槳尖開孔參數(shù)對旋翼流場特性的影響研究

陳榮錢, 王旭, 程起有, 朱呈祥, 尤延鋮

(1．廈門大學(xué)航空航天學(xué)院，福建廈門361005; 2．直升機(jī)旋翼動力學(xué)國家級重點實驗室( 中國直升機(jī)設(shè)計研究所) ，江西景德鎮(zhèn)333001)

直升機(jī)具有垂直起降、高機(jī)動性和空中懸停等獨(dú)特優(yōu)勢，在軍民領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用。槳-渦干擾(blade-vortex interaction,BVI)是旋翼高速旋轉(zhuǎn)時后繼槳葉與先行槳葉的槳尖渦相撞形成的氣動干擾現(xiàn)象[1]。槳-渦干擾會使旋翼槳葉產(chǎn)生振動，發(fā)出強(qiáng)烈的槳-渦干擾噪聲，將嚴(yán)重影響直升機(jī)乘坐的舒適性和隱身性能。因此，如何抑制旋翼的槳-渦干擾一直是旋翼空氣動力學(xué)和氣動聲學(xué)研究的重點。

目前抑制旋翼槳-渦干擾的方法主要有在旋翼槳尖加裝削渦裝置，如槳尖小翼、端板、后緣擾流片等[2]；以及優(yōu)化槳尖的形狀，如采用后掠、尖削、下反等槳尖構(gòu)型[3-4]。然而這些方法還存在削渦效果不明顯和氣動性能損失較大等問題。國際上提出了高階諧波控制(HHC)、單獨(dú)槳葉控制(IBC)、槳葉后緣襟翼控制等主動控制方法[5-8]，但是這些方法實現(xiàn)較為困難，還難以在工程上應(yīng)用。

近年來Han等[9-11]提出了一種基于槳尖開孔抑制旋翼槳尖渦的方法，即在槳尖的前緣和端面之間開孔連通。當(dāng)旋翼旋轉(zhuǎn)時，氣流從槳尖前緣的小孔流入，從端面的小孔流出，形成一股動量射流，達(dá)到削弱槳尖渦的效果。該方法實現(xiàn)簡單，無需額外復(fù)雜的控制系統(tǒng)，是一種很有潛力的抑制槳-渦干擾的方法。國內(nèi)，肖中云、龔志斌等[12-13]也研究了槳尖開孔對槳尖渦削弱和旋翼氣動性能的影響。然而目前關(guān)于開孔參數(shù)對槳尖渦結(jié)構(gòu)及旋翼氣動性能的影響尚缺乏細(xì)致的研究。因此，本文重點研究了槳尖開孔的位置、數(shù)目、直徑等參數(shù)的影響，為將該技術(shù)應(yīng)用于實際工程問題提供技術(shù)積累。

1 旋翼流場數(shù)值模擬方法

1.1 Navier-Stokes方程的求解方法

由于旋翼懸停流場具有旋轉(zhuǎn)周期性，在固定于槳轂的旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下具有定常解。因此，本文求解的是旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下的Navier-Stokes方程[14-16]：

(1)

W是守恒變量,Fc,Fv分別是無黏通量和黏性通量,表達(dá)式為

(2)

式中,ρ是密度,u,v,w分別是x,y,z3個方向的速度,p是壓強(qiáng),T是溫度,E是單位質(zhì)量總能,H是單位質(zhì)量總焓。nx,ny,nz是控制體表面的單位法向矢量分量,Vn表示控制體表面的法向速度,τij表示黏性應(yīng)力張量,Θi表示黏性應(yīng)力功和流體熱傳導(dǎo)的組合項。方程(1)的右端源項參考文獻(xiàn)[15-16]。Navier-Stokes方程求解采用格點格式的有限體積法[14]。無黏通量計算采用二階中心格式加人工耗散,湍流模型采用Spalart-Allmaras模型。物面采用無滑移邊界條件,遠(yuǎn)場采用無反射邊界條件。

1.2 非結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格技術(shù)

旋翼流場數(shù)值模擬還采用了非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格重疊網(wǎng)格技術(shù)[17]。網(wǎng)格之間的搜索和插值過程是該技術(shù)的關(guān)鍵。本文重疊網(wǎng)格之間搜索目標(biāo)點所在單元采用交替數(shù)字叉樹(alternating digital tree,ADT)算法[18]。插值過程引入有限元中的單元標(biāo)準(zhǔn)化[17,19],目標(biāo)點的物理量可以通過所在單元各頂點的物理量加權(quán)求和得到

f=φifi

(3)

f表示目標(biāo)點的物理量,fi表示目標(biāo)點所在單元各頂點的物理量,φi表示插值基函數(shù)。

2 數(shù)值模擬方法驗證

本文選取Caradonna-Tung(C-T)旋翼模型作為標(biāo)準(zhǔn)算例，驗證旋翼流場數(shù)值模擬方法的正確性。旋翼的半徑R=1.143 m，展弦比為6，槳根切除部分為0.1R，總距角8°，如圖1所示。計算狀態(tài)為：懸停狀態(tài)，槳尖馬赫數(shù)為0.877，轉(zhuǎn)速為2 500 r/min。計算網(wǎng)格如圖2所示，由2套網(wǎng)格組成，分別是包含旋翼的網(wǎng)格和背景網(wǎng)格，2套網(wǎng)格之間存在重疊區(qū)域。為了更好捕捉旋翼附近的流場結(jié)構(gòu)，背景網(wǎng)格進(jìn)行了局部加密。

圖1 Caradonna-Tung旋翼模型

圖2 計算網(wǎng)格圖

圖3是C-T旋翼槳葉不同展向位置的表面壓力系數(shù)計算值和實驗值的對比。由圖可以看出，計算得到的表面壓力系數(shù)分布和實驗值[20]吻合良好，從而定量驗證了旋翼流場數(shù)值模擬方法的正確性。

圖3 C-T旋翼不同展向位置的表面壓力系數(shù)計算值和實驗值的對比

表1是不同槳尖馬赫數(shù)旋翼升力系數(shù)計算值與實驗值對比。可以看出不同計算狀態(tài)旋翼升力系數(shù)計算值和實驗值的誤差都在5% 以內(nèi)，進(jìn)一步驗證了數(shù)值模擬方法的正確性。

表1 旋翼升力系數(shù)計算值與實驗值的對比

3 槳尖開孔對槳尖渦結(jié)構(gòu)的影響

本文在C-T旋翼上進(jìn)行開孔，如圖4所示，孔的直徑為0.067C，C為翼型弦長。孔的間距為0.157C。定義無開孔的C-T旋翼為基本構(gòu)型。

圖4 C-T旋翼槳尖開孔示意圖

3.1 開孔位置對旋翼槳尖渦結(jié)構(gòu)的影響

為了研究開孔位置對旋翼槳尖渦結(jié)構(gòu)的影響，在圖4的3個位置每次只開一個孔，槳尖構(gòu)型分別記為1號、2號、3號構(gòu)型，如圖5所示。計算狀態(tài)：懸停狀態(tài)，槳尖馬赫數(shù)為0.794，轉(zhuǎn)速為2 264 r/min。

圖5 不同開孔位置示意圖

圖6 不同開孔位置槳尖渦的Q值對比(45°渦齡角)

圖6是不同位置開孔槳尖在45°渦齡角的Q值對比。由圖可以看出，開孔槳尖Q的峰值明顯小于無開孔Q的峰值，說明槳尖開孔能夠起到削弱槳尖渦的效果。同時可以看到3種構(gòu)型槳尖渦Q的峰值基本相同，說明開孔位置對槳尖渦的削弱效果影響很小。

3.2 開孔數(shù)目對槳尖渦結(jié)構(gòu)的影響

為了研究槳尖開孔數(shù)目對槳尖渦的影響，本文設(shè)計了3種不同開孔數(shù)目的槳尖，如圖7所示。

圖7 不同開孔數(shù)目的槳尖構(gòu)型

槳尖構(gòu)型分別記為1號、2號、3號構(gòu)型。開孔直徑和位置和圖4相同。計算狀態(tài)與3.1節(jié)的狀態(tài)相同。

圖8是不同開孔數(shù)目的槳尖構(gòu)型在45°渦齡角的槳尖渦量云圖。由圖可以看出，開孔數(shù)目越多，槳尖渦的直徑越大，強(qiáng)度越弱。

圖8 不同開孔數(shù)目槳尖的渦量云圖(45°渦齡角)

圖9是不同開孔數(shù)目槳尖在45°渦齡角的Q值對比。由圖可以看出，1號、2號、3號槳尖構(gòu)型Q的峰值較基本構(gòu)型分別減小了49%、75%、83%，定量說明了開孔數(shù)目越多，削渦效果越好，并且Q的峰值減小隨著開孔數(shù)目的增加趨于平緩。

圖9 不同開孔數(shù)目槳尖渦的Q值對比(45°渦齡角)

3.3 開孔直徑對槳尖渦結(jié)構(gòu)的影響

為了研究開孔直徑對槳尖渦的影響，本文設(shè)計了3種不同直徑的槳尖構(gòu)型，槳尖構(gòu)型分別記為1號、2號、3號構(gòu)型，如圖10所示。孔的位置及間距和圖4相同。計算狀態(tài)與3.1節(jié)的狀態(tài)相同。

圖10 不同開孔直徑的槳尖構(gòu)型

圖11是不同開孔直徑槳尖在45°渦齡角的渦量云圖。1號、2號、3號構(gòu)型槳尖渦的強(qiáng)度較基本構(gòu)型都有減弱，并且1號槳尖渦的強(qiáng)度小于2號，2號槳尖渦的強(qiáng)度小于3號，說明開孔直徑越大，削渦的效果越好。

圖12是不同開孔直徑槳尖在45°渦齡角的Q值對比。1號、2號、3號構(gòu)型分別較基本構(gòu)型Q的峰值減小約83%、76%、36%，定量說明開孔直徑越大，削渦的效果越好。

圖11 不同開孔直徑槳尖的渦量云圖(45°渦齡角)

圖12 不同開孔直徑槳尖渦的Q值對比(45°渦齡角)

4 槳尖開孔對旋翼氣動性能的影響

4.1 開孔位置對旋翼氣動性能的影響

表2是開孔位置對旋翼升力系數(shù)和功率系數(shù)的影響。由表可以看出，1號、2號、3號構(gòu)型旋翼的升力系數(shù)都比基本構(gòu)型增加了約2%，功率系數(shù)增加了約10%，并且不同開孔位置旋翼的升力系數(shù)和功率系數(shù)基本相同。

表2 開孔位置對旋翼升力系數(shù)和

4.2 開孔數(shù)目對旋翼氣動性能的影響

表3是開孔數(shù)目對旋翼升力系數(shù)和功率系數(shù)的影響。由表可以看出，隨著開孔數(shù)目的增多，旋翼的升力系數(shù)較基本構(gòu)型的增量在減小，由2.82%減小到0.06%，但功率系數(shù)較基本構(gòu)型急劇增加，由9.82%增加到31.7%。

表3 開孔數(shù)目對旋翼升力系數(shù)和功率

4.3 開孔直徑對旋翼氣動性能的影響

表4是開孔直徑對旋翼升力系數(shù)和功率系數(shù)的影響。隨著開孔直徑的減小，旋翼升力系數(shù)較基本構(gòu)型的增量由0.06%增大到3.27%；而旋翼功率系數(shù)較基本構(gòu)型的增量在減小，由31.7%減小到6.7%。

表4 開孔直徑對旋翼升力系數(shù)和功率

5 結(jié) 論

本文采用CFD數(shù)值模擬手段研究了槳尖開孔的位置、數(shù)目、直徑等參數(shù)對槳尖渦結(jié)構(gòu)和旋翼氣動性能的影響，可以得到以下結(jié)論：

1)不同的位置，開孔削弱槳尖渦的效果基本相同；開孔旋翼的升力系數(shù)和功率系數(shù)較基本構(gòu)型的增量基本相同。

2)開孔旋翼的升力系數(shù)較基本構(gòu)型小幅增加，而開孔旋翼的功率系數(shù)較基本構(gòu)型則較大幅度增加。

3)開孔數(shù)目越多，孔徑越大，開孔的削渦效果越好。隨著開孔數(shù)目增多，孔徑增大，開孔旋翼的升力系數(shù)較基本構(gòu)型的增量在減小，而功率系數(shù)較基本構(gòu)型的增量急劇增加。