王琦, 曾祥偉

(南昌航空大學(xué) 飛行器工程學(xué)院, 江西 南昌 330063)

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾研究

王琦, 曾祥偉

(南昌航空大學(xué) 飛行器工程學(xué)院, 江西 南昌 330063)

基于FLUENT流體力學(xué)軟件,進(jìn)行了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼/機(jī)翼干擾流場(chǎng)的模擬和分析。描述了計(jì)算模型的建立和模型網(wǎng)格劃分的過程,為數(shù)值模擬提供了一個(gè)完整的流動(dòng)模型,并模擬了機(jī)翼的壓力分布;通過改變旋翼槳葉安裝角和旋翼相對(duì)機(jī)翼高度得出機(jī)翼所受壓力的變化規(guī)律。計(jì)算結(jié)果表明,懸停狀態(tài)下,傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼與機(jī)翼之間存在氣流干擾,其中機(jī)翼上表面受到旋翼下洗氣流的壓力沿展向某一較小范圍發(fā)生明顯突變;機(jī)翼上表面受到旋翼下洗氣流的氣動(dòng)干擾中心點(diǎn)壓力和最大壓力范圍,在一定范圍內(nèi)隨著旋翼安裝角增加而增大,但中心位置變化不大;隨旋翼相對(duì)機(jī)翼高度減小而增大,氣動(dòng)干擾中心點(diǎn)向機(jī)身方向前移。根據(jù)這一規(guī)律,對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的傾轉(zhuǎn)布局提出了一種改進(jìn)的方法。

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī); 旋翼; 機(jī)翼; 氣動(dòng)干擾

0 引言

與固定翼飛機(jī)和直升機(jī)相比,傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)兼具兩者的優(yōu)勢(shì),不僅可以像直升機(jī)一樣垂直起降、懸停,還可以以較高的速度平飛。但在垂直起降和懸停狀態(tài),傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的旋翼和機(jī)翼之間的氣動(dòng)干擾又使旋翼的效率大為降低,因而旋翼和機(jī)翼之間的氣動(dòng)干擾問題成為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的研究熱點(diǎn)?，F(xiàn)階段的研究方法主要有試驗(yàn)、數(shù)值模擬(CFD)以及試驗(yàn)和CFD相結(jié)合等。近年來,隨著CFD方法的發(fā)展,國內(nèi)外工作者進(jìn)行了大量的研究。文獻(xiàn)[1]應(yīng)用試驗(yàn)和CFD相結(jié)合的方法分析了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)超重狀態(tài)下的性能及氣動(dòng)干擾效果。文獻(xiàn)[2]針對(duì)四傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的飛機(jī)模式前飛狀態(tài)和準(zhǔn)定常過渡狀態(tài)的流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬,分析了前旋翼對(duì)后旋翼的氣動(dòng)干擾及前后機(jī)翼的氣動(dòng)力。但文獻(xiàn)[1-2]的研究只針對(duì)于單獨(dú)旋翼,沒有涉及旋翼/機(jī)翼之間的氣動(dòng)干擾。在國內(nèi),文獻(xiàn)[3]應(yīng)用自由尾跡方法對(duì)旋翼性能進(jìn)行了計(jì)算和分析。文獻(xiàn)[4-7]則應(yīng)用CFD方法分析旋翼機(jī)翼流場(chǎng),分別對(duì)旋翼/機(jī)翼/機(jī)身流場(chǎng)進(jìn)行了詳細(xì)分析,但是沒有著重研究旋翼流場(chǎng)對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生的影響。目前的研究表明,在懸停狀態(tài)下,機(jī)翼的存在大大降低了旋翼的效率。

本文在前人的研究基礎(chǔ)上,利用FLUENT軟件進(jìn)行流場(chǎng)分析,著重模擬沿機(jī)翼展向旋翼產(chǎn)生的流場(chǎng)對(duì)機(jī)翼的影響規(guī)律,以提高傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)的氣動(dòng)效率。

1 計(jì)算模型

采用NACA0012翼型作為旋翼翼型。通過Profile導(dǎo)出翼型,采用AutoCAD對(duì)翼型進(jìn)行光順和封閉處理后導(dǎo)出旋翼翼型。由于形狀對(duì)展向受力影響不大,為簡化計(jì)算模型,將機(jī)翼簡化為一塊平板。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)左右旋翼/機(jī)翼對(duì)稱,因此以機(jī)翼的中點(diǎn)作對(duì)稱化處理。采用CATIA創(chuàng)建傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的簡化物理模型,旋翼/機(jī)翼參數(shù)為:旋翼半徑2 m;機(jī)翼翼展3 m;旋翼相對(duì)機(jī)翼高度1.5 m;旋翼坐標(biāo)(3.0, 0.0, 1.5) m。

對(duì)所建模型采用CATIA建立三個(gè)計(jì)算域:圓柱形加密計(jì)算域a;整個(gè)模型的長方體加密計(jì)算域b和整個(gè)模型的計(jì)算域c。計(jì)算域a的幾何尺寸為2π×4.4 m×0.1 m,計(jì)算域b為16 m×10 m×12 m,計(jì)算域c為50 m×50 m×50 m。依次將建好的物理模型及計(jì)算域?qū)隚ambit進(jìn)行布爾運(yùn)算操作。最終得出計(jì)算模型以及局部放大圖如圖1所示。

圖1 計(jì)算模型圖Fig.1 Calculation model

2 控制方程和模型網(wǎng)格

2.1 控制方程

針對(duì)建立的計(jì)算模型選擇合理的計(jì)算方法。計(jì)算區(qū)域分為旋轉(zhuǎn)區(qū)域和固定局域,固定局域采用定常、可壓N-S流動(dòng)模型,計(jì)算湍流模型選擇k-ε模型;對(duì)于旋轉(zhuǎn)區(qū)域,采用流體相對(duì)旋翼旋轉(zhuǎn)的動(dòng)參考系方法,選擇和固定局域相同的湍流模型。

由于懸停時(shí)旋翼轉(zhuǎn)速恒定不變,為了研究旋翼與機(jī)翼之間的干擾現(xiàn)象,本文僅討論穩(wěn)定狀態(tài)下的流場(chǎng)情況。在固連于旋翼并以Ω角速度旋轉(zhuǎn)的笛卡爾坐標(biāo)系下,得到的非定常N-S方程為:

?VSdV=0

(1)

式中,V為控制體;?V為其邊界面積,法向?yàn)閚;W為守恒矢量;H和Hv為通量張量;S為源項(xiàng)。

其中,f5,g5和h5分別為:

式中,ρ為密度;p為壓強(qiáng);E為總轉(zhuǎn)能;q=(u,v,w)為絕對(duì)速度相對(duì)坐標(biāo)系的投影;r為位置矢量;ω=(0,-Ω,0)為角速度;ix,iy和iz為坐標(biāo)系單位矢量;K為傳熱系數(shù);T為溫度。湍流脈動(dòng)動(dòng)能k方程和湍流能量耗散率ε方程分別為:

Gk+Gb-ρε-YM+Sk

(2)

(3)

式中,粘性系數(shù)μ通過Sutherland公式求得;模型常量C1ε=1.44,C2ε=1.92,Cμ=0.09,σk=1.0,σε=1.3。上述常量均由試驗(yàn)獲得。采用中心格式的有限體積法對(duì)式(1)進(jìn)行空間離散。將任一個(gè)網(wǎng)格單元作為一個(gè)有限體積單元(i,j,k),得到如下微分方程:

(4)

式中,Vi,j,k為控制單元體積;Wi,j,k為小單元體的守恒變量;Ci,j,k為升力系數(shù);Di,j,k為人工粘性項(xiàng)。采用高斯-賽德爾迭代法,由式(4)求解原始變量(靜壓和速度矢量)來確定流場(chǎng)。上述方程采用有限體積方法進(jìn)行離散,數(shù)值格式為Roe格式,空間精度為二階。

2.2 網(wǎng)格劃分

采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分,整個(gè)計(jì)算模型以旋翼機(jī)翼簡化物理模型的原點(diǎn)作為計(jì)算模型的原點(diǎn),計(jì)算模型主要為旋翼旋轉(zhuǎn),因此旋翼、機(jī)翼及圓柱形的計(jì)算域較密。為了清晰顯示流場(chǎng)細(xì)節(jié),對(duì)模型周圍的長方體計(jì)算域進(jìn)行加密;整個(gè)大計(jì)算域網(wǎng)格較疏,約生成120萬網(wǎng)格。旋翼/機(jī)翼計(jì)算網(wǎng)格如圖2所示。

圖2 計(jì)算網(wǎng)格Fig.2 Computational grid

3 計(jì)算與分析

設(shè)定旋翼的初始安裝角為-8°,計(jì)算域c的外表面為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件,機(jī)翼、旋翼為壁面邊界條件。三個(gè)計(jì)算域均設(shè)置為流體,圓柱形計(jì)算域a內(nèi)流體相對(duì)旋翼轉(zhuǎn)速為136 rad/s,以旋翼中心點(diǎn)為旋轉(zhuǎn)原點(diǎn)的軸系為旋轉(zhuǎn)軸系。采用隱式算法進(jìn)行計(jì)算。計(jì)算模型先采用層流粘性模型對(duì)所建傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)簡化物理模型進(jìn)行迭代計(jì)算,收斂后選用k-ε湍流模型進(jìn)行迭代計(jì)算,直至收斂。最后對(duì)數(shù)據(jù)結(jié)果進(jìn)行處理分析,得到傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)干擾的規(guī)律,分析結(jié)果如圖3～圖6所示。

圖3 旋翼速度流場(chǎng)圖Fig.3 Flow field chart of rotor velocity

由圖3可以看出,在模擬過程中旋翼產(chǎn)生的氣流均勻分布,翼尖處未產(chǎn)生激波。翼尖周圍速度較大,翼根周圍速度較小。氣流由于受到旋翼壁面的作用,在翼尖處形成一片阻塞區(qū)域。

圖4 機(jī)翼表面壓力云圖Fig.4 Pressure chart of wing surface

由圖4可以看出,機(jī)翼上表面受到旋翼下洗氣流的影響,在旋翼掠過的機(jī)翼上表面區(qū)域壓強(qiáng)明顯較大,且該區(qū)域弦向兩端受到的壓力最大。

圖5 旋翼/機(jī)翼干擾速度流線圖Fig.5 Streamline of interference velocity between wing and rotor

由圖5可以看出,旋翼下洗氣流對(duì)機(jī)翼的影響很明顯,尤其在旋翼翼尖投影到機(jī)翼上表面的部分區(qū)域,下洗氣流匯聚在一起流向機(jī)翼,隨后氣流再沿反方向反彈,流向旋翼周圍,從而形成旋翼機(jī)翼之間氣流相互干擾,對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的穩(wěn)定性造成影響。

圖6 機(jī)翼沿展向受到的壓力圖Fig.6 Pressure chart of the wing in span-wise direction

由圖6可知,在機(jī)翼1.5～2 m處受力最大,對(duì)機(jī)翼的影響最大。

其它條件不變,改變旋翼槳葉安裝角,由-8°變成-15°,則機(jī)翼上表面壓力云圖和機(jī)翼沿展向受到的壓力分別如圖7、圖8所示。

圖7 槳葉安裝角-15°時(shí)機(jī)翼上表面壓力云圖Fig.7 Wing surface pressure chart with a blade installation angle of-15°

圖8 槳葉安裝角-15°時(shí)機(jī)翼沿展向受到的壓力圖Fig.8 Wing surface pressure chart with a blade installation angle of-15°in span-wise direction

與圖4和圖6相比較,當(dāng)旋翼槳葉安裝角增大時(shí),旋翼產(chǎn)生的升力相應(yīng)增大,對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生壓力也增大,機(jī)翼沿展向最大受力處范圍也增大,但最大壓力中心點(diǎn)變化不大。

槳葉安裝角-15°不變，旋翼相對(duì)機(jī)翼高度由1.5 m變?yōu)? m,機(jī)翼上表面壓力云圖和機(jī)翼沿展向受到的壓力分別如圖9和圖10所示。

與圖7和圖8相比較,當(dāng)旋翼與機(jī)翼相對(duì)高度變小時(shí),旋翼對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生的壓力和最大壓力范圍明顯增大,最大受力點(diǎn)向機(jī)身方向前移,槳葉根部投影到機(jī)翼的區(qū)域受到的壓力依然是最小。

圖9 旋翼相對(duì)機(jī)翼高度為1 m時(shí)機(jī)翼上表面壓力云圖Fig.9 Wing surface pressure chart with the height of the rotor relative to the wing being 1 m

圖10 旋翼相對(duì)機(jī)翼高度為1 m時(shí)機(jī)翼沿展向受到的壓力圖Fig.10 Wing surface pressure in span-wise direction with the height of the rotor relative to the wing being 1 m

為了減小傾轉(zhuǎn)過程中旋翼/機(jī)翼間的氣動(dòng)干擾,可將機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)短艙同時(shí)旋轉(zhuǎn),但機(jī)翼同時(shí)旋轉(zhuǎn)勢(shì)必增加轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。了解了機(jī)翼展向所受壓力的分布情況,可盡可能地處理好減小轉(zhuǎn)動(dòng)慣量和減小氣動(dòng)阻力的關(guān)系。如選擇合適的位置將襟翼分解,外側(cè)與發(fā)動(dòng)機(jī)短艙同時(shí)旋轉(zhuǎn),可大大降低懸停狀態(tài)下旋翼對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)干擾,同時(shí),也可將轉(zhuǎn)動(dòng)慣量控制在盡可能小的范圍內(nèi)。

4 結(jié)論

對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼簡化模型進(jìn)行了建模、網(wǎng)格劃分和計(jì)算。由計(jì)算結(jié)果可知,旋翼和機(jī)翼流場(chǎng)之間的相互干擾主要來源于旋翼的下洗氣流,下洗氣流會(huì)對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生壓力,機(jī)翼所受壓力在旋翼翼尖附近垂直投影在機(jī)翼的區(qū)域最大,且機(jī)翼前后緣受力較大。隨著旋翼安裝角的增大,機(jī)翼所受壓力增大,最大壓力范圍也有所增大,但是最大受力區(qū)域變化不大。隨著旋翼相對(duì)機(jī)翼高度的減小,機(jī)翼所受壓力增大,最大壓力范圍也增大,且最大受力區(qū)域向機(jī)身方向前移。但是在旋翼槳葉根部投影在機(jī)翼的區(qū)域始終受力最小。可以根據(jù)這一規(guī)律,對(duì)旋翼、機(jī)翼之間的關(guān)系進(jìn)行優(yōu)化,或在壓力變化較大的附近將機(jī)翼分成兩部分,一部分與旋翼短艙同時(shí)旋轉(zhuǎn),另一部分保持不動(dòng),這樣既大大提高了旋翼氣動(dòng)效率,也不至使轉(zhuǎn)動(dòng)部分的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量過大。

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[3] 李春華.時(shí)間準(zhǔn)確自由尾跡方法建模及(傾轉(zhuǎn))旋翼氣動(dòng)特性分析[D].南京:南京航空航天大學(xué),2007.

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Researchondynamicsinterferencebetweentherotorandwingoftilt-rotoraircraft

WANG Qi, ZENG Xiang-wei

(School of Aircraft Engineering, Nanchang University of Aeronautics, Nanchang 330063, China)

This paper simulates and analyzes the tilt-rotor/wing interference flow field based on the CFD software FLUENT. It describes the process of the model building and the model grids dividing. The present numerical simulation provides a complete scenario of flow patterns and pressure distribution on the wing. By changing the angle of the rotor blade and the relative height between the rotor and the wing of the tilt-rotor aircraft, it obtains the variation of the pressure which the wing bears. The results show that the airflow interference exists between the rotor and the wing of the tilt-rotor aircraft in the hovering condition. Because of the downwash flow generated by rotor of the tilt-rotor aircraft, the upper surface of the wing suffering from the downwash flow shows a sudden change in a small range along the span-wise direction. The range of maximal pressure and the center point of aerodynamic interference are strengthened by increasing rotor mounting angles, however, the position of the center point changes rarely; which are increased by reducing the relative height between the wing and the rotor of the tilt-rotor aircraft, and the position of the center point move toward the body of the tilt-rotor aircraft. According to the results, the aerodynamic layout can be optimized to enhance the flight efficiency and stability.

tilt-rotor aircraft; rotor; wing; aerodynamic interference

V221.3

A

1002-0853(2013)05-0407-04

2012-12-17;

2013-04-16; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間:2013-08-21 18:47

航空科學(xué)基金資助(2010ZA5603)

王琦(1963-)，男，浙江東陽人，教授，博士，研究方向?yàn)轱w機(jī)總體設(shè)計(jì)與結(jié)構(gòu)優(yōu)化、飛行控制;曾祥偉(1985-)，男，江西南康人，碩士研究生，研究方向?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)。

(編輯：李怡)