環(huán)量控制尾梁參數(shù)對(duì)直升機(jī)尾梁側(cè)向推力的影響

董振興，高亞?wèn)|，王華明

(南京航空航天大學(xué)直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇南京 210016)

0 引言

無(wú)尾槳概念(NOTAR)是直升機(jī)技術(shù)的新發(fā)展，它改變了傳統(tǒng)的尾槳設(shè)計(jì)概念，利用環(huán)量控制尾梁提供旋翼反扭矩所需的力，從而取消尾槳，從根本上解決尾槳給直升機(jī)帶來(lái)的各種問(wèn)題。其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，安全性好，改善了可靠性和維護(hù)性，減少了直升機(jī)的振動(dòng)和噪聲，使乘坐舒適性得到改善。

環(huán)量控制由邊界層控制發(fā)展而來(lái)，指的是后緣為圓弧形的翼型后部上表面開(kāi)縫，從縫中噴出氣流，挾帶著上面的氣流繞后緣流動(dòng)，直到后緣附近某點(diǎn)分離，這樣在該翼型上形成環(huán)量，產(chǎn)生升力。普通翼型的上表面氣流不可能繞過(guò)尖削后緣，而是在后緣分離。環(huán)量控制翼型后緣為圓弧形，圓柱［1-2］就是這種翼型的特例。無(wú)尾槳直升機(jī)，就采用了環(huán)量控制技術(shù)。這種直升機(jī)的機(jī)身為圓柱或近似為圓柱，以旋翼的尾流為來(lái)流，在機(jī)身上引出壁面噴流后，產(chǎn)生一側(cè)向力以平衡旋翼的扭矩，從而取代了尾槳，簡(jiǎn)化了直升機(jī)的設(shè)計(jì)。

1 計(jì)算模型

1.1 建立幾何模型

MD520N是一架技術(shù)成熟的無(wú)尾槳直升機(jī)，它采用的環(huán)量控制尾梁縫隙寬度與尾梁直徑之比h∶D=0.009，縫隙長(zhǎng)度與旋翼直徑之比為 0.18。參照該機(jī)型數(shù)據(jù)以及文獻(xiàn)［3］，建立本文的計(jì)算模型。模型的主要參數(shù)如表1所示。

表1 旋翼及尾梁模型主要參數(shù)

動(dòng)量源方法［4］是把槳葉對(duì)氣流的作用以動(dòng)量源的形式來(lái)表示，并忽略槳葉附近流場(chǎng)的細(xì)節(jié)特征，把周期性流動(dòng)通過(guò)時(shí)間平均轉(zhuǎn)化為“準(zhǔn)定?！绷鲃?dòng)。在保證旋翼下洗流流場(chǎng)本質(zhì)屬性的前提下，上述方法舍去求解旋翼槳葉周?chē)鲌?chǎng)的流動(dòng)細(xì)節(jié)給計(jì)算精度提出的高要求。同時(shí)，由于用圍繞整個(gè)槳盤(pán)的網(wǎng)格來(lái)取代圍繞槳葉的貼體網(wǎng)格，減小了網(wǎng)格生成難度和網(wǎng)格數(shù)目，有效節(jié)省了計(jì)算時(shí)間。確定動(dòng)量源項(xiàng)需要通過(guò)配平獲得，根據(jù)力平衡關(guān)系得到輸入?yún)?shù)并加入到自定義函數(shù)中，實(shí)現(xiàn)動(dòng)量源項(xiàng)的模擬。一般計(jì)算流程如下:已知旋翼的轉(zhuǎn)速、來(lái)流速度和槳葉幾何參數(shù)，使用葉素理論求出槳葉微段在剖面坐標(biāo)系下的升力、阻力，然后通過(guò)坐標(biāo)變換，把槳葉微段在剖面坐標(biāo)系下的受力情況轉(zhuǎn)化為在計(jì)算域坐標(biāo)系下的受力情況，得到槳盤(pán)前后的壓力差，即為動(dòng)量源。本文采用動(dòng)量源方法模擬旋翼下洗流流場(chǎng)，旋翼槳葉將由槳盤(pán)模型(圓盤(pán))代表，即通過(guò)槳盤(pán)對(duì)流場(chǎng)力的作用來(lái)模擬旋翼槳葉對(duì)流場(chǎng)影響。由于本文主要研究環(huán)量控制尾梁的工作原理，以及風(fēng)洞和旋翼下洗流中動(dòng)量系數(shù)、縫隙幾何參數(shù)等對(duì)尾梁氣動(dòng)力的影響，所以工作重點(diǎn)是建立環(huán)量控制尾梁分析模型，對(duì)機(jī)身則進(jìn)行了適當(dāng)?shù)暮?jiǎn)化處理。除此之外，為減少后期網(wǎng)格劃分工作量，降低網(wǎng)格生成難度，本文對(duì)幾何模型作了合理簡(jiǎn)化:

1)對(duì)尾梁的簡(jiǎn)化處理。把真實(shí)的尾梁簡(jiǎn)化為一個(gè)圓柱體，并在適當(dāng)位置開(kāi)縫。由于噴氣錐側(cè)向噴氣，產(chǎn)生側(cè)向力，且處于尾梁尾部對(duì)環(huán)量控制影響不大，所以未在模型上構(gòu)建。

2)對(duì)旋翼的簡(jiǎn)化處理。把真實(shí)的五片槳葉簡(jiǎn)化為一個(gè)等半徑的作用盤(pán)，除去中間槳轂部分，在計(jì)算時(shí)向槳盤(pán)的面網(wǎng)格單元載入動(dòng)量源項(xiàng)。

利用三維設(shè)計(jì)軟件CATIA建立機(jī)體模型，主要采用曲面造型設(shè)計(jì)和分塊設(shè)計(jì)兩大模塊來(lái)完成，最后封閉成一個(gè)實(shí)體，再檢查連續(xù)性，避免出現(xiàn)開(kāi)口，生成模型如圖1所示。

圖1 機(jī)體三維模型

1.2 建立計(jì)算域

為了更好地模擬尾梁氣動(dòng)特性，本文建立了一個(gè)長(zhǎng)為10m，半徑為2m的圓柱形計(jì)算域。為了減少網(wǎng)格數(shù)量，提高計(jì)算效率，把圓柱形計(jì)算域與機(jī)身之間的區(qū)域分為4個(gè)部分，從外到里分兩層，外層為一個(gè)區(qū)域，內(nèi)層從前到后依次為入口段、中間段與出口段。

1.3 劃分網(wǎng)格

為了簡(jiǎn)單而準(zhǔn)確地滿(mǎn)足邊界條件，首先生成貼體(單域)計(jì)算網(wǎng)格，即附面層網(wǎng)格，然后分區(qū)域劃分體網(wǎng)格，即根據(jù)外形特點(diǎn)將總體流場(chǎng)分成若干子域，對(duì)每個(gè)子域分別建立網(wǎng)格。本文中機(jī)身和尾梁表面(不含縫隙)采用非結(jié)構(gòu)三角形網(wǎng)格，縫隙處采用四邊形結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，兩側(cè)小三角面采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，旋翼用一圓盤(pán)來(lái)代替，在圓盤(pán)上劃分結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，除去中間槳轂部分，體網(wǎng)格從內(nèi)向外逐塊生成，首先生成縫隙噴口處小體的結(jié)構(gòu)六面體網(wǎng)格，然后生成內(nèi)層小體的非結(jié)構(gòu)四面體體網(wǎng)格，最后是中間層和外層的結(jié)構(gòu)六面體網(wǎng)格，從而完成整個(gè)計(jì)算域網(wǎng)格。體網(wǎng)格生成需要花費(fèi)較多時(shí)間，需進(jìn)行初始化與細(xì)化等操作，完成后約為216萬(wàn)體網(wǎng)格。

2 計(jì)算結(jié)果及分析

本文采用k-ε湍流模型，由于旋翼下洗流速度不高，考慮氣流粘性影響，計(jì)算時(shí)控制方程采用了定常、不可壓、有粘的納維爾-斯托克斯方程［5］，將動(dòng)量源程序?qū)氲紽LUENT軟件中模擬旋翼下洗流，根據(jù)下洗流的速度改變縫隙的噴氣速度，即改變動(dòng)量系數(shù)，得到了尾梁模型上氣動(dòng)力隨縫隙數(shù)目、大小和位置、動(dòng)量系數(shù)等基本參數(shù)的變化情況。

2.1 表面壓力分布

圖2給出無(wú)環(huán)量控制(縫隙不噴氣，Cμ=0)時(shí)尾梁壓力分布曲線。曲線1表示通過(guò)勢(shì)流理論計(jì)算的結(jié)果。曲線2和3分別為模擬旋翼下洗流和風(fēng)洞流場(chǎng)中尾梁表面壓力分布。由于尾梁表面分離區(qū)壓力基本保持不變，曲線平坦，曲線端點(diǎn)就是分離點(diǎn)。從風(fēng)洞中尾梁表面壓力分布曲線可知分離點(diǎn)大約在75°附近，而在旋翼下洗流中的壓力分布曲線上，分離點(diǎn)分別在150°和240°附近。從圓柱體邊界層分離理論可知，分離點(diǎn)位置不但與雷諾數(shù)有關(guān)，還與模型表面粗糙度和來(lái)流紊流度有關(guān)。實(shí)際旋翼下洗流不是垂直下降的，而是螺旋下降的極不穩(wěn)定的氣流，其紊流度很高，盡管雷諾數(shù)較低，但紊流使尾梁表面邊界層在分離前就已經(jīng)由層流過(guò)渡到紊流，使分離點(diǎn)后移，引起負(fù)壓增大，因而圖2中曲線2的最高點(diǎn)(駐點(diǎn))并不在0°，而是在10°左右，這是由于旋翼下洗流并不是垂直下降的，而是呈螺旋形斜向下打到尾梁上，相對(duì)尾梁頂部存在大約10°的夾角，使分離點(diǎn)推遲10°，即分離點(diǎn)距前駐點(diǎn)140°。

圖2 尾梁表面壓力分布

圖3 有環(huán)量控制時(shí)尾梁截面附件流場(chǎng)流線圖

圖3為尾梁附近流場(chǎng)流線，從圖中看出當(dāng)有環(huán)量控制時(shí)，縫隙噴出氣流給尾梁表面氣流增加能量，使氣流大量流向尾梁未開(kāi)口的一側(cè)，局部負(fù)壓大大提高，分離點(diǎn)后移，造成尾梁兩側(cè)壓力分布不對(duì)稱(chēng);處于90°一側(cè)的尾梁表面負(fù)壓顯著增加，而另一側(cè)變化不大，從而在尾梁上產(chǎn)生指向負(fù)壓較大一側(cè)的側(cè)向力。其中，尾梁尾部的環(huán)量控制效率低于中部。在尾梁與機(jī)身的結(jié)合處氣流分離嚴(yán)重，對(duì)旋翼下洗流干擾嚴(yán)重，導(dǎo)致單縫隨方位角變化時(shí)，尾梁氣動(dòng)力變化劇烈，環(huán)量控制效率較低。因而，環(huán)量控制效率沿尾梁從前到后的順序先逐漸變高后逐漸變低，同時(shí)也決定了單縫不適合工程應(yīng)用。

2.2 動(dòng)量系數(shù)的影響

從圖4中C1隨Cμ的變化曲線可以看出，同前期風(fēng)洞流場(chǎng)中相似，處于旋翼下洗流內(nèi)的尾梁的升力(側(cè)向力)系數(shù)C1隨動(dòng)量系數(shù)Cμ的增大而增大，開(kāi)始曲線斜率較大，當(dāng)Cμ＞0.4時(shí)逐漸變得平緩，綜合考慮阻力系數(shù)和升阻比后得出最優(yōu)動(dòng)量系數(shù)Cμ大約在0.4附近，此時(shí)環(huán)量控制效率最高。該規(guī)律與麥道公司的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果［6］相符。

2.3 縫隙幾何參數(shù)的影響

對(duì)于旋翼下洗流中縫隙大小和位置對(duì)環(huán)量控制尾梁氣動(dòng)力的影響如圖5中所示，縫隙寬度越大，升力系數(shù)越小，且與風(fēng)洞中單縫最佳位置不同，在旋翼下洗流流場(chǎng)中，單縫開(kāi)在140°方位時(shí)升力系數(shù)最大，環(huán)量控制效果最好，該結(jié)論與文獻(xiàn)［7］研究結(jié)果相符。

圖5 升力系數(shù)隨方位角變化的曲線

前期的研究發(fā)現(xiàn)，風(fēng)洞中最佳雙縫位置之間的夾角是60°，旋翼下洗流中氣流速度與尾梁縱向?qū)ΨQ(chēng)面的夾角的影響可看作是縫隙位置的影響，可按照這個(gè)夾角以及縫隙方位角由小到大的順序，縫隙寬度前小后大的布置方式建立模型。改變縫隙的位置，計(jì)算雙縫在不同位置時(shí)尾梁氣動(dòng)力的變化。圖6表示升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比隨雙縫方位角變化規(guī)律，其中橫坐標(biāo)是第一條縫的方位角。當(dāng)?shù)谝粭l縫位于140°，即雙縫方位角分別為80°和140°時(shí)，升力系數(shù)Cl最大，此時(shí)升阻比Cf也最大。麥道公司無(wú)尾槳直升機(jī)MD520N的環(huán)量控制尾梁雙縫正是這兩個(gè)值［3］。由此確定在旋翼下洗流中雙縫最佳方位角為80°和140°。

圖6 升、阻力系數(shù)和升阻比隨雙縫方位角變化的曲線

3 結(jié)論

本文主要研究了處于旋翼下洗流中的環(huán)量控制尾梁的氣動(dòng)特性，以及動(dòng)量系數(shù)、縫隙幾何參數(shù)等對(duì)尾梁側(cè)向氣動(dòng)力的影響。

1)通過(guò)仿真計(jì)算，并與以往實(shí)驗(yàn)對(duì)比，環(huán)量控制尾梁最佳動(dòng)量系數(shù)在0.4附近。

2)對(duì)于單縫，最佳方位角為140°;對(duì)于雙縫，雙縫的最佳位置為80°和140°。

3)雙縫環(huán)量控制效率比單縫高，適用于工程應(yīng)用。按方位角從小到大的順序，縫隙寬度采用前小后大方式布置時(shí)，環(huán)量控制效率明顯大于前大后小的布置方式。

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［3］Fisher D T.Wind Tunnel Performance Comparative Test Results of a Circular Cylinder And 50%Ellipse Tailboom for Circulation Control Ant-torque Application［D］.Thesis of Naval Postgraduate School.March，1994.7-30

［4］王博.基于CFD方法的直升機(jī)旋翼/機(jī)身流場(chǎng)模擬及分析［D］.南京:南京航空航天大學(xué)，2007.20-30.

［5］錢(qián)翼稷，編著.空氣動(dòng)力學(xué)［M］.北京:北京航空航天大學(xué)出版社，2005.2.65-70.

［6］Logan，A H.Evaluation of a Circulation Control Tail Boom for Yaw Control［M］.Hughes Helicopters，Inc.，USARTL-TR-79-10，April 1978.10-20.

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