雷諾數(shù)對(duì)直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性的影響

高 暢,毛 旭

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所,江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

雷諾數(shù)為慣性力與粘性力的比值,對(duì)于流動(dòng)中邊界層的類型、厚度及速度分布,以及流動(dòng)分離點(diǎn)的位置、分離形態(tài)和分離區(qū)大小有著重要影響,并進(jìn)而對(duì)飛行器氣動(dòng)特性產(chǎn)生影響[1]。

國(guó)外對(duì)固定翼飛機(jī),尤其是客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)等的高升力構(gòu)型做過(guò)大量系統(tǒng)性的變雷諾數(shù)研究:The Fluid Dynamics Panel of AGARD[2-4]發(fā)表專集,對(duì)波音、空客等飛機(jī)進(jìn)行了風(fēng)洞和飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析對(duì)比;歐盟框架計(jì)劃(European Framework Program)[5-7]針對(duì)低速高升力構(gòu)型飛機(jī)開(kāi)展了HiReTT、EUROLIFT[8]等研究項(xiàng)目,研究重點(diǎn)在于機(jī)翼及增升裝置,結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)與CFD方法探究雷諾數(shù)對(duì)升力、阻力、失速特性的影響,旨在提高飛機(jī)設(shè)計(jì)階段對(duì)飛行性能預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確性。國(guó)內(nèi)各研究所進(jìn)行了較多的雷諾數(shù)影響研究。風(fēng)洞試驗(yàn)方面:鄭隆乾等[9]在法國(guó)ONERA F1風(fēng)洞進(jìn)行了某民機(jī)著陸構(gòu)型的半模-地板鏡像試驗(yàn),結(jié)果表明雷諾數(shù)對(duì)增升裝置氣動(dòng)特性的影響存在敏感區(qū)域;巴玉龍等[10]在哈爾濱氣動(dòng)院FL-9風(fēng)洞進(jìn)行了大型客機(jī)的半模增壓試驗(yàn),發(fā)現(xiàn)雷諾數(shù)對(duì)升力線斜率、最大升力系數(shù)、失速攻角和失速特性都有影響。數(shù)值模擬方面:馬明生[11]基于CFD方法對(duì)運(yùn)輸機(jī)單獨(dú)機(jī)身、翼身組合體及不同厚度和彎度的翼型進(jìn)行了研究,探討了翼身組合體、機(jī)身不同的雷諾數(shù)效應(yīng)及關(guān)鍵影響參數(shù);張培紅等人[12]基于自研軟件探究了雷諾數(shù)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)和運(yùn)輸類飛機(jī)影響強(qiáng)弱不同的原因;張耀冰等人[13]探究了亞聲速、跨聲速、超聲速等不同馬赫數(shù)下雷諾數(shù)對(duì)小展弦比飛翼標(biāo)模氣動(dòng)特性及流場(chǎng)特征的影響規(guī)律及機(jī)理;毛一青[14]分析了低速翼型升阻力、轉(zhuǎn)捩點(diǎn)等隨雷諾數(shù)變化的規(guī)律,并證實(shí)變化規(guī)律對(duì)于三維全機(jī)同樣適用;許瑞飛等[15]詳細(xì)分析了雷諾數(shù)對(duì)民用渦槳飛機(jī)增升裝置構(gòu)型的升力系數(shù)、失速特性以及附面層速度特性的影響。

直升機(jī)具有垂直起降、空中懸停性能和機(jī)動(dòng)靈活的優(yōu)點(diǎn)[9]。目前國(guó)內(nèi)外關(guān)于雷諾數(shù)對(duì)直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性方面的影響的研究較少。法國(guó)ONERA F1增壓風(fēng)洞基于歐直的DGV200直升機(jī)開(kāi)展了專門的試驗(yàn)研究[10],探索雷諾數(shù)對(duì)直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性的影響。但試驗(yàn)結(jié)果介紹較為簡(jiǎn)略,僅提到雷諾數(shù)對(duì)機(jī)身阻力的影響,對(duì)于其他氣動(dòng)特性以及影響機(jī)理未有闡述。直升機(jī)研制過(guò)程中,有時(shí)會(huì)采用不同縮比模型開(kāi)展多輪風(fēng)洞試驗(yàn)[11]。Sikorsky S97直升機(jī)通過(guò)多輪風(fēng)洞試驗(yàn)總結(jié)了雷諾數(shù)影響趨勢(shì)[13]:20%機(jī)身縮比模型,雷諾數(shù)增大3倍后負(fù)失速迎角推遲2°;30.3%機(jī)身縮比模型對(duì)比10%模型(試驗(yàn)風(fēng)速、機(jī)身狀態(tài)略有不同),二者雷諾數(shù)相差1個(gè)量級(jí),正失速迎角推遲4°。

相對(duì)于輕型和中型直升機(jī),運(yùn)輸類直升機(jī)較大的機(jī)身尺寸,使常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)縮比比例降到10%以下,試驗(yàn)雷諾數(shù)與飛行雷諾數(shù)的差距也擴(kuò)大到了2個(gè)量級(jí),使得風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果外推到飛行條件的雷諾數(shù)影響修正成為焦點(diǎn)問(wèn)題。因此,探究雷諾數(shù)對(duì)直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性影響規(guī)律及影響機(jī)理至為重要。本文基于風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果,采用CFD方法進(jìn)行進(jìn)一步研究,捕獲流場(chǎng)分布細(xì)節(jié),分析氣動(dòng)特性和流場(chǎng)分布隨雷諾數(shù)變化的規(guī)律,為直升機(jī)機(jī)身風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的雷諾數(shù)修正提供一定的參考。

1 數(shù)值計(jì)算方法及驗(yàn)證

為了更好地與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比分析,本文的計(jì)算模型采用直升機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)機(jī)身縮比模型。坐標(biāo)軸系定義:以機(jī)身重心為坐標(biāo)原點(diǎn),沿機(jī)身軸線由機(jī)頭指向機(jī)尾為x軸正方向,垂直于機(jī)身軸線豎直向上為z軸正方向,y軸采用右手定則來(lái)確定。迎角α的方向定義為機(jī)身抬頭為正,低頭為負(fù)。

1.1 數(shù)值計(jì)算方法

本文計(jì)算基于雷諾平均Navier-Stokes方程,其表達(dá)形式如下[14]:

(1)

式中,Ω表示控制體的體積, ?Ω表示控制體封閉面的面積,W為守恒變量,Fe為無(wú)粘通量,Fv為粘性通量。

對(duì)控制方程采用有限體積法進(jìn)行離散,采用基于壓力法的求解器。空間離散采用二階迎風(fēng)格式。湍流模型采用Realizablek-ε模型。該模型可較好地模擬分離流計(jì)算和帶二次流的復(fù)雜流動(dòng)計(jì)算。流場(chǎng)邊界條件采用速度入口、壓力出口。機(jī)身采用無(wú)滑移固定壁面。

由于機(jī)身外形復(fù)雜,部件繁多,因此本文采用非結(jié)構(gòu)化的網(wǎng)格生成方法,以八叉樹法生成四面體網(wǎng)格,幾何外形曲率變化較大和流場(chǎng)變化劇烈的區(qū)域進(jìn)行了網(wǎng)格加密,以提高流場(chǎng)捕捉精度,同時(shí)在機(jī)身表面生成附面層,網(wǎng)格量約為1600萬(wàn)。

1.2 方法驗(yàn)證

為驗(yàn)證本文所采用的數(shù)值計(jì)算方法,采用該機(jī)身模型風(fēng)洞試驗(yàn)的相同工況進(jìn)行CFD計(jì)算,得到的阻力系數(shù)隨機(jī)身迎角變化曲線對(duì)比如圖1所示。可以看出,CFD計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好,驗(yàn)證了本文網(wǎng)格策略及數(shù)值方法的有效性。

圖1 阻力系數(shù)隨機(jī)身迎角變化曲線對(duì)比

2 雷諾數(shù)影響分析

本文計(jì)算采取與風(fēng)洞試驗(yàn)相同的改變雷諾數(shù)的方式,即保持來(lái)流速度相同,采用增加壓力的方式使雷諾數(shù)增加,討論不同雷諾數(shù)下機(jī)身氣動(dòng)特性的差異及變化機(jī)理。

2.1 氣動(dòng)特性及雷諾數(shù)自準(zhǔn)區(qū)

圖2為不同雷諾數(shù)下阻力系數(shù)隨迎角的變化曲線。其中,Reexp為機(jī)身測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)的雷諾數(shù)。可以看出,CFD計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果趨勢(shì)吻合較好,隨著雷諾數(shù)的增大,阻力系數(shù)降低。這是由于雷諾數(shù)較大時(shí)流動(dòng)粘性弱,一方面直接影響了摩擦阻力,另一方面分離減弱減小了壓差阻力。

圖2 不同雷諾數(shù)下阻力系數(shù)隨機(jī)身迎角變化曲線

隨著雷諾數(shù)增大,阻力系數(shù)降低量不斷減小,如圖3所示,當(dāng)Re/Reexp>6時(shí),雷諾數(shù)增加,阻力系數(shù)不再有明顯的改變,可以認(rèn)為對(duì)于該機(jī)身模型已經(jīng)達(dá)到自準(zhǔn)區(qū)雷諾數(shù)。圖4為6Reexp狀態(tài)與8Reexp狀態(tài)阻力系數(shù)隨機(jī)身迎角變化的對(duì)比,二者幾乎沒(méi)有差別。

圖3 阻力系數(shù)隨雷諾數(shù)變化曲線(α= 0°)

圖4 阻力系數(shù)隨機(jī)身迎角變化曲線

8Reexp(Refly)狀態(tài)與0.5Reexp狀態(tài)相比,阻力系數(shù)減小12%;8Reexp狀態(tài)與Reexp狀態(tài)相比,阻力系數(shù)減小6%。該計(jì)算結(jié)果可對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)縮比1：16模型與1：8模型的試驗(yàn)結(jié)果修正提供一定參考。

圖5為試驗(yàn)與CFD計(jì)算的不同雷諾數(shù)下俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線,可以看出CFD計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果趨勢(shì)相近。機(jī)身迎角為0°左右時(shí),不同雷諾數(shù)下全機(jī)縱向靜穩(wěn)定性差異不大。在機(jī)身正迎角狀態(tài)下,雷諾數(shù)增大,全機(jī)縱向靜穩(wěn)定性明顯提升;雷諾數(shù)沒(méi)有改變?nèi)珯C(jī)的失速迎角,均為16°;但全機(jī)失速后,雷諾數(shù)增加使全機(jī)的縱向穩(wěn)定性顯著改善。達(dá)到雷諾數(shù)自準(zhǔn)區(qū)后,俯仰力矩系數(shù)幾乎不再變化,如圖6。

2.2 流場(chǎng)分布

結(jié)合上述雷諾數(shù)對(duì)氣動(dòng)特性的影響規(guī)律,通過(guò)研究不同迎角、不同機(jī)身部件的流場(chǎng)分布分析雷諾數(shù)對(duì)直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性的影響機(jī)理。

圖7為0°迎角下機(jī)身主減速器整流罩后部的流場(chǎng)流線圖,氣流流經(jīng)主減整流罩兩側(cè)后在此處匯聚,受逆壓梯度影響形成一對(duì)分離渦。在0.5Reexp狀態(tài),主減整流罩后的分離渦尺寸較大,且有顯著的不對(duì)稱性;隨著雷諾數(shù)增大,分離區(qū)不斷縮小,分離渦的對(duì)稱性逐漸變好,分離減弱使得機(jī)身阻力系數(shù)下降;達(dá)到自準(zhǔn)區(qū)雷諾數(shù)后,分離渦尺寸與對(duì)稱性不再有明顯的變化。

圖7 主減速器整流罩后流線圖(α = 0°)

油箱尾部、尾梁尾艙門處的表面壓力系數(shù)分布云圖及流線圖如圖8、圖9所示,可以看出隨著雷諾數(shù)增大,流動(dòng)分離減弱,使其阻力系數(shù)下降。

圖8 油箱尾部壓力系數(shù)分布云圖及流線圖(α = 0°)

圖9 尾梁尾艙門壓力系數(shù)分布云圖及流線圖(α = 0°)

平尾是影響全機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的重要部件,因此針對(duì)平尾開(kāi)展失速角前后的3個(gè)迎角狀態(tài)的流場(chǎng)分布分析。

在機(jī)身迎角為14°工況下,如圖10、圖11所示,不同雷諾數(shù)的平尾表面流線附體,均未發(fā)生流動(dòng)分離現(xiàn)象。

圖10 機(jī)身迎角14°時(shí)平尾表面流線圖

圖11 機(jī)身迎角14°時(shí)平尾剖面流線圖

機(jī)身迎角為16°時(shí),如圖12、圖13,低雷諾數(shù)工況下平尾表面的后緣出現(xiàn)流動(dòng)分離,隨著雷諾數(shù)增大,分離渦尺寸減小,4Reexp工況平尾外側(cè)幾乎不發(fā)生分離,內(nèi)側(cè)分離減弱。

圖13 機(jī)身迎角16°時(shí)平尾剖面流線圖

機(jī)身迎角為18°時(shí),平尾表面氣流分離更為劇烈,且主分離渦誘導(dǎo)產(chǎn)生了二次渦,隨著雷諾數(shù)增大,主渦與二次渦尺寸減小。雷諾數(shù)對(duì)分離位置也有一定的影響,雷諾數(shù)較小時(shí),分離渦尺寸較大,渦的位置在平尾弦向靠前緣,展向靠近平尾外側(cè);雷諾數(shù)增大后,分離渦向平尾的后緣及內(nèi)側(cè)收縮,雷諾數(shù)增加可以延緩平尾上的流動(dòng)分離,如圖14、圖15。

圖14 機(jī)身迎角18°時(shí)平尾表面流線圖

圖15 機(jī)身迎角18°時(shí)平尾剖面流線圖

圖16-圖18為不同機(jī)身迎角狀態(tài)下平尾后緣某點(diǎn)的附面層速度型。在機(jī)身迎角為14°工況下,如圖16所示,雷諾數(shù)較小時(shí)附面層較厚,壁面附近速度相對(duì)較低;雷諾數(shù)越大,平尾表面附近的速度越大,速度型越飽滿,對(duì)逆壓梯度的抵抗作用越強(qiáng)。因此,在迎角增加到16°、18°時(shí)(圖17、圖18),全機(jī)發(fā)生失速后,大雷諾數(shù)下附面層的抗分離能力強(qiáng),使得壁面上的回流較弱。

圖18 機(jī)身迎角18°時(shí)平尾后緣某點(diǎn)的附面層速度型

圖19為6Reexp狀態(tài)與8Reexp狀態(tài)下機(jī)身迎角16°時(shí)平尾某站位剖面的流線圖,2種工況下平尾表面流線附體,無(wú)明顯的流動(dòng)分離現(xiàn)象。截取該剖面平尾后緣某點(diǎn)的附面層速度型,如圖20所示,2種工況下附面層厚度相近,且飽滿的速度型對(duì)逆壓梯度有較強(qiáng)的抵抗作用,該處未發(fā)生流動(dòng)分離。

圖19 不同雷諾數(shù)下平尾剖面流線圖(α= 16°)

圖20 不同雷諾數(shù)下平尾后緣某點(diǎn)的附面層速度型(α= 16°)

2.3 氣動(dòng)干擾

主槳轂結(jié)構(gòu)復(fù)雜,該處劇烈的氣流流動(dòng)分離嚴(yán)重降低了機(jī)身靜穩(wěn)定性。如圖21,機(jī)身迎角在0°～-8°范圍內(nèi),相同雷諾數(shù)下去主槳轂后的機(jī)身縱向穩(wěn)定性顯著提高。

圖21 去主槳轂前后不同雷諾數(shù)下俯仰力矩系數(shù)隨機(jī)身迎角變化曲線

對(duì)比全機(jī)去主槳轂前后,不同機(jī)身迎角下的機(jī)身縱向靜穩(wěn)定性(圖20)、機(jī)身阻力系數(shù)在不同雷諾數(shù)時(shí)的差值(圖22、圖23),幾乎沒(méi)有差別,即對(duì)于主槳轂這類結(jié)構(gòu)復(fù)雜、氣流流動(dòng)分離劇烈的部件,其流場(chǎng)對(duì)雷諾數(shù)變化不敏感。

圖22 去主槳轂前后不同雷諾數(shù)下阻力系數(shù)隨機(jī)身迎角變化曲線

圖23 不同雷諾數(shù)下主槳轂部件阻力隨機(jī)身迎角變化曲線

圖24為不同雷諾數(shù)下去主槳轂前后平尾的縱向靜穩(wěn)定性隨機(jī)身迎角的變化曲線。可以看出,相較于帶主槳轂狀態(tài),去主槳轂后平尾的縱向靜穩(wěn)定性明顯提升,尤其是機(jī)身迎角為負(fù)的工況下,即主槳轂的尾流會(huì)對(duì)平尾產(chǎn)生一定氣動(dòng)干擾,從而降低平尾的靜穩(wěn)定性。去主槳轂前后,雷諾數(shù)增大后平尾的縱向靜穩(wěn)定性的變化較帶主槳轂狀態(tài)的變化相差不大,說(shuō)明主槳轂的尾流對(duì)平尾的氣動(dòng)干擾幾乎不隨雷諾數(shù)增大而改變。

圖24 去主槳轂前后不同雷諾數(shù)下平尾俯仰力矩系數(shù)隨機(jī)身迎角變化曲線

3 結(jié)論

為探究雷諾數(shù)變化對(duì)直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)特性的影響,本文基于一直升機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋C(jī)身縮比模型及試驗(yàn)結(jié)果,采用CFD方法開(kāi)展深入分析,得到結(jié)論如下:

1)CFD計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果趨勢(shì)吻合較好;隨著雷諾數(shù)的增大,流動(dòng)粘性減弱,主減速器整流罩、尾艙門等部件的流動(dòng)分離減弱,阻力系數(shù)降低;雷諾數(shù)增大到6Reexp后達(dá)到自準(zhǔn)區(qū)雷諾數(shù),阻力系數(shù)不再有明顯的降低。

2)0°迎角下8Reexp狀態(tài)與0.5Reexp狀態(tài)相比,阻力系數(shù)減小12%;8Reexp狀態(tài)與Reexp狀態(tài)相比,阻力系數(shù)減小6%。該計(jì)算結(jié)果可對(duì)1：16與1：8縮比模型的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果修正提供一定參考。

3)雷諾數(shù)增大沒(méi)有改變?nèi)珯C(jī)的失速迎角,但全機(jī)失速后,雷諾數(shù)增加使全機(jī)的縱向穩(wěn)定性顯著改善。失速迎角前后,雷諾數(shù)增大后影響平尾表面分離的位置與程度:分離渦向平尾的后緣及內(nèi)側(cè)收縮,分離減弱、延緩。

4)主槳轂這類分離劇烈的部件對(duì)雷諾數(shù)變化不敏感,且雷諾數(shù)變化也幾乎不影響主槳轂尾流對(duì)平尾的氣動(dòng)干擾。