高速直升機旋翼/螺旋槳/機身干擾特性分析

2020-03-04 12:54:24申遂愿朱清華朱振華曾嘉楠陳建煒

航空工程進展 2020年1期

申遂愿，朱清華，朱振華，曾嘉楠，陳建煒

(南京航空航天大學直升機旋翼動力學國家級重點實驗室，南京 210016)

0 引言

常規單旋翼帶尾槳直升機大速度前飛時前行槳葉接近聲速，后行槳葉失速造成阻力及功率激增，速度難以突破350 km/h[1]。為解決這個問題，各種復合式高速直升機方案被提出，M.Buhler等[2],C.Frank[3],R.L.Robb[4]通過加裝機翼來提高直升機的飛行速度;王煥瑾等[5-6],孟佳東[7],葛訊[8]設計了幾種新構型旋翼飛行器，如增加尾推螺旋槳及鴨翼布局，通過將固定翼飛機與直升機的結合提高飛行器的前飛速度;陳銘等[9]介紹了歐洲直升機公司提出的一種雙拉力螺旋槳復合式高速直升機方案(X3構型，如圖1所示)，該方案在常規單旋翼帶尾槳直升機基礎上加裝機翼，并在兩側機翼上各安裝一副螺旋槳，通過螺旋槳產生的推力實現直升機高速前飛。相對于傳統直升機布局，雙拉力復合式布局增加了機翼及螺旋槳裝置，因此整機氣動干擾發生了很大的變化，懸停時，機翼及螺旋槳對旋翼下洗氣流會產生較大干擾，同時直升機前飛速度不同，旋翼尾跡對螺旋槳及機翼的影響程度也不同，機身表面壓強分布也將發生變化，旋翼/螺旋槳/機身之間的相互干擾對直升機的飛行性能及飛行品質等方面將產生較大影響。因此，針對雙拉力螺旋槳復合式高速直升機的旋翼/螺旋槳/機身干擾特性進行研究是具有重要意義的。

圖1 X3構型雙拉力螺旋槳復合式高速直升機

目前，CFD方法已被廣泛應用于直升機流場數值模擬，復合式高速直升機干擾流場的CFD模擬方法主要有嵌套網格方法和動量源方法兩種。曹飛等[10]在結構運動嵌套網格基礎上建立了復合式高速直升機旋翼/機身氣動特性CFD數值方法，該方法能夠有效計算不同飛行狀態及不同構型復合式直升機流場數值模擬，但存在網格數量及計算量大的缺點；謝冠一[11]在其基礎上對旋翼/機身/尾面氣動干擾特性進行了分析，并在計算過程中考慮了旋翼配平因素，但兩者只針對傳統單旋翼帶尾槳直升機構型進行了分析；黃深[12]應用動量源方法建立了共軸剛性旋翼帶尾推螺旋槳復合式高速直升機(X2構型)旋翼/機身/尾推干擾流場計算方法，該方法中用動量源替換了旋翼及螺旋槳，給出了動量源網格生成方法并分析了剛性旋翼對尾推的氣動干擾，為動量源方法在不同構型復合式高速直升機中的應用提供了參考；趙寅宇等[13]運用動量源方法建立了X3構型旋翼/螺旋槳干擾流場計算方法，該方法分析了X3構型懸停及不同前飛速度下旋翼與螺旋槳之間的相互干擾，但并未考慮機身對旋翼/螺旋槳干擾流場的影響。

本文在前人研究基礎上，基于動量源方法構建針對雙拉力螺旋槳復合式高速直升機旋翼/螺旋槳/機身干擾特性數值計算及分析方法，該方法考慮了機身對整機氣動特性的影響，較真實地模擬直升機懸停及前飛狀態下旋翼/螺旋槳/機身干擾特性，以期為雙拉力螺旋槳復合式高速直升機的設計及氣動優化提供參考。

1 數值計算方法

動量源方法中槳葉分為多段微段，每一微段對空氣的作用力作為源項直接計入動量方程。動量源方法采用作用盤替代了槳葉，降低網格生成的難度并減少網格數目，從而縮短了計算時間。

1.1 控制方程

本文計算采用三維非定常RANS方程：

(1)

式中：H為守恒變量；D(H)為無黏通量；K(H)為黏性通量。

1.2 動量源模型

建立槳盤與計算域直角坐標系如圖2所示，分別用(μ,ν,ζ)及(M,N,Q)表示，則兩種坐標系轉換關系為

(2)

式中：A、B分別為槳盤前傾角與側傾角；(Ma,Na,Qa)為旋轉中心在計算域直角坐標系中的坐標位置。

圖2 槳盤直角坐標系和計算域直角坐標系關系圖

槳盤圓柱坐標系(σ,ω,ψ)與槳盤直角坐標系(μ,ν,ζ)轉換關系為

(3)

翼型升力Lt與阻力Dt分別為

(4)

(5)

式中：v為槳葉剖面來流速度；l為翼型弦長；CL,CD分別為升力系數與阻力系數。

拉力Tt與阻力Zt分別為

Tt=Ltcosγ-Dtsinγ

(6)

Zt=-Ltsinγ-Dtcosγ

(7)

則槳盤直角坐標系(μ,ν,ζ)下槳葉剖面對流場的反作用力為

(8)

(9)

(10)

F′=T′+Z′

(11)

動量源方法中，以槳盤處的面網格替代槳盤平面，動量源將直接添加到這個網格平面，該網格平面單位網格面積為S′，則單位網格作用力為

(12)

通過疊加則可求得槳盤拉力Tt與阻力Zt。最后將Ft在計算域直角坐標系(M,N,Q)下進行轉換，得到動量源項(Stx,Sty,Stz)，再以通量的形式將動量源項添加至網格單元的控制體方程中。

1.3 計算網格

采用動量源方法時，需要將旋翼與螺旋槳和機身分開進行網格劃分。旋翼與螺旋槳等效為圓盤，進行結構網格劃分，對機身進行非結構網格劃分，雙拉力螺旋槳復合式高速直升機計算網格如圖3所示。

(a) 旋翼/螺旋槳網格

(b) 機身網格

2 計算方法驗證

2.1 孤立旋翼計算驗證

采用旋翼模型[14]作為計算算例驗證孤立旋翼動量源計算方法的可行性，旋翼具體參數如表1所示。計算槳盤下方不同高度動壓試驗值[14]與計算值的對比如圖4所示，可以看出：計算值與試驗值大體吻合，總體變化趨勢相同，說明本文動量源方法可靠。

表1 驗證算例旋翼參數

(a) 槳盤下方0.104R

(b) 槳盤下方0.325R

2.2 旋翼/機身計算驗證

采用GIT(Georgia Institute of Technology)旋翼/機身組合模型[15]進行旋翼/機身干擾動量源計算方法驗證。GIT模型中旋翼參數如表2所示[15]，GIT模型機身參數示意圖如圖5所示[15]。

表2 GIT模型旋翼參數

圖5 GIT模型參數圖

機身表面不同截面壓力系數計算值與試驗值[16]對比結果如表3～表4所示，可以看出：本文動量源方法計算的機身上下及左右壓力系數分布與試驗值整體趨勢基本吻合，表明本文旋翼/機身干擾動量源計算方法可靠。

表3 機身上下表面壓力系數計算值與試驗值對比

表4 機身左右表面壓力系數計算值與試驗值對比

3 旋翼/螺旋槳/機身干擾特性計算與分析

本文旋翼/螺旋槳/機身干擾特性計算模型如圖6所示，旋翼與機身頂部的間距為0.21 m，左右螺旋槳間距為2.3 m，螺旋槳旋轉軸線與旋翼平面的間距為0.7 m，螺旋槳在旋翼旋轉軸線前處0.2 m，機身長5.6 m。旋翼具體參數如表5所示，螺旋槳具體參數如表6所示。

圖6 計算模型示意圖

表5 雙拉力螺旋槳復合式高速直升機旋翼參數

表6 雙拉力螺旋槳復合式高速直升機螺旋槳參數

3.1 懸停旋翼/螺旋槳/機身干擾特性

雙拉力螺旋槳復合式高速直升機通過控制旋翼槳盤傾角以平衡螺旋槳推力，旋翼反扭矩通過左右螺旋槳的推力差抵消[17]。

為研究懸停狀態下旋翼/螺旋槳/機身干擾特性，分別對單獨旋翼、旋翼/螺旋槳組合及旋翼/螺旋槳/機身組合進行計算，得到橫向截面速度云圖如圖7所示，可以看出：三種組合橫向截面速度云圖有較大差別，單獨旋翼下洗流離槳盤較近處兩側速度較快，離槳盤較遠處中部速度較快，氣流向中部聚集，旋翼/螺旋槳組合及旋翼/螺旋槳/機身組合槳盤下方中部低速區域面積比單獨旋翼低速區域面積大，推遲了氣流的聚集，在機身附近及下方速度較低，這是因為機身阻擋了氣流的流動，對氣流有阻塞作用。

(a) 單獨旋翼懸停速度云圖

(b) 旋翼/螺旋槳組合懸停速度云圖

三種組合旋翼拉力系數對比數據如表7所示，可以看出：機身對氣流的阻塞作用降低了旋翼的升力，螺旋槳對旋翼下洗氣流有一定的加速作用，因此旋翼/螺旋槳組合中旋翼拉力系數要較高于單獨旋翼。

表7 三種組合旋翼拉力系數

3.2 前飛旋翼/螺旋槳/機身干擾特性

拉力螺旋槳產生的推力能使雙拉力螺旋槳復合式高速直升機實現高速前飛，因此其前飛時的流場特性與傳統直升機有所不同，為研究雙拉力螺旋槳復合式高速直升機前飛狀態的旋翼/螺旋槳/機身干擾特性，選取前飛速度為5、30、50、70、90、110 m/s這6個從低速到高速狀態對單獨機身、旋翼/螺旋槳/機身組合及螺旋槳/機身組合進行計算。

旋翼/螺旋槳/機身組合不同前飛速度縱向截面速度云圖如圖8所示，可以看出：在低速飛行時，旋翼下洗流在前飛來流的影響下發生偏折，但偏折角度較小，機身對旋翼下洗流依舊存在干擾作用，隨著前飛速度的增加，旋翼下洗流趨近于水平，此時機身對旋翼下洗流的干擾較小。

(a) v=5 m/s

(b) v=30 m/s

(d) v=70 m/s

(e) v=90 m/s

(f) v=110 m/s

旋翼/螺旋槳/機身組合中左側螺旋槳縱向截面速度云圖如圖9所示，可以看出：在低速前飛時，螺旋槳滑流受到旋翼下洗流的干擾，滑流方向幾乎垂直向下，隨著前飛速度的提高，旋翼下洗流的干擾逐漸減弱，螺旋槳滑流逐漸偏向水平。

(a) v=5 m/s

(b) v=30 m/s

(d) v=70 m/s

(e) v=90 m/s

(f) v=110 m/s

單獨機身、螺旋槳/機身組合及旋翼/螺旋槳/機身組合從低到高三種前飛速度下右機翼壓力分布云圖如圖10所示，可以看出：低速時，旋翼/螺旋槳/機身組合機翼上表面壓力最大，主要原因是旋翼下洗流沖擊在機翼上表面導致其壓力上升，v=5 m/s時螺旋槳/機身組合機翼最大壓力為39.45 Pa,最小壓力為-24.84 Pa，這是因為螺旋槳滑流加速了機翼表面流速，提高了其表面壓力分布；單獨機身狀態時，機翼最大壓力為9.553 Pa，最小壓力為-23.35 Pa，此時無旋翼下洗流的干擾，上表面壓力值不會驟升，但也無螺旋槳滑流的加速作用，因此其升力將大于旋翼/螺旋槳/機身的組合，小于螺旋槳/機身的組合；隨著前飛速度的提高，旋翼/螺旋槳/機身組合機翼表面壓力上升迅速，v=110 m/s時，其壓力峰值已超過單獨機身壓力峰值，與螺旋槳/機身組合壓力峰值相差不大，說明隨著前飛速度的提高，旋翼下洗流發生偏折逐漸接近水平，旋翼下洗流對螺旋槳滑流及機翼的干擾逐漸減弱。

單獨機身、旋翼/螺旋槳/機身組合及螺旋槳/機身組合不同前飛速度機翼升力值如表8所示，可以看出：前飛速度較低時，螺旋槳/機身組合及單獨機身機翼升力遠大于旋翼/螺旋槳/機身組合機翼升力，進一步說明了前飛速度較低時旋翼下洗流對螺旋槳滑流產生了較大干擾，旋翼下洗流打在機翼上表面造成機翼上表面壓力增大，機翼上下表面壓力差下降，機翼升力降低；螺旋槳/機身組合機翼升力較高于單獨機身機翼升力，進一步說明了螺旋槳滑流的增升作用；隨著前飛速度的增加，螺旋槳/機身組合與旋翼/螺旋槳/機身組合機翼升力差值在減小，當前飛速度超過90 m/s時，旋翼/螺旋槳/機身組合機翼升力超過單獨機身機翼升力，進一步說明了隨著前飛速度的增加，旋翼下洗流對螺旋槳滑流及機翼的干擾逐漸減弱。