劉士明, 邵 松, 應(yīng)旭成, 王 博, 焦志文, 李登安

(1.南京模擬技術(shù)研究所， 南京 210018； 2.南京航空航天大學(xué)旋翼動力學(xué)國家級重點實驗室， 南京 210016)

常規(guī)直升機以固定的旋翼轉(zhuǎn)速工作，可簡化傳動系統(tǒng)和旋翼系統(tǒng)的設(shè)計，便于控制直升機機體振動水平。當(dāng)飛行速度、高度或起飛重量低于設(shè)計值時旋翼轉(zhuǎn)速會高于需用轉(zhuǎn)速，直升機在低總距狀態(tài)工作，此時旋翼升阻比降低，油耗率升高，限制了常規(guī)直升機的續(xù)航能力。

變轉(zhuǎn)速旋翼技術(shù)是復(fù)合式高速直升機、最優(yōu)轉(zhuǎn)速長航時無人直升機等先進直升機研制中需要克服的關(guān)鍵技術(shù)。外國對變轉(zhuǎn)速旋翼技術(shù)研究較早，已成功應(yīng)用于多型先進直升機，美國的X2、V22、A160T、歐洲的X3等都根據(jù)工作狀態(tài)改變旋翼轉(zhuǎn)速以提高直升機某方面的性能，而中國公開的直升機型號尚未采用變轉(zhuǎn)速旋翼技術(shù)。在理論分析及風(fēng)洞試驗研究方面：Anubhav等[1]在國家全尺寸空氣動力學(xué)綜合設(shè)施(national full-scale aerodynamics complex, NFAC)的12.2 m×24.4 m風(fēng)洞中對低轉(zhuǎn)速UH-60A直升機全尺寸旋翼模型在高前進比情況下的槳葉載荷、槳轂載荷及槳轂振動載荷進行了試驗研究，表明降低旋翼轉(zhuǎn)速后反流區(qū)增大，需要較大的總距及縱向周期變距來配平。Graham等[2]利用UMARC程序分析了旋翼轉(zhuǎn)速變化對UH-60A直升機的旋翼氣動特性的影響，研究表明改變旋翼轉(zhuǎn)速降低了旋翼型阻功率，從而降低總需用功率。Ben等[3]在馬里蘭大學(xué)的馬丁風(fēng)洞實驗室開展了小尺寸馬赫數(shù)相似縮比模型的變轉(zhuǎn)速旋翼吹風(fēng)試驗，試驗結(jié)果表明：當(dāng)旋翼拉力與來流速度不變時，降低旋翼轉(zhuǎn)速可以提高旋翼氣動效率，并可降低旋翼轉(zhuǎn)速4倍頻的槳轂振動載荷。中國在變轉(zhuǎn)速旋翼的仿真分析和試驗研究方面也已有一定技術(shù)積累。韓東[4]基于葉素法研究了變轉(zhuǎn)速旋翼直升機不同飛行狀態(tài)的需用功率變化，數(shù)值計算表明降低旋翼轉(zhuǎn)速可明顯降低旋翼需用功率。劉士明等[5]使用葉素法分析了某國產(chǎn)直升機采用變轉(zhuǎn)速技術(shù)對續(xù)航性能的提升，結(jié)果表明采用變轉(zhuǎn)速技術(shù)可提高該型機的續(xù)航能力。徐明等[6]在南京航空航天大學(xué)的低速開口風(fēng)洞中對利用常規(guī)旋翼模型研究了旋翼的氣動性能與旋翼轉(zhuǎn)速的關(guān)系，通過改變旋翼轉(zhuǎn)速提高了32%的懸停效率。孫宇[7]在風(fēng)洞中開展了剛性變轉(zhuǎn)速旋翼的載荷試驗，初步研究了旋翼動載荷與旋翼轉(zhuǎn)速的關(guān)系。

與常規(guī)旋翼相比，變轉(zhuǎn)速旋翼多采用揮舞剛硬的剛性旋翼以提高降轉(zhuǎn)速后的操縱性[8]，剛性旋翼通常有變厚度翼型布置、非線性弦長與扭轉(zhuǎn)分布等先進氣動特征，要模擬變轉(zhuǎn)速對復(fù)雜外形旋翼的性能的影響，葉素法[4-5]的精度略顯不足，有必要使用更精確的旋翼計算流體力學(xué)方法。為系統(tǒng)性地研究變轉(zhuǎn)速旋翼的氣動和動力學(xué)特性，研制了具有先進氣動外形的變轉(zhuǎn)速剛性旋翼模型用于旋翼試驗研究。利用旋翼計算流體力學(xué)分析方法進行變轉(zhuǎn)速旋翼氣動性能理論分析，并開展變轉(zhuǎn)速旋翼模型試驗，利用試驗結(jié)果驗證理論分析模型的精度，基于試驗數(shù)據(jù)研究轉(zhuǎn)速變化對旋翼懸停性能的影響。

1 分析模型

1.1 計算網(wǎng)格生成

旋翼是直升機的主要升力面和操縱面，旋翼工作時存在周期操縱、周期揮舞等復(fù)雜運動，采用單塊網(wǎng)格難以對旋翼進行計算模擬，因此采用嵌套網(wǎng)格的方法以實現(xiàn)槳葉的旋轉(zhuǎn)、揮舞、變距等復(fù)雜的運動。網(wǎng)格系統(tǒng)由背景網(wǎng)格和槳葉網(wǎng)格組成，背景網(wǎng)格采用O-H型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，槳葉網(wǎng)格采用加密貼體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。在二維翼型網(wǎng)格的基礎(chǔ)上，通過插值、翻折、扭轉(zhuǎn)、縮放等方式，生成C-O構(gòu)型的三維槳葉網(wǎng)格[9]，從而準(zhǔn)確模擬先進外形槳葉的氣動特征。圖1為槳葉網(wǎng)格，圖2為嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)，槳葉網(wǎng)格數(shù)目為259×40×100(周向×法向×徑向)，槳根槳尖各翻折5次，背景網(wǎng)格數(shù)目為43×100×90(周向×法向×徑向)。

圖1 模型旋翼槳葉網(wǎng)格Fig.1 Blade grids of model rotor

圖2 懸停旋翼嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)Fig.2 Embedded grids system of hovering rotor

采用嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)求解旋翼氣動特性的過程中，需要確定各計算時刻的洞邊界和貢獻單元。采用高效的擾動衍射法確定洞邊界，采用Inverse map法[10]快速尋找貢獻單元，在背景網(wǎng)格與槳葉網(wǎng)格間通過插值的方法實現(xiàn)嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)的數(shù)據(jù)傳遞。

1.2 非定常流場求解

對于旋翼流場，以積分形式的RANS(Reynolds averaged Navier-Stokes)方程作為非定常流場求解的控制為[11]

(1)

式(1)中：W為守恒變量;Fc為對流通量；Fv為黏性通量；V和S分別為控制體的體積和面積；t為時間。

采用有限體積法對式(1)進行空間離散，無黏通量采用Roe格式，為考慮槳葉表面黏性對旋翼氣動性能計算的影響，采用Spalart-Allmaras湍流模型[10]，該模型在保證分離流動的基礎(chǔ)上，具有較高準(zhǔn)確性。對于槳葉均勻分布的旋翼，懸停旋翼流場具有周期性，采用周期性邊界條件模擬其他槳葉的影響，實現(xiàn)對計算資源的節(jié)約。采用隱式LU-SGS法[10]實現(xiàn)時間離散和時間推進，保證了較高計算效率。

1.3 氣動載荷系數(shù)

使用旋翼轉(zhuǎn)速Ω、旋翼半徑R、空氣密度ρ作為參考量對懸停狀態(tài)的氣動載荷進行無量化，可表示為

(2)

(3)

式中：CT為旋翼拉力系數(shù)；T為旋翼拉力；CP為旋翼功率系數(shù)；P為旋翼功率。

以懸停效率(figure of merit，F(xiàn)M)作為衡量旋翼的懸停效能的指標(biāo)，表征理想旋翼不可避免的誘導(dǎo)功率Pi與旋翼功率P的比值，其計算公式為

(4)

2 變轉(zhuǎn)速旋翼試驗研究

2.1 旋翼試驗?zāi)Ｐ徒榻B

以圖3所示的4片槳葉剛性旋翼為研究對象，在中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所8 m×6 m風(fēng)洞試驗室懸停試驗大廳開展變轉(zhuǎn)速旋翼的懸停性能研究。剛性旋翼的槳轂為無鉸式，使用拉扭條傳遞離心力，使用滾針軸承傳遞揮舞與擺振彎矩，并實現(xiàn)變距運動。旋翼使用模壓復(fù)合材料槳葉，主承力大梁為玻璃纖維單向帶，內(nèi)部采用PMI泡沫進行填充，蒙皮使用碳纖維和玻璃纖維預(yù)浸布混合鋪設(shè)。縮比模型旋翼的總體參數(shù)如表1所示。

圖3 剛性旋翼縮比模型Fig.3 Scaled model of rigid rotor

表1 旋翼總體參數(shù)

模型旋翼共采用4種自研的旋翼翼型，從槳根到槳尖的翼型相對厚度由21%～9%過渡。槳葉整體根梢比為2∶1，尖部采用拋物線后掠形狀。旋翼模型采用優(yōu)化的非線性氣動扭轉(zhuǎn)分布以降低旋翼典型運行狀態(tài)的需用功率，旋翼的氣動扭轉(zhuǎn)分布如圖4所示。

圖4 非線性氣動扭轉(zhuǎn)分布Fig.4 Nonlinear distribution of aerodynamic twist

旋翼懸停試驗時，旋翼距離地板大于2.4R，距離實驗室頂部距離大于3R，旋翼上下方皆有足夠的距離，可以忽略地面效應(yīng)的影響。為研究轉(zhuǎn)速變化對旋翼性能的影響，開展轉(zhuǎn)速覆蓋50%Ω～100%Ω，總距覆蓋0°～12°的懸停試驗，并對不同轉(zhuǎn)速的空槳轂進行了載荷測試用于試驗結(jié)果修正。

2.2 試驗結(jié)果的重復(fù)性

針對100%轉(zhuǎn)速，0°～8.5°總距，在不同時間段開展3次重復(fù)性試驗，重復(fù)性試驗結(jié)果如圖5所示?？梢姡砟Ｐ蛻彝Ｖ貜?fù)性試驗精度很高，3次試驗的總距與拉力系數(shù)對應(yīng)關(guān)系吻合度非常好，拉力系數(shù)對應(yīng)的懸停效率的重復(fù)精度也很高(圖6)，符合試驗要求，證明了試驗數(shù)據(jù)的可重復(fù)性和有效性。

圖5 總距-拉力系數(shù)重復(fù)性驗證Fig.5 Repeatable verification of collective pitch-CT

2.3 空槳轂氣動載荷修正

旋翼性能分析模型僅考慮槳葉的氣動外形，未考慮槳轂、自動傾斜器等結(jié)構(gòu)復(fù)雜外形的影響，并且在制作旋翼縮比模型時槳轂外形難以根據(jù)全尺寸旋翼的槳轂按比例縮放，縮比模型旋翼的槳轂消耗的功率在旋翼總功率中的占比通常比全尺寸旋翼大。因此在評估旋翼的氣動性能以及對分析模型計算結(jié)果進行校驗時，需要對氣動數(shù)據(jù)進行槳轂氣動載荷修正。試驗測試空槳轂在不同轉(zhuǎn)速下的氣動載荷(圖7)，從各狀態(tài)直接測試的氣動載荷中扣除對應(yīng)轉(zhuǎn)速的空槳轂載荷，作為修正后的旋翼氣動載荷試驗結(jié)果用于分析和評估。

圖6 拉力系數(shù)-懸停效率重復(fù)性驗證Fig.6 Repeatable verification of CT-FM

圖7 單獨槳轂氣動載荷Fig.7 Aerodynamic force of rotor hub

3 變轉(zhuǎn)速旋翼懸停性能研究

3.1 分析模型準(zhǔn)確性驗證

利用建立的旋翼懸停性能分析模型計算變轉(zhuǎn)速旋翼不同拉力系數(shù)情況下的懸停效率，圖8利用試驗實測數(shù)據(jù)對60%Ω、80%Ω和100%Ω旋翼轉(zhuǎn)速的懸停效率計算結(jié)果進行了驗證。總體上，不同旋翼轉(zhuǎn)速計算結(jié)果和試驗結(jié)果吻合得都較好，證實了懸停性能分析模型的準(zhǔn)確性。同時，旋翼轉(zhuǎn)速100%Ω時的計算結(jié)果和試驗結(jié)果的懸停效率拐點基本對應(yīng)，都出現(xiàn)在0.006拉力系數(shù)附近，說明分析模型能夠準(zhǔn)確預(yù)估懸停效率極值點對應(yīng)的旋翼拉力系數(shù)。對比可知，在轉(zhuǎn)速60%Ω時，分析模型預(yù)測的旋翼性能偏保守，懸停效率低于試驗值。轉(zhuǎn)速較高時，分析模型預(yù)測的旋翼效率偏樂觀，在轉(zhuǎn)速100%Ω時，計算的懸停效率高于試驗值。

對不同旋翼轉(zhuǎn)速的懸停效率計算誤差定量分析如表2所示，在轉(zhuǎn)速為80%Ω時計算精度最高，在0.003～0.007的拉力系數(shù)范圍內(nèi)的最大相對誤差僅-1.06%，在轉(zhuǎn)速為100%Ω時精度最低，最大相對誤差為6.84%。

3.2 變轉(zhuǎn)速氣動載荷分析

圖9 不同總距懸停狀態(tài)槳葉上表面壓強系數(shù)分布Fig.9 Pressure coefficient distribution of hovering rotor at upper blade surface of various collective pitch angles

圖10 垂向力系數(shù)與變轉(zhuǎn)速旋翼總距關(guān)系Fig.10 Relation between vertical force coefficient and collective pitch of variable speed rotor

3.3 變轉(zhuǎn)速旋翼性能試驗

圖11與圖12為無量綱形式的變轉(zhuǎn)速旋翼性能對比，從不同轉(zhuǎn)速的懸停狀態(tài)試驗數(shù)據(jù)結(jié)果可以看出：①不同旋翼轉(zhuǎn)速的拉力系數(shù)隨總距的變化曲線規(guī)律類似，旋翼轉(zhuǎn)速越高，相同總距對應(yīng)的拉力系數(shù)越大；②對于轉(zhuǎn)速較低的狀態(tài)，懸停效率拐點對應(yīng)的拉力系數(shù)更大，對于80%轉(zhuǎn)速，懸停效率拐點FM=0.791對應(yīng)的拉力系數(shù)約為0.007 5，此時總距約為10°，而對于50%轉(zhuǎn)速，一直到本試驗的最大總距12°，也未到達懸停效率拐點；③對于轉(zhuǎn)速較高的狀態(tài)，懸停效率拐點對應(yīng)的拉力系數(shù)較低，對于100%轉(zhuǎn)速的情況，懸停效率拐點FM=0.723對應(yīng)的拉力系數(shù)約為0.006，總距約為8°。

圖11 拉力系數(shù)與變轉(zhuǎn)速旋翼總距關(guān)系Fig.11 Relation between lift coefficient and collective pitch of variable speed rotor

圖12 懸停效率與變轉(zhuǎn)速旋翼拉力系數(shù)關(guān)系Fig.12 Relation between FM and lift coefficient of variable speed rotor

由圖13、圖14可知，對于相同的拉力情況，旋翼的需用功率隨轉(zhuǎn)速的變化比較明顯，在不失速的情況下，旋翼轉(zhuǎn)速越低，需用功率越小，對應(yīng)的懸停效率也越高。但是需要說明的是，轉(zhuǎn)速降低后，產(chǎn)生相同拉力需要的旋翼總距越大，旋翼的最大拉力降低，因此，對于大拉力的狀態(tài)，不適合使用過低轉(zhuǎn)速工作。拉力3 000 N時，通過降轉(zhuǎn)速可降低6.2 kW(13.6%)需用功率。

轉(zhuǎn)速改變可在額定轉(zhuǎn)速的基礎(chǔ)上對需用功率產(chǎn)生一定程度的降低，不同旋翼拉力的功率降低幅度如表3所示，拉力越大，通過變轉(zhuǎn)速可降低的功率絕對量和相對量都越小，在拉力為3 000 N時，可節(jié)約13.6%的需用功率，拉力為1 500 N時，最大可節(jié)約40.7%的需用功率。通過降轉(zhuǎn)速以節(jié)約功率時，應(yīng)保證降轉(zhuǎn)速后旋翼具有一定的拉力儲備。為了試驗安全，限制模型旋翼試驗時的最大總距為12°，因此圖14中部分轉(zhuǎn)速的懸停效率拐點并不明顯。

圖13 功率與變轉(zhuǎn)速旋翼拉力關(guān)系Fig.13 Relation between power required and lift force of variable speed rotor

圖14 懸停效率與變轉(zhuǎn)速旋翼拉力關(guān)系Fig.14 Relation between FM and lift force of variable speed rotor

表3 變轉(zhuǎn)速對需用功率的節(jié)約

4 結(jié)論

(1)為旋翼懸停氣動性能計算建立的計算流體力學(xué)分析模型精度較高，額定轉(zhuǎn)速時懸停效率最大相對誤差為6.84%，轉(zhuǎn)速80%Ω時最大相對誤差僅1.06%。

(2)懸停性能試驗結(jié)果具有很好的重復(fù)性，說明試驗數(shù)據(jù)是有效且可信的。

(3)數(shù)值計算和模型試驗結(jié)果都表明了相同總距時，轉(zhuǎn)速越高，旋翼拉力系數(shù)越大。

(4)額定轉(zhuǎn)速時旋翼懸停效率為0.723，此時拉力系數(shù)為0.006，旋翼轉(zhuǎn)速較低時，懸停效率拐點對應(yīng)的拉力系數(shù)更大。

(5)改變旋翼轉(zhuǎn)速對降低旋翼需用功率是有效的，并且拉力越小時變轉(zhuǎn)速對降功率的效果越明顯，對于較大的拉力情況，需要使用較高轉(zhuǎn)速工作以保證旋翼不失速；對于較小的拉力情況，可以使用更低的轉(zhuǎn)速工作以降低功耗。