賀登俊, 康會峰, 劉 穎, 劉澤輝, 宣佳林, 黃新春

(1.北華航天工業(yè)學院河北省跨氣水介質飛行器重點實驗室, 河北廊坊 065000;2.西北工業(yè)大學動力與能源學院, 陜西西安 710072)

引言

隨著無人機技術的不斷發(fā)展和應用范圍的擴大,縱列雙旋翼無人機作為一種新型的無人機飛行器,因其結構簡單、操作靈活、起降便捷等特點,在軍事和民用領域得到了廣泛的應用和關注。該無人機主要由旋翼系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、發(fā)動機和傳動系統(tǒng)等部件組成,如圖1所示。傳動系統(tǒng)采用橫跨機身中部的傳動軸,以驅動兩端的旋翼旋轉,旋翼分別以一正一反的方式進行旋轉。然而,傳動軸長度有限,旋翼槳葉存在重疊部分,在飛行時易產生氣動干擾,從而影響旋翼的氣動效率和飛行性能。因此,本研究旨在深入研究縱列雙旋翼無人機的氣動特性,提供針對氣動設計的優(yōu)化方案,以改善其飛行性能,并提高其飛行可靠性和穩(wěn)定性。陳建煒[1]運用計算流體力學(CFD)方法,對縱列式無人直升機前后兩翼之間的氣動干擾進行了數(shù)值模擬。在此基礎上,結合總體參數(shù)設計和飛行器主要分系統(tǒng)設計,以提高無人直升機的設計效率和性能。嚴強強[2]提出了一種針對縱列式無人機的自適應姿態(tài)控制方法提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性和可靠性,減小模型誤差和不確定性的影響,為縱列式無人機的姿態(tài)控制提供了一種新的解決方案,具有一定的理論和實際應用價值。張晨[3]采用動量源方法對縱列式雙旋翼無人機機身流場進行數(shù)值模擬并完成其減阻分析;進行了縱列式雙旋翼無人直升機飛行動力學建模研究。楊璐鴻[4]經優(yōu)化的粒子群算法分析了兩旋翼的縱向間距、軸向間距等參數(shù)對前、后旋翼氣動特性的影響,提出了縱列式六旋翼大載荷無人機的設計方案。何志輝等[5]研究了基于四元數(shù)互補濾波的無人機姿態(tài)控制方法,并在此基礎上對慣性導航組件信息進行融合處理,以提高控制精度和響應速度,結果表明,該方法能夠有效地實現(xiàn)無人機姿態(tài)快速控制。劉超凡等[6]使用動量源方法對復合式高速直升機的流場進行了分析,研究了通過改變旋翼槳盤高度和機翼展弦比來影響其氣動特性,并進行了類似構型的直升機氣動外形的設計和優(yōu)化。何志輝等[7]提出了一種自適應抗干擾模糊控制策略,通過優(yōu)化模糊控制器參數(shù)并引入自適應抗干擾補償項,實現(xiàn)了對縱列式植保無人機姿態(tài)的精準控制。

圖1 無人機模型Fig.1 Drone model

縱列式無人機的發(fā)展起步較晚, 國內外對于縱列式無人機氣動布局的研究相對較少,尤其缺乏在解決兩漿盤區(qū)域內的氣動干擾與葉尖下洗流造成的氣動損失方面的研究。

本研究在ANSYS Workbench平臺中的Fluent軟件對某型縱列式雙旋翼無人機前、后旋翼布局和整流罩氣動外型進行了仿真分析,得出了優(yōu)化的旋翼布局方式和流線型整流罩結構。

1 仿真數(shù)學模型

1.1 控制方程建立

對于縱列式無人直升機,其旋翼轉速較低,轉速范圍一般在1000～1500 r/min,旋翼下洗流場速度也較低。因此,在流體力學模型中,可采用穩(wěn)態(tài)不可壓縮流體假設,并使用含有動量源項微分形式的N-S方程來描述其控制方程[8]。

流體力學中的連續(xù)性方程,也被稱作質量守恒方程,是描述流體質量守恒的基本方程之一。該方程表述了流體微團在單位時間內質量的變化量與流場速度在3個坐標方向的分量之積的關系,即質量增加率等于質量通量之和。在三維笛卡爾坐標系下,該方程可用向量形式表示,其中μ,ν,ω分別代表流場速度在x,y,z方向上的分量。

流體連續(xù)性方程:

(1)

動量守恒方程:

(2)

能量方程:

流體系統(tǒng)內能量變化率應當?shù)扔趩挝粫r間外界對系統(tǒng)所做的功加上單位時間外界傳遞給系統(tǒng)的熱量,即:

(3)

式中,E—— 系統(tǒng)的總能量,由內能和動能組成

Q—— 通過系統(tǒng)界面以熱傳導形式傳遞給系統(tǒng)的熱量,也可以是熱輻射或內熱源傳遞給系統(tǒng)的熱量

1.2 湍流模型及邊界條件

用FLUENT 流體計算軟件對旋翼干擾流場進行數(shù)值模擬。計算中采用基于壓力隱式求解器求解,以二階迎風格式的有限體積法進行控制方程的離散化處理。在湍流模型的選擇上,采用了基于k-εRealizable 模型,旨在更加精確地描述旋翼干擾流場中的湍流現(xiàn)象[10],該湍流模型對渦流場具有較高的捕捉精度,在兩旋翼干擾流場的模擬上具有良好的表現(xiàn)[11-12]。遠場邊界條件采用出口壓力為大氣壓,認為物體產生的擾動可以傳到無窮遠處而且不會發(fā)生反射。入口為壓力入口,且數(shù)值為0,認為物體產生擾動氣流可以從無窮遠處流入。壓力與速度耦合方法采用SIMPLE算法。

遠場邊界的無反射條件假設物體所產生的擾動可以在無限遠處傳播且不會反射。然而,在實際計算中,遠場邊界通常是有限尺寸的。為了確保邊界滿足該條件,可以采用一維Riemann不變量,該不變量可表示為:

(4)

式中,α—— 當?shù)匾羲?/p>

Vn—— 遠場速度分量[13]

γ—— Riemann 曲率張量的分量

2 模型與網格劃分

本研究的機翼選形為NACA4415,機翼參數(shù)如表1所示。

表1 數(shù)值模擬槳葉參數(shù)Tab.1 Numerical simulation propeller blade parameters

圖2為旋翼截面圖,圖中顯示了該翼型的前緣、后緣、最大厚度與弦長等翼型參數(shù)。

圖2 NACA-4415旋翼截面圖Fig.2 NACA-4415 Rotorcross-section diagram

圖3為旋翼物理模型圖,由于左右兩旋翼關于轉軸中心對稱,故此圖只展示旋翼右側形狀及參數(shù)。

圖3 機翼物理模型Fig.3 Wing physical model

計算域原點位于旋翼槳轂中心,旋轉方向為逆時針方向。為研究單旋翼在不同迎角條件下不同升力與升力系數(shù)的變化趨勢,將單個槳葉放入計算域中,保證計算域足夠大,可以保證消除壁面對槳葉旋轉區(qū)域的干擾。同時,計算區(qū)域不能無限大,過大的計算區(qū)域會導致的計算時間過長,針對單槳葉的計算,選擇了以槳葉半徑為1.5倍的尺寸為計算區(qū)域半徑,并以翼長的4倍為計算域長度。在圖4中,展示了內部流域(即旋翼旋轉域)和外部流域(即靜止域)的示意圖。

圖4 內、外流體域示意圖Fig.4 Schematic diagram of inner and outer flow field

網格劃分方法包括結構化網格和非結構化網格,前者以其高計算效率和精確性而受到廣泛關注,但是對復雜模型使用結構化網格時會出現(xiàn)網格生成困難的情況。非結構化網格沒有固定形狀,對復雜模型更容易生成網格,但是其計算準確度與計算效率有所下降。為增加計算效率與計算準確度,采用嵌套網格,外流域為結構化網格,內流域為非結構化網格。圖5為外、內流場網格圖[14]。

圖5 外、內流場網格劃分圖Fig.5 Grid division diagram of outer and inner flow field

3 數(shù)值模擬與流場特性分析

3.1 不同迎角變化對升力系數(shù)阻力系數(shù)的影響

圖6為升力L隨槳葉迎角β變化圖,模擬β分別為0°,5°,7.5°,10°,12.5°,15°時旋翼的升力曲線,由圖可知在0°～15°范圍內升力隨著槳葉迎角的增加而增大。當迎角大于15°時,旋翼升力隨著迎角的增加而下降,其原因是隨著翼型的攻角增大,旋翼下表面所產生的升力逐漸增大,上表面受力變小,旋翼總體升力變大,而在旋翼迎角大于15°時機翼上表面出現(xiàn)附面層分離現(xiàn)象,旋翼上表面的氣流與旋翼表面形成分離渦,導致升力系數(shù)下降,升力降低并出現(xiàn)失速現(xiàn)象,計算結果與實際該翼型的空氣動力學數(shù)據(jù)相吻合。

圖6 升力隨迎角變化Fig.6 Lift variation with angle of attack

圖7為NACA-4415升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)Cd圖?？梢缘贸鲈谟菑?°逐漸增加到15°的過程中,該翼型的升力系數(shù)呈現(xiàn)逐步上升的趨勢,并在15°時達到最大值,其升力特性與實驗數(shù)據(jù)吻合。同時,阻力系數(shù)也隨著迎角的增加而逐步上升,在10°迎角后曲線斜率增加,這種變化導致旋翼表面產生氣流漩渦,從而引發(fā)失速現(xiàn)象。

圖7 NACA-4415升阻力系數(shù)Fig.7 NACA-4415 lift coefficient and drag coefficient

圖8為單旋翼在流場中的速度、壓力云圖,壓力云圖中旋翼前緣翼尖處出現(xiàn)部分低壓區(qū)域,速度云圖中翼尖處向翼根處速度從大到小變化。圖9為旋翼流場流線圖,可以看出通過旋翼轉動后周圍流場的變化。

圖8 翼面壓力與速度云圖Fig.8 Wing surface pressure and velocity contour plot

圖9 流場流線圖Fig.9 Streamline diagram of flow field

為簡化描述,定義垂直于整流罩長軸線的旋翼為前旋翼,平行于整流罩長軸線的旋翼為后旋翼。

圖10為槳葉與整流罩在外流場內的速度矢量圖,由圖可知,由于模型旋翼的擾動外流場也產生了相應的變化,兩旋翼上表面速度矢量分布密集,且速度方向垂直于翼面。下表面速度方向由于旋翼旋轉的影響,速度方向產生了偏移,在兩旋翼重疊平面內,由于下洗氣流與整流罩的影響,氣流在此區(qū)域內的流動情況復雜,部分氣流沿著整流罩表面流過,還有部分氣流速度方向因為整流罩壁面的作用速度方向改變,這也是升力損失的主要原因。

圖10 外流場速度矢量圖Fig.10 Vector plot of external flow field velocity

3.2 槳葉布局對升力系數(shù)與旋翼效率的影響

縱列雙槳無人機的兩個槳葉會出現(xiàn)重疊,這就必然會導致在兩個槳葉重合的空間會出現(xiàn)很復雜的氣動干擾現(xiàn)象,這樣的現(xiàn)象會導致前后旋翼的效率降低,升力損失,性能下降。對兩旋翼的軸向、縱向距離進行研究,分析不同的軸向、縱向距離對升力以及旋翼效率的影響及變化規(guī)律,得出最優(yōu)的氣動布局。

在研究兩旋翼相對位置的變化對氣動的干擾特性時,考慮故忽略機身對氣動的影響。設置前旋翼為順時針旋轉,后旋翼為逆時針旋轉,轉速同為1500 r/min觀察兩旋翼的氣動影響。

為了更加直觀地評估兩個旋翼之間的干擾作用對旋翼性能的影響,引入了升力干擾系數(shù)的概念,該系數(shù)定義為存在干擾作用時前后旋翼計算得到的升力與單個旋翼在相應流場條件下計算得到的升力之比:

KL1(2)=L1(2)/Lisolated

(5)

定義前、后旋翼效率:

(6)

為了研究前后旋翼的干擾作用對縱列式雙旋翼直升機系統(tǒng)性能的影響,定義了雙旋翼效率的計算公式。該公式考慮了前后旋翼之間的相互作用,包括升力干擾和阻力干擾等因素。定義了雙旋翼效率為雙旋翼升力總值與雙旋翼所消耗的功率之比:

(7)

式中,L—— 旋翼升力

CL—— 旋翼升力系數(shù)

mK—— 旋翼功率系數(shù)

3.3 懸停狀態(tài)流場分析

圖11展示了縱列式直升機處于懸停狀態(tài)下,隨著縱向間距Ld的變化。兩旋翼升力干擾系數(shù)KL的變化情況。固定了兩旋翼軸向間距為360 mm,并將縱向間距從1980～3780 mm進行了變化。由圖所示,在此狀態(tài)下,隨著旋翼間縱向間距的增加,前旋翼的升力呈現(xiàn)明顯的增加趨勢,而后旋翼的升力變化不大。在縱向距離為約3330 mm處,前后旋翼升力干擾系數(shù)圖線相交,之后前旋翼升力明顯高于后旋翼,并且在3420 mm處達到最大值。這一結果表明,在較大的縱向間距下,前旋翼與后旋翼之間的干擾作用會進一步加劇,影響前旋翼的升力產生,從而影響系統(tǒng)的性能表現(xiàn)。

根據(jù)圖12可得, 懸停狀態(tài)下的升力干擾系數(shù)隨著軸向間距La的增加呈現(xiàn)逐漸上升的趨勢,其中前旋翼的升力干擾系數(shù)從軸向間距為180～540 mm逐漸增加,其中最小值出現(xiàn)在軸向間距為180 mm處,該值相較于單旋翼狀態(tài)下的升力干擾系數(shù)降低了18.2%,而最大值出現(xiàn)在軸向間距為540 mm處,該值相較于單旋翼狀態(tài)下的升力干擾系數(shù)降低了7.1%。

圖12 升力干擾系數(shù)隨軸向距離變化圖Fig.12 Variation of lift interference cefficient with axial distance

在圖13中,展示了縱向間距變化對旋翼效率的影響,包括前后旋翼和雙旋翼的效率變化情況。從圖中可以觀察到,由于升力干擾的存在,前后旋翼的效率都小于單旋翼狀態(tài)。隨著縱向間距的增大,前旋翼效率逐漸增加,在縱向距離為1980 mm處達到最低點,低于單旋翼狀態(tài)13.6%。在縱向距離為3060～3420 mm處,前旋翼效率的斜率上升最快,而在3420 mm 處,前旋翼效率達到最大值,此時低于單旋翼狀態(tài)0.3%。

圖13 旋翼效率隨縱向間距變化Fig.13 Variation of rotor efficiency with vertical spacing

在軸向距離為1980 mm時,后旋翼的效率達到最高點,比單旋翼狀態(tài)低0.36%。然而,整體呈下降的趨勢。在3780 mm時,后旋翼效率達到最低點,比單旋翼狀態(tài)低2.97%。對于雙旋翼情況,其效率曲線位于2個單旋翼效率曲線之間,且3條曲線在3150 mm處相交。

旋翼效率隨軸向間距變化如圖14所示?？梢钥吹诫S著軸向間距的變化,前、后、雙旋翼的效率發(fā)生了變化。通過效率曲線的比較,可以看出前、后旋翼的效率呈逐漸上升的趨勢,且后旋翼的效率高于前旋翼。雙旋翼效率曲線介于前旋翼與后旋翼效率曲線之間。

圖14 旋翼效率隨軸向間距變化圖Fig.14 Variation of rotor efficiency with axial spacing

對上述曲線分析,隨著縱向距離的增大,兩旋翼的覆蓋面積逐漸減小,這使得前旋翼受到的氣流干擾減小,升力干擾系數(shù)增大,旋翼效率增加。隨軸向距離的增加,后旋翼受到的下洗流影響越來越小,升力干擾系數(shù)與旋翼效率呈正相關關系,即升力干擾系數(shù)增加,旋翼效率也增加。然而,前旋翼在下洗流和后旋翼氣流的影響下,升力干擾系數(shù)的變化幅度較小,導致其旋翼效率增加的幅度也較小。相比之下,后旋翼的旋翼效率增加幅度較大。

3.4 向前來流狀態(tài)流場分析

為模擬無人機向前運動的流場,將外流域更改為長方體,內流域不變,在邊界條件命名過程中把上壁面改為壓力入口,下壁面改為壓力出口,左右面分別為速度入口和壓力出口,其他的面均為壁面。在此基礎上,通過更改速度入口的大小來觀察前向來流對此無人機流場的影響規(guī)律,圖15為向前來流流體域的模型圖。

圖15 向前來流流體域的模型圖Fig.15 Model diagram of upstream flow field

圖16與圖17為來流速度5 m/s時的速度云圖和速度流線圖, 圖中左側為速度入口, 大小為5 m/s, 從圖中可以看出因為有前向來流的影響,旋翼下方的氣流方向發(fā)生改變,總體向右偏移。前旋翼尾跡向右偏移,偏移后的氣流對后旋翼產生了干擾,導致后旋翼效率降低和升力干擾系數(shù)降低。圖18為來流速度15 m/s的速度流線圖,隨著向前來流速度的增加,前旋翼對后旋翼的干擾現(xiàn)象減小,后旋翼的升力系數(shù)和旋翼效率有所提高。

圖16 來流速度5 m/s速度云圖Fig.16 Velocity contour plot of upstream flow velocity at 5 m/s

圖17 來流速度5 m/s速度流線圖Fig.17 Streamline diagram of upstream flow velocity at 5 m/s

圖18 來流速度15 m/s速度流線圖Fig.18 Streamline diagram of upstream flow velocity at 15 m/s

3.5 整流罩氣動特性分析

圖19為整流罩的速度、壓力、速度跡線分布云圖,此整流罩采用流線型設計,在來流方向向前速度為15 m/s 時,其速度云圖中可以看出整流罩表面的速度分布均勻,從尾跡的數(shù)值來看,此整流罩的流動損失較小。壓力云圖中可以看出,整流罩表面壓力分布均勻,未出現(xiàn)局部壓力過大或過小的區(qū)域。從外流場速度跡線圖中可以看出,外流場氣流穿過整流罩壁面速度跡線順滑且無渦流。在監(jiān)測的整流罩升力曲線圖中升力約為1.5 N,可以認為此整流罩的氣動外型設計是合格的[15]。

圖19 整流罩的速度、壓力、速度跡線分布云圖Fig.19 Velocity, pressure, and velocity streamline distribution contour plot of fairing

4 結論

本研究論述了旋翼CFD數(shù)值模擬過程,建立了控制方程,使用k-εRealizable 湍流模型得出了旋翼的升、阻力系數(shù)曲線,兩旋翼的相對位置變化對升力干擾系數(shù)和旋翼效率的變化規(guī)律,整流罩外型仿真,得出以下結論:

(1) 在槳葉迎角范圍為0°～15°內,升力隨著槳葉迎角的增大而增加,升力系數(shù)也隨之增大。同時,阻力系數(shù)也隨槳葉迎角的增大而增加。然而,在這一范圍內,升力的影響大于阻力的影響;

(2) 前旋翼升力干擾系數(shù)隨著軸向距離的增加而降低,而后旋翼升力干擾系數(shù)則呈上升趨勢。在增加縱向間距的過程中,前旋翼的效率有所提高,而后旋翼的效率則有所下降,導致前、后旋翼效率曲線都呈上升趨勢。在前飛狀態(tài)下,前旋翼的尾跡會對后旋翼的升力產生一定干擾。然而,隨著前飛速度的增加,這種干擾現(xiàn)象有所降低;

(3) 該無人機采用了流線型設計的整流罩。在來流速度為15 m/s時,整體升力為正,且沒有出現(xiàn)漩渦區(qū)域。