厲聰聰, 史勇杰, 徐國華, 劉星亮

(南京航空航天大學(xué) 直升機旋翼動力學(xué)國家級重點實驗室, 江蘇 南京 210016)

直升機在前飛過程中，旋翼前行側(cè)和后行側(cè)的相對氣流速度不同，拉力分布不均勻，由此引起的周期性運動容易導(dǎo)致后行槳葉由于迎角過大產(chǎn)生氣流分離而失速[1]。在大速度前飛時，旋翼后行側(cè)的失速不僅限制了直升機飛行速度提高，而且失速過程中槳葉上表面的渦不斷生成和耗散脫落，會引發(fā)升力突降等問題，嚴(yán)重危害直升機飛行安全。因此，提升直升機前飛時的旋翼氣動特性已成為直升機氣動領(lǐng)域的研究熱點。

國內(nèi)外針對直升機旋翼動態(tài)失速及提升前飛性能的研究由來已久。對于二維翼型，Sahin等[2]通過數(shù)值計算發(fā)現(xiàn)，使用變前緣外形的方法可以有效抑制低馬赫數(shù)下二維翼型動態(tài)失速渦的發(fā)展，從而有效提升氣動特性。對于前緣彈性下垂變形的研究，Bain等[3]使用了2種網(wǎng)格變形方法，表明動態(tài)前緣下垂(variable droop leading edge ,VDLE)可以有效維持翼型表面氣流的附著狀態(tài)。Chandrasekhara[4]針對VDLE導(dǎo)致的升力系數(shù)整體偏低的現(xiàn)象，提出采用格尼襟翼來提升整體的升力。對于提升三維旋翼前飛性能的研究，Johnson等[5]對前飛旋翼的不同槳葉外形進行了優(yōu)化設(shè)計，旨在約束升阻比以及阻力發(fā)散的條件下，提高升力系數(shù)，減小阻力系數(shù)。經(jīng)過對比發(fā)現(xiàn)，經(jīng)過優(yōu)化后的槳葉表面分布的升力系數(shù)有所提高，槳尖渦明顯縮小且更加集中。Geissler等[6]對全尺寸槳葉的前緣10%c下垂進行了試驗和數(shù)值計算研究，結(jié)果表明使用VDLE可以有效提升升力系數(shù)，對氣動特性有明顯改善。此外，協(xié)同射流[7-8]、合成射流[9-11]、渦流發(fā)生器[12]、改變槳葉氣動外形[13]等方法也被用于主動流動控制以及提升直升機旋翼氣動特性等研究。目前使用動態(tài)前緣下垂進行流動控制的研究大部分針對二維翼型，對使用VDLE提升三維旋翼氣動特性的研究仍較為欠缺。

綜上所述，本文針對后行側(cè)槳葉采用動態(tài)前緣下垂方法，開展了不同前緣下垂幅值對提升中等前進比的三維旋翼前飛氣動特性性能的研究。使用雷諾平均N-S方程，運用運動嵌套網(wǎng)格及基于徑向基函數(shù)(radial basis function,RBF)[13]的網(wǎng)格變形技術(shù)，對不同角度的動態(tài)前緣下垂開展旋翼的氣動參數(shù)及槳葉表面渦結(jié)構(gòu)的發(fā)展的參數(shù)化研究。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 流場控制方程

為了捕捉非定常流場的渦流動特性，本文采用可壓縮的navier-stokes(N-S)方程作為流場求解的控制方程，建立如下N-S方程。

(1)

式中：W為守恒變量；Ω和S分別為控制體體積和表面；Fc,Fv分別為對流通量和黏性通量?？臻g離散采用Roe通量差分分裂格式,時間推進采用隱式[15]方法,湍流模型使用SST-kω。本文在數(shù)值模擬過程中不考慮旋翼軸前傾,設(shè)定旋翼升力系數(shù)CL、扭矩系數(shù)CQ、等效升阻比CL/De以及剖面法向力系數(shù)Cn分別如下

式中:L,Q,D分別為旋翼升力、扭矩以及水平方向阻力;μ為前進比;FN為槳葉剖面的法向力;a為聲速;c為弦長。

1.2 運動嵌套網(wǎng)格及網(wǎng)格變形技術(shù)

本文使用的運動嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)包含背景網(wǎng)格和圍繞旋翼的貼體網(wǎng)格。該方法在槳葉網(wǎng)格區(qū)域與背景網(wǎng)格的重疊交界面處通過洞單元識別、貢獻單元搜索等,對背景網(wǎng)格的相應(yīng)區(qū)域進行挖洞,如圖1所示。

圖1 運動嵌套網(wǎng)格示意圖

在槳葉網(wǎng)格繞旋翼軸旋轉(zhuǎn)運動過程中,重疊區(qū)域隨著槳葉網(wǎng)格的運動不斷更新。為實現(xiàn)槳葉網(wǎng)格區(qū)域與背景網(wǎng)格的信息傳遞,本文通過距離加權(quán)法對鄰近網(wǎng)格單元進行插值。

設(shè)定動態(tài)前緣的運動規(guī)律為δ=δ0+δmsin·(2k*kt),δ為翼型前緣瞬時下垂角,δ0和δm分別為基準(zhǔn)狀態(tài)下前緣的下垂角和偏轉(zhuǎn)幅值,k為翼型振蕩減縮頻率,k*為相對于k的無量綱頻率。本文研究的前緣下垂范圍,主要針對槳葉展向0.75R～R,弦向位置為前緣25%c部分,如圖2所示。為避免由于前緣下垂而導(dǎo)致槳葉表面在過渡部分出現(xiàn)折角等突變,本文在VDLE與基準(zhǔn)槳葉的連接處,設(shè)置2%c的區(qū)域作為網(wǎng)格變形的過渡部分。

圖2 槳葉前緣下垂范圍示意圖

(6)

式中：fb,j(rij)是形狀的徑向基本函數(shù)；rij為2個節(jié)點之間的距離幅值；λj為展開系數(shù)；N為控制節(jié)點的數(shù)量；a為常數(shù)矢量。

1.3 算例驗證

為驗證本文計算方法的有效性,首先對已有試驗數(shù)據(jù)的SA349/2旋翼的前飛狀態(tài)進行算例驗證。該旋翼采用3片矩形槳葉。OA209翼型、線性負(fù)扭轉(zhuǎn)。旋翼半徑R=5.25 m,弦長0.35 m,槳尖馬赫數(shù)為0.626,前進比為0.26時,旋翼周期變距為θ=8.42°-2.14°sinψ+1.25°cosψ。計算得到r/R=0.97剖面在不同方位角處的Cp與試驗值[16]的對比如圖3所示。從圖中可以看出,本文計算得到的旋翼表面Cp值與試驗值均吻合良好。表明本文建立的計算方法能夠有效進行三維旋翼前飛狀態(tài)的模擬。

圖3 r/R=0.97處Cp驗證結(jié)果圖

圖4進一步給出了7A旋翼懸停狀態(tài)Mtip=0.617時的拉力系數(shù)與試驗值[17]的對比。該旋翼采用4片矩形槳葉,由OA209和OA213翼型分段配置而成,具有分段線性負(fù)扭轉(zhuǎn)。圖中可見,本文使用的計算方法能夠?qū)π砝ο禂?shù)進行較為精確的模擬。

圖4 7A旋翼拉力系數(shù)驗證圖

對于動態(tài)前緣下垂的算例驗證,本文選用已有試驗數(shù)據(jù)的VR-12翼型,來流Ma=0.4,翼型振蕩規(guī)律為α=10°+10°sin(2kt),k=0.1,旋轉(zhuǎn)中心為距前緣1/4c處,動態(tài)前緣的偏轉(zhuǎn)規(guī)律為δ=10°+10°sin(2k*kt),其中k*=1。計算得到氣動參數(shù)Cl,Cd與試驗值、文獻計算值[18]對比如圖5所示。圖中可見,本文的計算值相對文獻計算參考值而言,與試驗值更為接近,表明本文使用的網(wǎng)格變形方法可以有效模擬翼型前緣動態(tài)下垂的真實流場狀態(tài)。

圖5 VR-12翼型氣動參數(shù)驗證圖

2 VDLE對三維旋翼的影響分析

針對三維旋翼的研究,為了綜合考慮計算成本,本文選用2片矩形槳葉,翼型采用OA209,旋翼半徑R=2.1 m,弦長c=0.2 m,線性負(fù)扭轉(zhuǎn)為-4.8°/m。計算狀態(tài)：槳尖馬赫數(shù)為0.647；前進比為0.3。經(jīng)過配平得到相應(yīng)的周期變距θ=12.5°-6.3°sinψ+1.1°cosψ。本文分別針對前緣下垂幅值δm為5°,8°,10°進行研究,k*均取2,以防止由于較大的前緣下垂啟停加速度而給槳葉帶來振動等不利影響。當(dāng)前緣下垂時,該部分的相對迎角減小,為避免迎角較小的前行側(cè)槳葉由于前緣下垂而造成一定的升力損失,本文僅對后行側(cè)槳葉設(shè)置前緣下垂的運動。前緣下垂規(guī)律隨方位角的變化如圖6所示。圖7給出了基準(zhǔn)狀態(tài)槳葉與前緣下垂角為10°時槳葉前緣的對比圖。使用RBF網(wǎng)格變形方法使前緣下垂10°后,槳葉表面網(wǎng)格仍排列有序,接縫處沒有出現(xiàn)較大的不平整,與實際的槳葉前緣下垂情況較為符合。

圖6 動態(tài)前緣下垂規(guī)律

圖7 槳葉前緣下垂前后對比圖

圖8給出了不同前緣下垂幅值下旋翼氣動特性參數(shù)隨方位角變化的對比圖。使用VDLE后,旋翼升力系數(shù)CL在不同方位角處均有一定提升。本文主要針對2片槳葉,可見在240°～360°方位角之間,使用VDLE可以有效提升旋翼升力,在277°方位角時升力提升達5.5%。隨著前緣下垂幅值增加,升力僅在330°方位角附近有進一步提升。使用VDLE之后,旋翼扭矩系數(shù)相對基準(zhǔn)狀態(tài)明顯降低。隨著下垂幅值的增加,扭矩系數(shù)仍有一定的降低,在Ψ=240°附近的CQ降幅相比于基準(zhǔn)狀態(tài)最大可達18%,但在180°方位角附近,δm=10°時旋翼扭矩反而超過基準(zhǔn)狀態(tài)。結(jié)合圖6分析可知,這是由于δm=10°時,前緣下垂的角加速度最大,相同方位角下瞬時δ也最大。而180°方位角附近的槳葉迎角較小,此時一定的前緣下垂反而容易引起阻力增加。從等效升阻比可以看出,使用VDLE后,后行側(cè)槳葉的等效升阻比得到了明顯提升,這是旋翼升力增加和扭矩顯著降低綜合作用的結(jié)果。與基準(zhǔn)狀態(tài)相比,CL/De在250°方位角附近提升約15.5%,但隨著VDLE的下垂幅值δm的增加,等效升阻比并沒有持續(xù)顯著增加,δm為8°和10°時的等效升阻比區(qū)別并不明顯。

圖8 旋翼氣動特性對比圖

使用Q準(zhǔn)則計算得到的槳尖附近瞬時速度等值渦量圖如圖9所示。圖中可見,基準(zhǔn)狀態(tài)的槳葉除了離散的槳尖渦外,槳葉上表面還附著有較多的渦。隨著方位角從270°增加到300°,渦的體積增大并逐漸從上表面分離和耗散。當(dāng)前緣下垂后,雖然270°方位角時槳葉上表面在0.8R內(nèi)側(cè)仍存在分離渦,但0.8R～R處槳葉上表面渦的數(shù)量顯著減少。在300°方位角時,0.8R以內(nèi)的渦在展向流的作用下向槳尖方向偏移,使0.8R剖面的后緣附近出現(xiàn)較為明顯的分離渦。隨著前緣下垂角的增大,槳葉表面的渦體積及數(shù)量略有減少,但差異并不明顯,這與圖8中氣動參數(shù)的結(jié)論一致。相對于基準(zhǔn)狀態(tài),前緣下垂后0.9R附近沒有出現(xiàn)較大的分離渦,表明槳尖附近前緣下垂能夠有效抑制槳尖上表面附近分離渦的生成,對改善后行側(cè)槳葉的流場狀態(tài)有明顯效果。

圖9 不同前緣下垂角的槳尖附近等值渦量圖

為了更加直觀地描述槳葉上表面渦的分布及發(fā)展過程,圖10給出了0.8R剖面處不同方位角的流線圖。結(jié)合圖9可知,Ψ=270°時,基準(zhǔn)狀態(tài)下該剖面氣流從前緣附近即開始分離,上表面幾乎完全處于氣流分離狀態(tài),而后該渦耗散脫落,在Ψ=300°時生成新的渦結(jié)構(gòu),該渦結(jié)構(gòu)同樣是從該剖面前緣分離而來。當(dāng)VDLE下垂幅值δm=5°時,該剖面尾緣處均存在失速渦。Ψ=300°時較大的失速渦為0.8R內(nèi)側(cè)的前緣分離渦向下游衍生發(fā)展而來。從Ψ=300°時位于后緣附近的尺寸明顯減小的渦可以看出,VDLE幅值δm=10°對0.8R內(nèi)側(cè)的失速渦有更好的控制效果,綜合表明一定的前緣下垂可以有效抑制槳尖附近前緣分離渦的生成。

圖10 r/R=0.8處截面的速度流線圖

槳葉0.8R與0.9R剖面的法向力系數(shù)Cn在后行側(cè)的分布如圖11所示。在0.8R處使用VDLE后,Cn的最低點從270°方位角附近延遲到285°附近,其系數(shù)波動的方位角跨度有所減小。較小的下垂幅值如δm=5°即可明顯縮小Cn波動的橫向方位角跨度。當(dāng)δm=10°,其在270°～330°方位角之間的縱向振蕩幅度有效減小66.3%。雖然使用VDLE后,該剖面處仍有因氣流分離而引起的系數(shù)Cn波動,但波動的幅值和跨度均有明顯減小。VDLE在0.9R剖面的改善效果更為明顯,Cn在后行側(cè)振蕩的橫向跨度隨Ψ=280°附近的第一波谷的消失而縮小近30°。隨著δm的增大,Cn系數(shù)整體提升,Ψ=280°附近δm=5°,8°時的Cn分別提升22.7%以及44.8%。但δm為8°和10°時的區(qū)別并不明顯。結(jié)合上文分析可知,這是由于前緣下垂后,該剖面前緣附近并沒有發(fā)生氣流分離,其擾動主要來源于槳葉0.8R剖面內(nèi)側(cè)的前緣分離渦隨展向流向下游發(fā)展而來,因此影響并不明顯。

圖11 截面法向力系數(shù)對比圖

3 結(jié) 論

本文結(jié)合運動嵌套網(wǎng)格方法和基于RBF的網(wǎng)格變形技術(shù),將動態(tài)前緣下垂方法應(yīng)用于三維前飛旋翼后行側(cè)的流動控制中。針對μ=0.3的前飛狀態(tài),開展了動態(tài)前緣下垂幅值對旋翼氣動特性的參數(shù)化研究。通過對旋翼氣動特性、槳尖附近等值渦量圖、槳葉剖面流線圖等分析,得到以下結(jié)論:

1) 動態(tài)前緣下垂可以有效提升旋翼的升力系數(shù),減小扭矩系數(shù),使得旋翼等效升阻比最大可增加15.5%,從而有效提升旋翼的氣動特性。在一定范圍內(nèi),隨著前緣下垂幅值δm的增加,氣動特性進一步提升。

2) 基準(zhǔn)狀態(tài)下,后行槳葉上表面會出現(xiàn)分離渦,嚴(yán)重影響旋翼的氣動特性。當(dāng)槳尖附近前緣下垂后,0.8R剖面到槳尖附近的失速渦數(shù)量和尺寸明顯減少,流場狀態(tài)有明顯改善。

3) 動態(tài)前緣下垂可以有效減小后行槳葉槳尖附近剖面法向力系數(shù)的橫向振蕩跨度和振蕩幅值,表明該剖面處的渦數(shù)量和強度有所減小。此外,一定范圍內(nèi),隨著前緣下垂幅值的增加,靠近槳尖附近的剖面(r/R=0.9)法向力系數(shù)整體有所提升,表明使用VDLE后槳尖附近氣動特性提升明顯。