朱文慶，仲唯貴，張 威,2

（1.中國直升機設(shè)計研究所，景德鎮(zhèn) 333000；2.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，南京 210016）

傾轉(zhuǎn)旋翼機綜合了常規(guī)直升機和固定翼飛機的優(yōu)點，既具有出色的垂直起降能力和懸停能力，又具有較大的巡航速度，是一種非常有潛力的構(gòu)型，受到世界各國的重視。傾轉(zhuǎn)旋翼機獨特的構(gòu)型決定了其具有復(fù)雜的氣動干擾現(xiàn)象，如旋翼/機翼干擾，旋翼/平尾干擾等，影響傾轉(zhuǎn)旋翼機的效率和飛行安全［1］。

傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動干擾問題已得到國內(nèi)外的廣泛關(guān)注和研究。如Felker 等［2?3］通過實驗研究了傾轉(zhuǎn)旋翼機旋翼和機翼之間的氣動干擾。Matos 等［4］通過實驗提出偏轉(zhuǎn)襟翼來降低機翼的下洗載荷。徐凱［5］和劉全［6］利用動量源CFD 方法進行了傾轉(zhuǎn)旋翼機懸停和前飛的流場計算。李亞波［7］和王琦等［8］基于嵌套網(wǎng)格技術(shù)對懸停狀態(tài)下旋翼/機翼干擾問題進行了模擬；成寶峰［9］則對過渡狀態(tài)下旋翼/機翼/機身干擾流場進行了數(shù)值模擬。李鵬等［10?11］提出了更為高效的混合CFD 方法計算懸停狀態(tài)和過渡狀態(tài)氣動力。但是，這些研究大多側(cè)重于旋翼在機翼和機身上形成的載荷和旋翼本身的拉力變化，對傾轉(zhuǎn)旋翼機中的尾跡渦系及對平尾的影響關(guān)注的較少。劉正江等［12］設(shè)計了傾轉(zhuǎn)旋翼機的旋翼、機身及尾面組合模型風(fēng)洞實驗，使用了測力測壓和PIV 測試方法，但未能給出詳細的分析結(jié)果。Jung 等［13］使用CFD 方法計算了旋翼和尾翼之間的干擾，但只關(guān)注了側(cè)風(fēng)影響下的偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩變化。

事實上，當傾轉(zhuǎn)旋翼機發(fā)生氣動干擾時，機翼大部分位于旋翼的尾跡里，旋翼的下洗流直接作用在機翼上產(chǎn)生下洗載荷，而平尾則位于旋翼尾跡的邊緣，產(chǎn)生更復(fù)雜的氣動干擾。Marr等［14?15］在XV?15 風(fēng)洞實驗研究中發(fā)現(xiàn)了小速度飛行下噴泉效應(yīng)會在平尾的上方形成對轉(zhuǎn)的流向渦對。Li 等［16］使用非定常CFD 方法計算了傾轉(zhuǎn)旋翼機過渡狀態(tài)時的氣動干擾，計算中發(fā)現(xiàn)旋翼尾跡側(cè)緣渦從平尾外端通過，側(cè)緣渦使平尾產(chǎn)生了低頭力矩。Marr 等和Li 等研究中的前飛速度不同，旋翼/尾翼的干擾機理也不同［14?16］。目前，作者沒有發(fā)現(xiàn)相關(guān)文章對此類現(xiàn)象做詳細討論，而提高該方面的認識對傾轉(zhuǎn)旋翼機的氣動布局設(shè)計至關(guān)重要。

本文采用基于嵌套網(wǎng)格的CFD 方法對傾轉(zhuǎn)旋翼機簡化模型進行數(shù)值模擬，研究直升機狀態(tài)下懸停、前飛和過渡狀態(tài)下的尾跡渦，探索尾跡渦變化對平尾的影響規(guī)律。

1 計算模型和數(shù)值方法

1.1 計算模型

本文采用的傾轉(zhuǎn)旋翼機簡化模型如圖1（a）所示，包含了旋翼槳葉、機翼、平尾、垂尾和短艙。該模型中存在旋翼尾跡與機翼、平尾之間的氣動干擾機理，同時又不包含機身等其他部件對平尾的干擾。計算模型中旋翼半徑為R，槳轂中心距機翼1/4 弦線0.4R，距平尾翼梢前緣流向距離為1.5R，展向距離為R，垂向距離0.4R。旋翼槳葉采用OA3/OA4 系列翼型，機翼采用GOE 系列翼型，平尾翼型為NACA4412，垂尾翼型為NACA0012。為更好地還原傾轉(zhuǎn)旋翼機的流動特點，機翼的襟翼向下偏轉(zhuǎn)30o。

本文重點關(guān)注旋翼與平尾的氣動干擾，需要精細計算旋翼的尾跡結(jié)構(gòu)，因此采用非定常計算方法，槳葉采用貼體網(wǎng)格，網(wǎng)格隨槳葉旋轉(zhuǎn)做剛體運動，槳葉網(wǎng)格和背景網(wǎng)格之間采用嵌套策略，如圖1（b）所示。單片槳葉網(wǎng)格單元數(shù)101 萬個，背景網(wǎng)格單元數(shù)328 萬個。

圖1 計算模型和計算網(wǎng)格Fig.1 Calculation model and grid

1.2 數(shù)值方法

本文求解任意拉格朗日?歐拉形式的非定常RANS 方程。流場中存在大面積的不可壓縮流動區(qū)域，為改善計算穩(wěn)定性和計算精度，使用帶預(yù)處理的控制方程，其形式如下

式中：ρ，p，T，H分別為流場中密度、壓強、溫度和總晗；u，v，w為速度分量；Ur為指定的參考速度；cp為定壓比熱容。

在湍流模擬方法上，采用SA 湍流模型模化湍流黏性；在空間離散上，無黏通量采用基于有限差分的二階Roe 格式，黏性通量采用二階中心格式；時間離散采用含有牛頓子迭代的LU?SGS 方法，具有二階精度。

1.3 驗證算例

為了表明本文計算方法的計算能力，采用有實驗結(jié)果的Georgia Tech（GT）旋翼?機身干擾模型［17］作為驗證算例。GT 旋翼共有2 片槳葉，翼型為NACA0015，旋翼半徑R= 0.45 m，槳葉展弦比5.3，槳尖速度為100 m/s。機身采用帶球形鈍頭的圓柱代替，圓柱半徑r/R= 0.149。取槳葉1/4 弦線與旋轉(zhuǎn)軸的交點為槳轂中心，則槳轂中心距機身最前緣的流向距離Δx=R，距機身軸線垂向距離ΔH= 0.3R。

為模擬前飛狀態(tài)，旋翼軸前傾6°。計算狀態(tài)為旋翼總距10°，前進比μ= 0.1，旋轉(zhuǎn)中無周期變距，揮舞運動為β= -1.94°cos（ψ）- 2.02°sin（ψ），ψ為旋翼槳葉相位角，流向方向?qū)?yīng)0°相位。計算網(wǎng)格如圖2（a）所示，網(wǎng)格生成方式和密度分布與傾轉(zhuǎn)旋翼機模型相似。圖2（b）給出了以Q=10（U∞/R）2表示的流場圖，表明該計算方法能夠捕捉到槳尖渦，側(cè)緣渦等旋翼尾跡結(jié)構(gòu)，足以預(yù)測旋翼/機身的氣動干擾。

圖2 GT 旋翼-機身干擾模型網(wǎng)格和流場圖Fig.2 Grid and flow field diagram of GT rotor?fuselage in?terference model

圖3 給出了機身表面中垂面上的壓力分布系數(shù)Cp計算值和實驗值［17］的對比。圖3（a）給出了槳葉處于0°相位角時瞬時壓力分布系數(shù)，圖3（b）給出了該截面上的平均壓力分布系數(shù)，兩者均與實驗符合良好，說明本文采用的計算方法和計算網(wǎng)格可靠。

圖3 機身表面截面(中垂面)壓力分布系數(shù)計算值與實驗值[17]對比Fig.3 Comparison between calculated values and experi?mental values[17]of pressure distribution coefficient of fuselage surface section (middle vertical surface)

2 計算結(jié)果和分析

本文首先保持傾轉(zhuǎn)機構(gòu)傾角90°（直升機模式），從0 m/s 逐步增大飛行速度，研究直升機模式下的尾跡渦和對平尾的影響規(guī)律，此過程中通過調(diào)節(jié)總距，保持旋翼拉力系數(shù)不變；然后逐步減小傾轉(zhuǎn)機構(gòu)傾角至0°，研究過渡狀態(tài)下的尾跡渦變化和對平尾的影響。

2.1 直升機狀態(tài)

圖4 給出了不同前飛速度下旋翼尾跡渦的變化，圖中渦由Q= 20（U∞/R）2等值面表示，云圖代表垂向截面（z= 0）上平均垂向速度分量W的分布。圖5 則給出了不同前飛速度下，機翼、平尾和對稱面上的流線，云圖表示平均壓強p的分布。

圖4 旋翼尾跡隨飛行速度的變化（Q 等值面圖，以W 染色）Fig.4 Variation of rotor wake with flight speed (Q isosur?face map, stained with W)

懸停狀態(tài)時（圖4（a）、圖5（a）），旋翼下洗流在機翼上表面引起展向流動，在機翼對稱面處交匯，形成上洗流動，即噴泉效應(yīng)。從表面流線圖中可以看出，噴泉效應(yīng)導(dǎo)致機翼根部形成了一個分離區(qū)。當U∞增大到4 m/s 時（圖4（b）、圖5（b）），機翼上表面的展向流具有前行分量的部分與自由來流相互作用而分離，擴大了機翼根部的分離渦，其余部分則仍在對稱面附近形成噴泉效應(yīng)。這兩種飛行狀態(tài)下，旋翼尾跡和噴泉效應(yīng)均對平尾附近流場無明顯影響。

圖5 機翼、平尾和對稱面上的表面流線Fig.5 Surface streamline on wing, flat tail and symmetry plane

前飛速度繼續(xù)增大至8 m/s，由機翼展向流和自由來流交匯形成的分離區(qū)擴大，并在分離區(qū)的邊緣形成分離渦，從機翼前緣斜向延伸至襟翼處，如圖5（c）所示。該分離渦在機翼尾緣處變?yōu)榱飨驕u，在對稱面處誘導(dǎo)出大范圍的上洗流動，在靠近旋翼一側(cè)誘導(dǎo)出下洗流動，如圖4（c）所示。此現(xiàn)象仍為噴泉效應(yīng)，可理解為機翼展向流動在自由來流的輸運下，于機翼下游交匯，故本文將此流向渦稱做噴泉渦。噴泉渦通過平尾中段，在平尾根部誘導(dǎo)出上洗流動，在平尾翼梢誘導(dǎo)出下洗流動，但平尾表面無大范圍分離（圖5（c））。當前飛速度增大至12 m/s 時（圖4（d）、圖5（d）），機翼上的分離區(qū)進一步增大，噴泉渦向旋翼靠近，平尾上受上洗流動影響的區(qū)域擴大，開始出現(xiàn)分離現(xiàn)象。

當飛行速度U∞增大至16 m/s 時，由于旋翼尾跡與機翼干擾減弱，形成的展向流動能量不足，與自由來流交匯形成的分離區(qū)和相應(yīng)的噴泉渦消失，如圖5（e）所示。但旋翼尾跡側(cè)緣渦抬升至平尾附近，從平尾外側(cè)通過，在平尾上形成大面積的上洗流動（圖4（e）），其上表面流動全部分離（圖5（e））。U∞=20 m/s 時的流動特征與U∞=16 m/s 時相似，如圖4（f）、圖5（f）所示。

為比較噴泉渦和側(cè)緣渦，圖6 給出了前飛速度為8 m/s和16 m/s時的空間流線圖和流向截面（x/R=1.5）的二維流線圖，清楚地展示了噴泉渦或者側(cè)緣渦誘導(dǎo)的流動和其空間位置變化。U∞=8 m/s 時，噴泉渦占主導(dǎo)，該渦產(chǎn)生于機翼上表面，從平尾中部的上方流過。Marr 等［14?15］在XV?15 的風(fēng)洞實驗中發(fā)現(xiàn)了類似的現(xiàn)象。U∞=16 m/s 時，旋翼尾跡側(cè)緣渦占主導(dǎo)，該渦從平尾外側(cè)通過，對應(yīng)于Li 等［16］研究中的旋翼/平尾干擾。

圖6 不同來流下的流線圖（流線顏色表征速度分量W，截面云圖為平均壓強p）Fig.6 Streamline diagram under different incoming flows(Streamline color represents velocity component W,and cross?sectional cloud diagram shows average pressure p)

圖7 給出了不同前飛速度下噴泉渦或側(cè)緣渦渦核隨流向的演化。y/R為機翼展向方向，z/R為垂直方向。U∞=8 m/s 和12 m/s 時，平尾主要受噴泉渦影響，噴泉渦從機翼表面卷起，向下游運動，受噴泉效應(yīng)影響，其渦核沿流向運動的同時向上方移動。U∞=12 m/s 與8 m/s 相比，噴泉渦在展向更靠近旋翼，且噴泉渦向上輸運的斜率變小。U∞≥16 m/s 時，噴泉渦消失，流場中旋翼尾跡的側(cè)緣渦占主導(dǎo)。側(cè)緣渦從槳盤邊緣開始脫出，向斜下方輸運。在展向方向，旋翼側(cè)緣渦的渦核始終在平尾外側(cè)，在20 m/s 時位置最靠外；在垂向方向，前飛速度越大，旋翼側(cè)緣渦位置越高。

圖7 槳轂中心與對稱面之間的流向渦渦核位置演化Fig.7 Evolution of flow direction vortex core position be?tween hub center and symmetry plane

圖8 給出了機翼升力和平尾引起的俯仰力矩隨前飛速度U∞的變化情況，作為對比，圖中還給出了無旋翼時的情況。結(jié)果中，以傾轉(zhuǎn)機構(gòu)的轉(zhuǎn)動軸為俯仰力矩參考軸，抬頭為正，即平尾負升力提供正的俯仰力矩。為便于不同前飛速度下的比較，氣動力以旋翼槳尖速度為參考速度，槳盤面積為參考面積，旋翼半徑為參考長度進行無量綱化。

圖8 機翼升力系數(shù)和平尾引起的俯仰力矩系數(shù)隨前飛速度的變化Fig.8 Variation of pitch moment caused by wing lift and flat tail with forward flight speed

首先觀察機翼升力，在0 m/s 時，旋翼尾跡垂直向下，其下洗流造成了機翼的負升力。隨著速度的增大，旋翼尾跡向下游移動，其與機翼的干擾逐步減弱，表現(xiàn)為機翼產(chǎn)生的負升力減小，在16 m/s ≤U∞≤30 m/s 時旋翼尾跡甚至增加了機翼的升力。

而旋翼和平尾的干擾則顯得更為復(fù)雜，U∞≤8 m/s 時，有旋翼和無旋翼情況下的平尾俯仰力矩相同，都表現(xiàn)為抬頭力矩。與圖4、圖5相對應(yīng)，U∞=0，4 m/s 時旋翼尾跡渦對平尾無影響；U∞=8 m/s時，噴泉渦通過平尾中段，在翼根引起上洗流，在翼尖引起下洗流，兩者相互抵消，故有旋翼和無旋翼情況，平尾的俯仰力矩相近。速度增大至12 m/s時，噴泉渦或旋翼尾跡側(cè)緣渦在平尾附近產(chǎn)生大面積的上洗流動，使其呈現(xiàn)低頭力矩，且前飛速度越大，低頭力矩越大，直至20 m/s。U∞≥30 m/s 時平尾的低頭力矩開始減小，這時側(cè)緣渦開始遠離平尾。

2.2 過渡狀態(tài)

圖9 給出了短艙傾角為60°，30°和0°時旋翼尾跡和機身表面流線的對比，此時前飛速度為20 m/s。隨著短艙傾角的減小，旋翼尾跡側(cè)緣渦逐步減弱，對平尾的影響減??；短艙傾角為60°時，平尾上表面已無短艙傾角90°時（圖5（f））出現(xiàn)的大范圍分離現(xiàn)象，但仍能觀察到旋翼尾跡側(cè)緣渦的影響，繼續(xù)減小短艙傾角，平尾上表面的流動接近均勻流動。

圖9 旋翼傾角變化時旋翼尾跡、機翼和平尾上的流線Fig.9 Streamlines of rotor wake, wing and flat tail at differ?ent rotor tilt angles

圖10 給出了機翼升力和平尾引起的俯仰力矩隨傾轉(zhuǎn)角度的變化。從直升機模式到固定翼模式的轉(zhuǎn)換中，機翼升力逐漸提高，平尾引起的低頭力矩降低，固定翼模式時轉(zhuǎn)變?yōu)樘ь^力矩，與無旋翼時的值接近。

圖10 機翼升力系數(shù)和平尾引起的俯仰力矩系數(shù)隨傾轉(zhuǎn)角度的變化Fig.10 Variation of wing lift coefficient and pitching moment coefficient of flat tail with tilt angle

3 結(jié)論

本文采用CFD方法研究了傾轉(zhuǎn)旋翼機尾跡的渦系演化及其對平尾的影響，包括了直升機狀態(tài)和過渡狀態(tài)，總結(jié)了其影響規(guī)律，探索了相應(yīng)的流動機理。

首先，采用具有實驗數(shù)據(jù)GT 旋翼?機身干擾模型對所使用的計算方法進行驗證，計算得到的機身表面壓力分布與實驗符合良好，說明本文采用的計算方法和計算網(wǎng)格是可靠的。

然后，研究了傾轉(zhuǎn)旋翼機直升機狀態(tài)下的尾跡渦和其對平尾的干擾。懸停和小速度前飛時（U∞≤4 m/s），尾跡渦主要表現(xiàn)為旋翼槳尖渦，對平尾無影響；8 m/s ≤U∞≤12 m/s 時，旋翼尾跡在機翼上表面引起的展現(xiàn)流動，與自由來流交匯引起噴泉渦，噴泉渦流經(jīng)平尾上方，使平尾產(chǎn)生低頭力矩；U∞≥16 m/s 時，噴泉渦消失，旋翼尾跡側(cè)緣渦主導(dǎo)平尾附近流動，使平尾處于上洗流區(qū)域，同樣產(chǎn)生低頭力矩。U∞≥30 m/s 時，旋翼尾跡側(cè)緣渦開始遠離平尾，其產(chǎn)生的低頭力矩開始減小。

最后，研究了傾轉(zhuǎn)旋翼機過渡狀態(tài)下的尾跡和其對平尾的影響。隨著傾轉(zhuǎn)角度的減小，旋翼尾跡側(cè)緣渦逐漸減弱。相應(yīng)的，平尾引起的低頭力矩逐步減小，傾轉(zhuǎn)角度為0時，旋翼尾跡對平尾俯仰力矩?zé)o影響。