共軸剛性旋翼/機身懸停狀態(tài)氣動干擾計算分析

孫朋朋,劉 婷,劉平安,曾 偉

(中國直升機設(shè)計研究所,江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

常規(guī)直升機受旋翼前行槳葉壓縮性和后行槳葉失速等限制,最大平飛速度只能達300 km/h左右。速度低、航程短等問題嚴重制約了直升機在軍、民用領(lǐng)域的進一步廣泛使用[1]。而目前以美國西科斯基公司X-2 TD(技術(shù)驗證機)[2-3]和S-97[4]為代表的共軸剛性旋翼高速直升機,采用基于“前行槳葉概念”[5]的共軸雙旋翼構(gòu)型,打破了常規(guī)直升機旋翼的工作原理,是一種極具發(fā)展?jié)摿Φ母咚僦鄙龣C構(gòu)型。

直升機旋翼與機身間會產(chǎn)生嚴重的氣動干擾現(xiàn)象,這使得它們的氣動特性和噪聲特性發(fā)生顯著變化。而共軸高速直升機為了減小全機阻力,旋翼/機身間距往往更小,旋翼/機身氣動干擾愈加強烈[6]。因此,分析研究共軸高速直升機旋翼、機身間的氣動干擾規(guī)律,對共軸高速直升機設(shè)計具有重要意義。

國內(nèi)外圍繞共軸高速直升機氣動干擾的研究,多集中于大前進比下的雙旋翼氣動特性和上、下旋翼間的氣動干擾[7-13],對雙旋翼/機身的氣動干擾研究開展較少。Kim和Kenyon[14-15]等應(yīng)用“布朗渦量輸運”模型模擬分析了共軸無鉸式直升機各部件間的氣動干擾效應(yīng),通過將整機周圍環(huán)境氣動特性與不同直升機部件(雙旋翼、槳轂、機身、機翼、尾翼、尾推等)組合體的氣動特性進行對比分析,得出直升機不同部件對周圍流場的干擾效應(yīng)。Brown[16]等則針對共軸旋翼渦流場的特征建立了基于粘性渦輸運模型的氣動分析方法,從共軸剛性旋翼氣動、噪聲特性,雙旋翼以及與尾螺旋槳間的干擾機理,旋翼/機身干擾等方面開展了深入的研究。

在國內(nèi),李文浩[17]、張銀[18]等采用基于動量源模型的CFD方法對共軸高速直升機共軸雙旋翼/機身干擾流場進行了研究,并開展了參數(shù)影響分析,得出了一些有意義的結(jié)論。胡健平[19]等基于運動嵌套網(wǎng)格方法與混合網(wǎng)格建立了懸停時共軸剛性雙旋翼與機身模擬方法,研究了上、下旋翼間距以及上、下旋翼與機身上頂端間距對流場的影響。可以看出,國內(nèi)外對共軸高速直升機雙旋翼/機身間的精細氣動干擾特性分析仍相對較少,且所建立分析方法的有效性尚需進一步驗證。

鑒于此,本文建立了用于共軸旋翼與機身干擾的基于RANS方程和運動嵌套網(wǎng)格技術(shù)的高精度CFD分析方法,并采用試驗數(shù)據(jù)驗證了方法的有效性。采用建立的方法開展了共軸剛性旋翼/機身氣動干擾特性分析,獲得懸停狀態(tài)下雙旋翼/機身間的氣動干擾規(guī)律,為高速直升機氣動設(shè)計奠定了基礎(chǔ)。

1 計算方法

本文計算方法采用慣性坐標(biāo)系下的三維非定常雷諾平均N-S(RANS)方程進行求解,其表達式如下

(1)

其中,

(2)

控制方程求解中,無粘通量求解采用MUSCL+Roe二階逆風(fēng)格式,粘性通量求解采用中心差分格式。為模擬上、下旋翼以及旋翼/機身之間的非定常效應(yīng),本文采用了雙時間法進行時間推進,并且每個物理時間上引入偽時間步,采用隱式LU-SGS方法進行時間推進。

2 計算模型及網(wǎng)格

在網(wǎng)劃分方面,槳葉網(wǎng)格采用了貼體的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。為更好地計算附面層的粘性力,設(shè)置物面到第一層網(wǎng)格的間距為1.0×10-5c,其中c為翼型弦長。每片槳葉網(wǎng)格量為102萬。為更好地模擬機身的復(fù)雜氣動外形,機身附近網(wǎng)格采用了非機構(gòu)網(wǎng)格,網(wǎng)格量為549萬。背景網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,網(wǎng)格量327萬。生成的槳葉附近網(wǎng)格如圖1所示,旋翼/機身局部網(wǎng)格圖如圖2所示。

圖1 槳葉附近網(wǎng)格

圖2 旋翼/機身局部網(wǎng)格圖

在機身對稱面上表面,0°和180°方位各設(shè)置了7個表面壓力觀測點,觀測點距旋翼軸的X向距離范圍為0.2R～0.8R,觀測點間隔0.1R,其中R為旋翼半徑。

3 計算驗證

采用建立的計算方法和模型計算了干擾狀態(tài)下,旋翼總拉力隨旋翼總距(上、下旋翼總距平均值)的變化曲線,并與試驗值進行了對比,如圖3所示。可以看出,兩者變化趨勢與幅值吻合度較高,最大誤差小于2.5%。這說明了本文所建方法的有效性。

圖3 旋翼總拉力系數(shù)隨旋翼總距的變化曲線

此外,本文還給出了干擾狀態(tài)下旋翼旋轉(zhuǎn)一周過程中機身表面測點壓力變化曲線及其與試驗結(jié)果的對比。圖4、圖5分別給出了在9°總距懸停狀態(tài)下,距離槳轂中心0.4R的兩個觀測點處表面壓力的動壓值。

圖4 9°總距干擾狀態(tài)下機身測點(180°方位,距離s=0.4R)的動壓值

圖5 9°總距干擾狀態(tài)下機身測點(0°方位,距離s=0.4R)的動壓值

從圖中可以看出,采用本文建立的計算方法計算得到的測點壓力動態(tài)值與風(fēng)洞試驗值匹配性較好,能夠反映出機身表面的非定常壓力變化。

4 旋翼/機身氣動干擾分析

采用本文建立的方法,對比計算了有/無機身氣動干擾時的旋翼總拉力隨總距的變化曲線,如圖6所示。可以看出,不同總距下,干擾狀態(tài)的雙旋翼總拉力系數(shù)均比無機身干擾下的總拉力系數(shù)大約4%。

圖6 不同總距下的雙旋翼總拉力系

圖7對比了不同旋翼總距下,有無機身干擾狀態(tài)下旋翼和機身總拉力系數(shù)。可以看出,干擾狀態(tài)下旋翼、機身總拉力小于無機身干擾下的旋翼總拉力,且隨總距增大,兩種狀態(tài)拉力差值增大。說明機身受到的旋翼下洗流影響,機身產(chǎn)生負的升力,且隨著總距的增加,機身負升力值增大。圖8給出了不同旋翼總距下,旋翼的功率系數(shù)隨總距的變化曲線。由圖可以看出,考慮機身干擾后,旋翼功率系數(shù)相對無機身干擾狀態(tài)亦有所增加,約2%。

圖7 不同總距下的旋翼和機身總拉力系數(shù)

圖8 不同總距下的旋翼功率系數(shù)

圖9給出了有無機身干擾狀態(tài)下,上、下旋翼拉力系數(shù)隨總距的變化曲線。由圖可知,無論是否有機身干擾,上旋翼拉力均大于下旋翼,且有機身干擾狀態(tài)的上、下旋翼拉力均大于孤立旋翼狀態(tài)。此外還可以看出,機身/旋翼干擾對上、下旋翼拉力影響的規(guī)律基本相同。

圖9 不同總距下的上、下旋翼拉力系數(shù)

圖10進一步給出了不同總距狀態(tài)下,上、下旋翼功率系數(shù)對比曲線。可以看出,無論有無機身干擾,下旋翼功率均大于上旋翼,且有機身干擾狀態(tài),上、下旋翼功率均大于孤立旋翼。此外還可以看出,隨總距增大,機身干擾對旋翼功率的影響更加顯著。

圖10 不同總距下的上、下旋翼功率系數(shù)

圖11給出了9°總距下,旋翼瞬時總拉力系數(shù)隨方位角變化曲線。由圖可以看出,有機身干擾狀態(tài)比無機身干擾時的旋翼瞬時總拉力系數(shù)變化更劇烈,機身干擾狀態(tài)下旋翼瞬時拉力峰值顯著增大。

圖11 不同方位角旋翼瞬時總拉力系數(shù)

圖12-圖13分別給出了相同總距有/無機身干擾時,上、下旋翼拉力系數(shù)隨方位角變化曲線。可以明顯看出,由于上、下旋翼間的氣動干擾,上旋翼和下旋翼本身存在8個周期性的瞬時拉力波動,且上旋翼受到下旋翼的影響更大,拉力波動更強。另外,受機身干擾影響后,上、下旋翼瞬時拉力波動均明顯增強,且干擾影響主要是使得旋翼瞬時拉力峰值增大,從而使得旋翼總拉力增加。

圖12 干擾狀態(tài)下單旋翼拉力系數(shù)隨方位角變化曲線

圖13 無機身干擾下單旋翼拉力隨方位角變化曲線

圖14給出了在旋翼總距為12°時,機身升力系數(shù)隨方位角變化曲線。可以看出,受旋翼下洗流影響,機身升力為負值,并且機身升力系數(shù)大致呈四階變化趨勢,在0°、90°、180°、270°和360°方位角升力最小,即槳葉經(jīng)過機身上方時會產(chǎn)生相當(dāng)大的壓力脈沖,這種瞬時脈沖效應(yīng)使機身產(chǎn)生的負升力驟增。

圖14 干擾狀態(tài)機身升力系數(shù)隨方位角變化曲線

圖15給出了干擾狀態(tài)機身頂部壓力觀測位置的靜壓分布曲線。可以看出,機身在0.2R～0.6R區(qū)域靜壓呈線性增加趨勢,在0.6R附近靜壓達到最大,說明槳葉在0.6R附近對機身干擾作用最強,在槳根處對機身影響較小。而在機身前段(位置為負),隨著與原點距離的增加,旋翼對機身此區(qū)域的干擾作用迅速減小,靜壓急劇降低;機翼后段靜壓變化比較緩慢,且在0.6R～0.7R附近靜壓最大,干擾效果最強。由此也可以看出,在雙旋翼干擾作用下,機身后半段的靜壓高于前半段,這會使得機身產(chǎn)生抬頭力矩。

圖15 干擾狀態(tài)機身頂部靜壓分布曲線

圖16至圖18給出了總距9°懸停狀態(tài)有無機身干擾下的旋翼誘導(dǎo)速度云圖。圖中速度采用槳尖速度進行了無量綱化。無機身干擾時,旋翼尾流在槳盤下方逐漸向旋翼中心收縮,誘導(dǎo)速度逐漸增大。有機身干擾時,旋翼90°和270°方位剖面,旋翼誘導(dǎo)速度云圖與無機身干擾狀態(tài)差異不明顯,機身僅對靠近機身的旋翼中心區(qū)域的誘導(dǎo)速度略有影響;而在旋翼0°和180°方位剖面,受到機身影響,旋翼尾流在槳盤下方并沒有向旋翼中心收縮,而是順著機身向兩邊擴張,誘導(dǎo)速度相對無機身干擾狀態(tài)明顯降低。

圖16 無機身干擾狀態(tài)旋翼流場云圖

圖17 旋翼機身干擾狀態(tài)旋翼流場云圖(旋翼90°和270°方位剖面)

圖18 旋翼機身干擾狀態(tài)旋翼流場云圖(旋翼0°和180°方位剖面)

圖19-圖20分別給出了上、下旋翼槳盤平面內(nèi)誘導(dǎo)速度沿X向(縱向)的變化曲線。其中,誘導(dǎo)速度同樣采用槳尖速度進行無量綱化。可以看出,機身對上旋翼誘導(dǎo)速度的影響較小,對下旋翼誘導(dǎo)速度的影響相對較大,在0.25R至0.75R之間,下旋翼誘導(dǎo)速度顯著減小。

圖19 上旋翼誘導(dǎo)速度沿X向分布曲線

圖20 下旋翼誘導(dǎo)速度沿X向分布曲線

此外,圖21給出了下旋翼槳盤平面內(nèi)誘導(dǎo)速度沿Z向(側(cè)向)的變化曲線。可以看出,機身干擾使得下旋翼誘導(dǎo)速度在側(cè)向0.5R以內(nèi)顯著減小,而對于旋翼主要產(chǎn)生升力的外側(cè)區(qū)域幾乎沒有影響。

圖21 下旋翼誘導(dǎo)速度沿Z向分布曲線

5 結(jié)論

本文建立了用于共軸旋翼與機身干擾的基于RANS方程和運動嵌套網(wǎng)格技術(shù)的高精度CFD分析方法,并采用試驗數(shù)據(jù)驗證了方法的有效性。采用建立的方法開展了共軸剛性旋翼/機身氣動干擾特性分析,獲得懸停狀態(tài)下雙旋翼/機身間的氣動干擾規(guī)律。獲得主要結(jié)論如下:

1)本文建立的共軸剛性旋翼/機身氣動干擾分析方法,計算與試驗結(jié)果最大誤差小于2.5%,能夠有效地分析雙旋翼與機身間的氣動干擾特性;

2)機身干擾使得旋翼拉力增大約4%,旋翼功率增加約2%,且隨旋翼總距增大,機身對旋翼氣動干擾更加顯著;

3)受機身氣動干擾影響,旋翼非定常拉力峰值顯著增大,旋翼附近誘導(dǎo)速度分布更加不均;

4)受旋翼下洗流的影響,機身會產(chǎn)生負升力和俯仰力矩,并且機身升力系數(shù)大致呈四階變化趨勢,且會使得旋翼、機身總的升力減小。