李尚斌，江露生，林永峰

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，景德鎮(zhèn) 333000)

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)具備垂直起降和懸停能力，飛行速度遠(yuǎn)高于常規(guī)直升機(jī)，具有良好的任務(wù)靈活性和廣泛的用途。

懸停作為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)一種重要飛行狀態(tài)，其旋翼/機(jī)身干擾對(duì)氣動(dòng)性能有重要影響。國(guó)外，針對(duì)V-22 等機(jī)型開(kāi)展了系統(tǒng)研究，包括孤立旋翼氣動(dòng)特性、槳葉表面壓力及載荷研究[1-2]、旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾特性研究[3-5]、全機(jī)懸停/過(guò)渡/前飛等典型狀態(tài)氣動(dòng)特性研究[6-9]以及全機(jī)氣彈綜合特性研究[10-11]等。國(guó)內(nèi)，旋翼類飛機(jī)的研究主要集中在螺旋槳飛機(jī)[12-13]、直升機(jī)[14]和旋翼無(wú)人機(jī)[15-16]，對(duì)于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)，采用動(dòng)量源法、自由尾跡法或CFD 方法對(duì)孤立旋翼氣動(dòng)特性及旋翼/機(jī)身干擾開(kāi)展了一定的數(shù)值研究[17-20]；針對(duì)孤立旋翼性能、噪聲特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究[21-22]。國(guó)內(nèi)研究主要集中在數(shù)值模擬方面，試驗(yàn)研究相對(duì)偏少，懸停狀態(tài)的研究大多是針對(duì)機(jī)翼不偏轉(zhuǎn)或襟翼偏轉(zhuǎn)狀態(tài)。鑒于此，該文開(kāi)展了懸停狀態(tài)氣動(dòng)干擾風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究。試驗(yàn)中，測(cè)量了懸停狀態(tài)下的旋翼升力和扭矩以及半模機(jī)翼的氣動(dòng)力。采用運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法，通過(guò)求解N-S 方程對(duì)機(jī)翼傾角0°和90°兩種狀態(tài)進(jìn)行數(shù)值模擬，結(jié)果表明：不考慮機(jī)身氣動(dòng)力時(shí)，孤立旋翼、機(jī)翼攻角0°和機(jī)翼攻角90°三種狀態(tài)下旋翼氣動(dòng)特性差異不明顯；考慮機(jī)身氣動(dòng)力時(shí)，機(jī)翼傾角0°時(shí)，機(jī)身產(chǎn)生可觀的向下氣動(dòng)力，單片槳葉和機(jī)身出現(xiàn)強(qiáng)烈非定常氣動(dòng)特性。

1 試驗(yàn)設(shè)備

對(duì)主要試驗(yàn)設(shè)備簡(jiǎn)介，包括風(fēng)洞、模型、測(cè)量設(shè)備、數(shù)據(jù)采集和支撐系統(tǒng)。

試驗(yàn)在中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所旋翼動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行，試驗(yàn)風(fēng)洞為8 m×6 m 開(kāi)口低速直流式風(fēng)洞。該風(fēng)洞風(fēng)速范圍為5 m/s～50 m/s，局部氣流偏角Δα≤0.5°、Δβ≤0.5°，湍流度ε≤0.5%，適合直徑4 m 以下的旋翼懸停和前飛試驗(yàn)。

模型主要包括旋翼模型和機(jī)身模型。旋翼模型為萬(wàn)向鉸型式，俯視逆時(shí)針，槳轂半徑0.22 m，槳葉半徑2.2 m，槳葉片數(shù)為3。機(jī)身模型為半模模型，參考了V22 外形，按1∶5.2636 縮比得到，出于減重考慮，去除了機(jī)腹并對(duì)機(jī)頭進(jìn)行了修改，主要由對(duì)稱板、主機(jī)身、平垂尾和機(jī)翼組成，長(zhǎng)2.6549 m、寬1.3280 m、高0.9276 m。

數(shù)據(jù)測(cè)量設(shè)備包括旋翼六分量天平、扭矩天平以及機(jī)翼六分量天平，六分量天平均為力傳感器組裝成的合式天平，載荷由應(yīng)變式力傳感器及壓電晶體傳感器組成的測(cè)力器來(lái)測(cè)量，旋翼扭矩由扭矩傳感器測(cè)量。

數(shù)據(jù)采集為基于LX 總線的分布式模塊化EX1629系統(tǒng)，單臺(tái)為48 通道，能對(duì)天平信號(hào)進(jìn)行實(shí)時(shí)選代解算得到六個(gè)分量。

包括旋翼和機(jī)身兩套支撐系統(tǒng)。旋翼支撐系統(tǒng)為α 機(jī)構(gòu)，能實(shí)現(xiàn)俯仰角和偏航角的控制，由1 臺(tái)180 KW 電機(jī)連接，能驅(qū)動(dòng)旋翼旋轉(zhuǎn)和旋翼軸傾轉(zhuǎn)，電機(jī)轉(zhuǎn)速由變頻器控制，用以控制旋翼旋轉(zhuǎn)速度和傾轉(zhuǎn)速度，旋翼軸傾轉(zhuǎn)的角度控制由專用控制系統(tǒng)控制，可以實(shí)現(xiàn)任意角度的傾轉(zhuǎn)定位；機(jī)身支撐系統(tǒng)為隨動(dòng)機(jī)構(gòu)，和旋翼支撐系統(tǒng)各自獨(dú)立，能實(shí)現(xiàn)水平和垂直兩個(gè)方向上的運(yùn)動(dòng)，以確保旋翼傾轉(zhuǎn)時(shí)旋翼/機(jī)身相對(duì)位置不變。圖1 為機(jī)翼攻角0°，懸停狀態(tài)試驗(yàn)裝置圖。

圖1 試驗(yàn)裝置圖Fig.1 Testing equipment

2 數(shù)值模擬

2.1 計(jì)算網(wǎng)格

計(jì)算網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格，包括槳葉網(wǎng)格、機(jī)身網(wǎng)格和背景網(wǎng)格。槳葉網(wǎng)格為C 型網(wǎng)格，采用基于Poisson 方程的橢圓方程生成，周向、法向和徑向的網(wǎng)格數(shù)量為153×49×105，第一層網(wǎng)格距物面的距離為1×10-5倍弦長(zhǎng)；機(jī)身網(wǎng)格數(shù)量為5.18×106；背景網(wǎng)格為笛卡爾網(wǎng)格，在旋翼/機(jī)身處進(jìn)行了加密，整個(gè)背景網(wǎng)格數(shù)量為1.33×106。

2.2 計(jì)算方法

直角坐標(biāo)系下，以三維可壓非定常N-S 方程組的守恒積分形式作為主控方程：

式中：

ρ 為 密度； (u,v,w) 速 度分量；e為單位質(zhì)量氣體的總能量； ?V為某一固定區(qū)域V的邊界；n為邊界的外法向量。為封閉N-S 方程，引入狀態(tài)方程：

以上各式其他符號(hào)詳細(xì)描述見(jiàn)文獻(xiàn)[23]。

湍流模型采用一方程SA 模型，該模型是依據(jù)經(jīng)驗(yàn)、量綱分析和對(duì)分子黏性的選擇性依賴得到渦黏性系數(shù)的輸運(yùn)方程，既不需要分成內(nèi)外層模式、壁面模式和尾流模式，又不需要推導(dǎo)渦黏性系數(shù)的精確的輸運(yùn)方程，而是采用近似的輸運(yùn)方程，相對(duì)于兩方程湍流模型的計(jì)算量小，并具有較好的中等分離流動(dòng)模擬能力，精度和效率較高，在工程實(shí)踐中得到了廣泛的運(yùn)用。

離散格式為Jameson 二階中心差分格式，為了避免了數(shù)值振蕩，加入了由二階、四階混合導(dǎo)數(shù)組成人工黏性項(xiàng)。

時(shí)間推進(jìn)為L(zhǎng)U-SGS 格式，為提高非定常計(jì)算的效率，還耦合使用了雙時(shí)間方法，物理時(shí)間步過(guò)大容易帶來(lái)數(shù)值誤差，為了保證一定精度和分辨率以及計(jì)算效率考慮，物理時(shí)間步長(zhǎng)取旋翼旋轉(zhuǎn)0.25°方位角所需時(shí)間。

物面采用無(wú)滑移邊界條件，即流體與物面的相對(duì)速度為零；遠(yuǎn)離機(jī)翼和旋翼的遠(yuǎn)場(chǎng)背景網(wǎng)格采用Riemann 不變量的遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。

2.3 算法驗(yàn)證

為了確保試驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，進(jìn)行了標(biāo)定和重復(fù)性試驗(yàn)。旋翼扭矩天平標(biāo)定公式、旋翼和機(jī)翼六分量天平標(biāo)定公式如下：

式(3)中：Q/(N·m)為扭矩天平測(cè)得的扭矩；ΔU為扭矩應(yīng)變片測(cè)得的電壓差值；式(4)中左邊為三個(gè)方向的力以及力矩，右邊為各項(xiàng)系數(shù)，具體見(jiàn)表1；式(5)中左邊表示與初讀數(shù)的差值，右邊表示各應(yīng)變片測(cè)得的電壓。三個(gè)天平應(yīng)變片所測(cè)電壓以10 μV 表示1 個(gè)單位。

表1 天平標(biāo)定系數(shù)表Table 1 Balance calibration coefficient

表1 為天平標(biāo)定系數(shù)表，包括旋翼天平和機(jī)翼天平，計(jì)算迭代不少于7 次。扭矩天平標(biāo)定正確度為0.22%，精密度為0.07%；旋翼天平和機(jī)翼天平力標(biāo)定正確度為0.2%，精密度為0.05%，力矩標(biāo)定正確度為0.3%，精密度為0.05%。表2 為槳葉總距16°、機(jī)翼攻角0°、槳尖馬赫數(shù)0.437 狀態(tài)的重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果，從表2 中可知各測(cè)量值重復(fù)性相對(duì)誤差均在0.5%以下。

表2 重復(fù)性試驗(yàn)Table 2 Repeatability test results

采用試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵罁?jù)試驗(yàn)狀態(tài)對(duì)算法進(jìn)行驗(yàn)證，包括孤立旋翼懸停狀態(tài)和旋翼/機(jī)身懸停狀態(tài)。

圖2 為懸停狀態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ团ぞ叵禂?shù)隨拉力系數(shù)變化圖，機(jī)翼攻角0°，槳尖馬赫數(shù)為0.437。圖2中“半模模型旋翼+試驗(yàn)”表示半模試驗(yàn)狀態(tài)，拉力為旋翼拉力減去機(jī)翼升力(定義機(jī)翼升力方向向下為正，和升力方向定義相反)；“半模模型旋翼+計(jì)算”表示半模計(jì)算狀態(tài)，拉力為旋翼拉力減去機(jī)翼升力。從圖2 中可以看出，對(duì)于旋翼氣動(dòng)力，計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果總體保持一致。

圖2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团ぞ叵禂?shù)隨拉力系數(shù)變化圖Fig.2 CQ changing with CT of test model

圖3 為試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋C(jī)翼升力系數(shù)隨旋翼拉力系數(shù)變化圖，機(jī)翼升力系數(shù)計(jì)算時(shí)，參考速度為旋翼槳尖速度，參考面積為旋翼槳盤面積。從圖3可以看出，對(duì)于機(jī)翼氣動(dòng)力，計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果總體保持一致。

圖3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋C(jī)翼升力系數(shù)隨拉力系數(shù)變化圖Fig.3 CL of wing changing with CT of test model

從圖2 和圖3 可以看出，對(duì)于旋翼和機(jī)翼氣動(dòng)力，計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果總體保持一致，存在的差異主要原因有兩個(gè)：1)槳轂系統(tǒng)、動(dòng)力系統(tǒng)和天平系統(tǒng)實(shí)際外形復(fù)雜，計(jì)算對(duì)各系統(tǒng)進(jìn)行了簡(jiǎn)化處理；2)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋C(jī)身和機(jī)翼是分離設(shè)計(jì)，之間有機(jī)械間隙，存在一定的氣流繞流。經(jīng)上述分析，判定計(jì)算方法可信。

3 計(jì)算結(jié)果分析

為了能反映真機(jī)狀態(tài)氣動(dòng)特性，以 V22 為參考，采用半模對(duì)稱邊界條件，對(duì)全尺寸模型真機(jī)運(yùn)行狀態(tài)進(jìn)行模擬。旋翼直徑11.58 m，翼展13.96 m，弦長(zhǎng)2.56 m，機(jī)翼無(wú)上反和前掠，安裝角為0°，槳尖馬赫數(shù)0.708。

結(jié)果分析中涉及拉力系數(shù)CT、升力系數(shù)CL、扭矩系數(shù)CQ、壓力系數(shù)CP和懸停效率FM的計(jì)算，具體公式如下：

式中：T/N 為拉力；L/N 為升力(定義方向向下為正)；Q/(N·m)為旋翼扭矩；Ω/(rad/s)為旋翼轉(zhuǎn)速；ρ/(kg/m3)為空氣密度；P/Pa 為當(dāng)?shù)貕毫?；P∞/Pa 為無(wú)窮遠(yuǎn)壓力。

3.1 氣動(dòng)力分析

圖4 為扭矩系數(shù)隨拉力系數(shù)變化圖，圖5 為懸停效率隨拉力系數(shù)變化圖，圖6 為機(jī)身升力系數(shù)隨旋翼拉力系數(shù)變化圖。圖4～圖6 中旋翼槳尖馬赫數(shù)均為0.708，數(shù)據(jù)為旋翼旋轉(zhuǎn)一圈的平均值。圖4 和圖5 中“機(jī)翼攻角0°+”表示機(jī)翼攻角0°狀態(tài)，拉力為旋翼拉力減去機(jī)身升力；“機(jī)翼攻角90°+”表示機(jī)翼攻角90°狀態(tài)，拉力為旋翼拉力減去機(jī)身升力。從圖4 和圖5 可以看出，不考慮機(jī)身升力時(shí)，機(jī)身對(duì)旋翼總體性能影響不明顯；考慮機(jī)身升力時(shí)，在機(jī)翼攻角0°時(shí)，全機(jī)懸停效率大幅降低；從圖6 看出，當(dāng)機(jī)翼攻角0°時(shí)，機(jī)身升力隨旋翼拉力增大而增大，當(dāng)機(jī)翼攻角90°時(shí)，機(jī)身升力小。

圖4 扭矩系數(shù)隨拉力系數(shù)變化圖Fig.4 CQ changing with CT

圖5 懸停效率隨拉力系數(shù)變化圖Fig.5 FM changing with CT

圖6 機(jī)身升力系數(shù)隨拉力系數(shù)變化圖Fig.6 CL of fuselage changing with CT

表3 為旋翼拉力系數(shù)與機(jī)身升力系數(shù)對(duì)比，表中φ7表示以0.7r/R處弦長(zhǎng)為參考的槳葉總距。從表3 中可以看出，機(jī)翼攻角0°時(shí)，機(jī)身向下力與旋翼拉力平均比值為18.20%，導(dǎo)致全機(jī)懸停效率大幅降低；機(jī)翼攻角90°時(shí)，機(jī)身向下力與旋翼拉力平均比值為0.4%。這對(duì)機(jī)翼懸停狀態(tài)姿態(tài)設(shè)計(jì)、槳葉氣動(dòng)設(shè)計(jì)以及指標(biāo)提出能提供一定參考。

表3 拉力系數(shù)與機(jī)身升力系數(shù)對(duì)比Table 3 Comparison between CT and CL of fuselage

選取槳葉總距12°狀態(tài)分析氣動(dòng)力非定常特性。圖7～圖10 分別為單片槳葉拉力系數(shù)、旋翼拉力系數(shù)、旋翼扭矩系數(shù)和機(jī)身升力系數(shù)隨方位角變化圖，定義槳葉處于機(jī)翼正上方時(shí)為0°方位角，方向同旋翼轉(zhuǎn)向一致，具體見(jiàn)圖7。從圖7 可以看出，對(duì)于單片槳葉非定常特性明顯；從圖8和圖9 可以看出，對(duì)于旋翼拉力系數(shù)和旋翼扭矩系數(shù)，機(jī)翼攻角0°時(shí)的非定常特性強(qiáng)于機(jī)翼攻角90°時(shí)狀態(tài)；從圖10 可以看出，機(jī)翼攻角0°時(shí)的向下氣動(dòng)力明顯大于機(jī)翼攻角90°時(shí)狀態(tài)，均有明顯非定常性。

圖7 單片槳葉拉力系數(shù)隨方位角變化圖Fig.7 CTB of single blade changing with azimuth

圖8 拉力系數(shù)隨方位角變化圖Fig.8 CT changing with azimuth

圖9 扭矩系數(shù)隨方位角變化圖Fig.9 CQ changing with azimuth

圖10 機(jī)身升力系數(shù)隨方位角變化圖Fig.10 CL of fuselage changing with azimuth

表4 為機(jī)翼攻角0°、90°兩種狀態(tài)，各部件拉力/升力系數(shù)和扭矩系數(shù)的平均值與動(dòng)態(tài)值對(duì)比表，平均值指旋翼旋轉(zhuǎn)一圈平均值，動(dòng)態(tài)值指與平均值差值的最大值的絕對(duì)值。從表4 可以看出，0°機(jī)翼攻角時(shí)，對(duì)于單片槳葉，拉力系數(shù)動(dòng)態(tài)值大，動(dòng)態(tài)值與平均值比為9.8%；對(duì)于旋翼，拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)動(dòng)態(tài)值較??；對(duì)于機(jī)身，0°機(jī)翼攻角動(dòng)態(tài)值與平均值比為18.38%，90°機(jī)翼攻角動(dòng)態(tài)值與平均值比大，但其平均值小。這些結(jié)果對(duì)強(qiáng)度壽命評(píng)估能提供一定參考。

表4 平均值與動(dòng)態(tài)值對(duì)比Table 4 comparison between average value and dynamic value

3.2 流場(chǎng)分析

選取槳葉總距12°狀態(tài)分析流場(chǎng)，圖11～圖16均由方位角0°數(shù)據(jù)繪制獲得。

圖11 機(jī)翼0°攻角下y 向速度云圖Fig.11 Vy cloud diagram at α=0°

圖11 為機(jī)翼0°攻角(α)下y向速度(Vy)云圖、圖12 為機(jī)翼90°攻角下y向速度云圖，云圖位置均為過(guò)旋翼中心且與x軸垂直的平面，圖11 和圖12中Vtip表示槳尖切向速度。從圖11 可以看出，氣流在對(duì)稱面存在明顯的向上速度，這是由于下洗流受到機(jī)翼機(jī)身的阻擋，改變流向向?qū)ΨQ面流動(dòng)，相遇后再次改變方向向上流動(dòng)；從圖12 可以看出，機(jī)翼傾轉(zhuǎn)90°后，對(duì)稱面上向上速度明顯減小，但受機(jī)身影響，也存在較小的向上速度。

圖12 機(jī)翼90°攻角下y 向速度云圖Fig.12 Vy cloud diagram at α=90°

圖13 為機(jī)翼0°攻角下機(jī)身表面壓力云圖，圖14為機(jī)翼90°攻角下機(jī)身表面壓力云圖。從圖13 可以看出，機(jī)翼攻角0°時(shí)，高壓區(qū)主要分布在槳葉正下方機(jī)翼上表面以及機(jī)身對(duì)稱面處；從圖14 可以看出，機(jī)翼攻角90°時(shí)，高壓區(qū)主要分布在槳葉正下方機(jī)翼前緣下表面處。

圖13 機(jī)翼0°攻角下機(jī)身表面壓力云圖Fig.13 Pressure cloud diagram of fuselage surface at α=0°

圖14 機(jī)翼90°攻角下機(jī)身表面壓力云圖Fig.14 Pressure cloud diagram of fuselage surface at α=90°

圖15 為機(jī)翼0°攻角下渦量云圖、圖16 為機(jī)翼90°攻角下渦量云圖，云圖位置均為過(guò)旋翼中心且與x軸垂直的平面。從圖15 和圖16 可以看出，在機(jī)身對(duì)稱面上形成一定渦，機(jī)翼攻角0°時(shí)，渦分布位置相對(duì)90°時(shí)更靠上方并且強(qiáng)度更強(qiáng)，受旋翼、短艙及機(jī)翼影響，槳葉根部短艙周圍存在復(fù)雜渦分布。

圖15 機(jī)翼0°攻角下渦量云圖Fig.15 Vorticity cloud diagram at α=0°

圖16 機(jī)翼90°攻角下渦量云圖Fig.16 Vorticity cloud diagram at α=90°

4 結(jié)論

采用設(shè)計(jì)的計(jì)算模型，在計(jì)算范圍內(nèi)，通過(guò)上述分析，得出了以下結(jié)論：

(1)該文采用的數(shù)值模擬方法能有效地模擬傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)懸停狀態(tài)氣動(dòng)特性；

(2)當(dāng)不考慮機(jī)身氣動(dòng)力時(shí)，機(jī)身對(duì)旋翼氣動(dòng)特性影響不明顯，即孤立旋翼、機(jī)翼攻角0°和機(jī)翼攻角90°三種狀態(tài)下旋翼氣動(dòng)特性差異不明顯；

(3)當(dāng)考慮機(jī)身氣動(dòng)力時(shí)，機(jī)翼攻角0°時(shí)，機(jī)身產(chǎn)生向下氣動(dòng)力與旋翼拉力占比平均為18.2%，機(jī)翼攻角90°時(shí)，平均為0.40%，這對(duì)機(jī)翼懸停狀態(tài)姿態(tài)設(shè)計(jì)、槳葉氣動(dòng)設(shè)計(jì)以及指標(biāo)提出能提供一定參考；

(4)機(jī)翼攻角0°時(shí)，單片槳葉和機(jī)身氣動(dòng)力出現(xiàn)強(qiáng)烈非定常特性，其中槳葉拉力系數(shù)動(dòng)態(tài)值與平均值比為9.80%，機(jī)身升力系數(shù)動(dòng)態(tài)值與平均值比為18.38%，這對(duì)槳葉、機(jī)翼強(qiáng)度與壽命評(píng)估能提供一定參考。