龍海斌? 吳裕平

外掛組合體對無人直升機(jī)氣動(dòng)特性影響分析

龍海斌? 吳裕平

中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所, 景德鎮(zhèn) 333001; ? E-mail: lhb20012@126.com

為研究某型無人直升機(jī)機(jī)身兩側(cè)的外掛組合體對其氣動(dòng)特性的影響, 采用求解 Navier?Stokes 方程的方法, 對直升機(jī)機(jī)身的氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值計(jì)算, 并與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比, 驗(yàn)證 CFD (computational fluid dynamics)計(jì)算方法的準(zhǔn)確性和可靠性。計(jì)算加裝外掛組合體前后的無人直升機(jī)氣動(dòng)特性, 包括不同側(cè)滑角和不同掛載狀態(tài), 并進(jìn)行對比分析。結(jié)果表明, 外掛組合體對無人直升機(jī)的阻力影響較大, 對升力和俯仰力矩等影響較小。加裝外掛組合體后, 無人直升機(jī)氣動(dòng)特性受側(cè)滑角變化的影響更大, 外掛組合體中的導(dǎo)彈數(shù)量變化對無人直升機(jī)的阻力影響較大。研究結(jié)果可為加裝外掛組合體的氣動(dòng)布局和減阻設(shè)計(jì)提供參考。

外掛; 組合體; 無人直升機(jī); 氣動(dòng)特性; CFD

近年來, 很多機(jī)構(gòu)通過在無人直升機(jī)上加裝外掛武器來發(fā)展武裝無人直升機(jī)。美國推出“火力偵察兵”和 A160T “蜂鳥”等武裝無人直升機(jī), 其中“火力偵察兵”的導(dǎo)彈和火箭彈等武器通過懸臂梁外掛的方式加裝在機(jī)身兩側(cè)。掛梁、掛架、導(dǎo)發(fā)架和導(dǎo)彈組成的外掛組合體對無人直升機(jī)的氣動(dòng)特性有一定程度的的影響。

國內(nèi)外已經(jīng)開展一些外掛組合體對飛機(jī)及直升機(jī)氣動(dòng)特性影響的研究, 包括風(fēng)洞試驗(yàn)、工程算法和數(shù)值計(jì)算等。劉運(yùn)孝[1]采用風(fēng)洞試驗(yàn)方法, 研究外掛物對殲 X 飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響, 并采用增量分析法分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)。趙維義[2]通過風(fēng)洞試驗(yàn), 研究在不同迎角和風(fēng)速等條件下, 外掛救生絞車對直升機(jī)氣動(dòng)特性的影響。夏良[3]定性地分析了外掛武器對直升機(jī)氣動(dòng)特性的影響。任慶祝等[4]采用多天平測量技術(shù), 分別測量螺旋槳和全機(jī)的氣動(dòng)力, 分析螺旋槳滑流對全機(jī)氣動(dòng)特性的影響。Adrezin 等[5]采用動(dòng)力相似法和縮比模型, 研究直升機(jī)外掛物投放過程的氣動(dòng)特性。李家旭等[6]采用兩種氣動(dòng)力模型, 分別計(jì)算機(jī)翼/外掛物的顫振特性, 并提出一種氣動(dòng)修正方法。聶光戍等[7]采用理論和實(shí)驗(yàn)相結(jié)合的方法, 定性地評估外掛武器對載機(jī)氣動(dòng)系數(shù)和飛行性能的影響。童中翔等[8]在分析現(xiàn)役某型戰(zhàn)機(jī)外掛 ZC-1 航空偵察吊艙對飛機(jī)氣動(dòng)特性影響的基礎(chǔ)上, 得出一種可應(yīng)用于計(jì)算外掛對飛機(jī)氣動(dòng)特性影響的工程算法。Kozlovsky 等[9]研究了 Mi-26 直升機(jī)吊運(yùn)平行六面體外掛物時(shí)的減阻方法。

數(shù)值計(jì)算方法在航空[10]和列車[11–12]等領(lǐng)域得到較廣泛的應(yīng)用。也有研究人員采用 CFD (compu-tational fluid dynamics)方法對外掛組合體與直升機(jī)之間的氣動(dòng)干擾進(jìn)行研究。吳剛[13]采用基于動(dòng)量源的 CFD 方法, 研究吊掛物對重型直升機(jī)氣動(dòng)特性的影響。Sviridenko 等[14]針對直升機(jī)受平行六面體外掛物的影響進(jìn)行研究。關(guān)于加裝外掛組合體對氣動(dòng)特性影響的定量研究集中在固定翼飛機(jī)領(lǐng)域, 對直升機(jī)氣動(dòng)特性受外掛組合體影響的研究較少。本文采用求解 Navier?Stokes (N-S)方程的 CFD 方法, 計(jì)算某型無人直升機(jī)的氣動(dòng)特性, 并與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比分析, 驗(yàn)證 CFD 計(jì)算方法的準(zhǔn)確性和工程實(shí)用性。然后采用 CFD 方法計(jì)算并分析外掛組合體對某型無人直升機(jī)氣動(dòng)特性的影響。

1 數(shù)值計(jì)算概述

1.1 計(jì)算模型

某型無人直升機(jī)的外掛組合體布局方式如圖 1所示。懸掛導(dǎo)彈的管梁加裝在機(jī)身左右兩側(cè), 掛架連接在管梁的端部, 兩枚導(dǎo)彈通過兩個(gè)導(dǎo)發(fā)架安裝在掛架上。

圖1 外掛組合體示意圖

1.2 網(wǎng)格劃分

進(jìn)行氣動(dòng)特性計(jì)算前, 需對流體域進(jìn)行網(wǎng)格劃分, 其實(shí)質(zhì)就是用有限個(gè)離散的點(diǎn)代替連續(xù)空間。目前, 網(wǎng)格劃分在 CFD 模擬過程中占 60%左右的工作時(shí)間, 而且網(wǎng)格的品質(zhì)直接決定數(shù)值模擬結(jié)果的精度。

首先對計(jì)算模型進(jìn)行幾何修理, 將對氣動(dòng)特性影響較小的部分去掉, 以減少網(wǎng)格數(shù)量, 從而提高計(jì)算速度。采用八叉樹(Octree)方法對整個(gè)流體域進(jìn)行四面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分, 該方法的基本思想是先用一個(gè)比較粗的立方體包含整個(gè)計(jì)算域, 然后按照網(wǎng)格的尺度要求, 將一個(gè)立方體不斷地細(xì)分為八個(gè)子立方體。最后將各立方體劃分為四面體。八叉樹方法的優(yōu)點(diǎn)是網(wǎng)格劃分速度快, 同時(shí)也可根據(jù)需要捕捉物體表面的線和點(diǎn)等局部特征, 網(wǎng)格劃分如圖2所示。

加裝外掛組合體前, 計(jì)算模型中四面體網(wǎng)格數(shù)量為 543 萬, 加裝外掛組合體后, 四面體網(wǎng)格數(shù)量為 812 萬。將四面體網(wǎng)格導(dǎo)入流體求解器中, 再將其轉(zhuǎn)化為多面體網(wǎng)格, 轉(zhuǎn)化后的網(wǎng)格數(shù)量只有原來的 20%左右, 進(jìn)一步提高了 CFD 的計(jì)算速度。

1.3 計(jì)算方法

空氣流動(dòng)的控制方程為 Navier-Stokes 方程, 其積分守恒形式如下:

其中,為守恒變量,和v分別為對流通量和黏性通量。

式(1)的求解方法為有限體積法, 采用 Roe-FDS格式求解對流項(xiàng), 并通過解的線性重構(gòu), 獲得二階精度, 采用二階中心型格式離散黏性項(xiàng)。時(shí)間離散采用隱式時(shí)間推進(jìn)技術(shù)。

圖2 網(wǎng)格劃分示意圖

在雷諾時(shí)均(Reynolds-averaged Navier-Stokes equations, RANS)方法中, 由于對Navier-Stokes 方程進(jìn)行時(shí)間平均而引入新的未知量, 因此方程組不再封閉。為了求解方程組, 需要假設(shè)并創(chuàng)建相應(yīng)的模型, 建立湍流模式。本文計(jì)算時(shí)采用 S-A (Spalart-Allmaras)湍流模式。S-A 模式能很好地處理低雷諾數(shù)流動(dòng)中黏性影響的邊界層區(qū)域, 主要用于求解空氣動(dòng)力學(xué)和流體機(jī)械等問題(如飛行器繞流和邊界層分離等)。該模式需要增加一個(gè)方程使得方程組封閉, 增加的輸運(yùn)方程如下:

流體域遠(yuǎn)場設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場條件, 設(shè)置來流速度為 60m/s, 與風(fēng)洞試驗(yàn)來流速度一致。計(jì)算模型包括機(jī)身、主槳轂、穩(wěn)瞄、尾梁、垂尾和平尾等部件, 與風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖嗤? 以便對結(jié)果進(jìn)行對比分析。在風(fēng)洞試驗(yàn)和計(jì)算過程中, 主槳轂和尾槳轂都處于靜止?fàn)顟B(tài)。計(jì)算過程中只考慮靜止的主槳轂部分, 這是因?yàn)樵诖笏俣惹帮w狀態(tài)下, 外掛組合體基本上不受旋翼下洗流場的影響。

1.4 計(jì)算方法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證 CFD 計(jì)算方法的準(zhǔn)確性, 計(jì)算了某型無人直升機(jī)算例樣機(jī)的氣動(dòng)特性, 包括阻力系數(shù)(C)、升力系數(shù)(C)、俯仰力矩系數(shù)(M)、側(cè)向力系數(shù)(C)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)(M)和偏航力矩系數(shù)(M), 并與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比分析。某型無人直升機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)在某回流式風(fēng)洞中完成, 試驗(yàn)段的截面尺寸為 2m×3m, 截面形狀為扁八角形。風(fēng)洞試驗(yàn)過程中, 采用塔式六分量機(jī)械–應(yīng)變式天平測量力和力矩。該型天平量程范圍適當(dāng), 在測量中受外界環(huán)境的干擾較小。CFD 計(jì)算中采用八叉樹方法進(jìn)行網(wǎng)格劃分, 其中機(jī)身表面網(wǎng)格尺寸和空間體網(wǎng)格尺寸在全文所有網(wǎng)格劃分中保持一致, CFD 求解過程中的湍流模式選取、來流速度和邊界條件等設(shè)置也全文保持一致。CFD 計(jì)算值和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對比如圖 3 所示, 可以看出, CFD 計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的變化趨勢一致, 大部分狀態(tài)下誤差較小, 說明 CFD 計(jì)算方法具有一定的準(zhǔn)確性和工程實(shí)用性。

2 氣動(dòng)特性對比分析

某型無人直升機(jī)加裝外掛組合體前后氣動(dòng)特性的 CFD 計(jì)算結(jié)果如圖 4 所示。

由圖 4(a)可以看出, 由于外掛組合體使直升機(jī)的迎風(fēng)面積增大, 因此在 0°攻角時(shí), 加裝外掛組合體后直升機(jī)的阻力也有所增大(18.6%)。加裝外掛組合體前后機(jī)身的阻力隨攻角的變化趨勢一致。從圖 4(b)可以看出, 在大部分攻角范圍內(nèi), 加裝外掛組合體后機(jī)身的升力變小, 并且在 0°攻角附近, 升力呈降幅增長趨勢, 說明外掛組合體產(chǎn)生的升力較小。從圖 4(c)可以看出, 加裝外掛組合體后機(jī)身的俯仰力矩變小, 說明外掛組合體是縱向靜不穩(wěn)定的, 但兩者的俯仰力矩線斜率基本上一致。從圖 4(d)可以看出, 加裝外掛組合體前后, 機(jī)身的側(cè)向力相差很小, 但兩者的變化趨勢基本上一致。從圖 4(e)可以發(fā)現(xiàn), 加裝外掛組合體前后, 滾轉(zhuǎn)力矩相差很小。從圖 4(f)可以看出, 加裝外掛組合體前后, 偏航力矩都隨側(cè)滑角的增大而減小, 說明兩者都是航向穩(wěn)定的。在?4°~4°范圍內(nèi), 直升機(jī)偏航力矩線斜率為?0.0725rad–1, 加裝外掛組合體后的偏航力矩線斜率為?0.102rad–1。

如圖 5 所示, 加裝外掛組合體前后機(jī)身附近的流線基本上一致。這是由于外掛組合體采用管梁的方式加裝, 并且距離機(jī)身表面較遠(yuǎn), 因此加裝外掛組合體對機(jī)身氣動(dòng)特性的影響較小。

3 側(cè)滑角變化對氣動(dòng)特性影響

直升機(jī)在前飛時(shí)經(jīng)常受到側(cè)風(fēng)的影響, 不同側(cè)滑角時(shí)的氣動(dòng)特性如圖 6 所示。加裝外掛前(=6)和加裝外掛后(=6)表示某型機(jī)加裝外掛組合體前后在側(cè)滑角為 6°時(shí)的氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果。由于無人直升機(jī)兩側(cè)的外掛組合體氣動(dòng)外形相同, 左右對稱地安裝在機(jī)身左右兩側(cè), 因此本研究只分析側(cè)滑角為0°~6°時(shí)的氣動(dòng)特性。

由圖 6(a)可以看出, 當(dāng)側(cè)滑角變化時(shí), 加裝外掛前的阻力呈震蕩增長的趨勢, 其中側(cè)滑角為 2°時(shí)阻力最小。加裝外掛組合體后, 阻力隨側(cè)滑角增大而不斷增大。在 0°攻角時(shí), 加裝外掛前側(cè)滑角為 6°時(shí)的阻力比 0°時(shí)增大 2.47%, 而加裝外掛組合體后在側(cè)滑角為 6°時(shí)的阻力比 0°時(shí)增大 9.64%, 說明加裝外掛組合體后, 側(cè)滑角的變化會引起更大的阻力增長。從圖 6(b)可以看出, 在–4°~4°攻角, 加裝外掛前側(cè)滑角時(shí)為 0°的升力線斜率為 1.16 rad–1, 6°時(shí)的升力線斜率為 0.56 rad–1; 加裝外掛組合體后, 側(cè)滑角為 0°時(shí)的升力線斜率為1.01rad–1, 6°時(shí)的升力線斜率為 0.85rad–1, 說明在小攻角范圍內(nèi), 升力線斜率受側(cè)滑角的影響較大, 也說明加裝組合體使直升機(jī)在小攻角范圍內(nèi)的升力降低。分析圖 6(c)中俯仰力矩系數(shù)的變化趨勢可以發(fā)現(xiàn), 加裝外掛組合體前后俯仰力矩受側(cè)滑角的影響較小, 俯仰力矩線的斜率基本上一致。從圖 6(d)可以看出, 加裝外掛組合體前后側(cè)向力系數(shù)隨側(cè)滑角的變化趨勢基本上一致, 但加裝外掛組合體后的變化幅度比加裝前大。這是由于外掛組合體主要安裝在機(jī)身左右兩側(cè), 受左右側(cè)向來流的影響較大。由圖 6(d)中的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)變化趨勢可以看出, 側(cè)滑角變化時(shí), 加裝外掛組合體后的滾轉(zhuǎn)力矩變化較大, 并且隨著攻角增大, 兩者的滾轉(zhuǎn)力矩隨側(cè)滑角增大而不斷減小。從圖6(e)可以看出, 隨著側(cè)滑角增大, 兩者的偏航力矩不斷減小。攻角變化時(shí), 兩者的偏航力矩系數(shù)相差較小。

側(cè)滑角變化時(shí), 機(jī)身表面壓力的變化如圖 7 所示。可以看出, 在 0°~6°側(cè)滑角范圍內(nèi), 機(jī)身表面壓力變化較小。

4 掛彈數(shù)量變化對氣動(dòng)特性影響

武裝型無人直升機(jī)在部分或全部導(dǎo)彈發(fā)射之后, 還要繼續(xù)飛行, 因此需要研究不同掛載狀態(tài)的氣動(dòng)特性。加裝外掛組合體之后的直升機(jī)在不同掛載狀態(tài)時(shí)的氣動(dòng)特性如圖 8 所示, 圖中掛四彈表示加裝外掛組合體之后機(jī)身兩側(cè)各掛載兩枚導(dǎo)彈, 無掛載表示 4 枚導(dǎo)彈發(fā)射完的狀態(tài)。由圖 8(a)可以看出, 隨著掛彈數(shù)量增加, 加裝外掛組合體之后的阻力不斷增大。在–4°攻角時(shí), 掛四彈狀態(tài)的阻力增大 24.18%, 而無掛載狀態(tài)的阻力增大 18.30%。從圖 8(b)可以看出, 升力基本上不受掛彈數(shù)量影響, 但在小攻角范圍內(nèi), 增加掛彈數(shù)量使升力有所降低。從圖 8(c)可以看出, 掛彈數(shù)量變化對全機(jī)俯仰力矩的影響很小, 各掛載狀態(tài)下俯仰力矩線的斜率基本上相等。從圖 8(d)和(e)可以看出, 導(dǎo)彈掛載狀態(tài)變化對側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩的影響較小, 各掛載狀態(tài)的側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩隨側(cè)滑角的變化趨勢基本上一致, 但在小側(cè)滑角范圍內(nèi), 側(cè)向力系數(shù)隨掛彈數(shù)量有一定程度的變化。從圖 8(f)可以看出, 各掛載狀態(tài)的偏航力矩系數(shù)的變化趨勢基本上一致, 當(dāng)掛彈數(shù)量變化時(shí), 能夠保持航向穩(wěn)定。

不同掛載狀態(tài)的機(jī)身表面流線如圖 9 所示, 可以看出, 掛載狀態(tài)的變化對機(jī)身周圍的流線影響較小。掛架和導(dǎo)發(fā)架周圍的流線有一定程度的變化, 但由于距離機(jī)身較遠(yuǎn), 因此對全機(jī)的氣動(dòng)特性影響相對較小。

5 結(jié)論

本文通過對某型無人直升機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行CFD 計(jì)算與分析, 包括加裝外掛組合體前后不同側(cè)滑角和不同掛載狀態(tài), 得出如下結(jié)論。

1)加裝外掛組合體使無人直升機(jī)的氣動(dòng)阻力增大約 18%, 同時(shí)使無人直升機(jī)的升力有所降低, 但對俯仰力矩和偏航力矩等的影響較小。

2)側(cè)向來流對加裝外掛組合體后無人直升機(jī)的氣動(dòng)特性影響更大, 在相同的側(cè)滑角變化條件下, 加裝外掛組合體后無人直升機(jī)的阻力和偏航力矩變化更大。

3)隨著導(dǎo)彈的不斷發(fā)射, 加裝外掛組合體之后無人直升機(jī)的阻力不斷降低, 升力有所增大, 其他氣動(dòng)特性參數(shù)受導(dǎo)彈數(shù)量變化的影響較小。

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Analysis of Influence of Combined External Store on Aerodynamic Characteristics of Unmanned Helicopter

LONG Haibin?, WU Yuping

China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001; ? E-mail: lhb20012@126.com

In order to analysis the aerodynamic characteristics of unmanned helicopter combined external stores on the both sides of unmanned helicopter fuselage. The aerodynamic characteristics of the helicopter fuselage are calculated by the method which can solve the Navier-Stokes equation, and the results are compared with the results of wind tunnel test to verify the accuracy and reliability of the CFD (computational fluid dynamics) method. The aerodynamic characteristics of unmanned helicopter installing combined external store are calculated in different yaw angles and different loading conditions. The results show that the combined external stores has a large impact on the helicopter drag, and a less impact on the lift and pitch moment and so on. The aerodynamic characteristic of unmanned helicopter is affected larger by the yaw angle after the installation of weapon. The change of missiles number has a relatively large impact on the helicopter drag. The results can provide an reference for aerodynamic layout of combined external stores and the drag reduction design.

external store; combination; unmanned helicopter; aerodynamic characteristics; computational fluid dynamics (CFD)

10.13209/j.0479-8023.2020.048

2019–06–09;

2019–12–11