，這一方面的研究較多[2-3]。而當旋翼在IGE狀態下由懸停轉入小速度前飛時，文獻[4-6]中的試驗顯示該過程中需用功率會呈現出增大的趨勢，旋翼拉力和槳轂力矩隨前進比的變化方式相比于OGE狀態也呈現出不規則的特點。

針對IGE狀態下的旋翼流場模擬，學者們開發過多種數值仿真模型，文獻[7-8]等采用自由尾跡和鏡像法對旋翼地面效應進行模擬；文獻[9-11]則采用面元法模擬地面對旋翼流場的影響。近年來關于旋翼IGE狀態的相關文獻[12-14]對于IGE瞬態飛行狀態關注較少。

對于瞬態運動狀態下的孤立旋翼，已發表的時間步進自由尾跡分析格式有PC2B[15-16]、CB2D[17]等。但它們在用于模擬更為復雜的旋翼地面效應狀態時，暴露出數值穩定性偏低的問題；自由尾跡模型在離散數值計算中，還容易出現部分渦線節點落入地面下方的“非物理”現象[11，18]。

針對這些問題，本文將引入穩定性更高的時間步進自由尾跡格式，以及對“落入”地面下方的尾跡渦線進行位置修正的方法，建立起一個新的旋翼地面效應流場分析模型，對IGE加速前飛時的旋翼氣動力變化特點進行分析。

1 計算模型

1.1旋翼時間步進自由尾跡模型

如圖1所示，旋翼槳葉使用升力面模型進行建模，槳葉后緣拖出的近尾跡采用Weissinger-L模型建模[19]。因槳尖渦對旋翼流場的影響起主要作用，因此忽略槳葉內側渦片的影響[20]。

本文引入一種CB3D格式[21]分析旋翼尾跡結構，如式(1)所示：

根據文獻[21]的分析，式(1)是一種3階顯式格式，并且消去了二階誤差項中的反阻尼項，數值穩定性更強。

1.2地面干擾模型

本文在地面上布置均布源面元網格以模擬地面效應中地面對旋翼流場的影響，單個均布源面元對空間某點誘導速度計算和控制點坐標求解可參考文獻[19]。各源面元的強度依據面元控制點處的流動不可穿透邊界條件求解得到。為減小地面離散引起的“噪聲”誤差[11]，本文根據瞬態飛行旋翼的尾跡特點，以圖2所示的環式網格加矩形正交網格相結合的方式布置地面網格。這種網格除了與前飛旋翼的尾跡形狀更加契合之外，還能比較方便地調整網格的密度分布，可在不降低計算精度的前提下減小模型的計算量。

自由尾跡方法在離散的時間和空間上求解旋翼尾跡結構時，很容易發生渦元運動至地面下方的非物理現象。針對瞬態飛行的特點，本文引入一種“等體積修正”法[18]，該方法在低速流場不可壓假設下，修正原理如圖3所示，假設尾跡節點位于一個壁厚為小量δr的薄壁中空“圓管氣團”上，“圓管”的下底與地面重合。假定進入地面下方尾跡節點的徑向位置滿足精度要求。據此根據體積守恒關系:

δr·2πrlast·hlast=δr·2πrorigin·hnew

求解圓管的新高度hnew。

式中，hnew是修正后節點所在“氣團”的高度，hlast和rlast是上一步迭代結束時的“氣團”厚度和半徑，rorigin是這一步迭代結束、但未修正時的“氣團”半徑，zground是地面處的軸向坐標，znew是修正后的節點軸向坐標。

2 計算結果及分析

算例計算將針對旋翼穩態和瞬態飛行地面效應兩種狀態開展，以對新建立的模型進行驗證。

2.1IGE勻速飛行狀態下的旋翼流場計算

以2010年Nathan所進行的試驗[5]為參考算例，計算得到四種前進比下的自由尾跡結構如圖4所示。

各前進比下流場渦量圖的計算與試驗結果對比如圖5所示。

由圖5可見，計算可以捕捉到地面流場中旋翼特殊的卷起渦流結構，并且其形態和強度與試驗值相符良好，驗證了本文所建立模型的準確性。

2.2IGE瞬態飛行狀態下的旋翼氣動力分析

由圖6可見，本文模型對IGE勻速和勻加速前飛兩種情況下旋翼氣動力隨前進比變化趨勢的計算較為準確，在前進比μ小于0.04時，由于尾跡渦線波動劇烈[4-6]，導致計算值與試驗值的偏差略大。

由圖7可以看出，勻加速前飛時，在時變的自由來流速度下，沒有足夠的時間形成勻速前飛對應前進比下那種充分發展的旋翼流場，導致旋翼前部(面對自由來流一側)的特殊渦結構，都會在時間上延遲形成、延遲消失，位置也更加靠前。由于這一原因，造成了圖6中勻速前飛時的旋翼氣動力變化趨勢相比于瞬態飛行更加靠前。

3 結 論

本文引入了穩定性更高的時間步進自由尾跡格式，以及對“落入”地面下方的尾跡渦線進行位置修正的方法，建立起一個新的旋翼地面效應流場分析模型，得到如下結果：

1) 新建立的旋翼地面效應自由尾跡分析模型可以捕捉到有地效前飛中旋翼前部的特殊渦流結構,且其位置和形態與試驗結果符合良好。

2) 新模型計算得到的IGE加速飛行狀態下旋翼力隨前進比的變化趨勢同試驗值符合良好，驗證了新模型對IGE瞬態飛行狀態模擬的有效性。

3) IGE勻加速前飛狀態下，由于地面附近特殊渦流動的延遲形成，使得旋翼力隨前進比的變化趨勢相比于IGE勻速前飛狀態出現了一個延遲。

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Flowfieldsimulationforahelicopterrotorintransientflyingwithgroundeffect

XIN Ji1, MA Chengjiang1, LI Pan2,*, CHEN Renliang2

(1.ChinaHelicopterResearchandDevelopingInstitute,Jingdezhen330001,China; 2.CollegeofAerospaceEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China)

A new aerodynamic model was developed for the flow field simulation of a rotor in transient flight with ground effect. In the new model, a stable and efficient time-stepping free-wake algorithm CB3D is used to determine the wake geometry, and the ground is modeled with a panel method. In consideration of unphysical phenomenon that a part of the wake vortices may be generated under the ground in the numerical prediction, a constant volume rectifying method is incorporated to rectify the position of the unphysical wake vortices. The analysis results of the new model show that, for a rotor at various advance ratios with ground effect, the predicted recirculation and ground vortex flow regimes agree well with the experimental images with respect to the location and vorticity, which could provide an insight for the rotor transient flying in ground effect.

rotor; ground effect; transient flight; time-stepping free-wake; panel method

V212.4

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0066

0258-1825(2017)05-0650-05

2016-05-22;

2016-09-28

中央高校基本科研業務費專項資金資助(NS2014011)

辛冀(1988-)，男，博士，高級工程師，研究方向：直升機空氣動力學. E-mail：xinji@nuaa.edu.cn

李攀*, E-mail：lipan@nuaa.edu.cn

辛冀, 馬成江, 李攀, 等. 直升機旋翼的瞬態飛行地面效應流場模擬[J]. 空氣動力學學報, 2017, 35(5): 650-654.

10.7638/kqdlxxb-2015.0066 XIN J, MA C J, LI P, et al. Flow field simulation for a helicopter rotor in transient flying with ground effect[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(5): 650-654.