旋轉機翼飛機旋翼模式前飛狀態干擾氣動特性

孫威， 高正紅， 姜杰出

西北工業大學 航空學院， 西安　710072

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旋轉機翼飛機旋翼模式前飛狀態干擾氣動特性

孫威， 高正紅*， 姜杰出

西北工業大學 航空學院， 西安710072

和傳統直升機相比，旋轉機翼(CRW)飛機在旋翼模式前飛時各部件之間存在更為嚴重的氣動干擾。為了獲得旋轉機翼/機身/鴨翼/平尾之間的非定常氣動干擾規律，基于運動嵌套網格技術，通過求解三維非定常雷諾平均Navier-Stokes(URANS)方程，建立了旋翼前飛流場數值模擬方法。首先對傳統直升機旋翼/機身干擾模型進行了計算，驗證了方法的可靠性，然后對某旋轉機翼飛機全機在旋翼模式前飛狀態下的非定常流場進行了數值模擬，并對各個氣動部件上的非定常氣動力和力矩的變化進行了分析。結果表明：飛機在旋翼模式前飛時，機身部件對旋轉機翼的干擾較弱，在經過機身上方時拉力峰值僅略有增加；旋轉機翼對鴨翼和垂尾干擾較弱，對機身和平尾干擾較強，隨著前飛速度增大，旋轉機翼對平尾的干擾會產生較大的升力損失和抬頭力矩，需要引起重視。計算結果為該類飛行器的總體綜合設計提供了參考。

旋轉機翼飛機； 非定常流場； 氣動干擾； 嵌套網格； 數值模擬

旋轉機翼(Canard Rotor Wing，CRW)飛機是一種先進的高速直升機方案，其最顯著特點是具有一副既可以高速旋轉作為旋翼，又可以鎖定作為固定翼的旋轉機翼。波音公司的X-50A“蜻蜓”無人機為該類飛行器的代表，由于旋轉機翼鎖定之后飛機完全轉換為固定翼飛機，旋翼的速度限制不復存在，飛機可以實現真正的高速飛行，應用前景較為廣闊[1-2]。

但是，CRW飛機在旋翼模式下的氣動特性與傳統直升機有很大差異，主要表現在以下3個方面：① 由于要兼顧旋翼和固定翼的使用要求，旋轉機翼采用前后對稱的橢圓翼型。橢圓翼型的鈍后緣使得槳葉即使工作在小的總距角下后緣也會存在非定常流動分離[3-4]；② 由于要考慮固定翼模式的性能要求，旋轉機翼設計的比傳統直升機槳葉要寬大得多，高速旋轉的“機翼”會產生更復雜的渦尾跡。這些渦環繞在機身周圍，引起機身氣動力的波動，對飛機的操縱性、穩特性和振動水平產生深遠影響；③ 由于要考慮過渡模式的安全和平穩性，CRW飛機設計有較大尺寸的鴨翼與平尾用于升力轉移。在旋翼模式下，這些部件對下洗氣流的遮擋使得旋翼/機身之間氣動干擾更強[5]。正是這些強非定常氣動特性使得CRW飛機不易控制，著名的X-50A“蜻蜓”的墜機事故[6]也證實了這一點?？偠灾?，CRW方案要進入實用階段還需要開展大量的研究，而準確模擬CRW飛機的流場，研究旋轉機翼/鴨翼/機身/平尾之間的非定常氣動干擾特性具有重要的理論價值和實際意義。

近年來，除了波音公司針對X-50A模型作了試驗研究外[7]，大部分文獻以數值計算研究為主[8]。國際上，Saeid等[9]曾使用動量源方法對CRW飛機近地懸停時的非定常氣動特性進行了研究，但由于動量源方法將旋翼簡化為無限薄的圓盤[10]，無法得到槳葉表面的流動細節。很顯然，對這類特殊的飛行器，只能通過運動嵌套網格方法求解非定常流場才能準確模擬。中國的Li和Ma[11]采用運動嵌套網格對CRW飛機的干擾流場進行了模擬，但是對模型進行了過度簡化：忽略全部機身，并只考慮了懸停狀態。

由于X-50A“蜻蜓”無人機的詳盡幾何參數并未公布，根據僅有的大概尺寸無法對其進行準確建模，本文選取課題組的CRW無人驗證機為研究對象，采用運動嵌套網格方法，通過求解三維非定常Navier-Stokes方程對全機旋翼模式前飛干擾流場進行數值模擬，期望揭示旋轉機翼與各部件之間的干擾規律。

1　數值計算方法

1.1控制方程

采用三維非定?？蓧嚎s雷諾平均方程作為控制方程，在笛卡兒坐標系下可寫為

(1)

式中：S為控制體的表面面積；n為控制體邊界面外法向矢量；V為控制體的體積；W為狀態變量，W=[ρρuρvρwe]T，ρ、u、v、w和e分別為流體的密度、速度矢量在3個坐標方向上的分量和單位體積的總能量；F(W)和G(W)分別為控制體邊界面上的對流通量和黏性通量。

時間推進方法采用隱式LU-SGS(Lower-UpperSymmetric-Gauss-Seidel)[12]雙時間迭代；空間離散格式采用二階Roe格式[13]；黏性項采用二階中心格式離散。本文所有算例均為全湍流計算，湍流模型采用Spalart-Allmaras[14]模型。為了加速收斂，計算中應用了多重網格技術與低速時間項預處理技術[15]。

1.2模型與網格系統

本文選取的CRW無人驗證機與X-50A總體布局相同，主要由旋轉機翼、機身、鴨翼、平尾以及H型立尾構成。鴨翼為全動形式，尾翼上安裝有升降舵和方向舵。旋轉機翼為兩片無扭轉的梯形槳葉，根梢比為2，采用相對厚度為16%的橢圓翼型。旋轉機翼半徑為R=0.978m，機身總長為3m。為了簡化問題，計算建模時忽略了槳轂、起落架以及操作舵面的影響，且不考慮槳葉的揮舞和變距運動。

針對旋翼前飛流場的特點，網格系統采用較為成熟的結構化動態嵌套網格方法。嵌套網格系統分為兩個層次，分別是貼體網格和背景網格。建立網格系統的具體步驟如下：

1) 圍繞各部件(機身、鴨翼、尾翼及旋轉機翼等)生成貼體網格，貼體網格由雙曲方程控制生成，為了更好地描述附面層，網格增長率控制為1.1。為了在重疊區域獲得相當的網格密度和均勻程度，最外層網格形狀基本控制為正方形。

2) 生成背景網格，背景網格為基于逐級二倍加密的笛卡兒直角網格，背景網格最密層間距取為貼體網格最外層網格尺寸。

3) 將貼體網格嵌入到背景網格中建立起網格系統。本文的計算模型與網格如圖1所示，網格總量約為1 300萬。

圖1　旋轉機翼(CRW)飛機計算模型與網格示意圖Fig.1　Schematic of computational model and grid for canard rotor wing (CRW) aircraft

1.3洞點識別與插值尋址

網格生成好以后，采用X射線方法實現快速挖洞，其步驟如下：

1) 將物面直接作為挖洞曲面，構造笛卡兒網格塊包圍挖洞曲面，將笛卡兒網格塊底面xOy平面作為像平面，對該平面上所有網格點沿z方向作射線。記錄每條射線與挖洞曲面的交點信息。

2) 對于空間任意一點p(xp,yp,zp)，由

(2)

判斷p點在像平面中的位置。式中：ip和jp為p點在像平面中的位置索引；xmin和xmax為像平面的橫坐標的邊界值；ymin和ymax為像平面的縱坐標的邊界值。對該位置對應的單元的4個角點作射線，由zp計算p點在這4條射線上的投影點相對于挖洞曲面的位置關系，并用4個參數Bip,jp、Bip+1,jp、Bip,jp+1和Bip+1,jp+1記錄(洞內記為0，洞外記為1)。

3) 有了4個投影點與挖洞曲面的位置關系以后，通過雙線性插值計算p點與挖洞曲面位置關系的判據Bp：

Bp=C1Bip,jp+C2Bip+1,jp+C3Bip,jp+1+

C4Bip+1,jp+1

(3)

式中：C1～C4為插值系數，其表達式分別為

(4)

式中：Δx、Δy為像平面的網格間距。如果Bp<0.5則p點在洞內，否則p點在洞外。

完成洞點識別之后，通過以下步驟建立自適應叉樹(AlternatingDigitalTree，ADT)。

1) 對網格點集建立一個包圍它的空間，任取一點A，作為樹的根節點，根節點對應整個空間。

2) 用垂直于坐標軸的平面二等分節點A對應的空間區域，得到下一層節點對應的空間區域。

3) 取點B，判斷其落入節點A的左子空間還是右子空間，若位于左子空間，則檢查左子空間是否為空，若為空將B點插入在A的左子空間，否則繼續在左子空間進一步剖分與判斷；若B位于右子空間，處理與此類似；其他點的插入過程與B點類似。

ADT建立好以后，通過遞歸算法，即可快速實現對指定點的查詢，在對插值點定位后，采用三線性插值方法實現區域間的流場信息傳遞：

φ=a1+a2ξ+a3η+a4ζ+a5ξη+a6ξζ+

a7ηζ+a8ξηζ

(5)

式中：(ξ,η,ζ)為插值點在貢獻單元中的相對位置，且0<ξ,η,ζ<1；a1～a8為插值系數，由六面體8個頂點處的流場變量確定。

2　數值方法驗證

為驗證方法的可靠性，本文首先對具有豐富試驗數據的ROBIN(ROtor-Body-INteraction)旋翼/機身干擾算例進行模擬。ROBIN旋翼系統是NASA專門針對旋翼/機身干擾問題而設計的，該旋翼系統包含一副四葉槳旋翼和接近真實直升機外形的機身。模型的具體參數見文獻[16]。

選取驗證較多的狀態μ=0.151，CT=0.006 4進行計算，由于本文未考慮旋翼配平，周期變距角取自文獻[17]，具體表達式為θ=12.8-8r/R+2.2cosΨ-2.0sinΨ，Ψ為槳葉方位角，指向后機身時為0°。計算模型與網格如圖2所示，物面第一層網格高度取0.5×10-5倍機身長度，滿足y+小于1。為了更好地捕捉旋翼尾跡的發展，對下游3倍機身長度內的背景網格區域進行了加密。網格單元總量約1 100萬。

圖2　ROBIN計算模型與網格Fig.2　Computational model and grid for ROBIN

機身上表面中線上典型站位測壓孔處的壓力系數隨旋翼方位角的非定常變化如圖3所示，瞬時壓力系數定義為Cp=100×(p-p∞)/ρ∞(ΩR)2，Ω為槳葉轉速，R為槳盤半徑。

測壓孔x/l=0.096位于機身鼻子上，x/l=0.256位于機頭靠近引擎艙處，x/l=1.180和x/l=1.368于機身后部。圖3給出了文獻[17]中采用FUN3D(FullyUnstructuredNavier-Stokes3D)的計算結果作為對比，其中FUN3D為NASALangley研究中心開發的基于非結構嵌套網格的求解器，是世界上著名的旋翼CFD代碼之一?？梢姳疚挠嬎憬Y果基本捕捉到了旋翼與機身之間的氣動干擾規律，即每當槳葉掃過機身時，壓力就出現一個峰值，相位和振幅都吻合一致。但計算值與試驗數據之間誤差也較為明顯，一個可能的原因是周期變距的不確定性[17-20]。文獻中由于對旋翼及機身的支架均進行了建模，計算結果吻合更好，總的來說，采用本文方法能捕捉到旋翼/機身干擾規律，可以用來模擬旋翼前飛干擾流場。

圖3　機身上測壓孔處的非定常壓力系數變化Fig.3　Unsteady pressure coefficient at different fuselage orifices

3　結果與分析

CRW飛機在旋翼模式下主要考慮低速前飛，為了對CRW飛機旋翼模式前飛氣動特性有較深刻的理解，本文選取3種前飛狀態進行計算作對比。前飛時構造迎角αs=-4°，計算狀態如下：

計算狀態1：μ=0.05，Matip=0.6，θ=10°，Re=2.095×106

計算狀態2：μ=0.10，Matip=0.6，θ=10°，Re=4.190×106

計算狀態3：μ=0.15，Matip=0.6，θ=10°，Re=6.285×106

每一個旋轉周期被分為180個物理時間步，子迭代步數為20步，以保證子迭代殘差至少下降兩個量級，為了讓旋翼尾跡充分發展，一共計算10個周期。

3.1機身部件對旋轉機翼的干擾

旋轉機翼與機身部件的干擾主要包括機身部件對旋轉機翼的干擾和旋轉機翼對機身部件的干擾兩個部分，首先對旋轉機翼受到的干擾進行考察，為了對比，對單獨旋轉機翼的情況進行了計算。圖4為旋轉機翼拉力系數的非定常時間歷程(旋轉機翼初始位置為Ψ=0°)，表1給出了相應的拉力系數的平均值和振幅對比，拉力系數定義為CT=T/ρ∞(πR2)(ΩR)2，T為旋翼產生的拉力，表中，μ為前進比?？偟膩砜?，拉力系數在3個旋轉周期后基本達到周期性變化狀態。在機身部件的干擾下，拉力系數曲線最主要的變化為當旋轉機翼掃過機身時，拉力系數的最大值比單獨旋翼的要略大，但旋轉機翼遠離機身時，拉力系數最小值與單獨旋翼的相同，因此拉力平均值和振幅均略微增大，但不明顯，且隨著前飛速度增大，這一差異越來越小。表明干擾減弱。

圖4　旋轉機翼拉力系數的時間歷程Fig.4　Thrust coefficient history of canard rotor wing

表1　拉力系數平均值及振幅

Table 1　Mean value and amplitude of thrust coefficient

TypeConditionCTμ=0.05μ=0.10μ=0.15MeanvalueIsolatedrotor0.007420.008500.00961CRW0.007590.008520.00961AmplitudeIsolatedrotor0.000580.001850.00276CRW0.001360.002450.00328

3.2旋轉機翼對機身部件的干擾

旋轉機翼對機身部件的干擾則直接影響整個飛機的飛行性能和操縱品質，圖5和圖6分別為機身上平均的氣動力和力矩隨前進比的變化曲線，其中氣動力系數的定義為CF=2F/ρ∞(πR2)(ΩR)2，F為機身上的3個方向的氣動力，圖中CFx為軸向力系數，CFy為側向力系數，CFz為法向力系數；氣動力矩系數的定義為CM=2M/ρ∞(πR2)(ΩR)2R，M為機身上3個方向的氣動力矩，圖中CMx為滾轉力矩系數，CMy為俯仰力矩系數，CMz為偏航力矩系數。力矩參考點位于旋翼中心下方0.585 m處，數值計算結果由最后一個旋轉周期取平均得到。

由圖可見，隨著前飛速度的增大，全機法向力和俯仰力矩發生顯著變化，表現為升力損失增大和抬頭力矩增大，而其他方向的力和力矩變化不明顯，這表明相比于法向力和俯仰力矩，旋轉機翼下洗氣流對機身其他方向的力和力矩干擾都比較小，因此法向力和俯仰力矩更能反映出CRW飛機旋翼對機身部件的干擾特性。

圖5　機身平均氣動力隨前進比的變化Fig.5　Mean aerodynamic forces on fuselage at different advance ratios

圖6　機身平均氣動力矩隨前進比的變化Fig.6　Mean aerodynamic moments on fuselage at different advance ratios

為了進一步分析旋轉機翼對機身部件的干擾特性，圖7和圖8分別給出了飛機各個部件的法向力系數CFz和俯仰力矩系數CMy在一個旋轉周期內的非定常變化。由圖7可見，垂尾對法向力的貢獻為零，鴨翼和機身上法向力隨前飛速度變化不大，相比之下，平尾上的法向力變化最為劇烈。當前進比μ=0.05時，全機的法向力主要來自于機身，當前進比增大到μ=0.10時，平尾上的法向力迅速增大，當前進比增大到μ=0.15時，全機的法向力則主要來自于平尾。由圖8可見，由于俯仰力矩主要受法向力影響，其變化趨勢與法向力相似：垂尾對俯仰力矩的貢獻可以忽略，鴨翼和機身上的俯仰力矩變化不大，平尾上的俯仰力矩變化劇烈。當前飛速度較低時，各部件引起的俯仰力矩相差不多，均維持在較低水平，隨著前飛速度增大，平尾上的法向力迅速增大，又平尾的力臂大，因此平尾引起的抬頭力矩也迅速增大，導致全機的抬頭力矩也迅速增大。

圖7　各部件的法向力系數隨槳葉方位角的變化Fig.7　Normal force coefficient of each componentvariation as a function of blade azimuth

圖8　各部件的俯仰力矩系數隨槳葉方位角的變化Fig.8　Pitching moment coefficient of each component variation as a function of blade azimuth

眾所周知，旋翼對機身部件的干擾主要是旋翼產生的尾跡流動撞擊機身部件或者貼近其表面經過所引起的，為了找出法向力和俯仰力矩如此變化的原因，圖9通過等Q圖(Q=0.01)的形式給出了不同前飛速度下的旋轉機翼的尾跡結構示意圖，由圖9可見，當前進比μ=0.05時，鴨翼盡管處于旋轉機翼下方位置，但避開了旋轉機翼的下洗流，而平尾離開旋轉機翼較遠，此時也不在下洗流范圍之內，因此全機的法向力主要來自于機身；當前進比增大到μ=0.10時，旋轉機翼的下洗進一步后移，平尾進入到下洗流范圍之內，下洗氣流的沖擊使其法向力迅速增加，俯仰力矩也因此迅速增加；當前進比增大到μ=0.15時，平尾幾乎與旋轉機翼拖出的強烈的槳尖渦處于同一水平位置，下洗氣流覆蓋了整個平尾表面，因此產生更大的法向力和俯仰力矩。

綜合以上分析可以看出，在旋翼模式前飛狀態下，隨著前飛速度增大，旋轉機翼對平尾的氣動干擾越來越嚴重。在下洗氣流的干擾下，平尾上將產生一個大的法向力和抬頭力矩，這對CRW飛機的穩定性十分不利，在CRW飛機設計中需要重點考慮平尾的設計。理論分析表明，適當調整氣動面的位置、面積或者偏轉一定的角度可以在一定程度上減小氣動干擾，但平尾作為飛機在過渡轉換模式下的主要升力面之一，不能采用減小面積的方式來減小干擾，X-50A飛機為了減小前飛時旋轉機翼的干擾，將機身后部設計的較為細長，然而這一措施效果甚微，在其第2次試飛時，飛機從懸停轉入前飛，很快因抬頭力矩過大而失去控制?？梢姡舾蓴_引起的抬頭力矩過大，偏轉翼面角度也不一定能夠平衡飛機，因此可以考慮改變平尾的位置以減小旋轉機翼帶來的氣動干擾。

圖9　旋轉機翼的槳尖渦結構隨前進比的變化(Q = 0.01)Fig.9　Blade tip wake structure of canard rotor wing at different advance ratios (Q = 0.01)

4　結　論

1) 本文的方法能較好地捕捉旋翼與機身部件的非定常氣動干擾，適合用于旋翼前飛流場數值模擬。

2) 前飛狀態下，機身部件對旋轉機翼的干擾較弱，當旋轉機翼掃過機身時拉力系數峰值僅略微增大，且隨著前飛速度增大，這一差異減小，旋轉機翼受到的干擾減弱。

3) 前飛狀態下，旋轉機翼對全機的法向力和俯仰力矩干擾較強，對其他方向的力和力矩干擾較弱。法向力表現為升力損失，俯仰力矩表現為抬頭力矩，前飛速度越高，升力損失越多，抬頭力矩越大。

4) 前飛狀態下，旋轉機翼對鴨翼和垂尾干擾較弱，旋轉機翼對機身和平尾的干擾較強；隨著前飛速度增大，旋轉機翼對平尾的干擾越來越嚴重，平尾的設計在CRW飛機設計中需要重點考慮。

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孫威男， 博士研究生。主要研究方向： 理論與計算流體力學， 飛行器氣動設計。

E-mail: 8532623@163.com

高正紅女， 博士， 教授， 博士生導師。主要研究方向： 飛行器氣動設計、 計算流體力學和飛行力學。

Tel.: 029-88495971

E-mail: zgao@nwpu.edu.cn

Interactive aerodynamic characteristics of canard rotor wing aircraft in helicopter forward flight

SUN Wei, GAO Zhenghong*, JIANG Jiechu

School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an710072, China

Compared with the traditional helicopter, the aerodynamic interaction of rotor wing, fuselage, canard and horizontal tail of canard rotor wing (CRW) aircraft in forward flight is severer. In order to get better understanding of the unsteady aerodynamic interaction, the moving structural chimera grid is used to model the moving rotor and three-dimensional unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes (URANS) equations are solved to simulate the flow fields of rotor in forward flight. The traditional helicopter’s rotor-body interaction model is computed first to validate the method. Then the analyses on rotor wing/fuselage/canard/horizontal tail/vertical tail interactive flow field for an unmanned CRW aircraft in helicopter forward flight are given using the present method. The variations of unsteady aerodynamic forces and moments of the rotor-wing, fuselage, canard, horizontal tail and vertical tail with respect to the rotor azimuth are obtained. The result shows that the fuselage and other components have little effect on the rotor wing, resulting in a slight increase in thrust; the rotor wing has almost no impact on the aerodynamics of canard and vertical tail, but does have strong interference on fuselage and horizontal tail. The horizontal tail produces large vertical force and nose-up pitching moment as the forward flight speed increases, to which great attention should be paid. The research could provide some guidance for the design of a CRW aircraft.

canard rotor wing aircraft; unsteady flow filed; aerodynamic disturbance; overset grids; numerical simulation

2016-01-13； Revised： 2016-02-17； Accepted： 2016-03-14； Published online： 2016-03-2414:12

National Natural Science Foundation of China (11372254)

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2016-01-13； 退修日期： 2016-02-17； 錄用日期： 2016-03-14；

時間： 2016-03-2414：12

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160324.1412.004.html

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10.7527/S1000-6893.2016.0092

V211.4

A

1000-6893(2016)08-2498-09

引用格式： 孫威， 高正紅， 姜杰出． 旋轉機翼飛機旋翼模式前飛狀態干擾氣動特性[J]． 航空學報, 2016, 37(8): 2498-2506. SUN W, GAO Z H, JIANG J C. Interactive aerodynamic characteristics of canard rotor wing aircraft in helicopter forward flight[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(8): 2498-2506.

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URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160324.1412.004.html