傾轉旋翼/機翼連續過渡狀態氣動性能仿真分析

王孟恬，金臺，劉堯龍

(浙江大學 航空航天學院，浙江 杭州 310027)

人們從20 世紀40 年代開始研究垂直/短距起降飛行器，如今新理念構型的旋翼機涌現.傾轉旋翼機具備垂直起降和懸停能力，且飛行速度遠高于常規直升機[1-2]，研制技術比較成熟的是由波音和貝爾直升機公司提出的V-22 傾轉旋翼機.這類飛行器飛行包線寬泛，執行飛行任務能力強[3]，在軍事領域和民用方面都具有廣泛的應用前景，已逐漸成為現階段的研究熱點.

傾轉旋翼機在直升機模式和固定翼模式切換時引入的過渡狀態，是具有強非線性氣動特性的特殊狀態，過渡狀態氣動性能的好壞是決定飛機模式切換過程是否安全可靠、平穩高效的關鍵因素.針對過渡狀態的氣動特性研究主要有試驗和數值仿真2 種方法.在試驗方法方面，招啟軍等[4]基于3D-PIV(particle image velocimetry)技術測量懸停和過渡狀態傾轉旋翼機旋翼/機翼氣動干擾特性,部分揭示了干擾流動的機理.董凌華等[5]基于傾轉旋翼/機翼耦合系統動力學試驗模型開展傾轉過渡狀態下模型機翼的基階揮舞彎曲/扭轉耦合振動的氣彈動力學風洞試驗研究.Chinwicharnam等[6]開展MAV VTOL 螺旋槳/機翼結構相互作用的低速風洞實驗研究，發現螺旋槳滑流不僅能夠提高機翼性能，還能夠延緩失速角的形成.由于試驗方法花費的時間周期長、成本高、數據測量難度大且數據有限，隨著計算機算力的增強，數值仿真方法得以快速發展和廣泛應用.劉佳豪等[7]針對傾轉過渡狀態旋翼/機翼之間的氣動干擾進行高分辨率數值模擬，對比旋翼/機翼組合體懸停狀態改進延遲分離渦模擬(improved delayed detached eddy simulation,IDDES)和雷諾平均模擬(Reynolds-averaged Navier-Stokes equations,RANS)計算結果，發現在傾轉過程中旋翼產生的誘導滑流對機翼有升力增益效果.李鵬等[8-9]提出并建立適合過渡狀態氣動特性分析的混合槳葉模型(hybrid blade model,HBM)方法.相對于傳統的真實槳葉模型(real blade model,RBM) 方法，HBM 方法結合虛擬槳葉模型(virtual blade model,VBM)方法的優勢，在保證流場模擬精度的基礎上進一步提高了計算效率.Garcia 等[10]對1∶5 模型尺寸的ERICA 傾轉旋翼機進行高保真的氣動計算，評估當前計算流體力學方法在不同飛行狀態下預測空氣載荷的能力.楊海濤等[11]研究前飛狀態和傾轉過渡狀態傾轉旋翼對機翼的氣動干擾的結果表明，當旋翼傾角小于75°時，隨著前進比的增大，機翼升力系數由負值逐漸增大，傾轉角對機翼氣動特性的影響隨前進比的增大而降低.吳偉偉等[12]基于運動嵌套網格和局部坐標系理論提出適合于模擬連續傾轉過渡狀態非定常流場的數值計算方法，并模擬某型無人傾轉旋翼機的連續傾轉過渡狀態，研究傾轉時間、前飛速度和旋翼總距角對旋翼機氣動性能的影響.

上述研究對傾轉旋翼機過渡狀態的數值模擬分析主要采用正前方來流和固定傾轉角度的方式進行計算，鮮見對連續傾轉過渡狀態的氣動性能的研究.實際飛行過程中存在側風，風向風速也會對飛行器的氣動性能造成影響[13-14].此外，過渡狀態不同部件相互干擾明顯，尤其在旋翼和機翼之間.本研究提出適用于連續傾轉過渡狀態模擬的數值計算方法，研究不同前進比下旋翼和機翼的氣動性能，并針對不同來流速度方向，分析側風對傾轉過渡狀態的影響.

1 計算方法

1.1 重疊網格方法

根據研究準定常傾轉旋翼/機翼氣動干擾的風洞試驗模型[11]，建立傾轉旋翼/機翼數值仿真模型，其中旋翼為8 038 標準旋翼;機翼為等截面矩形翼，弦長c為0.1 m，展長為0.4 m，截面翼型為B-29 TIP，機翼迎角為6°.旋翼傾轉中心點O與機翼前緣處在同一高度，距機翼前緣為0.08 m，傾轉半徑為0.07 m，初始前飛狀態旋翼中心距機翼前緣為0.15 m.進行連續傾轉過渡狀態的旋翼/機翼氣動性能模擬，其中3 種狀態示意圖如圖1 所示.

圖1 傾轉旋翼/機翼的3 種狀態Fig.1 Three modes of tiltrotor/wing

在旋翼的常見研究方法中，虛擬槳葉模型和動量源方法旋翼被體積力模型代替，計算結果受到一定程度的影響；滑移網格和多參考系模型方法只能實現單一的運動情況，使得多數學者通過固定傾轉角的方法來研究旋翼傾轉過渡狀態的氣動性能，與實際的連續傾轉過渡運動情況有出入.同時，其他常見的動網格計算方法在物體運動幅度過大時會出現網格變形的情況，影響精度和計算結果，甚至導致整個計算發散.降低這個問題造成的影響，將增加網格量和計算成本.重疊網格可以實現旋翼的六自由度運動，即旋翼有一定轉速旋轉并且連續傾轉90°，網格不會變形，確保在合適的計算量下實現連續傾轉過渡的模擬計算.

重疊網格（overset mesh）方法對每個運動物體進行單獨的網格劃分，由于各運動物體網格與背景網格有重疊，通過計算重疊網格的聯系信息（domain connectivity information,DCI）進行流場信息交換，能夠實現計算域的求解.網格單元類型分為邊界單元（fringe cell）、活動單元（active cell）、貢獻單元（donor cell）、洞單元（hole cell）和孤點單元（orphan）.計算首先執行挖洞步驟，即搜尋洞單元，并且將相鄰的單元標記為邊界單元；之后根據標記的邊界單元從另外背景網格中尋找最佳匹配的貢獻單元，根據搜尋的邊界單元和貢獻單元的位置進行貢獻單元的插值系數求解；最后對重疊區域的優化，重新搜尋最優的匹配單元，保證最佳的插值關系，去除額外的邊界單元，進而減少計算量[15-17].有3 種典型的貢獻單元插值系數求解方法：1）就近原則，2）通過邊界單元到貢獻單元中心的距離倒數求得插值系數，3）Laplace 算子權重方法.本研究采用Laplace 算子權重方法，計算域示意圖如圖2 所示.旋翼周圍網格單獨劃分，機翼處于背景網格中，網格沿機翼對稱面截取示意圖如圖3 所示.在過渡狀態中，旋翼與貼體網格一同以一定轉速旋轉，同時傾轉90°，模擬旋翼從前飛狀態傾轉至懸停狀態.

圖2 數值模擬的計算域Fig.2 Computational domain of numerical simulation

圖3 計算域中沿機翼對稱面的網格Fig.3 Girds along wing's symmetric plane of computational domain

1.2 控制方程

數值計算工具使用基于有限體積的開源CFD軟件OpenFOAM 中的overPimpleDyMFoam 求解器，重疊網格技術用于實現網格的相對運動以捕捉旋翼的旋轉運動和連續傾轉運動，并通過重疊區域進行插值與背景網格傳遞信息.采用PIMPLE（PISO-SIMPLE）算法求解非定常不可壓縮流動的壓力速度耦合問題，求解時，將每個時間步長內的流動看作穩態流動，采用SIMPLE 算法進行迭代求解，采取低松弛的方法保證方程在每一時間步長內的收斂性.空間離散格式采用魯棒性高的二階迎風差分格式，時間步進采用一階精度的隱式歐拉格式.

流場控制方程采用雷諾平均方程[18]，表達式為

式中：t為時間；E為守恒變量；FI為非黏性通量，FV為黏性通量；Q為源項，是旋翼旋轉帶來的附加項（由科氏力引起），假設旋翼旋轉的角速度為[0，-ω，0]，此時源項表達式為Q=[0,ρωw,0,-ρωu,0]T.湍流模型選取k-ε 湍流模型[19]，表達式為

式中：k為湍流動能，Dk為k的有效擴散系數，P為湍流動能產生速率，ε 為湍流動能耗散率，Dε為ε 的有效擴散系數，u為流場速度，C1、C2、C3為模型系數，Cμ為湍流黏度的模型系數，νt為湍流黏度.

2 計算驗證方法

通過對比8038 標準旋翼/機翼系統前飛狀態下機翼升力系數和旋翼拉力系數的數值仿真結果與風洞試驗數據[11]來驗證本研究所提方法.前方來流速度為6 m/s，旋翼最高轉速不超過150 r/s，最大槳尖馬赫數為0.28，低于0.3.定義前進比[20]為

式中：V∞為前方來流速度；n為旋翼轉速；D為旋翼直徑，D=0.203 2 m.在連續傾轉過渡過程中，不同傾轉時間（t=1 s 和t=2 s）系統氣動特性隨旋翼傾轉角增加的變化趨勢基本一致[12].在計算驗證算例時發現，當保持前飛狀態計算到0.08 s 左右時，機翼升力趨于穩定，說明此時流場達到穩定.在連續過渡狀態研究中，設置計算時間范圍為0～1.08 s，前0.08 s 旋翼保持前飛狀態，在流場達到穩定后開始從前飛狀態（傾轉角α=0°）到懸停狀態（傾轉角α=90°）的傾轉過渡過程，傾轉時間為1 s.

選取J=0.334 的工況進行網格無關性對比驗證，計算區域大小.劃分網格數量分別為5.14×105（網格1）、1.68×106（網格2）、2.00×106（網格3），計算得到0～0.2 s 的機翼升力FL如圖4 所示.初始化流場速度為0，前方來流流過整個計算域，這期間機翼升力系數逐漸增大，原因是隨著被旋翼加速過的氣流流過機翼，機翼升力逐漸增大.機翼升力的變化趨勢在不同網格情況下大體一致，證明了網格無關性.由于網格1 的網格數量較少，該網格計算得到的結果比其他2 種網格的小；網格3與網格2 的計算結果基本一致，網格數量增加結果變化不明顯.

圖4 不同網格的機翼升力-時間曲線Fig.4 Wing lift-time curves for different grids

如圖5 所示為不同前進比時機翼升力系數CL的風洞試驗結果與數值仿真結果對比，數值仿真結果和試驗結果吻合較好.風洞試驗和數值仿真均發現: 隨著前進比的增加，機翼升力系數降低;且前進比越小，機翼升力系數減小越快.證明本研究所提方法合理，適于傾轉旋翼連續過渡狀態氣動特性數值模擬.上述結果表明，網格數量越多，計算結果越接近試驗值，但增大到一定數量后，計算結果改善不明顯.為了節約計算時間，提高計算效率，選取網格2 作為后續研究的網格.

圖5 仿真結果與試驗結果的升力系數-前進比曲線Fig.5 Lift coefficient-advance ratio curves of simulation results and test results

3 連續過渡狀態旋翼/機翼的氣動性能

3.1 旋翼轉速對過渡狀態氣動性能的影響

為了研究旋翼轉速對過渡狀態的氣動性能影響，設置旋翼/機翼系統前方來流速度為6 m/s，4 個計算算例的旋翼轉速n和前進比J如表1 所示.本研究的計算流場比較復雜，很難指定滿足條件的固定時間步長，為此采用變時間步長，設置最大庫郎數 maxCo=1，自動調整時間步.由于前進比的數值不同，旋翼旋轉速度不同，流場變化的劇烈程度也不同，不同前進比和不同來流速度工況下的計算時間步長略有不同，變化范圍為2.5×10-6～6.5×10-6，每個虛擬時間步的最大迭代次數的均值為100.

表1 算例的參數取值Tab.1 Parameter values for algorithm

機翼性能主要由機翼升力系數和機翼阻力系數CD體現，計算式[20]分別為

式中：FL為機翼所受升力；FD為機翼所受阻力；遠場動壓力q∞=ρV∞2/2，其中ρ 為密度；S為機翼面積.在旋翼傾轉過程中，機翼的升力系數隨時間和前進比的變化趨勢如圖6 所示.流場達到穩定后，旋翼從0.08 s 開始傾轉，導致氣流方向改變，前方來流流入機翼下方，使機翼上下表面壓力差減小，機翼升力系數降低，隨著前進比減小（旋翼轉速越大），進入機翼下方氣流不斷增加.如圖7 所示，機翼下方壓強小，上方壓強大，機翼產生負升力.前進比越大（旋翼轉速越小），機翼升力系數對傾轉角的敏感程度越弱，振蕩幅度越小.原因是旋翼旋轉對氣流的作用減弱，對機翼升力系數影響減小.當J=0.2 時，由于流經機翼表面的氣流速度最快，相較于其他前進比的情況，起初機翼的升力系數最大，但旋翼傾轉給機翼氣動性能帶來的影響也最大，使得升力系數下降最快，最大轉速對升力系數的影響將近是最小轉速的10 倍.當前進比趨近于無窮大，即旋翼不旋轉時，機翼升力系數趨于不變，相當于單獨機翼放置在氣流中，升力來自機翼翼型與機翼攻角.當傾轉至14°～19°時，大轉速對機翼升力系數的影響情況開始從優勢轉變為劣勢，說明在前飛狀態傾轉至懸停狀態之前，須先降低旋翼轉速，以避免在傾轉過程中氣動性能的劇烈變化，等切換至懸停狀態后，再增大轉速提升旋翼拉力來平衡傾轉旋翼機的自重.

圖6 不同前進比的機翼升力系數-時間曲線Fig.6 Wing lift coefficient-time curves for different advance ratios

圖7 yoz 截面流場壓力云圖和流線圖（J=0.2,α=90°）Fig.7 Pressure contour and streamline of flow field in yoz plane(J=0.2,α=90°)

如圖8 所示為機翼的阻力系數隨時間和前進比的變化趨勢.與機翼升力系數變化趨勢大體一致，阻力系數隨時間變化逐漸減小.原因是旋翼傾轉改變了氣流方向，導致沿機翼弦向氣流減少，阻力系數減小.在J=0.2 時旋翼傾轉到85°后，機翼會產生負阻力，即會使機翼產生向前的力.原因是此時接近于懸停狀態，機翼自帶攻角，旋翼產生向下的氣流會使機翼有很小的前進的力.同時，前進比越大，旋翼旋轉對氣流的作用減弱，阻力系數對傾轉角的敏感程度越弱，振蕩幅度越小.和前進比對升力系數的影響相比，前進比對阻力系數的影響更大，最大轉速對阻力系數的影響將近是最小轉速的20 倍，當傾轉至24°～30°時，大轉速對機翼阻力系數的影響情況開始從優勢轉變為劣勢.只從阻力系數方面來看，大轉速對機翼氣動性能是有利影響，但機翼的升力系數對總體性能的影響大于阻力系數，且傾轉至懸停狀態過程中前飛速度逐漸減小，實際上阻力系數的減小作用不大.

圖8 不同前進比的機翼阻力系數-時間曲線Fig.8 Wing drag coefficient-time curves for different advance ratios

研究旋翼性能主要分析的是拉力系數CT，計算式[20-21]為

式中：FT為旋翼拉力.前進比的變化時由轉速控制，若采用拉力系數分析旋翼性能會出現2 個變量，不夠準確，因此分析旋翼拉力隨時間和前進比的變化趨勢.如圖9 所示，隨著傾轉角的增大，旋翼拉力逐漸增大.原因是從前飛狀態過渡到懸停狀態時旋翼的入流不斷減少，有效攻角逐漸增加.此外，尾跡下洗氣流被機翼阻擋，使機翼與旋翼之間產生高壓區（地面效應），如圖10 所示.圖中，高壓區中間存在一小部分低壓區，是氣流流過旋翼的槳轂部分造成的.旋翼拉力的數值隨前進比的減小而增大，拉力從傾轉開始至傾轉結束的變化程度也隨前進比的減小而增大，這是因為轉速的增加增大了在給定的旋翼攻角下葉片截面所經歷的攻角擾動.拉力的振動幅度基本不隨前進比變化，說明拉力的振動幅度與旋翼轉速無關.

圖9 不同前進比的旋翼拉力-時間曲線Fig.9 Rotor thrust-time curves for different advance ratios

圖10 旋翼與機翼之間的流場壓力云圖（J=0.2,α=90°）Fig.10 Pressure contour of flow field between rotor and wing(J=0.2,α=90°)

在連續傾轉過程中選取典型傾轉角度繪制流場的Q渦量云圖和壓力云圖.如圖11 所示為不同前進比和不同傾轉角下流場的渦量圖（Q=0.1），隨著前進比的減小，機翼下方的渦結構逐漸增多，且向下傾斜的角度逐漸增大，葉片的槳尖渦距離也逐漸減小.小前進比的情況下機翼上下表面渦結構更多，證明此時旋翼滑流對機翼的影響更大，導致機翼升阻力系數對傾轉角的更敏感，振蕩幅度也更劇烈.J=0.533 時懸停狀態旋翼的滑流沒有完全包裹住機翼的對應位置部分，因此此時機翼仍可以保持一定前飛狀態的氣動性能.

圖11 典型傾轉角度和不同前進比下的流場Q 渦量云圖Fig.11 Q-vortex structure of flow field at typical tilt angles with different advance ratios

截取yoz平面，如圖12 所示為前進比較小時的流場壓力云圖，在選取的不同典型傾轉角下，旋翼旋轉角度不同，因此在yoz平面上存在看不到旋翼及渦結構的情況.對于前進比較大的情況，由于流場壓力變化相對較小，壓力云圖對比不明顯，繪制機翼在該剖面的壓力系數Cp曲線如圖13 所示.綜合來看，旋翼傾轉過程中，機翼下表面附近的壓力減小，上表面附近的壓力增大；前進比越小，機翼下表面的壓力逐漸由正值減小為負值，上表面的壓力逐漸由負值增加為正值，上下表面的壓力值相差越大.由結果可知，旋翼轉速和傾轉角的增加，旋翼下洗氣流對機翼的干擾越嚴重，機翼的負升力絕對值越大，且負升力的絕對值隨前進比的減小而增大.

圖12 典型傾轉角度和不同前進比下的流場壓力云圖Fig.12 Pressure contour of flow field at typical tilt angles with different advance ratios

圖13 典型傾轉角度和不同前進比下的機翼壓力系數Fig.13 Pressure coefficient of wing at typical tilt angles with different advance ratios

綜上所述，在旋翼從前飛狀態傾轉至懸停狀態過程中，機翼升力系數和阻力系數均減小，旋翼拉力增大.隨著前進比的減小（旋翼轉速增大），升阻力系數對傾轉角越敏感，當傾轉至14°～19°時，大轉速對于機翼氣動性能的影響由從優勢轉變為劣勢；前進比越小，拉力越大，對傾轉角的敏感程度越強.

3.2 側風對過渡狀態氣動性能的影響

設置旋翼轉速為55.43 r/s，在前方來流速度為6 m/s 的基礎上增加側向來流，選取3 種來流速度U計算，分別為U1=[0,6,0] m/s，U2=[2,6,0] m/s，U3=[6,6,0] m/s.機翼的升力系數在不同側風情況下隨時間變化情況如圖14 所示.旋翼從0.08 s 時開始傾轉，機翼升力系數隨時間逐漸減小，當U2=[2,6,0] m/s 時，機翼升力對傾轉角的敏感程度小于沒有側風的情況，在旋翼傾轉到65°左右后，機翼升力系數大于沒有側風的情況.當側向風速再增大時，機翼升力系數減小較多，對傾轉角的敏感程度降低，原因是側風風速較小相當于增加了來流速度；當側風風速過大時，被旋翼加速過的氣流不再流經機翼表面的部分較多，機翼上下表面壓差減小明顯.當旋翼接近懸停狀態時，3 種情況機翼升力系數差別不明顯，說明此時旋翼氣流對機翼升力系數的影響不大，大部分尾跡下洗被機翼阻擋產生地面效應.

圖14 不同側風速度的機翼升力系數-時間曲線Fig.14 Wing lift coefficient-time curves for different crosswind velocities

機翼阻力系數變化情況如圖15 所示.前方來流或側風較小時，機翼阻力系數先增大后減小；側風風速較大時，傾轉對阻力系數幾乎無影響.原因是大風速下旋翼滑流的方向改變，對機翼的影響范圍縮小.側風風速越大，阻力系數越小，且風速大時機翼阻力系數減小是小側風時的25%.當U2=[2,6,0] m/s 時，機翼的升阻力系數整體降低幅度較小，在旋翼傾轉到65°后相對于無側風情況，機翼升力系數增大，阻力系數減小，因此存在風速小的側風時，傾轉過程中機翼氣動性能的下降可以改善.如圖16 所示為不同傾轉角和不同來流速度方向機翼上下表面的壓力云圖.旋翼氣流對機翼的影響受側向來流影響向機翼一側偏移，機翼所受壓力分布發生變化：隨Ux的增大，作用在機翼上表面的正壓范圍越大，尤其在機翼靠近后緣處；作用在機翼下表面的負壓范圍越小；下表面負壓范圍減小的比例小于上表面正壓范圍增大的比例，因此機翼升力會不同程度地減小.由機翼升阻力系數曲線可以看出，在傾轉角為30°左右時，不同工況的升阻力系數差別最大.繪制α=30°時，機翼上下表面不同站位的壓力系數分布曲線，如圖17 所示.隨Ux的增大，機翼上下表面壓力系數差值整體呈減小趨勢，證明了在小傾轉角情況下，側風使機翼升力減小.不同風速機翼中段下表面壓力系數基本保持一致，Ux增大主要影響機翼上表面的壓力系數，由于側風從機翼翼尖外側吹來，Ux增大使機翼翼尖x=-0.2 m處主要受來流影響，機翼上下表面壓力系數均差別較大，機翼翼根x=0.2 m 處主要受旋翼尾跡影響.

圖15 不同側風速度的機翼阻力系數-時間曲線Fig.15 Wing drag coefficient-time curves for different crosswind velocities

圖16 典型傾轉角度和不同來流速度方向下機翼上下表面的壓力云圖Fig.16 Pressure contour on upper and lower surfaces of wing at typical tilt angles with different crosswind velocities

圖17 機翼不同位置的壓力系數Fig.17 Pressure coefficient of wing at different positions

旋翼拉力系數隨時間和側風速度的變化趨勢如圖18 所示.旋翼拉力系數隨時間逐漸增大，受側風的影響不明顯，拉力系數只略微提升，說明旋翼的拉力大小不受風速風向的影響.當存在小側風時，旋翼拉力系數振蕩幅度增大較少，當風速增加后，振蕩幅度增大較明顯.原因是大側風風速加重了旋翼前、后行槳葉氣流的不對稱性.懸停狀態下拉力振蕩幅度最大，繪制此時旋翼旋轉平面的流場壓力云圖如圖19 所示.旋翼尾跡受側風影響，方向發生改變，且低壓區范圍變大，說明旋翼前后行槳葉氣流愈加不對稱，振蕩幅度增大.如圖20 所示為α=45°時流場的渦量圖.可以發現，存在側風時，旋翼尾跡沿來流合速度方向發展，當U2=[2,6,0] m/s 時，旋翼尾跡的影響范圍發生變化，由于機翼弦長較短，影響范圍變化不大，大部分影響變化在機翼尾跡處，此時機翼氣動性能與無側風情況區別較小.當U2=[6,6,0] m/s 時，氣流主要作用在機翼翼根處而不流經機翼表面，證明此時旋翼的尾跡對機翼的影響范圍較小，對機翼的氣動性能影響較小，與無側風情況的氣動性能差別較大.葉片槳尖渦的直徑和間距變大，說明旋翼拉力振蕩幅度增大.截取xoy平面，不同來流速度不同傾轉角下流場的壓力云圖如圖21所示.在側風影響下，流場來流方向與機翼成一定夾角，受機翼的阻擋，在右側翼尖旁形成高壓區，反映了側風改變旋翼的尾跡方向及其對機翼的影響范圍，改變機翼尾流的壓力分布情況，影響旋翼和機翼的氣動性能.由于機翼兩邊壓力分布不均，側風也會使機翼出現滾轉的趨勢.

圖18 不同側風速度的旋翼拉力系數-時間曲線Fig.18 Rotor thrust coefficient-time curves for different crosswind velocities

圖19 旋翼旋轉平面的流場壓力云圖（α=90°）Fig.19 Pressure contour of flow field in rotor rotation plane (α=90°)

圖20 不同側風風速下的流場Q 渦量云圖（α=45°）Fig.20 Q-vortex structure of flow field with different crosswind velocities (α=45°)

圖21 典型傾轉角度和不同來流速度方向的流場壓力云圖Fig.21 Pressure contour of flow field at typical tilt angles with different crosswind velocities

綜上所述，來流速度方向會影響旋翼和機翼尾流的位置分布，使機翼出現滾轉趨勢.在小風速時旋翼傾轉到65°后，機翼性能相對于沒有側風情況的有所提升，隨側向風的再次增大，升阻力系數減小明顯，旋翼的拉力系數變化不明顯，但是振蕩幅度會增大.

4 結語

本研究基于重疊網格提出適用于連續傾轉過渡狀態模擬的數值計算方法，分析前進比和側風在旋翼傾轉過程中對旋翼/機翼系統氣動性能的影響，主要得出以下結論.1）前進比減小（旋翼轉速增大），機翼升力系數對傾轉角的敏感程度增加，振蕩幅度增大，阻力系數與升力系數變化情況一致，傾轉角在14°～19°時，大轉速對于機翼氣動性能的影響開始從優勢轉變為劣勢；旋翼拉力增大，對傾轉角的敏感程度越強，但振蕩幅度基本不變.2）來流存在側風情況時，機翼升阻力系數均有減小，但在側風風速較小的情況下傾轉角到65°后，升力系數高于沒有側風的情況，機翼性能有一定提升；旋翼的拉力系數變化不明顯，但是振蕩幅度會增大；側向風還會影響機翼的滾轉趨勢和旋翼機翼尾流的位置分布.

本研究分析了前進比和存在側風對連續傾轉過渡狀態中旋翼/機翼系統氣動性能的影響，單獨提取旋翼和機翼作為研究對象，在實際傾轉過程中，還有其他影響因素，旋翼對傾轉旋翼機的其他部件以及部件之間也存在著相互干擾.后續研究計劃在重疊網格的數值計算方法基礎上，繼續對其他氣動影響因素和部件間的干擾進行分析，為傾轉旋翼機的研制提供數據支持.