基于CFD的直升機主旋翼槳轂阻力分析

李東風, 李立州, 肖豐樂, 李彩霞

(中北大學 機電工程學院, 山西 太原 030051)

0 引言

隨著高速直升機的發展,如何降低直升機氣動阻力功率消耗越來越受到人們的重視。直升機氣動阻力主要由機身、主旋翼槳轂和起落架產生[1]。研究表明,現代直升機主旋翼槳轂氣動阻力約占總阻力的30%左右[2],減小槳轂的氣動阻力是降低直升機功率消耗的一個切實可行的措施。

20世紀70年代,人們通過槳轂的迎風面積根據經驗預測槳轂阻力[3];90年代初,NASA采用風洞試驗預測槳轂阻力[4-5]。隨著風洞試驗成本的不斷增加和數值分析技術的發展,大量研究對采用計算流體力學(Computational Fluid Dynamics,CFD)技術預測槳轂氣動阻力的準確性進行了評估:美國的貝爾直升機公司在NRTC/CR項目中采用CFD技術準確地預測了槳轂的氣動阻力[6];德國和法國的SHANEL項目檢驗了CFD技術預測槳轂氣動阻力和偏航力矩的準確性[7]。目前,國內還沒有針對直升機主旋翼槳轂氣動阻力的相關研究。CFD技術在槳轂阻力預測方面應用較晚,其主要原因是:(1)槳轂結構復雜,難以對流域劃分高質量的結構網格;(2)槳轂各零件之間的距離較近,存在較強的氣流干擾;(3)槳轂為旋轉組件且轉速較高,所處氣流環境十分復雜。

本文采用CFD技術對旋翼槳轂氣動性能進行分析,為設計階段提供更為準確的預測槳轂阻力分析方法。

1 槳轂的主要氣動特征

槳轂包含多個部件且多為鈍體,鈍體繞流必然伴隨著氣流分離。由于空氣具有粘性,因此鈍體繞流存在流動分離、流態轉換、旋渦脫落、渦致振動等復雜特性。鈍體按其形狀可分為兩類,一類表面呈光滑曲線,如圓柱、球等,繞流邊界層在物面的分離點不固定,分離位置和繞流特性隨著雷諾數的變化有較明顯的變化;另一類表面有角點,如矩形、立方體等,角點成為固定的分離點,并可能在物面再附和重新分離,這類物體的繞流在較大的雷諾數范圍內變化不明顯[8]。

槳轂的氣動阻力分為與氣流分離有關的壓差阻力和與氣流粘性有關的摩擦阻力兩部分,其中壓差阻力約占總阻力的90%～95%。壓差阻力是由分離渦在鈍體上脫落引起的[9],其大小與流動分離點的位置有關。若氣流分離時邊界層內為層流流態,則分離點靠前、壓差阻力高,使總阻力大;若氣流分離時為紊流流態,則對應的流動分離點延后,壓差阻力降低,使總阻力減小[10]。

2 槳轂模型

槳轂模型及主要部件如圖1所示,計算域如圖2所示。進行槳轂旋轉狀態CFD分析時,所建立的流場域分為靠近槳轂的旋轉區域和外部的靜止區域,旋轉區域把槳轂全部包裹起來。由于槳轂結構復雜,采用非結構網格生成槳轂流域網格[11]。由于靠近槳轂的氣流變化劇烈,因此靠近槳轂的網格劃分較密,網格密度自槳轂表面向計算域外邊界由密到疏過渡,解決了網格過多、計算時間過長的問題,槳轂附近網格分布如圖3所示。

直升機前飛時槳轂向前傾斜一定的角度,槳轂旋轉角速度為15.13 rad/s,旋轉軸為槳轂的中心軸。流場網格模型的主要邊界類型如圖2所示,來流速度為81.39 m/s,出口壓力為標準大氣壓,采用Spalart-Allmaras湍流模型[12]。

在CFD分析時需要考慮四種工況下槳轂的氣動特性:槳轂在非旋轉和旋轉狀態下的迎風方位,即0°方位和45°方位,迎風方位如圖4所示。

圖1 槳轂主要部件Fig.1 Main parts of hub

圖2 計算域和邊界條件Fig.2 Computational domain and boundary conditions

圖3 槳轂附近網格分布Fig.3 Mesh distribution around hub

圖4 槳轂迎風方位Fig.4 Headwind bearing of hub

3 仿真結果及分析

本文采用Fluent軟件對槳轂的外流場網格模型進行計算,槳轂表面壓力分布情況如圖5所示。

圖5 槳轂模型表面壓力場云圖Fig.5 Surface pressure distributions of hub

由圖可以看出,在槳葉柄和中央件迎風前緣發生較大的氣流分離。在實際情況中槳葉柄與槳葉相連,槳葉柄前緣不會出現大規模的氣流分離,所以氣流分離所產生的壓差阻力忽略不計。

各工況下槳轂的阻力和相對于槳轂質心的力矩如表1所示。由表1可以看出,與氣流分離有關的壓差阻力占總阻力的絕大部分。在槳轂處于非旋轉狀態45°方位時的阻力最大,這與迎風面積有關。槳轂處于45°方位時,槳轂在非旋轉和旋轉狀態下的阻力幾乎相等,而在0°方位時有差別。這是由于槳轂在45°方位角時的迎風面積等于旋轉時的平均迎風面積,與文獻[13]的結論相符;另外,非旋轉與旋轉狀態的阻力相差不大,與文獻[7]的風洞試驗結果一致。

非旋轉和旋轉狀態的速度云圖如圖6所示,表明槳轂的氣動阻力與槳轂是否旋轉無關。

表1 槳轂的阻力和力矩Table 1 Drag and moment of hub

圖6 槳轂附近速度分布云圖Fig.6 Velocity distribution around hub

非旋轉和旋轉狀態的槳轂表面壓力分布如圖7所示。可以看出,旋轉狀態的槳轂迎風面的中央件、槳葉柄和螺距控制桿壓力一側升高,另一側降低。由庫塔-儒科夫斯基升力定理可知,處于旋轉狀態的槳轂繞流中存在環量與來流疊加,槳轂一側表面流速加快,另一側表面流速減緩。由伯努利定理可知流速加快的一側壓力比另一側小,由此產生壓差,導致繞y軸的側偏力矩明顯增大,如表1所示。槳轂的側偏力矩對直升機機身產生反扭矩,一般通過尾槳產生推力、或拉力通過直升機尾梁形成偏轉力矩來抵消槳轂和旋翼的反扭矩。

圖7 槳轂表面壓力分布云圖Fig.7 Surface pressure distributions of hub

4 結論

本文采用CFD技術對直升機前飛狀態的槳轂進行氣動分析,得出以下結論:

(1)對流場域劃分非結構網格可以提高網格生成的效率,采用CFD技術完全可以預測槳轂的阻力和力矩。

(2)槳轂氣動阻力的主要來源是由氣流分離引起的壓差阻力,槳轂處于45°方位角阻力大于0°方位角阻力,說明槳轂阻力與與槳轂的迎風面積有關。

(3)處于非旋轉和旋轉狀態的槳轂阻力幾乎一樣,說明阻力與槳轂是否旋轉無關。

(4)旋轉狀態的槳轂繞y軸轉矩比非旋轉狀態明顯增大,說明旋轉是側偏力矩的來源。

參考文獻：

[1] 路錄祥,王新洲,王遇波.直升機結構與設計[M].北京:航空工業出版社,2009:36-41.

[2] Van Dam C P.Recent experience with different methods of drag prediction[J].Progress in Aerospace Sciences,1999,35(8):751-798.

[3] Sheehy T W,Clark D R.A method for predicting helicopter hub drag[R].ADA021201,1976.

[4] Young L A,Graham D R,Stroub R H.Experimental investigation of rotorcraft hub and shaft fairing drag reduction[J].Journal of Aircraft,1987,24(12):861-867.

[5] Martin D M,Mort R W,Squires P K,et al.Hub and pylon fairing integration for helicopter drag reduction [C]//AHS,Annual Forum 47th.Phoenix,AZ,1991:897-912.

[6] Hill M J,Louis M E.Rotating hub drag prediction methodology[R].American Helicopter Society Specialists’ Conference on Future Vertical Lift Aircraft Design,American Helicopter Society International,Inc,2012.

[7] Costes M,Raddatz J,Borie S,et al.Advanced rotorcraft aeromechanics studies in the French-German SHANEL project[R].35th European Rotorcraft Forum,2009.

[8] 曹廣龍,李旭東,楊德軍.二維不可壓縮粘性流體繞鈍體流動的數值模擬[J].甘肅科技,2012,28(8):57-59.

[9] Gregory J W,Porter C O,McLaughlin T E.Circular cylinder wake control using spatially distributed plasma forcing[R].AIAA-2008-198,2008.

[10] 何川,辛明道.圓柱面上微小后向臺階層流繞流場的數值研究[J].工程熱物理學報,1997,18(5):604-607.

[11] Lee J K, Kwon O J. Predicting aerodynamic rotor-fuselage interactions by using unstructured meshes [J]. Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, 2002, 44(146):208-216.

[12] Spalart P R,Allmaras S R.A one-equation turbulence model for aerodynamic flows[R].AIAA-1992-0439,1992.

[13] Sheehy T W.A general review of helicopter rotor hub drag data [J].Journal of the American Helicopter Society,1977,22(2):2-10.