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

常規(guī)單旋翼直升機(jī)主要由機(jī)身、升力系統(tǒng)、起落架、動(dòng)力裝置等組成，其中對(duì)直升機(jī)氣動(dòng)特性影響比較大的是機(jī)身、槳轂、起落架、平尾和垂尾等。槳轂、起落架等部件改變了機(jī)身外側(cè)的空氣流動(dòng)情況，而平尾和垂尾對(duì)直升機(jī)的縱向、橫向和航向穩(wěn)定性有比較大的影響。因此通常會(huì)在風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)采用增量法來(lái)得到這些部件的氣動(dòng)特性。隨著數(shù)值計(jì)算技術(shù)的發(fā)展，CFD方法在航空工程領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用[1]。采用CFD計(jì)算方法可以獲得這些部件的氣動(dòng)特性。目前國(guó)內(nèi)外已經(jīng)開展了相關(guān)研究。文獻(xiàn)[2]采用風(fēng)洞試驗(yàn)的方法對(duì)不同迎角、風(fēng)速等條件時(shí)外掛救生絞車對(duì)直升機(jī)氣動(dòng)特性的影響進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)[3]采用CFD方法對(duì)某四槳葉單旋翼槳轂的阻力和力矩特性進(jìn)行了計(jì)算，包括旋轉(zhuǎn)與非旋轉(zhuǎn)以及0°和45°方位。文獻(xiàn)[4]運(yùn)用CFD方法計(jì)算分析了某共軸式直升機(jī)槳轂的阻力特性。文獻(xiàn)[5]首先分析了直升機(jī)平尾和垂尾的氣動(dòng)環(huán)境和工作原理，之后在分析各型直升機(jī)平尾和垂尾設(shè)計(jì)規(guī)律的基礎(chǔ)上，提出了一種改進(jìn)的平尾和垂尾設(shè)計(jì)方案。文獻(xiàn)[6]分析了可動(dòng)平尾對(duì)直升機(jī)縱向飛行品質(zhì)的有利影響。但是國(guó)內(nèi)外對(duì)直升機(jī)的槳轂、起落架、平尾和垂尾等部件氣動(dòng)特性的試驗(yàn)和計(jì)算方法的研究比較少。本文采用兩種CFD方法對(duì)某無(wú)人直升機(jī)算例的槳轂、起落架、平尾和垂尾四個(gè)部件的氣動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，并與風(fēng)洞試驗(yàn)值進(jìn)行了對(duì)比分析。

1 研究方法概述

1.1 風(fēng)洞試驗(yàn)

目前世界上各大直升機(jī)公司研制新直升機(jī)都會(huì)先進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性和可靠性已經(jīng)在各個(gè)直升機(jī)型號(hào)研制中得到驗(yàn)證。風(fēng)洞試驗(yàn)一般采用增量法來(lái)獲得槳轂、起落架、平尾和垂尾等部件的氣動(dòng)特性結(jié)果。即先進(jìn)行全機(jī)狀態(tài)的風(fēng)洞試驗(yàn)，然后進(jìn)行將單個(gè)相應(yīng)部件去掉之后(簡(jiǎn)稱去槳轂狀態(tài)等)進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，將兩次試驗(yàn)的結(jié)果相減得到相應(yīng)部件的氣動(dòng)特性。

1.2 數(shù)值計(jì)算

數(shù)值計(jì)算一般采用求解N-S方程的CFD方法來(lái)計(jì)算直升機(jī)各部件的氣動(dòng)特性?？梢圆捎脙煞NCFD方法來(lái)計(jì)算直升機(jī)部件的氣動(dòng)特性。一是在全機(jī)網(wǎng)格劃分之前對(duì)各部件進(jìn)行單獨(dú)區(qū)分，然后可以在全機(jī)CFD計(jì)算中取出各個(gè)部件的氣動(dòng)特性結(jié)果；二是采用與風(fēng)洞試驗(yàn)類似的增量法，分別對(duì)全機(jī)和去掉某個(gè)部件的狀態(tài)進(jìn)行計(jì)算，再將計(jì)算結(jié)果相減得到對(duì)應(yīng)部件的氣動(dòng)特性結(jié)果。

1.3 算例簡(jiǎn)介

本次計(jì)算采用的直升機(jī)算例為某常規(guī)單旋翼無(wú)人直升機(jī)，旋翼有兩片槳葉，旋翼軸為一段圓柱體；起落架為滑撬式；平尾為高置平尾方案，平尾安裝在垂尾頂端。計(jì)算模型包含機(jī)身、穩(wěn)瞄、主槳轂、起落架、尾梁、垂尾、平尾和尾槳轂等部分。

本次計(jì)算網(wǎng)格是借助于成熟的商業(yè)軟件ICEM CFD生成的，采用四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。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)格的局部加密處理。計(jì)算過(guò)程中空間離散采用Roe格式的通量差分分裂格式，湍流模型采用一方程S-A模型。為了方便與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析，本次計(jì)算設(shè)置來(lái)流速度為60m/s。

2 主槳轂氣動(dòng)特性研究

槳轂部分的氣動(dòng)外形比較復(fù)雜，尾部流動(dòng)分離比較嚴(yán)重。通常槳轂阻力占直升機(jī)總廢阻的20%～30%，隨著前飛速度的增大，可能占到40%以上。因此槳轂部分的阻力特性與減阻設(shè)計(jì)是型號(hào)研制中比較關(guān)注的問(wèn)題。在計(jì)算過(guò)程中，主槳轂部分包括兩片槳葉的槳根部分和旋翼軸，槳根指向機(jī)頭和機(jī)尾方向。主槳轂的阻力系數(shù)隨攻角變化的曲線如圖1所示。

圖1 槳轂阻力系數(shù)隨攻角變化曲線

圖中CFD取值表示從全機(jī)CFD計(jì)算結(jié)果中取出的氣動(dòng)特性結(jié)果；CFD差值表示通過(guò)CFD計(jì)算去掉某部件之后的狀態(tài)，之后再相減得到相應(yīng)部件的氣動(dòng)特性結(jié)果。從圖中可以看出，槳轂阻力系數(shù)隨攻角α變化的趨勢(shì)基本相同，隨著攻角α的增大，阻力系數(shù)也逐漸增大。風(fēng)洞試驗(yàn)與兩種CFD方法的計(jì)算結(jié)果相差比較大，其中風(fēng)洞試驗(yàn)值相對(duì)較大。圖2給出了槳轂阻力風(fēng)洞試驗(yàn)值分別與CFD計(jì)算取值的比值和CFD計(jì)算差值的比值。從圖中可以看出，在負(fù)攻角范圍內(nèi)，風(fēng)洞試驗(yàn)值比CFD計(jì)算取值大35%左右，在4°攻角之后增大到60%左右，說(shuō)明CFD方法對(duì)大攻角狀態(tài)尾部分離流動(dòng)的模擬能力還有待提高。同時(shí)CFD計(jì)算取值與CFD計(jì)算差值相差比較小。

圖2 槳轂阻力系數(shù)比值變化曲線

3 起落架氣動(dòng)特性研究

直升機(jī)起落架的氣動(dòng)外形也比較復(fù)雜，起落架阻力占全機(jī)總廢阻的20%以上?；耸狡鹇浼艿臋M向迎風(fēng)面積比較大，而且到重心的垂向距離比較遠(yuǎn)，因此起落架引起的側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)直升機(jī)的影響比較大。在計(jì)算過(guò)程中，起落架的四個(gè)支柱加裝了整流罩。從圖3中可以看出，在負(fù)攻角范圍內(nèi)起落架阻力風(fēng)洞試驗(yàn)值F變化比較小，從0°攻角開始逐漸增大。而CFD計(jì)算取值基本上不隨攻角的變化而變化，CFD計(jì)算差值的變化趨勢(shì)與風(fēng)洞試驗(yàn)值基本上一致。圖4給出了起落架阻力風(fēng)洞試驗(yàn)值分別與CFD計(jì)算取值的比值和CFD計(jì)算差值的比值。從圖中可以看出風(fēng)洞試驗(yàn)與CFD計(jì)算差值的比值比較平穩(wěn)，說(shuō)明采用CFD計(jì)算對(duì)應(yīng)狀態(tài)再相減的方法比較適合計(jì)算起落架的阻力特性。

起落架的側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化趨勢(shì)分別如圖5、圖6所示。從圖5中可以看出，起落架側(cè)向力風(fēng)洞試驗(yàn)值與CFD計(jì)算取值的差別比較小，而風(fēng)洞試驗(yàn)值與CFD計(jì)算差值的差別比較大，但是變化趨勢(shì)基本一致。從圖6中可以看出起落架滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的CFD計(jì)算取值與CFD計(jì)算差值的差別很小，但是兩者與風(fēng)洞試驗(yàn)值相差比較大。

圖3 起落架阻力系數(shù)隨攻角變化曲線

圖4 起落架阻力系數(shù)比值變化曲線

圖5 起落架側(cè)向力系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

圖6 起落架滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

4 平尾氣動(dòng)特性研究

平尾的主要作用是改善直升機(jī)的迎角穩(wěn)定性，從而改善縱向操縱性和穩(wěn)定性，保證直升機(jī)具有良好的飛行姿態(tài)。通常平尾翼型反裝，飛行時(shí)產(chǎn)生向下的升力。算例無(wú)人直升機(jī)為高置平尾布局方案，平尾的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化情況如圖7和圖8所示。

圖7 平尾升力系數(shù)隨攻角變化曲線

圖8 平尾俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線

從圖中可以看出升力和俯仰力矩的風(fēng)洞試驗(yàn)值、CFD計(jì)算取值和CFD計(jì)算差值三者之間的差別比較小，其中升力系數(shù)的風(fēng)洞試驗(yàn)值偏小，對(duì)應(yīng)的俯仰力矩系數(shù)的風(fēng)洞試驗(yàn)值偏大，說(shuō)明兩種CFD方法都適用于計(jì)算平尾的氣動(dòng)特性，而且計(jì)算的準(zhǔn)確度很高。

5 垂尾氣動(dòng)特性研究

在正常飛行狀態(tài)，垂尾可為尾槳卸載，從而增加全機(jī)的航向穩(wěn)定性且提高尾槳的壽命。而一旦尾槳失效，可以借助垂尾，通過(guò)小心側(cè)滑使直升機(jī)安全返航。由于算例直升機(jī)的平尾安裝在垂尾的頂端，因此在風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)將平尾和垂尾同時(shí)去掉。垂尾的氣動(dòng)特性結(jié)果由去平尾狀態(tài)與去垂尾和平尾狀態(tài)相減得到。垂尾的側(cè)向力、滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化情況如圖9、圖10和圖11所示。

圖9 垂尾側(cè)向力系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

圖10 垂尾滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

從圖9可以看出，三種方法得到的垂尾側(cè)向力系數(shù)隨側(cè)滑角的變化趨勢(shì)一致，但是風(fēng)洞試驗(yàn)得到的側(cè)向力系數(shù)的斜率比較大，而CFD計(jì)算差值方法在小側(cè)滑角時(shí)與風(fēng)洞試驗(yàn)值相差比較大。分析圖10可以看出，風(fēng)洞試驗(yàn)得到的垂尾滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)值比較大，兩種CFD方法得到的結(jié)果相差很小。由圖11可以得出，三種方法得到的垂尾偏航力矩系數(shù)值相差很小，說(shuō)明CFD方法計(jì)算垂尾偏航力矩的準(zhǔn)確度比較高。

圖11 垂尾偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

6 總結(jié)與討論

通過(guò)對(duì)某無(wú)人直升機(jī)算例的槳轂、起落架、平尾和垂尾等部件的氣動(dòng)特性的風(fēng)洞試驗(yàn)和兩種CFD計(jì)算方法計(jì)算得到的氣動(dòng)特性結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，得出如下結(jié)論：

1)各部件的阻力、側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的風(fēng)洞試驗(yàn)值與兩種CFD方法的計(jì)算結(jié)果都相差比較大。采用CFD計(jì)算差值的方法能在一定程度上使阻力的變化趨勢(shì)與風(fēng)洞試驗(yàn)值更接近。

2)各部件的升力、俯仰力矩和偏航力矩系數(shù)的風(fēng)洞試驗(yàn)值與兩種CFD方法的計(jì)算結(jié)果非常接近。CFD方法在計(jì)算各部件的升力、俯仰力矩和偏航力矩系數(shù)時(shí)有比較高的準(zhǔn)確性。

3)兩種CFD方法計(jì)算得到的各部件的氣動(dòng)特性結(jié)果相差比較小，因此在實(shí)際工程應(yīng)用中可以采用CFD計(jì)算取值的方法。

4)未來(lái)需要在各部件的阻力、側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的CFD計(jì)算方法上進(jìn)行研究，以提高計(jì)算準(zhǔn)確性。