孫朋朋,劉 婷,劉平安,曾 偉

(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)直升機(jī)受旋翼前行槳葉壓縮性和后行槳葉失速等限制,最大平飛速度只能達(dá)300 km/h左右。速度低、航程短等問(wèn)題嚴(yán)重制約了直升機(jī)在軍、民用領(lǐng)域的進(jìn)一步廣泛使用[1]。而目前以美國(guó)西科斯基公司X-2 TD(技術(shù)驗(yàn)證機(jī))[2-3]和S-97[4]為代表的共軸剛性旋翼高速直升機(jī),采用基于“前行槳葉概念”[5]的共軸雙旋翼構(gòu)型,打破了常規(guī)直升機(jī)旋翼的工作原理,是一種極具發(fā)展?jié)摿Φ母咚僦鄙龣C(jī)構(gòu)型。

直升機(jī)旋翼與機(jī)身間會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重的氣動(dòng)干擾現(xiàn)象,這使得它們的氣動(dòng)特性和噪聲特性發(fā)生顯著變化。而共軸高速直升機(jī)為了減小全機(jī)阻力,旋翼/機(jī)身間距往往更小,旋翼/機(jī)身氣動(dòng)干擾愈加強(qiáng)烈[6]。因此,分析研究共軸高速直升機(jī)旋翼、機(jī)身間的氣動(dòng)干擾規(guī)律,對(duì)共軸高速直升機(jī)設(shè)計(jì)具有重要意義。

國(guó)內(nèi)外圍繞共軸高速直升機(jī)氣動(dòng)干擾的研究,多集中于大前進(jìn)比下的雙旋翼氣動(dòng)特性和上、下旋翼間的氣動(dòng)干擾[7-13],對(duì)雙旋翼/機(jī)身的氣動(dòng)干擾研究開(kāi)展較少。Kim和Kenyon[14-15]等應(yīng)用“布朗渦量輸運(yùn)”模型模擬分析了共軸無(wú)鉸式直升機(jī)各部件間的氣動(dòng)干擾效應(yīng),通過(guò)將整機(jī)周?chē)h(huán)境氣動(dòng)特性與不同直升機(jī)部件(雙旋翼、槳轂、機(jī)身、機(jī)翼、尾翼、尾推等)組合體的氣動(dòng)特性進(jìn)行對(duì)比分析,得出直升機(jī)不同部件對(duì)周?chē)鲌?chǎng)的干擾效應(yīng)。Brown[16]等則針對(duì)共軸旋翼渦流場(chǎng)的特征建立了基于粘性渦輸運(yùn)模型的氣動(dòng)分析方法,從共軸剛性旋翼氣動(dòng)、噪聲特性,雙旋翼以及與尾螺旋槳間的干擾機(jī)理,旋翼/機(jī)身干擾等方面開(kāi)展了深入的研究。

在國(guó)內(nèi),李文浩[17]、張銀[18]等采用基于動(dòng)量源模型的CFD方法對(duì)共軸高速直升機(jī)共軸雙旋翼/機(jī)身干擾流場(chǎng)進(jìn)行了研究,并開(kāi)展了參數(shù)影響分析,得出了一些有意義的結(jié)論。胡健平[19]等基于運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法與混合網(wǎng)格建立了懸停時(shí)共軸剛性雙旋翼與機(jī)身模擬方法,研究了上、下旋翼間距以及上、下旋翼與機(jī)身上頂端間距對(duì)流場(chǎng)的影響?？梢钥闯?國(guó)內(nèi)外對(duì)共軸高速直升機(jī)雙旋翼/機(jī)身間的精細(xì)氣動(dòng)干擾特性分析仍相對(duì)較少,且所建立分析方法的有效性尚需進(jìn)一步驗(yàn)證。

鑒于此,本文建立了用于共軸旋翼與機(jī)身干擾的基于RANS方程和運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格技術(shù)的高精度CFD分析方法,并采用試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證了方法的有效性。采用建立的方法開(kāi)展了共軸剛性旋翼/機(jī)身氣動(dòng)干擾特性分析,獲得懸停狀態(tài)下雙旋翼/機(jī)身間的氣動(dòng)干擾規(guī)律,為高速直升機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)。

1 計(jì)算方法

本文計(jì)算方法采用慣性坐標(biāo)系下的三維非定常雷諾平均N-S(RANS)方程進(jìn)行求解,其表達(dá)式如下

(1)

其中,

(2)

控制方程求解中,無(wú)粘通量求解采用MUSCL+Roe二階逆風(fēng)格式,粘性通量求解采用中心差分格式。為模擬上、下旋翼以及旋翼/機(jī)身之間的非定常效應(yīng),本文采用了雙時(shí)間法進(jìn)行時(shí)間推進(jìn),并且每個(gè)物理時(shí)間上引入偽時(shí)間步,采用隱式LU-SGS方法進(jìn)行時(shí)間推進(jìn)。

2 計(jì)算模型及網(wǎng)格

在網(wǎng)劃分方面,槳葉網(wǎng)格采用了貼體的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。為更好地計(jì)算附面層的粘性力,設(shè)置物面到第一層網(wǎng)格的間距為1.0×10-5c,其中c為翼型弦長(zhǎng)。每片槳葉網(wǎng)格量為102萬(wàn)。為更好地模擬機(jī)身的復(fù)雜氣動(dòng)外形,機(jī)身附近網(wǎng)格采用了非機(jī)構(gòu)網(wǎng)格,網(wǎng)格量為549萬(wàn)。背景網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,網(wǎng)格量327萬(wàn)。生成的槳葉附近網(wǎng)格如圖1所示,旋翼/機(jī)身局部網(wǎng)格圖如圖2所示。

圖1 槳葉附近網(wǎng)格

圖2 旋翼/機(jī)身局部網(wǎng)格圖

在機(jī)身對(duì)稱(chēng)面上表面,0°和180°方位各設(shè)置了7個(gè)表面壓力觀測(cè)點(diǎn),觀測(cè)點(diǎn)距旋翼軸的X向距離范圍為0.2R～0.8R,觀測(cè)點(diǎn)間隔0.1R,其中R為旋翼半徑。

3 計(jì)算驗(yàn)證

采用建立的計(jì)算方法和模型計(jì)算了干擾狀態(tài)下,旋翼總拉力隨旋翼總距(上、下旋翼總距平均值)的變化曲線,并與試驗(yàn)值進(jìn)行了對(duì)比,如圖3所示?？梢钥闯?兩者變化趨勢(shì)與幅值吻合度較高,最大誤差小于2.5%。這說(shuō)明了本文所建方法的有效性。

圖3 旋翼總拉力系數(shù)隨旋翼總距的變化曲線

此外,本文還給出了干擾狀態(tài)下旋翼旋轉(zhuǎn)一周過(guò)程中機(jī)身表面測(cè)點(diǎn)壓力變化曲線及其與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比。圖4、圖5分別給出了在9°總距懸停狀態(tài)下,距離槳轂中心0.4R的兩個(gè)觀測(cè)點(diǎn)處表面壓力的動(dòng)壓值。

圖4 9°總距干擾狀態(tài)下機(jī)身測(cè)點(diǎn)(180°方位,距離s=0.4R)的動(dòng)壓值

圖5 9°總距干擾狀態(tài)下機(jī)身測(cè)點(diǎn)(0°方位,距離s=0.4R)的動(dòng)壓值

從圖中可以看出,采用本文建立的計(jì)算方法計(jì)算得到的測(cè)點(diǎn)壓力動(dòng)態(tài)值與風(fēng)洞試驗(yàn)值匹配性較好,能夠反映出機(jī)身表面的非定常壓力變化。

4 旋翼/機(jī)身氣動(dòng)干擾分析

采用本文建立的方法,對(duì)比計(jì)算了有/無(wú)機(jī)身氣動(dòng)干擾時(shí)的旋翼總拉力隨總距的變化曲線,如圖6所示。可以看出,不同總距下,干擾狀態(tài)的雙旋翼總拉力系數(shù)均比無(wú)機(jī)身干擾下的總拉力系數(shù)大約4%。

圖6 不同總距下的雙旋翼總拉力系

圖7對(duì)比了不同旋翼總距下,有無(wú)機(jī)身干擾狀態(tài)下旋翼和機(jī)身總拉力系數(shù)。可以看出,干擾狀態(tài)下旋翼、機(jī)身總拉力小于無(wú)機(jī)身干擾下的旋翼總拉力,且隨總距增大,兩種狀態(tài)拉力差值增大。說(shuō)明機(jī)身受到的旋翼下洗流影響,機(jī)身產(chǎn)生負(fù)的升力,且隨著總距的增加,機(jī)身負(fù)升力值增大。圖8給出了不同旋翼總距下,旋翼的功率系數(shù)隨總距的變化曲線。由圖可以看出,考慮機(jī)身干擾后,旋翼功率系數(shù)相對(duì)無(wú)機(jī)身干擾狀態(tài)亦有所增加,約2%。

圖7 不同總距下的旋翼和機(jī)身總拉力系數(shù)

圖8 不同總距下的旋翼功率系數(shù)

圖9給出了有無(wú)機(jī)身干擾狀態(tài)下,上、下旋翼拉力系數(shù)隨總距的變化曲線。由圖可知,無(wú)論是否有機(jī)身干擾,上旋翼拉力均大于下旋翼,且有機(jī)身干擾狀態(tài)的上、下旋翼拉力均大于孤立旋翼狀態(tài)。此外還可以看出,機(jī)身/旋翼干擾對(duì)上、下旋翼拉力影響的規(guī)律基本相同。

圖9 不同總距下的上、下旋翼拉力系數(shù)

圖10進(jìn)一步給出了不同總距狀態(tài)下,上、下旋翼功率系數(shù)對(duì)比曲線?？梢钥闯?無(wú)論有無(wú)機(jī)身干擾,下旋翼功率均大于上旋翼,且有機(jī)身干擾狀態(tài),上、下旋翼功率均大于孤立旋翼。此外還可以看出,隨總距增大,機(jī)身干擾對(duì)旋翼功率的影響更加顯著。

圖10 不同總距下的上、下旋翼功率系數(shù)

圖11給出了9°總距下,旋翼瞬時(shí)總拉力系數(shù)隨方位角變化曲線。由圖可以看出,有機(jī)身干擾狀態(tài)比無(wú)機(jī)身干擾時(shí)的旋翼瞬時(shí)總拉力系數(shù)變化更劇烈,機(jī)身干擾狀態(tài)下旋翼瞬時(shí)拉力峰值顯著增大。

圖11 不同方位角旋翼瞬時(shí)總拉力系數(shù)

圖12-圖13分別給出了相同總距有/無(wú)機(jī)身干擾時(shí),上、下旋翼拉力系數(shù)隨方位角變化曲線?？梢悦黠@看出,由于上、下旋翼間的氣動(dòng)干擾,上旋翼和下旋翼本身存在8個(gè)周期性的瞬時(shí)拉力波動(dòng),且上旋翼受到下旋翼的影響更大,拉力波動(dòng)更強(qiáng)。另外,受機(jī)身干擾影響后,上、下旋翼瞬時(shí)拉力波動(dòng)均明顯增強(qiáng),且干擾影響主要是使得旋翼瞬時(shí)拉力峰值增大,從而使得旋翼總拉力增加。

圖12 干擾狀態(tài)下單旋翼拉力系數(shù)隨方位角變化曲線

圖13 無(wú)機(jī)身干擾下單旋翼拉力隨方位角變化曲線

圖14給出了在旋翼總距為12°時(shí),機(jī)身升力系數(shù)隨方位角變化曲線?？梢钥闯?受旋翼下洗流影響,機(jī)身升力為負(fù)值,并且機(jī)身升力系數(shù)大致呈四階變化趨勢(shì),在0°、90°、180°、270°和360°方位角升力最小,即槳葉經(jīng)過(guò)機(jī)身上方時(shí)會(huì)產(chǎn)生相當(dāng)大的壓力脈沖,這種瞬時(shí)脈沖效應(yīng)使機(jī)身產(chǎn)生的負(fù)升力驟增。

圖14 干擾狀態(tài)機(jī)身升力系數(shù)隨方位角變化曲線

圖15給出了干擾狀態(tài)機(jī)身頂部壓力觀測(cè)位置的靜壓分布曲線?？梢钥闯?機(jī)身在0.2R～0.6R區(qū)域靜壓呈線性增加趨勢(shì),在0.6R附近靜壓達(dá)到最大,說(shuō)明槳葉在0.6R附近對(duì)機(jī)身干擾作用最強(qiáng),在槳根處對(duì)機(jī)身影響較小。而在機(jī)身前段(位置為負(fù)),隨著與原點(diǎn)距離的增加,旋翼對(duì)機(jī)身此區(qū)域的干擾作用迅速減小,靜壓急劇降低;機(jī)翼后段靜壓變化比較緩慢,且在0.6R～0.7R附近靜壓最大,干擾效果最強(qiáng)。由此也可以看出,在雙旋翼干擾作用下,機(jī)身后半段的靜壓高于前半段,這會(huì)使得機(jī)身產(chǎn)生抬頭力矩。

圖15 干擾狀態(tài)機(jī)身頂部靜壓分布曲線

圖16至圖18給出了總距9°懸停狀態(tài)有無(wú)機(jī)身干擾下的旋翼誘導(dǎo)速度云圖。圖中速度采用槳尖速度進(jìn)行了無(wú)量綱化。無(wú)機(jī)身干擾時(shí),旋翼尾流在槳盤(pán)下方逐漸向旋翼中心收縮,誘導(dǎo)速度逐漸增大。有機(jī)身干擾時(shí),旋翼90°和270°方位剖面,旋翼誘導(dǎo)速度云圖與無(wú)機(jī)身干擾狀態(tài)差異不明顯,機(jī)身僅對(duì)靠近機(jī)身的旋翼中心區(qū)域的誘導(dǎo)速度略有影響;而在旋翼0°和180°方位剖面,受到機(jī)身影響,旋翼尾流在槳盤(pán)下方并沒(méi)有向旋翼中心收縮,而是順著機(jī)身向兩邊擴(kuò)張,誘導(dǎo)速度相對(duì)無(wú)機(jī)身干擾狀態(tài)明顯降低。

圖16 無(wú)機(jī)身干擾狀態(tài)旋翼流場(chǎng)云圖

圖17 旋翼機(jī)身干擾狀態(tài)旋翼流場(chǎng)云圖(旋翼90°和270°方位剖面)

圖18 旋翼機(jī)身干擾狀態(tài)旋翼流場(chǎng)云圖(旋翼0°和180°方位剖面)

圖19-圖20分別給出了上、下旋翼槳盤(pán)平面內(nèi)誘導(dǎo)速度沿X向(縱向)的變化曲線。其中,誘導(dǎo)速度同樣采用槳尖速度進(jìn)行無(wú)量綱化?？梢钥闯?機(jī)身對(duì)上旋翼誘導(dǎo)速度的影響較小,對(duì)下旋翼誘導(dǎo)速度的影響相對(duì)較大,在0.25R至0.75R之間,下旋翼誘導(dǎo)速度顯著減小。

圖19 上旋翼誘導(dǎo)速度沿X向分布曲線

圖20 下旋翼誘導(dǎo)速度沿X向分布曲線

此外,圖21給出了下旋翼槳盤(pán)平面內(nèi)誘導(dǎo)速度沿Z向(側(cè)向)的變化曲線。可以看出,機(jī)身干擾使得下旋翼誘導(dǎo)速度在側(cè)向0.5R以內(nèi)顯著減小,而對(duì)于旋翼主要產(chǎn)生升力的外側(cè)區(qū)域幾乎沒(méi)有影響。

圖21 下旋翼誘導(dǎo)速度沿Z向分布曲線

5 結(jié)論

本文建立了用于共軸旋翼與機(jī)身干擾的基于RANS方程和運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格技術(shù)的高精度CFD分析方法,并采用試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證了方法的有效性。采用建立的方法開(kāi)展了共軸剛性旋翼/機(jī)身氣動(dòng)干擾特性分析,獲得懸停狀態(tài)下雙旋翼/機(jī)身間的氣動(dòng)干擾規(guī)律。獲得主要結(jié)論如下:

1)本文建立的共軸剛性旋翼/機(jī)身氣動(dòng)干擾分析方法,計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果最大誤差小于2.5%,能夠有效地分析雙旋翼與機(jī)身間的氣動(dòng)干擾特性;

2)機(jī)身干擾使得旋翼拉力增大約4%,旋翼功率增加約2%,且隨旋翼總距增大,機(jī)身對(duì)旋翼氣動(dòng)干擾更加顯著;

3)受機(jī)身氣動(dòng)干擾影響,旋翼非定常拉力峰值顯著增大,旋翼附近誘導(dǎo)速度分布更加不均;

4)受旋翼下洗流的影響,機(jī)身會(huì)產(chǎn)生負(fù)升力和俯仰力矩,并且機(jī)身升力系數(shù)大致呈四階變化趨勢(shì),且會(huì)使得旋翼、機(jī)身總的升力減小。