共軸剛性旋翼懸停及高速前飛狀態氣動干擾特性研究

肖升興 張超 張華 崔釗

摘? 要：文章建立了一種基于N-S方程的共軸剛性旋翼流場數值模擬方法。通過對比不同前行槳尖馬赫數旋翼的實驗結果，驗證了該方法的準確性和模擬ABC旋翼的適用性。運用商業軟件ANSYS ICEM 劃分非結構化網格，采用了滑移網格和動網格技術，在FLUENT求解器中使用UDF程序實現了槳葉周期變距運動，對在懸停及大速度前飛狀態下的XH-59A旋翼流場進行了數值模擬計算。計算結果表明：XH-59A旋翼在懸停狀態上旋翼對下旋翼的氣動干擾比較大，但隨著前飛速度的增加，干擾逐漸減小;上下旋翼間的氣動干擾隨總距的增加呈先增大后減小的趨勢。

關鍵詞：共軸剛性旋翼;氣動干擾;XH-59A;滑移/動網格;高速前飛

中圖分類號：V211 文獻標志碼：A? ? ? ? ?文章編號：2095-2945（2020）10-0001-05

Abstract： A numerical simulation method of coaxial rigid rotor flow field based on NS equation is established. The accuracy of the method and the applicability of the simulated ABC rotor are verified by comparing the experimental results of the different forward propeller. Using the commercial software ANSYS ICEM to divide the unstructured grid， using the sliding mesh and dynamic mesh technology， the FLUENT solver uses the UDF program to achieve the blade periodic variable motion， before the hover and the high velocity. The aerodynamic characteristics of the XH-59A rotor were analyzed. The simulation of the flow field of the rigid rotor XH-59A shows that the aerodynamic characteristics are in agreement with the experimental results. The aerodynamic interference of the upper rotor to the lower rotor in the hovering state is relatively large， but the interference decreases with the increase of the forward speed.

Keywords： coaxial rigid rotor; aerodynamic interference; XH-59A; sliding mesh and dynamic mesh; high speed forward flight

引言

與常規共軸旋翼相比，共軸剛性旋翼的槳葉剛性地連接在槳轂上，無揮舞鉸和擺振鉸，只保留變距鉸。高速前飛時，旋翼僅有周期變距，后行槳葉逐漸卸載，前行槳葉提供更大拉力;旋翼反轉，抵消扭矩，側向力平衡，結構緊湊，氣動性能高。

關于共軸剛性旋翼氣動特性的研究較多，但大多是針對懸停狀態的研究，而且研究的大多數是一些尺寸較小的剛性旋翼，本文通過某種數值模擬方法，初步對懸停及大速度前飛狀態下的XH-59A旋翼進行了氣動特性計算及氣動干擾分析。

1 數值計算方法

本文基于非結構滑移/動網格方法，通過數值求解N-S方程對XH-59A共軸剛性旋翼的非定常流場進行真實的數值模擬。使用商業軟件ANSYS ICEM劃分非結構化網格，再導入ANSYS FLUENT完成計算。

以XH-59A旋翼為例，如圖1 所示，將整體流場網格系統劃分為外部背景區域和內部旋轉區域。整個網格系統體網格單元總數約990萬，計算域為[0，10R]×[0，2π]×[-15R，15R]。區域網格切片圖如圖2所示，槳葉表面加密區的貼體區域邊界層網格數為8 層，第一層網格厚度取弦長（c）的10-4，以保證葉片表面絕大部分Y+小于60。

湍流模型采用S-A模型， 選擇SAMPLE二階隱式求解方法。上旋翼繞Y軸負方向轉動，下旋翼反向，轉速均為36.11rad/s。圓柱端面及環面設置為遠場邊界條件。初始條件給定整個流場的標準大氣壓強和零速度，設置各旋翼的拉力系數和扭矩系數為監視值，當旋翼拉力系數和扭矩系數呈穩定的周期性變化時，認為計算收斂。拉力系數和扭矩系數的定義見公式（1-2）。

CT=? ? ? ? （1）

CQ=? ? ? ? （2）

2 算例驗證

采用了Nagashima共軸旋翼[1]和ONERA旋翼[2]兩個算例。Nagashima共軸旋翼在懸停狀態的氣動力與實驗值對比結果如圖3所示，ONERA旋翼槳尖部分的靜壓分布與實驗值對比結果如圖4所示。

由圖3可以看出，CFD預測的旋翼性能曲線與實驗值基本吻合，CFD計算的拉力略小，扭矩略大于實驗值。以上誤差是由于CFD選用全湍流模型、人工粘性等因素，而實驗中有層流和湍流，流動耗散較小。但總體而言誤差在可接受的范圍之內，說明本文所用的數值計算方法可以適用于旋翼亞音速流場。

從圖4可以看出， 在不同方位角壓力分布計算值與試驗值都吻合得很好。該狀態前行槳葉槳尖馬赫數達到了0.92，由此可見，本文所用的數值計算方法可以適用于旋翼跨音速流場。

3 XH-59A旋翼氣動分析

3.1 懸停狀態氣動分析

XH-59A旋翼在上世紀進行過風洞試驗[3]和飛行試驗[4]，有比較豐富的試驗數據。旋翼參數見表1。

由于缺乏NACA63224A、NACA63218A和 NACA6321

3A翼型的數據，故采用NACA63224、NACA63218和NAC

A63213替代。以上、下旋翼總距均為12°作計算狀態，如圖4和圖5所示，經過6圈左右的迭代計算后，旋翼拉力系數和扭矩系數均呈現周期性變化，可認為計算結果收斂。

由圖5和圖6可知，當θ0U=θ0L=12°時，下旋翼扭矩約為上旋翼扭矩的97%，而下旋翼拉力卻只占上旋翼的86%，說明下旋翼受上旋翼誘導速度的干擾，有效迎角減小，且效率不及上旋翼。由拉力系數和扭矩系數（功率系數）換算可得到上、下旋翼的拉力周期平局值分別約為32480N和27950N，上下旋翼的反扭矩周期平局值分別約為17990N？鄢m和17200N？鄢m。計算得到的旋翼總升力約為60430N，總需用功率約為1270kW，這與XH-59A直升機總重為6032.8kg，旋翼驅動發動機額定輸出功率為1193.1kW剛好相對應。

拉力和扭矩的周期性變化可能是由于“厚度效應”引起的，即上下旋翼槳葉相遇時，由于槳葉剖面翼型存在一定的厚度和迎角，是兩片槳葉之間的間距迅速減小，根據“文氏效應”，上旋翼槳葉下表面、下旋翼槳葉上表面的靜壓值都減小，結果導致上旋翼槳葉拉力突然減小，下旋翼槳葉拉力突然增大[6]。XH-59A每副旋翼各有3片槳葉，因此旋翼每轉一周，每片槳葉都會相遇6次，故旋翼拉力產生6次波動，這與鄒茂真[7]的X2旋翼每旋轉一周旋翼拉力產生8次波動的氣動研究結果相吻合。

圖6 顯示的是懸停狀態XH-59A旋翼軸向誘導速度矢量圖，由圖可知下旋翼平均誘導速度大于上旋翼，上、下旋翼槳盤處的最大誘導速度分別在0.75R和0.65R左右。

3.2 前飛狀態氣動分析

剛性共軸雙旋翼通過以下6個操縱變量實現對旋翼的操縱：

其中，下標U和L分別代表上下旋翼，θ0為總距、Δθ0為差動總距，A1為縱向周期變距、A′1為差動縱向周期變距，B1為橫向周期變距、B′1為差動橫向周期變距。

則槳葉的變距運動可由以下方程描述：

θU=θ0+Δθ0-（A1+A′1）cos（ψU+Γ）-

（B1+B′1）sin（ψU+Γ） （6）

θL=θ0-Δθ0-（A1-A′1）cos（ψU+Γ）+

（B1+B′1）sin（ψU+Γ） （7）

其中，相位滯后角Γ=40°，用于校正槳葉對變距操縱的延遲效應，因為實際情況槳葉達不到完全剛性[5]。

槳葉的運動通過加載UDF驅動程序實現，并采用彈性光順法和局部網格重構法相結合的方式對網格進行更新[7]。

選擇前進比為0.4471，旋翼槳尖速度為185.04m/s的高速前飛狀態[3]做CFD計算。表3給出了中等飛行狀態和高速飛狀態下旋翼6分量氣動力計算值和實驗值的對比。從表2可以看出，各氣動力的計算值和實驗值比較相符。

表2 μ=0.4471時XH-59A旋翼6分量氣動力

上下旋翼拉力系數隨方位角變化曲線的對比如圖8所示。上下旋翼的前、后行槳葉升力展向分布如圖9所示。

從圖8可以看出，相對于懸停狀況，高速前飛時上下旋翼拉力相差并不大，這是因為高速狀態旋翼尾跡形狀發生了變化，上旋翼尾跡幾乎不通過下旋翼槳盤平面，因此上旋翼對下旋翼的干擾減小;而上下旋翼拉力隨方時間的波動幅度均變大，這是因為隨著前進比的增大，氣流相對速度周向分布更加不均衡。圖9表明XH-59A旋翼中上下旋翼的升力偏置現象明顯，實現了后行槳葉卸載，充分發揮了前行槳葉的升力潛力。本文的數值模擬方法可用于ABC旋翼大速度前飛氣動性能計算。

為進一步研究共軸剛性旋翼的氣動干擾，本文還計算了槳尖速度為198.12m/s，上下旋翼總距均為8°時，不同前飛速度下共軸剛性旋翼的氣動特性;以及槳尖速度為198.12m/s，前進比為0.2，總距θ0不同（Δθ0=0）時，上下共軸剛性旋翼的氣動特性。

圖10給出了上下旋翼總距均為8°時，下旋翼與上旋翼拉力的比值隨前進比的變化曲線;圖11給出了前進比為0.2時，下旋翼與上旋翼拉力的比值隨總距θ0的變化曲線。

從圖10可以看出，上下旋翼總距均為8°時，下旋翼與上旋翼拉力比隨前進比增大而增大，這說明上旋翼對下旋翼的干擾隨前進比的增大而減弱，這個規律與鄧彥敏[8]的試驗結果一致;從圖11可以看出，前進比為0.2時，下旋翼與上旋翼拉力比隨總距的變化范圍較小，但總體趨勢為隨總距增加先增大后減小。

4 結論

本文運用商業軟件ANSYS ICEM劃分非結構化網格，采用了滑移網格和動網格技術，在FLUENT求解器使用UDF程序實現了槳葉周期變距運動，對在懸停及大速度前飛狀態下的XH-59A旋翼進行了氣動特性初步分析，得到了一些具有一定參考意義的結論：

（1）算例旋翼的計算結果表明本文所用的數值計算方法可以適用于旋翼亞音速和跨音速流場計算。

（2）在上、下旋翼總距均為12°時的懸停狀態，下旋翼拉力僅為上旋翼的86%左右，下槳盤平面誘導速度明顯大于上槳盤誘導速度，說明懸停狀態下旋翼受上旋翼干擾較大。

（3）在進比為0.4471，旋翼槳尖速度為185.04m/s的高速前飛狀態，氣動力的計算值在試驗值的范圍內，且升力偏置現象明顯，充分發揮了前行槳葉的升力潛力，符合ABC旋翼特性，說明本文數值計算方法適用于計算共軸剛性旋翼高速前飛時的氣動特性。

（4）上下旋翼總距均為8°時，下旋翼與上旋翼拉力比隨前進比增大而增大，這說明上旋翼對下旋翼的干擾隨前進比的增大而減弱。

（5）前進比為0.2時，下旋翼與上旋翼拉力比隨總距的變化范圍較小，但總體趨勢為隨總距增加先增大后減小。

參考文獻：

[1]Coleman C P.A Survey of Theoretical and Experimental Coaxial Rotor Aerodynamic Research：NASA TP-3675[R]. Washington D.C.： NASA， 1997.

[2]Philippe J J， Chattot J J.Experimental and theoretical studies on helicopter blade tips at ONERA[C]. Six European Rotor craft and Powered Lift Aircraft Forum， 1980.

[3]Felker F F.Performance and Loads Data from a Wind Tunnel Test of a Full-Scale Coaxial Hingeless Rotor Helicopter[R]. NASA-TM-81329， 1981.

[4]Ruddell， A. Advancing Blade Concept （ABC） Technology Demonstrator[R].Technical report， U. S. ArmyResearch and Technology Labotratories （AVRADCOM）， USAVRADCOM-TR-81-D-5， Apr 1981.

[5]George Jacobellis. A Physics-Based Approach to Trim Optimization of Coaxial Helicopters in High-Speed Flight[C]. American Helicopter Society 71th Annual Forum， Virginia Beach， Virginia， May 5-7，2015.

[6]朱正，招啟軍，李鵬.懸停狀態共軸剛性雙旋翼非定常流動干擾機理[J].航空學報，2016，37（2）：568-578.

[7]鄒茂真.共軸剛性高速直升機機體結構減震設計研究[D].南京航空航天大學碩士學位論文，2017.

[8]鄧彥敏，陶然，胡繼忠.共軸式直升機上下旋翼之間氣動干擾的風洞試驗研究[J].航空學報，2003，24（1）：10-14.