旋翼翼型流動分離特性分析及高升力設計

王雪鶴,張子瀚,柴春碩,邢世龍,袁明川

(中國直升機設計研究所 直升機動力學全國重點實驗室,江西 景德鎮 333001)

0 引言

旋翼作為直升機重要的動部件,影響著直升機的飛行性能。對配置在旋翼上的翼型進行針對性設計,能夠使旋翼氣動性能得到直接的提升。然而,直升機旋翼面臨的氣動環境十分復雜,設計指標分解到旋翼翼型上后,在較寬速度范圍和升力系數范圍對其氣動性能有著近乎苛刻的性能要求。根據傳統的翼型設計指標要求,旋翼翼型需要具備較高的最大升力(clmax)以滿足前飛和機動性能,較高的阻力發散馬赫數(Madd)以滿足前飛性能,較低的阻力系數(cd)以滿足前飛和懸停性能,較低的力矩系數(cm)以滿足操縱性能[1]。在上述設計指標中,最大升力性能是旋翼翼型設計中不可妥協的一個重要性能指標。如法國ONERA設計的OA系列旋翼翼型,在每代設計指標中均對clmax提出了要求[2];俄羅斯設計的多代TsAGI旋翼翼型,有朝著“更高的clmax、更高的Madd”發展的趨勢[3]。因此,對失速特性的研究和提高最大升力系數成為旋翼翼型設計的重要方向之一。

在翼型失速機理分析方面,國外Katarzyna Surmac[4]采用風洞試驗和CFD的方法,對SSC-A09翼型的失速后的流場特性進行了專門的分析,CFD計算結果和油流顯示結果表現出了良好的一致性,均在大攻角時觀察到上表面分離渦的出現。國內有文獻[5]闡述了翼型流動分離的三種類型,但文中沒有涉及分離流場的動態變化。有關翼型失速的流動機理分析常見于翼型動態特性研究的相關文獻[6]中。但從旋翼翼型設計的角度,首先關注的是靜態失速特性[7],因此需要設計人員對旋翼不同剖面的旋翼翼型靜態失速特性具有深入的認識。

文獻[5]總結了國外設計人員提高固定翼翼型最大升力的方法,概括起來主要是采用了較大的前緣半徑和后部彎度。但對于旋翼翼型,較大的前緣半徑會導致高馬赫數阻力和阻力發散馬赫數激增;較大的彎度也會導致較高的低頭力矩。上述方法無法很好地滿足旋翼翼型設計要求。國內研究人員在旋翼翼型設計方面,大多通過數值優化手段將最大升力作為優化目標之一。孫俊峰等[8]采用基于進化算法的多目標優化方法和Kriging代理模型,分別將0.3Ma、0.4Ma、0.5Ma的最大升力系數作為優化目標之一,對OA309翼型進行了優化設計,得到增升減阻的翼型結果;楊慧等[9]采用基于Kriging代理模型的優化算法,將0.4Ma最大升力系數作為優化目標之一,對OA209翼型開展了多目標優化設計。盡管采用數值優化方法可以得到滿足最大升力目標的翼型結果,但在設計過程中,由于缺少對提高旋翼翼型最大升力的機理認識,優化結果對工程設計的指導意義有限。

本文選取兩種具有代表性厚度的旋翼翼型,開展旋翼翼型流動分離特性數值模擬分析,旨在揭示不同厚度翼型的失速特性及流動機理,并據此開展旋翼翼型失速特性參數影響研究。

1 數值模擬方法及驗證

1.1 流動控制方程

在連續介質的假設下,忽略徹體力和熱源,二維可壓縮非定常N-S(Navier-Stokes)方程的表達式如下:

(1)

式中

式中,ρ為流體密度,ui為流體速度,p為壓力,E為單位質量總能,τij為粘性應力張量,δij為克羅尼柯爾符號。

為較好地模擬翼型大攻角分離流動,本文采用Menter[10]發展的k-ωSST模型對控制方程進行封閉。

1.2 NACA0012翼型流場求解

為驗證本文采用的數值模擬方法,首先對NACA0012翼型的流場進行求解,并與試驗結果對比。經過網格收斂性研究(粗、中、密網格量分別為1.48萬、2.79萬、5.4萬),采用網格量為2.79萬的O型網格進行CFD計算,網格第一層高度5×10-6,遠場為50倍弦長,如圖1所示。

圖1 NACA0012翼型CFD計算網格

圖2給出了Ma=0.3,Re=6×106條件下NACA0012翼型在不同攻角下的壓力分布定常計算結果與試驗結果[11]的對比。壓力分布計算結果與試驗數據吻合良好。

圖2 NACA0012翼型壓力分布計算與試驗結果對比(Ma=0.3,Re=6×106)

圖3給出了NACA0012翼型在Ma=0.15,Re=6×106時的升、阻力系數定常計算結果與試驗數據[12]的對比,并補充了失速攻角附近的非定常計算結果。考慮到翼型失速后,試驗結果本身受三維效應的影響較大,因此最大升力系數的計算值與試驗數據存在差別,不過兩者的失速攻角十分接近。

圖3 NACA0012翼型升、阻力計算與試驗結果對比(Ma=0.15,Re=6×106)

總體上,CFD計算結果與試驗數據吻合良好,驗證了本文采用的數值模擬方法的可靠性。

2 OA212翼型流動分離特性分析

采用定常RANS方法計算OA212翼型在不同攻角下的流場,計算狀態為Ma=0.3,Re=6×106,獲得力系數曲線,如圖4所示。定常計算結果顯示,翼型在15°攻角之后失速。

圖4 OA212翼型升力系數定常計算結果(Ma=0.3,Re=6×106)

由于失速攻角附近翼型繞流出現分離流動,為模擬流動分離后流場的變化情況,本文在翼型失速攻角附近采用非定常計算方法求解翼型的流場。計算時間步長取0.002 s,時間步數取1000步,獲取翼型在2 s時間內的瞬時流場。

圖5、圖6分別給出了OA212翼型在16°、18°攻角的瞬態流場。可以看到,OA212翼型在攻角為16°時,后緣分離區域在0.4 s后即形成穩定的分離渦形態;隨著攻角增加到18°,后緣分離區域向前緣擴展,但依舊能夠保持穩定的渦結構。

圖5 OA212翼型16°攻角瞬態流場

圖6 OA212翼型18°攻角瞬態流場(Ma=0.3,Re=6×106)

從失速形態可以看出,OA212翼型的失速由后緣分離開始;隨攻角增加,分離區域向前緣擴展;分離過程相對穩定,對應著和緩的失速現象。

3 OA206翼型流動分離特性分析

采用定常RANS方法計算OA206翼型在Ma=0.3,Re=6×106的力系數曲線,從曲線結果中判斷失速攻角在9°附近,如圖7所示。其中,由于失速后受非定常分離流動的影響,10°攻角的升力系數值取迭代過程中的平均值。

圖7 OA206翼型升力系數定常計算結果(Ma=0.3,Re=6×106)

圖8、圖9分別給出了OA206翼型在9°、10°攻角的瞬態流場。9°攻角時,翼型表面始終維持著附著流動。但當增加到失速攻角10°后,從圖9中可以看到,流動從0.14 s開始前緣出現明顯的分離渦,然后分離區域擴大并向后移動,直至分離渦脫落;0.42 s時前緣再次形成分離渦,上表面的分離渦表現出周期性脫落的性質。與OA212翼型不同,OA206翼型分離渦脫落的過程使得翼型上表面階段性地處于大范圍分離狀態,翼型的升阻力和力矩變化劇烈,表現出明顯的非定常特性。

圖8 OA206翼型9°攻角瞬態流場(Ma=0.3,Re=6×106)

圖9 OA206翼型10°攻角瞬態流場(Ma=0.3,Re=6×106)

常規直升機旋翼槳尖處薄翼型在后行側的來流馬赫數常在0.4以上,因此增加OA206翼型0.4Ma的失速流場分析。通過靜態計算結果判斷,翼型此狀態下在8°攻角后失速,此處不再贅述。

圖10和圖11分別給出了OA206翼型在Ma=0.4,Re=6×106時8°、9°攻角的瞬態流場。在8°攻角時,翼型前緣附近出現小分離泡,但始終維持在前緣,并未向后擴展,因而此時翼型并未失速。在9°攻角時,OA206翼型出現了周期性的渦脫落,非定常特性顯著。

圖10 OA206翼型8°攻角瞬態流場(Ma=0.4,Re=6×106)

圖11 OA206翼型9°攻角瞬態流場(Ma=0.4,Re=6×106)

4 流動機理分析

提取OA212、OA206翼型在0.3Ma失速前的壓力分布及壓力梯度信息,分別如圖12和圖13所示。

圖12 OA212、OA206翼型失速前上表面前緣附近壓力分布對比(Ma=0.3,Re=6×106)

圖13 OA212、OA206翼型失速前上表面前緣附近壓力梯度對比(Ma=0.3,Re=6×106)

由于薄翼型前緣半徑較小,流動在靠近上表面前緣附近很短一段范圍內經歷了“流動加速使負壓達到峰值、強逆壓梯度使壓力恢復”的過程,空氣壓縮性較強,流動難以維持附著狀態,在前緣附近發生分離,再附后形成渦結構,向后緣移動并周期性脫落。

對厚翼型來說,盡管進入失速狀態前在前緣同樣有著較高的負壓峰值,但負壓增長的速度相對緩慢,且經過翼型前部外形曲率起到的氣流加速作用,故而上表面壓力分布不但梯度更小,而且峰值點向后延伸了一段距離,有效緩解了前緣的氣流分離趨勢。

由于曲率變化相對更大,厚翼型在上表面較大的范圍內均面臨著更強的逆壓梯度,如圖14所示。翼型后緣氣流在逆壓梯度的作用下,最終難以維持附著流動而發生后緣分離。厚翼型的流動分離是一種從后緣向前緣發展的相對穩定的過程,一般情況下不具備在前緣誘發分離的條件。

圖14 OA212、OA206翼型失速前上表面中后段壓力梯度對比(Ma=0.3,Re=6×106)

5 旋翼翼型失速特性參數影響分析

5.1 OA212翼型失速特性參數影響分析

根據前文分析內容可知,12%相對厚度的翼型,失速由后緣分離起始。升力的降低主要由后緣分離渦導致。提高最大升力應該主要從如何抑制后緣分離流動入手。

在OA212翼型的基礎上,增加前部(約0.1倍弦長處)曲率,降低前緣負壓峰值的同時抬高前部壓力曲線;在后緣流動分離區域(0.8倍弦長處),增加翼型局部曲率,減小翼型后緣的反彎度。修改后的外形和壓力分布對比如圖15、圖16所示。

圖15 12%厚度翼型設計前后外形對比

圖16 12%厚度翼型高升力設計前后壓力分布對比(α=15°,Ma=0.3,Re=6×106)

圖17、圖18給出了高升力設計前后旋翼翼型在Ma=0.3,Re=6×106時的定常計算升力系數曲線和升阻極曲線對比。設計翼型相比基準OA212翼型,最大升力系數明顯提升,在發生分離流動的大攻角附近減阻效果明顯。

圖17 12%厚度翼型高升力設計前后升力系數曲線對比(Ma=0.3,Re=6×106)

圖18 12%厚度翼型高升力設計前后升阻極曲線對比(Ma=0.3,Re=6×106)

圖19、圖20分別給出了12%厚度翼型在0.3Ma、0.4Ma達到最大升力時的定常流場對比。可以看到,設計翼型通過抑制后緣分離流動,有效提高了最大升力系數。

圖19 12%厚度翼型后緣分離流場對比(左:OA212,右:design12;α=15°,Ma=0.3,Re=6×106)

圖20 12%厚度翼型后緣分離流場對比(左:OA212,右:design12;α=12°,Ma=0.4,Re=8×106)

表1列出了12%相對厚度旋翼翼型修型前后的氣動性能對比,計算時保持相同的音速雷諾數(Re/Ma)。設計翼型的低馬赫數最大升力系數明顯提升,中等馬赫數的阻力和零升阻力發散馬赫數基本維持,力矩系數提高0.005。設計翼型在后部減小了翼型反彎度,因此在提高最大升力的同時,引起了低頭力矩系數的增加。由此可見,在改善旋翼翼型后緣分離特性時,需要綜合考慮對力矩特性的影響。

表1 12%相對厚度翼型設計前后氣動性能對比

5.2 OA206翼型失速特性參數影響分析

薄翼型前緣發生分離后即表現出顯著的非定常特性,常規手段難以有效控制分離后的流場。因此,結合失速前的流場特性進行設計,是提高翼型最大升力的有效手段。

薄翼型具有在前緣很短的一段距離即達到負壓峰值的固有特性。因此,在翼型上表面前部適當調節曲率:一則降低前緣附近壓力梯度,以維持失速攻角;二則增加壓力分布曲線面積,以提高失速前升力系數。此外,增加翼型中后部彎度也可以提高最大升力,但會增加力矩系數,考慮到基準翼型的力矩系數較小,因此不采用該種途徑。設計前后翼型外形對比如圖21所示。8°攻角壓力分布對比如圖22所示。

圖21 6%厚度翼型高升力設計前后外形對比

圖22 6%厚度翼型高升力設計前后壓力分布對比(α=8°,Ma=0.4,Re=6×106)

圖23、圖24給出了翼型在Ma=0.4,Re=6×106時的升力系數曲線和升阻極曲線的定常計算結果。翼型均在8°攻角后失速。與基準OA206翼型相比,設計翼型的最大升力系數稍有提升,失速前阻力明顯減小。但由于上表面負壓峰值增加,當馬赫數增加時,上表面激波強度增強,導致高升力系數下的阻力增加,如圖25所示。因此,針對薄翼型,以提升最大升力系數為目標進行前緣外形改進設計時,如采用改變前部曲率以增加前部壓力曲線面積的方法,則需要兼顧中、高馬赫數上表面激波強度。

表2列出了6%厚度翼型設計前后的氣動性能對比,音速雷諾數取1.5×107。設計翼型在0.4Ma的最大升力系數提升1.4%,阻力發散馬赫數和力矩特性基本維持,中等馬赫數的阻力系數增加了2.5%。由結果可見,單純依靠對薄翼型前緣局部外形作微調來提升最大升力系數的收益較小。

表2 6%相對厚度翼型設計前后氣動性能對比

6 結論

本文通過對兩個厚度的旋翼翼型開展數值模擬,分析了翼型的不同失速形態,并從翼型表面壓力分布的角度解釋了引起翼型失速現象的機理。然后根據不同厚度翼型的失速機理,開展了兩個厚度旋翼翼型的失速特性參數影響研究。本文結論如下:

1) 厚翼型的失速現象通常是由后緣出現流動分離開始。失速初期表現為上表面后緣出現穩定的分離渦結構;隨攻角增加,分離區域向翼型前緣方向擴展,一般翼型失速特性較為和緩。

2) 薄翼型的失速通常由前緣流動分離引起。翼型上表面分離渦周期性脫落,使得上表面階段性地存在較大范圍的分離區,導致翼型流場劇烈變化,表現出顯著的非定常特性。

3) 對于發生后緣分離的厚度較大的旋翼翼型,可以通過提高翼型前緣曲率,同時抑制后緣流動分離的方式,達到提高最大升力的效果;在調整后緣流動時要兼顧力矩特性。

4) 受限于最大厚度和前緣半徑,薄翼型的失速一般情況下皆由前緣失速主導。旋翼翼型設計時,首先需要避免前緣過早分離引發失速提前。在失速攻角不發生明顯變動的前提下,可以通過適當增加壓力曲線前部面積來提升翼型最大升力并維持較低力矩,但需注意兼顧高馬赫數激波強度。