不同飛行速度下的共軸式直升機氣動特性研究

龍海斌，吳裕平

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

0 引言

直升機不僅具備垂直起降和定點懸停的性能，而且還能往前后左右飛行，在飛行時能夠以任意速度飛行。隨著任務目標和使用需求的變化，對直升機的速度要求越來越高，因此各種類型的高速直升機獲得了快速發展[1]，其中比較多的直升機的旋翼采用共軸式布置方式。在對直升機進行氣動設計時一個比較重要的考慮因素就是使其在不同飛行速度時都具有比較好的氣動特性，從而實現更快更遠以及更平穩的飛行。目前獲得直升機氣動特性的主要方法有風洞試驗和數值計算兩種。風洞試驗獲得的氣動特性結果準確性和實用性都很高，但是花費的時間比較長，成本也比較高。數值計算方法經過了幾十年的發展，已經在很多工程領域有了比較多的應用，計算結果的準確性和可靠性比較高，而且計算速度快，花費的成本比較小。文獻[2,3]分別對X-2和S-97直升機研制過程中的風洞試驗進行了總結，分析了部分氣動特性結果。文獻[4，5]分別采用風洞試驗和CFD計算的方法對某直升機和帶渦發生器的某型直升機的氣動特性進行了研究，并對比分析了風洞試驗和CFD計算結果。文獻[6]采用風洞試驗與CFD計算相結合的方法對兩型直升機的氣動特性進行了研究。文獻[7]對不同的機身、槳轂和起落架等組合的直升機模型進行了風洞試驗，并對結果進行了分析研究。文獻[8]采用CFD方法對四型直升機的氣動特性進行了計算，研究了尾梁過渡段外形對直升機氣動特性的影響。文獻[9]在風洞中對Robin機身的氣動特性進行了測量與研究。文獻[10]采用CFD方法分別對某共軸式直升機孤立機身和帶槳轂機身的氣動特性進行了計算。文獻[11]對某型直升機的氣動特性進行了數值計算，并分別分析了機身橫縱比和平尾后掠角兩個參數變化對直升機氣動特性的影響。但是國內外關于不同飛行速度下的共軸式直升機氣動特性的研究比較少。本文對某共軸式直升機算例樣機的氣動特性進行數值計算，計算狀態包括五種典型的飛行速度。根據CFD計算結果分析了共軸式直升機全機和槳轂等部件的氣動特性。

1 數值計算概述

1.1 計算模型

目前已經服役或正在研制的新構型直升機包括傾轉旋翼機和共軸剛性旋翼直升機等。美國和俄羅斯等國家都推出了共軸剛性旋翼直升機方案。美國西科斯基公司的X-2和S-97直升機驗證機已經開始試飛，其氣動外形如圖1所示。這兩款共軸式直升機均采用共軸剛性旋翼，尾部安裝有推力螺旋槳，尾部氣動面為H型布局，平尾兩端都有側端板，其中X-2直升機的垂尾上還有一塊面積比較小的下平尾。本文計算的共軸式直升機算例樣機的氣動外形包括機身、主槳轂、平尾、垂尾和側端板五個部分，其中槳轂為共軸雙槳轂形式，平尾包括安裝在尾梁上的上平尾和安裝在垂尾上的下平尾兩部分。側端板安裝在平尾兩側，包括左、右兩塊側端板。

圖1 氣動外形示意圖

1.2 網格劃分與計算方法

數值計算的前處理主要是對流體域進行網格劃分，首先對計算模型的幾何外形進行修復與整理，然后采用Octree算法生成四面體非結構網格。該方法首先生成獨立的體網格，之后進行網格調整，將網格映射到點和線上。對局部細節可以選擇進行捕捉或忽略。在幾何外形曲率變化較大和流場比較復雜的地方進行了網格的局部加密。流場計算采用求解Navier-Stokes方程的方法，該方程的守恒形式如下：

(1)

式中：W為守恒變量，Fc和Fv分別為對流通量和粘性通量。

流場求解過程中空間離散采用Roe-FDS格式的通量差分分裂格式，湍流模型采用S-A一方程湍流模型，該模型具有比較高的計算精度，在航空航天等領域應用比較廣泛。直升機模型表面采用無滑移邊界條件，流體域外邊界設置為壓強遠場邊界條件，分別設置對應的來流速度。

1.3 計算狀態

目前常規直升機在使用過程中的飛行速度范圍比較大，可以實現從懸停到300km/h左右的飛行，而已經試飛的共軸式直升機的最高速度可達500km/h，未來直升機的速度有可能進一步提高。因此本文選取了現有和未來直升機的五個比較典型的飛行速度狀態進行氣動特性計算，對應的速度分別為216km/h、360km/h、504km/h、648km/h和792km/h。其中216km/h和360km/h為目前常規直升機比較典型的飛行狀態，500km/h為目前高速直升機的最高飛行速度，648km/h和792km/h則對應未來直升機的最高飛行速度。

2 計算結果分析

2.1 阻力特性

共軸式直升機算例樣機的全機阻力系數隨攻角變化的曲線如圖2所示。從圖中可以看出，在目前直升機的最高速度范圍內，全機阻力系數與低速(216km/h)飛行時相差比較小。但是未來直升機的最高飛行速度不斷提高，全機阻力系數增長比較快。表1給出了典型攻角時不同飛行速度下的阻力系數與低速飛行時的比值，在飛行速度超過504km/h之后，空氣流動進入可壓縮區，氣動阻力增大。而且隨著雷諾數的不斷增大，槳轂和機身尾部區域的流動分離越來越大，也引起阻力不斷增大。

圖2 阻力系數隨攻角變化曲線

攻角216km/h360km/h504km/h648km/h792km/h-12°1.000.991.011.101.27-6°1.001.011.061.191.460°1.001.001.061.161.526°1.001.011.031.161.5812°1.001.041.101.251.63

共軸式直升機的旋翼為共軸剛性雙旋翼形式，因此槳轂的迎風面積比較大，而且槳轂尾部的氣流分離比較嚴重。因此槳轂部分的阻力占全機阻力的百分比最大。直升機的機身迎風面積最大，因此機身阻力是直升機廢阻的主要來源。圖3和圖4分別給出了不同飛行速度時槳轂阻力和機身阻力占全機氣動阻力的百分比隨攻角的變化情況。對比圖3和圖4可以看出，隨著飛行速度的增大，槳轂阻力占全機阻力的百分比不斷增大，而機身阻力占的百分比不斷降低，說明未來高速直升機發展需重點關注槳轂部分的減阻設計。

圖3 槳轂阻力占總阻力的百分比

圖4 光機身阻力占總阻力的百分比

2.2 升力特性

共軸式直升機的升力系數隨攻角變化的曲線如圖5所示。從圖中可以看出，飛行速度變化時，全機的升力系數變化比較小，在未來直升機可能飛行的大速度狀態，大攻角時的全機升力系數有所降低。

圖5 升力系數隨攻角變化曲線

該算例直升機的平尾包含上平尾和下平尾兩部分。不同飛行速度時上、下平尾的升力系數隨攻角的變化情況如圖6和圖7所示。從圖6可以看出飛行速度變化時，上平尾的升力系數基本上不變。在-12°到-4°攻角范圍內，由于尾部的動態失速，上平尾的升力系數大小基本不變。從圖7可以看出，在大攻角和未來直升機的大速度飛行時，下平尾的升力系數略有下降。

圖6 上平尾升力系數隨攻角變化曲線

圖7 下平尾升力系數隨攻角變化曲線

2.3 俯仰力矩特性

共軸式直升機的俯仰力矩系數隨攻角變化的曲線如圖8所示。從圖中可以看出，全機俯仰力矩系數基本上隨攻角的增大而不斷減小，而且俯仰力矩系數的斜率隨飛行速度的變化比較小。但是在-12°到-4°攻角時，俯仰力矩系數隨攻角的變化比較小。上、下平尾的俯仰力矩系數隨攻角的變化情況如圖9和圖10所示。由于上、下平尾翼型反裝，產生向下的升力，因此兩者的變化趨勢與升力系數變化趨勢基本相反。對比分析圖8和圖9可以看出，全機的俯仰力矩系數變化趨勢與上平尾俯仰力矩的變化趨勢基本相同，說明上平尾對直升機的縱向穩定性具有重要作用。

圖8 全機俯仰力矩系數隨攻角變化曲線

圖9 上平尾俯仰力矩系數隨攻角變化曲線

圖10 下平尾俯仰力矩系數隨攻角變化曲線

2.4 側向力特性

不同速度下的全機側向力系數隨側滑角變化的曲線如圖11所示。從圖中可以看出在不同飛行速度時，全機側向力系數隨側滑角的增大而不斷減小，基本成線性變化趨勢。全機側向力系數曲線的斜率基本不隨飛行速度的變化而變化。

圖11 側向力系數隨側滑角變化曲線

2.5 滾轉力矩特性

共軸式直升機全機側滾轉力矩系數在不同速度時隨側滑角的變化情況如圖12所示。從圖中可以看出，隨著飛行速度的增大，全機的滾轉力矩系數略微降低。左側端板的滾轉力矩系數隨側滑角的變化情況如圖13所示。根據圖13可以看出，在-16°至8°側滑角范圍內，隨著飛行速度的增大，左側端板的滾轉力矩系數不斷增大，但是曲線斜率基本上不變。在8°至16°側滑角范圍內，由于直升機尾部對橫向來流的阻攔作用，側端板的滾轉力矩系數基本上不變。

圖12 滾轉力矩系數隨側滑角變化曲線

圖13 左側端板滾轉力矩系數隨側滑角變化曲線

2.6 偏航力矩特性

全機偏航力矩系數在不同飛行速度時隨側滑角的變化情況如圖14所示。從圖中可以看出，在飛行速度低于未來直升機可能飛行的最大速度時全機偏航力矩系數變化比較小，而在可能的最大飛行速度時全機偏航力矩系數變化比較大，特別是在大側滑角狀態。垂尾和左側端板的偏航力矩系數隨側滑角的變化情況分別如圖15和圖16所示。分析圖15可以發現，垂尾的偏航力矩系數除了在未來直升機可能的最大飛行速度時有所降低之外，在其他飛行速度時基本上不變。由圖16可以看出左側端板的偏航力矩變化趨勢與其側向力系數和滾轉力矩系數變化趨勢基本上一致。

圖14 全機偏航力矩系數隨側滑角變化曲線

圖15 垂尾偏航力矩系數隨側滑角變化曲線

3 總結與討論

通過對某共軸式直升機算例樣機在不同飛行速度下的氣動特性進行計算，得到了全機和部分部件的氣動力和力矩隨攻角和側滑角的變化情況。經過分析之后可得出如下結論：

圖16 左側端板偏航力矩系數隨側滑角變化曲線

1)在目前直升機的最高飛行速度(500km/h左右)范圍內，全機氣動特性隨飛行速度的變化比較小。隨著未來直升機飛行速度的進一步增大，全機阻力增長得比較快。在未來直升機可能飛行的最大速度時的全機偏航力矩變化比較大。

2)隨著飛行速度的不斷增大，槳轂等尾部流動分離比較大的部件的氣動阻力占全機阻力的百分比不斷增大，同時全機的壓差阻力占全機阻力的百分比也不斷增大。

3)隨著攻角或側滑角的增大，平尾等部件產生動態失速，從而導致升力、俯仰力矩等變小。