多槳傾轉旋翼飛行器地面/地面耦合非定常流場特征研究

張文康,蘇大成,黃水林

(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

多槳傾轉旋翼飛行器是一款利用分布式概念的新型旋翼飛行器[1-4]。該構型在結合直升機和固定翼飛行器優點的基礎上,還能夠充分發揮電驅動帶來的優勢,因此在軍用和民用領域應用前景十分廣闊。國外很早便開展了電動傾轉旋翼機的研究[5-7],并研制出GL-10、“雷擊”、VAHANA等型號。近年來,隨著電動航空的興起,國內也開始對該構型展開研究,并進行了原理樣機的研制和試飛。然而,國內外公開的飛行數據表明,多槳傾轉旋翼飛行器以直升機模式在近地面飛行時,多旋翼/機身/地面之間的強氣動干擾,會使其姿態會出現非定常波動。因此,開展地面效應下多槳傾轉旋翼飛行器非定常氣動特性研究對于該構型的近地面安全飛行具有重要意義。

國內外對旋翼地面效應已有了較多的研究。早期,Fradenburgh[8]就發現了旋翼在近地情況下性能會得到提高,并描述了尾跡如何打到地面后沿地面向外延伸然后卷起的現象。Fradenburgh還發現了槳盤根切處的流場會向槳盤上方流動。1977年,Sheridan[9]通過風洞試驗獲得了不同飛行狀態下旋翼近地面飛行時氣動力的變化。Wadcock[10]等人運用試驗和CFD方法發現,在地面效應下,UH-60旋翼槳盤中部有明顯的不穩定流場和上升流場。

近些年,隨著eVTOL的發展,關于多旋翼之間的氣動機理研究也逐漸得到重視。研究發現在地面效應的影響下,多個近距離旋翼間會產生獨特的氣動特征。Gupta[11]等人使用虛擬盤模型發現,四旋翼飛行器在近地情況下旋翼間的流場有非常強的非定常干擾。Miesner[12]等人使用CFD對有18副旋翼的GL-10進行仿真模擬,發現離地越近,旋翼拉力波動越大。Kutz[13]等人使用CFD模擬地面效應時發現,旋翼拉力增加了21%,并且出現了載荷振蕩現象。國內的康寧[14]等人采用動量源RANS方程得到了前飛地面效應下共軸雙旋翼的流場形態。覃燕華[15]等人建立自由尾跡模型,計算共軸雙旋翼地面效應下的氣動特性和誘導速度。

上述研究為深入認識地面效應下的多槳傾轉旋翼飛行器的氣動特性提供了良好的基礎。然而這些研究大多集中在常規旋翼的非定常載荷研究,對于旋翼載荷波動引起的全機姿態的波動問題沒有較深入的探索;研究方法大多使用求解RANS方程動量源方法,不能有效捕捉到旋翼流場細節。

鑒于此,本文以簡化多槳傾轉旋翼飛行器模型為研究對象,擬對多槳傾轉旋翼飛行器地面效應下的復雜干擾特征進行研究。選用嵌套網格DES方法和動量源RANS方法相結合的方法對地面效應下多槳傾轉旋翼飛行器進行數值模擬。著重研究渦量場、速度場以及非定常氣動載荷特征,從而分析流場的空間特性對全機姿態的影響,以期望得出一些地面效應下多槳傾轉旋翼飛行器有意義的結論。

1 數值方法與算例驗證

1.1 數值方法

本文采用商用Fluent軟件對多槳傾轉旋翼飛行器進行數值計算。多槳傾轉旋翼飛行器構型獨特,有前后各4副旋翼,分布式排列,存在旋翼/旋翼之間的干擾和旋翼/機身/地面的干擾,其流場環境非常復雜。傳統RANS方法耗散性比較強,無法對旋翼卷起的尾流進行高保真的模擬。DES能夠高精度模擬地面效應下的非定常載荷特征,但是DES對網格數量要求較高,計算周期長,效率低。因此,在方法選擇上,先使用RANS方法對流場進行初始化求解,待流場充分發展后再使用DES方法對計算數據進行輸出。

主控方程:

(1)

采用有限體積法求解上述控制方程。在空間離散上,無黏通量采用基于有限差分的二階Roe格式;時間推進采用 LU-SGS 隱式格式,具有二階精度。采用全湍流假設,湍流模型采用SSTk-ω方程模型。物面邊界條件采用無滑移絕熱壁面條件。

考慮多槳傾轉旋翼飛行器獨特的構型,有前后各4副旋翼、分布式排列,本文擬將靠近機身的4副推力槳使用運動嵌套網格方法,外面的4副升力槳用動量源方法。使用兩種方法的原因是一方面受限于計算條件,另一方面靠近機身的推力槳受干擾更嚴重,嵌套網格能更好地捕捉到流場細節。先采用RANS方法初始化流場,然后使用DES方法進行數據的輸出。

1.2 算例驗證

為了驗證本文所用的動量源方法和嵌套網格方法的有效性,選取有試驗數據的GIT旋翼/機身干擾試驗為算例。該試驗構型選取兩片槳葉,翼型為NACA0015,展弦比為5.3,槳尖速度為0.295馬赫數,總距10°,機身軸線位于槳盤中心下方0.26弦長處。

圖1和圖2分別給出了動量源等值渦量云圖和嵌套網格等值渦量云圖。通過算例計算得到機身四個檢測位置處壓強系數的分布曲線,其中底端和右端線是運用動量源方法計算得到的,頂端和后端是運用嵌套網格方法得到的數據。通過與試驗值對比,如圖3所示,可看出動量源法和嵌套網格方法計算得到的壓強系數與試驗結果吻合良好,從而表明了本文所用方法的可靠性,適用于多槳傾轉旋翼飛行器氣動特性的數值模擬。

圖1 動量源等值渦量云圖

圖2 嵌套網格等值渦量云圖

圖3 機身表面各監測線壓強系數與試驗值對比

2 結果與分析

2.1 計算模型與網格劃分

本文采用的多槳傾轉旋翼飛行器簡化模型如圖4所示,包含機翼、機身、端板和短艙。重心位于坐標系原點處,x軸指向機身尾部,y軸指向右側,z軸豎直向上。全機基本參數見表1,推力槳槳葉采用NACA4412系列翼型,推力槳槳葉采用貼體網格,網格隨槳葉旋轉做剛體運動。

表1 全機基本參數

圖4 計算模型

本文重點研究地面效應下旋翼間的氣動干擾,離地高度為H/D1=0.85,背景網格邊界條件設置地面為壁面,其它為壓力出口。如圖4所示,利用商用軟件生成非結構網格,棱柱層數為10層,近壁層厚度為0.001 m。圖5和圖6分別給出了嵌套網格與背景網格截面和動量源網格截面。機體網格內密外疏,機體附近網格較密,槳葉塊網格與背景網格尺寸大致相當,單片嵌套槳葉網格單元數量為50萬個,背景網格單元數為601萬個。采用主頻2.2 GHz工作站20核并行計算,每個時間步旋翼旋轉1°,單個時間步為3.3E-5 s。

圖5 嵌套網格與背景網格截面

2.2 地面效應下非定常氣動干擾特征

對于多槳傾轉旋翼飛行器,由于它特殊的構型,有多副旋翼共同產生和控制拉力,旋翼之間的距離又比較近,會有很強的非定常干擾,特別是在地面效應下。

圖7分別給出了動量源方法下升力槳拉力時間歷程變化曲線:在全機多槳情況下拉力出現了一種非定常脈沖式的波動,幅度達到了12.9%;而在孤立旋翼計算時拉力隨圈數的增加表現得比較穩定。由圖8嵌套網格方法下推力槳拉力時間歷程變化曲線和孤立旋翼下拉力變化也可以觀察到,推力槳拉力呈現非定常波動,波動幅度為15.6%,而在孤立旋翼時拉力較為穩定。如圖9所示,地面效應下多槳傾轉旋翼飛行器的全機滾轉力矩、俯仰力矩和偏航力矩都受到了非定常干擾,其中全機的俯仰力矩和偏航力矩波動最為明顯,分別為37.7%、43.7%,滾轉力矩波幅比較小,為20.7%。

圖7 升力槳拉力時間歷程變化曲線

圖8 推力槳拉力時間歷程變化曲線

圖9 全機力矩時間歷程變化曲線

為分析載荷波動產生的原因,圖10給出了全機等值渦量云圖,圖11和圖12分別給出y=0.18平面和y=0.43平面的速度云圖。從圖10能看出,升力槳受到旋翼/旋翼/地面間的干擾,相同機翼上由于升力槳與推力槳之間的距離很近存在非定常干擾,力會在不同的相位方向上有波動,從而造成升力槳拉力出現非定常脈沖波動。從圖10全機等值渦量云圖和圖11速度云圖可以看到,前后旋翼槳尖渦離開槳尖后向下運動與地面碰撞,然后向四周擴散。其中部分氣流向上卷起,在前、后旋翼之間卷起形成尺度更大的渦結構;然后該渦結構繼續向上運動到槳盤上方,又被前、后旋翼重新吸收,從而造成了推力槳出現非定常波動。

圖10 全機等值渦量云圖

圖11 y=-0.18平面速度云圖

圖12 y=-0.43平面速度云圖

從圖11和圖12速度云圖可以看出,由于推力槳和升力槳的半徑不一致,旋翼之間合并的渦結構的大小和向上卷起的高度不一致,可進一步推測旋翼半徑對渦的合并現象有影響。另一方面,對比圖11和圖12,也能說明運用動量源方法可以捕捉到地面效應下多旋翼之間的流動特征。

從圖10能看出,由于懸停時旋翼尾跡從槳尖脫出后作用在了機翼上,造成了偏航方向載荷的波動。從圖13不同時刻渦量云圖可以看出,旋翼間形成的部分渦結構由于受到流動限制,無法徑向移出,只能在前后機翼之間前后移動并作用在機翼上從而造成偏航力矩變化較為嚴重;俯仰方向上的波動是由于旋翼之間合并形成的渦結構在前后機翼之間前后移動,導致被前后旋翼吸入的時刻不一致,從而導致全機在俯仰方向出現非定常載荷波動。

圖13 不同時刻渦量云圖

3 結論

本文采用DES方法來對旋翼/旋翼/機身/地面耦合流場進行高精度仿真,同時采用運動嵌套網格方法和動量源模型相結合的方法來分析旋翼尾流的影響。主要對地面效應下多槳傾轉旋翼飛行器渦量場、速度場以及非定常氣動載荷特征進行了分析研究,得到了以下結論:

1)地面效應下多槳傾轉旋翼飛行器相同機翼上的兩副旋翼存在非定常干擾,使旋翼拉力出現非定常波動,波幅達到12.9%。

2)地面效應下多槳傾轉旋翼飛行器前、后旋翼槳尖渦向下運動與地面碰撞后,部分氣流向上卷起,在前后機翼之間融合形成尺度更大的渦結構,該渦結構向上運動并被前、后旋翼重新吸入。

3)地面效應下前后機翼間形成的渦結構在前后機翼之間前后移動,導致被前后旋翼吸入的時刻不一致,從而導致全機在俯仰方向出現非定常載荷波動,波幅為37.7%。