螺旋槳滑流對自轉旋翼氣動特性影響分析

吳偉偉，馬存旺，孫凱軍

(中國航天空氣動力技術研究院 彩虹無人機科技有限公司，北京 100074)

0 引 言

自轉旋翼機是一種依靠來流驅動旋翼自轉產生拉力，螺旋槳推力克服前飛阻力的旋翼類飛行器。自轉旋翼機前飛時旋翼后倒，此時旋翼部分區域處于螺旋槳滑流區域內，特別是低速前飛時和下降時，旋翼后傾角較大，螺旋槳滑流對旋翼有較強的干擾作用，使得自轉旋翼的氣動特性發生變化。

國外對自轉旋翼氣動特性的研究相對較早，J.B.Wheatley等[1]借助風洞試驗研究了自轉旋翼的氣動特性；F.D.Harris[2]介紹了旋翼機計算理論的發展并給出了多種旋翼機的試驗數據；F.N.Coton等[3]采用風洞試驗研究了旋翼機機體氣動特性及螺旋槳對其的影響。國內，王煥瑾等[4]、王俊超等[5]、朱清華等[6]分別采用葉素理論、自由尾跡方法及風洞試驗對自轉旋翼氣動特性進行了研究。

有關旋翼氣動干擾方面的研究多集中在直升機旋翼方面，包括旋翼和尾槳之間的干擾[7-8]、共軸旋翼之間的干擾[9-10]、旋翼-旋翼之間的干擾[11-12]、旋翼和機身之間的干擾[13-15]等，而對螺旋槳滑流對自轉旋翼氣動特性非定常干擾方面的研究較少。

目前，采用葉素理論、自由尾跡等方法不能或很難準確模擬螺旋槳滑流對自轉旋翼的氣動干擾，而風洞試驗方法成本較高、試驗周期較長。

本文基于CFD方法，采用運動嵌套網格技術模擬螺旋槳對自轉旋翼的非定常干擾，主要包括不同來流速度及螺旋槳位置的影響。

1 計算方法及驗證

1.1 數值計算方法

流場控制方程采用三維非定常RANS方程，其積分形式為

(1)

式中：V為控制體體積；Q為守恒變量矢量；σ為控制體表面積；F為通過表面σ的凈通量矢量，包含粘性項和無黏項；n為表面σ的單位外法向矢量。

采用有限體積法對控制方程進行空間離散，對流項采用二階迎風格式，擴散項采用二階迎風差分格式，時間采用二階隱式格式。湍流模型采用有曲率修正的兩方程SSTk-ω模型。

采用嵌套網格方法模擬旋翼和螺旋槳的運動，其中背景網格采用非結構網格，槳葉和螺旋槳網格采用C-H型網格，與背景網格之間通過交界面交換流場信息。

1.2 算例驗證

前飛狀態采用有試驗數據作為對比的7A旋翼作為算例[16]。模型參數為：4片槳葉，旋翼半徑2.1 m，槳葉弦長0.14 m，槳葉翼型包括OA212和OA209，槳葉平面形狀為矩形，具有非線性扭轉角。計算狀態為：槳尖馬赫數0.616，前進比0.167，槳軸前傾角1.48°，拉力實度比(CT/σ)為0.08。總距角和揮舞角采用平均值，如圖1所示。

圖1 總距角和揮舞角隨方位角變化值Fig.1 Variation of pitch angle and flapping angle versus azimuth angle

計算旋翼流場圖如圖2所示，CT/σ隨旋轉圈數的變化如圖3所示，可以看出：兩圈之后CT/σ已收斂。

槳葉0.92R和0.98R截面處壓力系數計算值和試驗值對比分別如圖4～圖5所示，可以看出：本文計算結果與試驗值吻合較好。

圖2 旋翼流場圖Fig.2 Flow field map of rotor

圖3 拉力實度比隨計算圈數變化Fig.3 CT/σ versus number of computing cycles

(a) 90°方位角

(b) 270°方位角圖4 0.92R處壓力系數計算值與試驗值對比Fig.4 Comparison of numerical simulation and test values of pressure coefficient at 0.92R

(a) 90°方位角

(b) 270°方位角圖5 0.98R處壓力系數計算值與試驗值對比Fig.5 Comparison of numerical simulation and test values of pressure coefficient at 0.98R

2 計算結果與分析

2.1 計算模型

本文主要目的是研究自轉旋翼-螺旋槳之間的干擾，為了減小網格數量，未加入機身模型。旋翼直徑8.5 m，錐度角3°，逆時針旋轉(從上向下看)，槳葉數為兩片，槳葉平面形狀為矩形，無扭轉，翼型為NACA 8-H-12，槳葉弦長0.218 m，總距角2.5°。螺旋槳為三葉槳，直徑1.73 m，逆時針旋轉(從后向前看)。采用國際標準大氣，高度1.6 km。螺旋槳中心位于旋翼中心下方1.5 m、后方0.8 m處。模型網格如圖6所示，旋翼-螺旋槳網格數量為493萬，采用20核主頻2.2 GHz工作站單個時間步計算時長58 s。

(a) z=0 m截面網格

(b) 旋翼-螺旋槳嵌套網格圖6 模型網格Fig.6 Model grid

拉力系數、阻力系數定義如下

(2)

(3)

式中：空氣密度ρ=1.047 6 kg/m3；槳盤面積S=πR2=56.745 m2；槳尖速度ΩR=160.2 m/s。

旋翼拉力系數CT=0.005 9(拉力T=4 500 N)，旋翼轉速Ω=360 rpm，螺旋槳轉速Ωpr=2 222 rpm(順時針旋轉方向，沿x軸觀察)。首先采用動量葉素理論[17]計算孤立狀態旋翼的后傾角(如表1所示)，然后根據得到的旋翼后傾角，采用數值方法分別計算孤立狀態旋翼、旋翼-螺旋槳的氣動特性。

表1 不同速度旋翼后傾角

2.2 低速氣動特性分析

自轉旋翼機起飛時飛行速度較低，旋翼后傾角最大，此時旋翼處于螺旋槳滑流區域的面積最大，氣動干擾問題最嚴重。

速度為15 m/s時，孤立狀態旋翼升阻力與組合狀態旋翼升阻力對比如表2所示，可以看出：受螺旋槳滑流干擾，組合狀態旋翼拉力系數和阻力系數相比孤立狀態均略有增加，ΔCT=0.27%，ΔCd=2.82%。

表2 低速時(15 m/s)，孤立狀態與組合狀態氣動特性對比

2.2.1 升阻力分布對比

15 m/s時孤立狀態和組合狀態旋翼拉力系數、阻力系數隨方位角的變化對比如圖7所示，可

以看出：螺旋槳滑流對旋翼氣動特性具有顯著影響，特別是在0°/180°方位角左右10°范圍，旋翼升阻特性變化劇烈，螺旋槳滑流對于旋翼具有特別強烈的干擾作用；受螺旋槳滑流影響，在0°/180°方位角附近組合狀態旋翼拉力系數遠大于孤立狀態旋翼拉力系數，最大增量達21.2%；而在其他方位角，組合狀態旋翼拉力系數均小于孤立狀態，減小量在2%左右；旋翼阻力系數變化趨勢與拉力系數變化趨勢類似，在0°/180°方位角附近，組合狀態旋翼阻力系數遠大于孤立狀態，最大增量達21.5%，不同的是組合狀態旋翼阻力系數在其他方位角時大于或基本等于孤立狀態旋翼阻力系數。

(a) 拉力系數隨方位角變化

(b) 阻力系數隨方位角變化圖7 15 m/s速度旋翼拉力系數、阻力系數隨方位角變化Fig.7 Rotor thrust coefficient and drag coefficient versus azimuth angle at 15 m/s

2.2.2 流場對比

15 m/s時旋翼流場如圖8所示，可以看出：旋翼尾跡在0°方位角附近受螺旋槳滑流影響發生了明顯的畸變，其他方位角沒有明顯變化。這是由于0°方位角附近旋翼尾跡在螺旋槳滑流影響范圍內，受螺旋槳滑流影響，旋翼尾跡向后拉伸。

(a) 孤立狀態

(b) 組合狀態圖8 15 m/s流場圖(俯視圖)Fig.8 Flow field diagram at 15 m/s(Top view)

組合狀態截面渦量云圖如圖9所示，可以看出：螺旋槳滑流穿過部分槳盤平面，對旋翼流場產生干擾，同時螺旋槳滑流受到旋翼下洗影響，向下偏轉。

圖9 z=0 m截面渦量云圖Fig.9 Vorticity magnitude contours at z=0 m section

2.2.3 槳尖渦位置變化

15 m/s時孤立狀態旋翼槳尖渦(簡稱孤立槳尖渦)和組合狀態旋翼槳尖渦(簡稱組合槳尖渦)在z=0 m截面上的位置對比如圖10所示，可以看出：在前半區旋翼旋轉中心左邊(x/R<0)，旋翼孤立槳尖渦和組合槳尖渦位置基本一致；在前半區旋翼旋轉中心右邊(x/R>0)，組合槳尖渦x方向位置與孤立槳尖渦基本一致，y方向位置低于孤立槳尖渦；在后半區組合槳尖渦相比孤立槳尖渦，x方向位置右移，y方向位置上移，說明在后半區螺旋槳滑流對旋翼槳尖渦有較大影響，槳尖渦下降速度減小，后移速度增大。

圖10 15 m/s時槳尖渦位置對比Fig.10 Comparison of tip vortex position at 15 m/s

2.3 較高速度氣動特性分析

20、25和30 m/s速度下旋翼拉力系數、阻力系數計算結果對比如表3所示，可以看出：在恒定拉力系數下，隨著速度增加，組合狀態旋翼拉力系數、阻力系數減小量均逐漸減小，螺旋槳滑流對于旋翼的干擾逐漸減弱。

表3 計算結果對比(較高速時)

速度分別為20、25和30 m/s下孤立狀態和組合狀態旋翼拉力系數、阻力系數隨方位角變化對比如圖11～圖13所示，可以看出：組合狀態旋翼拉力系數、阻力系數在各個方位角均小于孤立狀態，但隨著前飛速度增大差值逐漸減小，同時和15 m/s速度相比，旋翼在0°/180°方位角未出現拉力系數、阻力系數突增現象。

(a) 拉力系數隨方位角變化

(b) 阻力系數隨方位角變化圖11 20 m/s速度旋翼拉力系數、阻力系數隨方位角變化Fig.11 Rotor thrust coefficient and drag coifficient versus azimuth angle at 20 m/s

(a) 拉力系數隨方位角變化

(b) 阻力系數隨方位角變化圖12 25 m/s速度旋翼升阻力隨方位角變化Fig.12 Rotor thrust coefficient and drag coifficient versus azimuth angle at 25 m/s

(a) 拉力系數隨方位角變化

(b) 阻力系數隨方位角變化圖13 30 m/s速度旋翼拉力系數、阻力隨方位角變化Fig.13 Rotor thrust coefficient and drag coifficient versus azimuth angle at 30 m/s

2.4 螺旋槳位置變化影響

2.4.1 垂向位置變化影響

螺旋槳位置由1.5 m(組合狀態1)下移至1.7 m(組合狀態2)和1.9 m(組合狀態3)，對比計算15 m/s速度下不同垂向位置螺旋槳滑流對自轉旋翼的影響，如圖14所示，可以看出：隨著螺旋槳位置下移，螺旋槳對自轉旋翼的影響逐漸減弱，特別是在0°/180°方位角左右10°范圍，在其他方位角螺旋槳對自轉旋翼的影響基本沒有變化。

(a) 拉力系數隨方位角變化對比

(b) 阻力系數隨方位角變化對比圖14 螺旋槳不同垂向位置自轉旋翼氣動特性對比Fig.14 Comparison of aerodynamic characteristics of autorotating rotor versus different vertical positions of propeller

2.4.2 縱向位置變化影響

螺旋槳垂向位置保持1.7 m不變，縱向位置由0.8 m(狀態4)前移至0.6 m(狀態5)和0.4 m(狀態6)。15 m/s速度下不同縱向位置螺旋槳滑流對自轉旋翼的影響如圖15所示。

(a) 拉力系數隨方位角變化對比

(b) 阻力系數隨方位角變化對比圖15 螺旋槳不同縱向位置自轉旋翼氣動特性對比Fig.15 Comparison of aerodynamic characteristics of autorotating rotor versus different longitudinal positions of propelle

從圖15可以看出：隨著螺旋槳位置前移，螺旋槳對自轉旋翼的影響減弱，狀態5和狀態6相比，螺旋槳對自轉旋翼的影響變化較小，說明螺旋槳縱向位置遠離自轉旋翼有利于減小螺旋槳對自轉旋翼氣動特性的影響，但增大到一定距離后，影響變化較小，可能是由于超過一定距離螺旋槳滑流的范圍及速度趨于穩定的原因。

3 結 論

(1) 螺旋槳滑流影響自轉旋翼在各個方位角的升阻力特性，低速時，自轉旋翼升阻力會在0°/180°方位角附近出現突增；較高速度時，組合狀態旋翼升阻力在各個方位角均略小于孤立狀態，旋翼總的拉力系數和阻力系數變化在3%以內。

(2) 受螺旋槳滑流影響，自轉旋翼尾跡在0°方位角附近發生畸變，向后拉伸。

(3) 相同拉力系數下，來流速度越大旋翼后傾角越小，螺旋槳滑流對自轉旋翼影響越小，自轉旋翼升阻力減小量越小。

(4) 增大螺旋槳與自轉旋翼垂向或縱向間距，均可以減弱螺旋槳滑流對自轉旋翼的氣動干擾。