崔釗, 李建波, 王俊超, 朱清華

(南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 江蘇 南京 210016)

加裝格尼襟翼的旋翼機(jī)配平及穩(wěn)定性研究

崔釗, 李建波, 王俊超, 朱清華

(南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 江蘇 南京 210016)

以某型自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)為對象,研究了格尼襟翼對自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛行動力學(xué)特性的影響。通過數(shù)值計(jì)算得到自轉(zhuǎn)旋翼二維翼型加裝格尼襟翼的氣動力系數(shù),采用葉素理論并結(jié)合動態(tài)入流理論建立自轉(zhuǎn)旋翼動力學(xué)模型,在此基礎(chǔ)上建立了旋翼機(jī)加裝格尼襟翼的飛行動力學(xué)模型。研究表明,格尼襟翼對自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的縱向配平特性有較大影響,縱向周期變距操縱量增大,旋翼穩(wěn)定轉(zhuǎn)速減小;格尼襟翼基本不影響全機(jī)穩(wěn)定性,同時還能夠達(dá)到減小功率消耗的效果。

格尼襟翼; 自轉(zhuǎn)旋翼機(jī); 飛行動力學(xué); 配平; 穩(wěn)定性

0 引言

格尼襟翼(Gurney flap,GF)是一種微型翼型增升裝置,通常垂直于翼型弦線，安裝于翼型下表面后緣處,用以提高翼型的升力系數(shù),具有增升顯著、構(gòu)造簡單、設(shè)計(jì)成本低、可靠性高等優(yōu)點(diǎn)。格尼襟翼最初應(yīng)用于賽車設(shè)計(jì)中,而后引起了航空界的極大興趣,研究人員相繼通過試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算,研究了翼型加裝格尼襟翼的氣動特性和作用機(jī)理[1-3]。

隨著對格尼襟翼研究的深入,格尼襟翼逐漸應(yīng)用到飛行器設(shè)計(jì)中,國外已開展了應(yīng)用于旋翼飛行器上的格尼襟翼(以及后緣襟翼)的研究。文獻(xiàn)[4]采用混合算法研究了旋翼加裝格尼襟翼后的前飛和下降性能:前飛中格尼襟翼在合適的方位角展開,能夠減小旋翼槳轂的交變載荷從而起到減振的作用。文獻(xiàn)[5]建立了可變格尼襟翼的氣動模型,用以捕捉格尼襟翼的非定常升力特性,并將其應(yīng)用于旋翼的分析計(jì)算中。文獻(xiàn)[6]分析了包括格尼襟翼在內(nèi)的幾種微后緣裝置對直升機(jī)飛行性能的影響,研究表明這些裝置能夠通過抑制旋翼后行槳葉失速,達(dá)到擴(kuò)大直升機(jī)飛行包線的目的。文獻(xiàn)[7]研究了后緣襟翼和前緣縫翼對旋翼高速性能的影響,結(jié)果表明在前進(jìn)比為0.4時,后緣襟翼能夠節(jié)省4%～5%的功率需求。

自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)是一種以自轉(zhuǎn)旋翼作為主要升力面,通過螺旋槳或其它方式提供前進(jìn)動力的旋翼飛行器。相比直升機(jī),旋翼機(jī)雖不具備懸停功能,但操縱機(jī)構(gòu)簡單、飛行安全性高、制造成本低,受到國外航空飛行愛好者的青睞。文獻(xiàn)[8-9]開展了現(xiàn)代自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的研究。

本文針對某型自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)加裝格尼襟翼后的配平和穩(wěn)定性進(jìn)行了研究，研究結(jié)果能夠?yàn)樵撔妥赞D(zhuǎn)旋翼機(jī)的改型優(yōu)化設(shè)計(jì)提供參考。

1 格尼襟翼氣動特性

針對NACA0012翼型加裝格尼襟翼的氣動特性進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,襟翼高度分別為1%和2%弦長。計(jì)算模型采用O型網(wǎng)格劃分,總網(wǎng)格數(shù)為6.8萬,計(jì)算域外邊界為20倍弦長,計(jì)算網(wǎng)格如圖1所示。

圖1 計(jì)算網(wǎng)格劃分Fig.1 Grid used in computations

采用耦合隱式求解方法計(jì)算N-S方程,湍流模型為SSTk-ω兩方程湍流模型,壓力速度場耦合采用Roe-FDS算法。動量方程、湍流粘度求解均采用二階迎風(fēng)格式。翼型表面采用無滑移壁面邊界,外邊界采用壓力遠(yuǎn)場邊界條件,翼型弦向雷諾數(shù)為2.05×106。圖2和圖3分別為加裝不同高度格尼襟翼翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)曲線。

翼型加裝格尼襟翼后升力系數(shù)與阻力系數(shù)增大,且隨襟翼高度增加而增大,該規(guī)律與文獻(xiàn)[3]中的試驗(yàn)結(jié)果一致,數(shù)值吻合較好。計(jì)算結(jié)果表明,本文建立的數(shù)值計(jì)算模型能夠滿足自轉(zhuǎn)旋翼氣動計(jì)算的精度要求,計(jì)算結(jié)果將用于自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛行動力學(xué)模型。

圖2 升力系數(shù)曲線Fig.2 Lift coefficient

圖3 阻力系數(shù)曲線Fig.3 Drag coefficient

2 飛行動力學(xué)模型

在機(jī)體體軸系下建立自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的六自由度歐拉運(yùn)動方程和機(jī)體姿態(tài)方程。將自轉(zhuǎn)旋翼槳盤上的驅(qū)轉(zhuǎn)力矩與阻轉(zhuǎn)力矩相平衡,作為其定常平飛狀態(tài)的約束條件,從而確定自轉(zhuǎn)旋翼的穩(wěn)定轉(zhuǎn)速。因此還需將轉(zhuǎn)速狀態(tài)方程加入主控方程組:

(1)

自轉(zhuǎn)旋翼定常平飛時的非均勻誘導(dǎo)速度分布由Pitt-Peters動態(tài)入流模型[10]計(jì)算:

(2)

(3)

式中,Cl,Cm分別為旋翼氣動產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)和俯仰力矩系數(shù)。自轉(zhuǎn)旋翼揮舞采用經(jīng)典的直升機(jī)旋翼揮舞迭代方程組:

(4)

采用上述自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛行動力學(xué)模型,以某型自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)為研究對象,計(jì)算并分析了格尼襟翼對該機(jī)配平和操穩(wěn)特性的影響。該自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)主要總體參數(shù)見表1。

表1 自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)主要總體參數(shù)Table 1 Preliminary parameters of the autogyro

3 配平特性

主旋翼采用NACA0012翼型,分別加裝1%和2%弦長高度的格尼襟翼,計(jì)算了80～240 km/h飛行速度下的配平特性,結(jié)果如圖4～圖10所示。

圖4 橫向周期變距隨速度的配平曲線Fig.4 Lateral cyclic pitch vs airspeed

圖5 縱向周期變距隨速度的配平曲線Fig.5 Longitudinal cyclic pitch vs airspeed

由圖4和圖5可以看出,加裝格尼襟翼后橫向周期變距變化不大,而縱向周期變距變化顯著,在200 km/h的前飛速度下,1%和2%弦長的格尼襟翼使操縱量分別增大了2.3°和3.8°(負(fù)號表示前推桿)。這是因?yàn)榧友b襟翼后,翼型的升力系數(shù)顯著增大,相同的前飛速度下,旋翼需要增大前推桿量、減小槳盤傾角,以減小槳盤入流達(dá)到保持一定的槳盤升力的目的。

圖6 機(jī)體側(cè)傾角隨速度的配平曲線Fig.6 Bank angle of autogyro vs airspeed

圖7 機(jī)體俯仰角隨速度的配平曲線Fig.7 Pitch angle of autogyro vs airspeed

由圖6和圖7可以看出,加裝格尼襟翼后,機(jī)體側(cè)傾角和俯仰角與原機(jī)相比基本不變,且在全飛行速度范圍內(nèi)變化均不超過1.5°,具有良好的飛行姿態(tài)。

由于自轉(zhuǎn)旋翼槳盤傾倒是吹風(fēng)揮舞和操縱揮舞的綜合作用,入流驅(qū)動旋翼轉(zhuǎn)動提供升力同時伴隨吹風(fēng)揮舞,周期操縱主要用來配平特定飛行狀態(tài)下的吹風(fēng)揮舞。自轉(zhuǎn)旋翼加裝格尼襟翼后,由于翼型升力系數(shù)的增大,吹風(fēng)揮舞增大,在縱向上需要增大前推桿量以達(dá)到配平狀態(tài),因此減小了旋翼后倒角,如圖8所示。同時圖8表明，格尼襟翼引起的旋翼姿態(tài)變化較小,因此對于配平狀態(tài)下的自轉(zhuǎn)旋翼機(jī),加裝格尼襟翼不會對機(jī)身姿態(tài)和旋翼姿態(tài)角造成顯著影響。

圖8 自轉(zhuǎn)旋翼后倒角隨速度的配平曲線Fig.8 Tilt angle of autogyro rotor vs airspeed

圖9 自轉(zhuǎn)旋翼后向力隨速度的配平曲線Fig.9 Backward force of autogyro rotor vs airspeed

圖10 螺旋槳推力隨速度的配平曲線Fig.10 Propulsive force of autogyro rotor vs airspeed

由圖9和圖10可知,加裝格尼襟翼后,旋翼后向力減小,主要原因在于加裝格尼襟翼后旋翼槳盤迎角更小,另外格尼襟翼使得自轉(zhuǎn)旋翼穩(wěn)定轉(zhuǎn)速降低,也有利于減小旋翼后向力。格尼襟翼使螺旋槳需用推力有所減小,在全飛行速度范圍內(nèi),1%和2%弦長高度的襟翼使螺旋槳推力平均減小2.4%和1.5%,相應(yīng)地由此帶來發(fā)動機(jī)功率的節(jié)省,有利于整機(jī)性能的提高。

4 穩(wěn)定性

基于自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)運(yùn)動方程,采用小擾動線化理論建立穩(wěn)定性分析模型,求解運(yùn)動方程的特征方程組,得到旋翼機(jī)定常平飛時的耦合特征根。計(jì)算結(jié)果如圖11和圖12所示。

圖11 原機(jī)的耦合特征根根軌跡Fig.11 Coupled root locus of baseline autogyro

圖12 加裝2%弦長高度襟翼后的耦合特征根根軌跡Fig.12 Coupled root locus of autogyro equipped with 2% GF

由圖11和圖12可知,加裝格尼襟翼后,8個耦合特征根的實(shí)部和虛部均沒有顯著的變化,這是因?yàn)榉€(wěn)定性體現(xiàn)的是整機(jī)的特性,與重量、重心和整機(jī)的慣量有關(guān),加裝格尼襟翼后,并未顯著改變整機(jī)的總體布局,因此對自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)整機(jī)的穩(wěn)定性并沒有顯著影響。由上文的分析可知,格尼襟翼作為一種微型增升裝置,能夠在不影響原機(jī)穩(wěn)定性的同時,減小自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的需用功率,適合于在自轉(zhuǎn)旋翼上應(yīng)用。

5 結(jié)論

(1)自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)加裝格尼襟翼后,機(jī)體姿態(tài)角與原機(jī)相比基本不變,且在全飛行速度范圍內(nèi)變化均不超過1.5°,具有良好的飛行姿態(tài)。

(2)格尼襟翼自轉(zhuǎn)旋翼槳盤的縱向配平特性有較大的影響,縱向周期變距操縱量顯著增大,旋翼穩(wěn)定轉(zhuǎn)速降低。這是由于格尼襟翼顯著增大了翼型的升力系數(shù),在一定的平飛速度下需要減小槳盤迎角以降低單位時間內(nèi)的入流量,這樣才能保持旋翼升力的恒定。

(3)加裝格尼襟翼后螺旋槳的需用推力減小,全速度范圍內(nèi),1%和2%弦長高度的襟翼使螺旋槳推力平均減小2.4%和1.5%。

(4)加裝格尼襟翼后,自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的穩(wěn)定性基本不變。因此格尼襟翼能夠在基本不改變原機(jī)穩(wěn)定性的同時,減小整機(jī)需用功率,有利于自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛行性能的提高。

[1] Neuhart D H,Pendergraft O C.A water tunnel study of Gurney flaps[R].NASA-TM-4071,1988.

[2] Jang C S,Ross J C,Cummings R M.Computational evaluation of an airfoil with a Gurney flap[R].AIAA-92-2708,1992.

[3] Li Y C,Wang J J,Zhang P F.Effect of Gurney flaps on a NACA0012 airfoil[J].Flow Turbulence and Combust,2002,68(1):27-39.

[4] Min B Y,Sankar L N,Rajmohan N.Computational investigation of the effects of Gurney flap on forward flight characteristics of helicopter rotors[J].Journal of Aircraft,2009,46(6):1957-1964.

[5] Vieira B,Coder J,Maughmer M.Development of an unsteady aerodynamic model for upstream miniature trailing-edge effectors[R].67th AHS Forum,Virginia,2011.

[6] Leon O,Hayden E,Gandhi F.Rotorcraft operating envelope expansion using extendable chord sections[R].65th AHS Forum,Texas,2009.

[7] Chopra I,Hein B,Ravichandran K,et al.Active flaps and slats for rotor performance enhancement[R].67th AHS Forum,Virginia,2011.

[8] 朱清華,李建波,倪先平,等.自轉(zhuǎn)旋翼氣動特性分析及試驗(yàn)研究[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué),2008,22(3):1-6.

[9] 陸洋,李建波,朱清華.自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)配平及操縱響應(yīng)特性[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2008,40(5):577-582.

[10] Peters D A,Ha Q N.Dynamic inflow for practical applications[J].Journal of AHS,1988,33(4):64-66.

TrimandstabilitycharacteristicsofanautogyroequippedwithGurneyflaps

CUI Zhao, LI Jian-bo, WANG Jun-chao, ZHU Qing-hua

(National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics, NUAA, Nanjing 210016, China)

This paper studies the influence of Gurney flaps (GF) on flight dynamics characteristics of autogyro, taking a certain autogyro as object. Aerodynamic coefficients of rotor airfoil equipped with GF are calculated by numerical method. Flight dynamics model of autogyro with gurney flaps was established based on autorotation rotor dynamics modeled, which modeling by blade element theory coupled with dynamic inflow theory. The result shows that GF has a great influence on longitudinal trim characteristics of autogiro. GF increases the amount of longitudinal pitch control and decreases the steady rotary speed of autogyro. GF almost does not influence the stability of autogiro, and meanwhile, GF can also reduce the power consumption, which is in favor of flight performance.

Gurney flap; autogyro; flight dynamics; trim; stability

V211.5

A

1002-0853(2013)05-0385-04

2013-02-04;

2013-05-22; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

時間:2013-08-21 16:14

江蘇高校優(yōu)勢學(xué)科建設(shè)工程資助項(xiàng)目(PAPD)；江蘇省研究生培養(yǎng)創(chuàng)新工程資助項(xiàng)目(CX10B_104Z)

崔釗(1983-)，男，陜西富平人，博士研究生，研究方向?yàn)橹鄙龣C(jī)總體設(shè)計(jì)、旋翼空氣動力學(xué)。

(編輯：李怡)