龍海斌，吳裕平

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

直升機(jī)不僅具備垂直起降和定點(diǎn)懸停的性能，而且還能往前后左右飛行，在飛行時(shí)能夠以任意速度飛行。隨著任務(wù)目標(biāo)和使用需求的變化，對(duì)直升機(jī)的速度要求越來(lái)越高，因此各種類(lèi)型的高速直升機(jī)獲得了快速發(fā)展[1]，其中比較多的直升機(jī)的旋翼采用共軸式布置方式。在對(duì)直升機(jī)進(jìn)行氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)一個(gè)比較重要的考慮因素就是使其在不同飛行速度時(shí)都具有比較好的氣動(dòng)特性，從而實(shí)現(xiàn)更快更遠(yuǎn)以及更平穩(wěn)的飛行。目前獲得直升機(jī)氣動(dòng)特性的主要方法有風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算兩種。風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的氣動(dòng)特性結(jié)果準(zhǔn)確性和實(shí)用性都很高，但是花費(fèi)的時(shí)間比較長(zhǎng)，成本也比較高。數(shù)值計(jì)算方法經(jīng)過(guò)了幾十年的發(fā)展，已經(jīng)在很多工程領(lǐng)域有了比較多的應(yīng)用，計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性和可靠性比較高，而且計(jì)算速度快，花費(fèi)的成本比較小。文獻(xiàn)[2,3]分別對(duì)X-2和S-97直升機(jī)研制過(guò)程中的風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行了總結(jié)，分析了部分氣動(dòng)特性結(jié)果。文獻(xiàn)[4，5]分別采用風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD計(jì)算的方法對(duì)某直升機(jī)和帶渦發(fā)生器的某型直升機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究，并對(duì)比分析了風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD計(jì)算結(jié)果。文獻(xiàn)[6]采用風(fēng)洞試驗(yàn)與CFD計(jì)算相結(jié)合的方法對(duì)兩型直升機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)[7]對(duì)不同的機(jī)身、槳轂和起落架等組合的直升機(jī)模型進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，并對(duì)結(jié)果進(jìn)行了分析研究。文獻(xiàn)[8]采用CFD方法對(duì)四型直升機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行了計(jì)算，研究了尾梁過(guò)渡段外形對(duì)直升機(jī)氣動(dòng)特性的影響。文獻(xiàn)[9]在風(fēng)洞中對(duì)Robin機(jī)身的氣動(dòng)特性進(jìn)行了測(cè)量與研究。文獻(xiàn)[10]采用CFD方法分別對(duì)某共軸式直升機(jī)孤立機(jī)身和帶槳轂機(jī)身的氣動(dòng)特性進(jìn)行了計(jì)算。文獻(xiàn)[11]對(duì)某型直升機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，并分別分析了機(jī)身橫縱比和平尾后掠角兩個(gè)參數(shù)變化對(duì)直升機(jī)氣動(dòng)特性的影響。但是國(guó)內(nèi)外關(guān)于不同飛行速度下的共軸式直升機(jī)氣動(dòng)特性的研究比較少。本文對(duì)某共軸式直升機(jī)算例樣機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，計(jì)算狀態(tài)包括五種典型的飛行速度。根據(jù)CFD計(jì)算結(jié)果分析了共軸式直升機(jī)全機(jī)和槳轂等部件的氣動(dòng)特性。

1 數(shù)值計(jì)算概述

1.1 計(jì)算模型

目前已經(jīng)服役或正在研制的新構(gòu)型直升機(jī)包括傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)和共軸剛性旋翼直升機(jī)等。美國(guó)和俄羅斯等國(guó)家都推出了共軸剛性旋翼直升機(jī)方案。美國(guó)西科斯基公司的X-2和S-97直升機(jī)驗(yàn)證機(jī)已經(jīng)開(kāi)始試飛，其氣動(dòng)外形如圖1所示。這兩款共軸式直升機(jī)均采用共軸剛性旋翼，尾部安裝有推力螺旋槳，尾部氣動(dòng)面為H型布局，平尾兩端都有側(cè)端板，其中X-2直升機(jī)的垂尾上還有一塊面積比較小的下平尾。本文計(jì)算的共軸式直升機(jī)算例樣機(jī)的氣動(dòng)外形包括機(jī)身、主槳轂、平尾、垂尾和側(cè)端板五個(gè)部分，其中槳轂為共軸雙槳轂形式，平尾包括安裝在尾梁上的上平尾和安裝在垂尾上的下平尾兩部分。側(cè)端板安裝在平尾兩側(cè)，包括左、右兩塊側(cè)端板。

圖1 氣動(dòng)外形示意圖

1.2 網(wǎng)格劃分與計(jì)算方法

數(shù)值計(jì)算的前處理主要是對(duì)流體域進(jìn)行網(wǎng)格劃分，首先對(duì)計(jì)算模型的幾何外形進(jìn)行修復(fù)與整理，然后采用Octree算法生成四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。該方法首先生成獨(dú)立的體網(wǎng)格，之后進(jìn)行網(wǎng)格調(diào)整，將網(wǎng)格映射到點(diǎn)和線上。對(duì)局部細(xì)節(jié)可以選擇進(jìn)行捕捉或忽略。在幾何外形曲率變化較大和流場(chǎng)比較復(fù)雜的地方進(jìn)行了網(wǎng)格的局部加密。流場(chǎng)計(jì)算采用求解Navier-Stokes方程的方法，該方程的守恒形式如下：

(1)

式中：W為守恒變量，F(xiàn)c和Fv分別為對(duì)流通量和粘性通量。

流場(chǎng)求解過(guò)程中空間離散采用Roe-FDS格式的通量差分分裂格式，湍流模型采用S-A一方程湍流模型，該模型具有比較高的計(jì)算精度，在航空航天等領(lǐng)域應(yīng)用比較廣泛。直升機(jī)模型表面采用無(wú)滑移邊界條件，流體域外邊界設(shè)置為壓強(qiáng)遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，分別設(shè)置對(duì)應(yīng)的來(lái)流速度。

1.3 計(jì)算狀態(tài)

目前常規(guī)直升機(jī)在使用過(guò)程中的飛行速度范圍比較大，可以實(shí)現(xiàn)從懸停到300km/h左右的飛行，而已經(jīng)試飛的共軸式直升機(jī)的最高速度可達(dá)500km/h，未來(lái)直升機(jī)的速度有可能進(jìn)一步提高。因此本文選取了現(xiàn)有和未來(lái)直升機(jī)的五個(gè)比較典型的飛行速度狀態(tài)進(jìn)行氣動(dòng)特性計(jì)算，對(duì)應(yīng)的速度分別為216km/h、360km/h、504km/h、648km/h和792km/h。其中216km/h和360km/h為目前常規(guī)直升機(jī)比較典型的飛行狀態(tài)，500km/h為目前高速直升機(jī)的最高飛行速度，648km/h和792km/h則對(duì)應(yīng)未來(lái)直升機(jī)的最高飛行速度。

2 計(jì)算結(jié)果分析

2.1 阻力特性

共軸式直升機(jī)算例樣機(jī)的全機(jī)阻力系數(shù)隨攻角變化的曲線如圖2所示。從圖中可以看出，在目前直升機(jī)的最高速度范圍內(nèi)，全機(jī)阻力系數(shù)與低速(216km/h)飛行時(shí)相差比較小。但是未來(lái)直升機(jī)的最高飛行速度不斷提高，全機(jī)阻力系數(shù)增長(zhǎng)比較快。表1給出了典型攻角時(shí)不同飛行速度下的阻力系數(shù)與低速飛行時(shí)的比值，在飛行速度超過(guò)504km/h之后，空氣流動(dòng)進(jìn)入可壓縮區(qū)，氣動(dòng)阻力增大。而且隨著雷諾數(shù)的不斷增大，槳轂和機(jī)身尾部區(qū)域的流動(dòng)分離越來(lái)越大，也引起阻力不斷增大。

圖2 阻力系數(shù)隨攻角變化曲線

攻角216km/h360km/h504km/h648km/h792km/h-12°1.000.991.011.101.27-6°1.001.011.061.191.460°1.001.001.061.161.526°1.001.011.031.161.5812°1.001.041.101.251.63

共軸式直升機(jī)的旋翼為共軸剛性雙旋翼形式，因此槳轂的迎風(fēng)面積比較大，而且槳轂尾部的氣流分離比較嚴(yán)重。因此槳轂部分的阻力占全機(jī)阻力的百分比最大。直升機(jī)的機(jī)身迎風(fēng)面積最大，因此機(jī)身阻力是直升機(jī)廢阻的主要來(lái)源。圖3和圖4分別給出了不同飛行速度時(shí)槳轂阻力和機(jī)身阻力占全機(jī)氣動(dòng)阻力的百分比隨攻角的變化情況。對(duì)比圖3和圖4可以看出，隨著飛行速度的增大，槳轂阻力占全機(jī)阻力的百分比不斷增大，而機(jī)身阻力占的百分比不斷降低，說(shuō)明未來(lái)高速直升機(jī)發(fā)展需重點(diǎn)關(guān)注槳轂部分的減阻設(shè)計(jì)。

圖3 槳轂阻力占總阻力的百分比

圖4 光機(jī)身阻力占總阻力的百分比

2.2 升力特性

共軸式直升機(jī)的升力系數(shù)隨攻角變化的曲線如圖5所示。從圖中可以看出，飛行速度變化時(shí)，全機(jī)的升力系數(shù)變化比較小，在未來(lái)直升機(jī)可能飛行的大速度狀態(tài)，大攻角時(shí)的全機(jī)升力系數(shù)有所降低。

圖5 升力系數(shù)隨攻角變化曲線

該算例直升機(jī)的平尾包含上平尾和下平尾兩部分。不同飛行速度時(shí)上、下平尾的升力系數(shù)隨攻角的變化情況如圖6和圖7所示。從圖6可以看出飛行速度變化時(shí)，上平尾的升力系數(shù)基本上不變。在-12°到-4°攻角范圍內(nèi)，由于尾部的動(dòng)態(tài)失速，上平尾的升力系數(shù)大小基本不變。從圖7可以看出，在大攻角和未來(lái)直升機(jī)的大速度飛行時(shí)，下平尾的升力系數(shù)略有下降。

圖6 上平尾升力系數(shù)隨攻角變化曲線

圖7 下平尾升力系數(shù)隨攻角變化曲線

2.3 俯仰力矩特性

共軸式直升機(jī)的俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化的曲線如圖8所示。從圖中可以看出，全機(jī)俯仰力矩系數(shù)基本上隨攻角的增大而不斷減小，而且俯仰力矩系數(shù)的斜率隨飛行速度的變化比較小。但是在-12°到-4°攻角時(shí)，俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化比較小。上、下平尾的俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化情況如圖9和圖10所示。由于上、下平尾翼型反裝，產(chǎn)生向下的升力，因此兩者的變化趨勢(shì)與升力系數(shù)變化趨勢(shì)基本相反。對(duì)比分析圖8和圖9可以看出，全機(jī)的俯仰力矩系數(shù)變化趨勢(shì)與上平尾俯仰力矩的變化趨勢(shì)基本相同，說(shuō)明上平尾對(duì)直升機(jī)的縱向穩(wěn)定性具有重要作用。

圖8 全機(jī)俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線

圖9 上平尾俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線

圖10 下平尾俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線

2.4 側(cè)向力特性

不同速度下的全機(jī)側(cè)向力系數(shù)隨側(cè)滑角變化的曲線如圖11所示。從圖中可以看出在不同飛行速度時(shí)，全機(jī)側(cè)向力系數(shù)隨側(cè)滑角的增大而不斷減小，基本成線性變化趨勢(shì)。全機(jī)側(cè)向力系數(shù)曲線的斜率基本不隨飛行速度的變化而變化。

圖11 側(cè)向力系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

2.5 滾轉(zhuǎn)力矩特性

共軸式直升機(jī)全機(jī)側(cè)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)在不同速度時(shí)隨側(cè)滑角的變化情況如圖12所示。從圖中可以看出，隨著飛行速度的增大，全機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)略微降低。左側(cè)端板的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化情況如圖13所示。根據(jù)圖13可以看出，在-16°至8°側(cè)滑角范圍內(nèi)，隨著飛行速度的增大，左側(cè)端板的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)不斷增大，但是曲線斜率基本上不變。在8°至16°側(cè)滑角范圍內(nèi)，由于直升機(jī)尾部對(duì)橫向來(lái)流的阻攔作用，側(cè)端板的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)基本上不變。

圖12 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

圖13 左側(cè)端板滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

2.6 偏航力矩特性

全機(jī)偏航力矩系數(shù)在不同飛行速度時(shí)隨側(cè)滑角的變化情況如圖14所示。從圖中可以看出，在飛行速度低于未來(lái)直升機(jī)可能飛行的最大速度時(shí)全機(jī)偏航力矩系數(shù)變化比較小，而在可能的最大飛行速度時(shí)全機(jī)偏航力矩系數(shù)變化比較大，特別是在大側(cè)滑角狀態(tài)。垂尾和左側(cè)端板的偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化情況分別如圖15和圖16所示。分析圖15可以發(fā)現(xiàn)，垂尾的偏航力矩系數(shù)除了在未來(lái)直升機(jī)可能的最大飛行速度時(shí)有所降低之外，在其他飛行速度時(shí)基本上不變。由圖16可以看出左側(cè)端板的偏航力矩變化趨勢(shì)與其側(cè)向力系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)變化趨勢(shì)基本上一致。

圖14 全機(jī)偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

圖15 垂尾偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

3 總結(jié)與討論

通過(guò)對(duì)某共軸式直升機(jī)算例樣機(jī)在不同飛行速度下的氣動(dòng)特性進(jìn)行計(jì)算，得到了全機(jī)和部分部件的氣動(dòng)力和力矩隨攻角和側(cè)滑角的變化情況。經(jīng)過(guò)分析之后可得出如下結(jié)論：

圖16 左側(cè)端板偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

1)在目前直升機(jī)的最高飛行速度(500km/h左右)范圍內(nèi)，全機(jī)氣動(dòng)特性隨飛行速度的變化比較小。隨著未來(lái)直升機(jī)飛行速度的進(jìn)一步增大，全機(jī)阻力增長(zhǎng)得比較快。在未來(lái)直升機(jī)可能飛行的最大速度時(shí)的全機(jī)偏航力矩變化比較大。

2)隨著飛行速度的不斷增大，槳轂等尾部流動(dòng)分離比較大的部件的氣動(dòng)阻力占全機(jī)阻力的百分比不斷增大，同時(shí)全機(jī)的壓差阻力占全機(jī)阻力的百分比也不斷增大。

3)隨著攻角或側(cè)滑角的增大，平尾等部件產(chǎn)生動(dòng)態(tài)失速，從而導(dǎo)致升力、俯仰力矩等變小。