旋翼氣動性能分析

王穎

中北大學(xué)機電工程學(xué)院 030051

1 前言

1.1 研究目的和意義

與我們熟知的固定機翼飛機相比，直升機有一個突出優(yōu)點，那就是可以做低空、低速和機頭方向不變的機動飛行[1]。這些優(yōu)點完全得益于旋翼的設(shè)計[2]。

合適的翼型必須滿足直升機機動性要求、快速巡航要求和懸停要求。首先，要根據(jù)直升機的過載要求來決定弦長；其次，扭轉(zhuǎn)角沿半徑的分布與槳葉平面形狀即寬度分布相組合,可使槳葉氣動環(huán)量分布趨于均勻，提高槳葉效能[3]。

2 基本理論

2.1 流體的連續(xù)性方程

t時刻在流場中任取一個控制體，其體積為τ，封閉表面積為A，在τ中的微元體積dτ中，可假定其密度ρ和速度V相同。則dτ內(nèi)流體質(zhì)量為：dm=ρdτ，τ內(nèi)流體的總質(zhì)量為m=∫dm=∫x(t)ρdτ，質(zhì)量守恒就意味著：

根據(jù)隨體導(dǎo)數(shù)，令φ=ρ，得到：

當(dāng)流體為定常流動時，若所選擇的控制體中，只有一個進(jìn)口截面A1和一個出口截面A2，在一維管流中，對于不可壓縮流體的一維流動，可簡化為：

由此看出，當(dāng)?shù)退俣ǔＡ鲃訒r，流體速度的大小與流管的截面積成反比[4]。

2.2 伯努利定理

能量守恒定律可表述為：

在t時刻，內(nèi)流體所具有的總能量E為：

包括輻射熱和傳導(dǎo)熱，可寫成：

∑N是單位時間內(nèi)由外力對τ內(nèi)流體所做的功，可表示為：

式（2-5）、（2-6）和式（2-7）代入式（2-4），可得：

對于一維管流，設(shè)體積力只有重力，流體定常，簡化得到：

綜合這兩個定理，我們可以得出如下結(jié)論：低速定常流動的流體，流過的截面積大的地方，速度小，壓強大；而截面積小的地方，流速大，壓強小[5]。

3 槳葉流場仿真計算

3.1 簡化槳葉模型

本研究中的旋翼槳葉，由于主要考慮弦長、扭轉(zhuǎn)角和翼型方面影響，模型如下圖：

圖3.1 NACA0016-30-25旋翼模型圖

3.2 整理數(shù)據(jù)參數(shù)

整理計算過程中所需參數(shù)如下表：

表3.1 基本參數(shù)

4 旋翼槳葉氣動性能分析

4.1 槳葉弦長對氣動性能的影響

4.1.1 槳葉各截面壓力分布。選取單片槳葉的特征刨面（z=4000mm），對不同旋翼槳葉截面的壓強分布云圖進(jìn)行比較，以下為400mm弦長旋翼（左）和500mm弦長旋翼（右）的比較。

圖4.1 z=4000mm截面壓強分布云圖

由圖4.1可以看出，弦長為400mm時，與弦長為500mm時，每個截面的壓強分布形狀與數(shù)值都相差不大?？梢酝普摚捎谙议L為500mm時，面積較400mm時會增大，從而升力阻力都會增加。

4.1.2 槳葉總受力。根據(jù)Fluent計算出的受力數(shù)值，對沿氣流方向（X向）、垂直氣流方向（Y向）和翼展方向（Z軸）的力整理列表如下：

表4.1 受力比較

首先，500mm弦長翼型與400mm相比，Y向的壓力增大，表明升力增大，同時X向的壓力和粘性力也增大，這是因為弦長增大，旋翼面積增大，從而使升力和阻力都增大，還因為旋翼面積和迎風(fēng)面積都增大，摩擦阻力和壓差阻力都相應(yīng)增加，這與理論是相符合的。

由表4.1知，400mm弦長和500mm均滿足重量要求。

4.2 槳葉扭轉(zhuǎn)角對氣動性能的影響

4.2.1 槳葉各截面壓力分。選取單片槳葉的特征刨面（z=4000mm），對不同旋翼槳葉截面的壓強分布云圖進(jìn)行比較，下圖為扭轉(zhuǎn)角為-5O旋翼和-8O旋翼的比較。

圖4.2 z=4000mm截面壓強分布云圖

由圖4.2可以看出，扭轉(zhuǎn)角為-8O時，各截面上表面壓強均小于-5O時的壓強，尤其在槳尖處截面尤為明顯。

4.2.2 槳葉總受力。根據(jù)Fluent計算出的受力數(shù)值，對沿氣流方向（X向）和垂直氣流方向（Y向）的力整理列表如下：

表4.2 受力比較表

從表中Y向壓力能看出升力的增加，X向的壓力比較可以明顯看出阻力增大。這是由于角度增加，引起的上下表面壓差增大，而角度增大，在沿空氣運動方向的分力增大，即誘導(dǎo)阻力增大。而迎風(fēng)面積增大，壓差阻力也隨之增大。因為只是扭轉(zhuǎn)角改變，表面面積沒有改變，所以X向粘性力變化不大。

由表4.2知，-5O扭轉(zhuǎn)角和-8O均滿足重量要求。

4.3 槳葉翼型對氣動性能的影響

4.3.1 槳葉各截面壓力分布。選取單片槳葉的特征刨面（z=4000mm），對不同旋翼槳葉截面的壓強云圖進(jìn)行比較，下圖左為NACA0016-30-25旋翼。

圖4.3 z=4000mm截面壓強分布云圖

由圖4.3可以看出，不對稱翼型NACA4412與對稱翼型NACA0016-30-25的壓強分布完全不一樣，明顯可以看出NACA4412的下翼面的壓強大于NACA0016-30-25。

4.3.2 槳葉總受力。根據(jù)Fluent計算出的受力數(shù)值，對沿氣流方向（X向）和垂直氣流方向（Y向）的力整理列表如下：

表4.3 受力比較表

從表中Y向壓力能看出升力的增加，這是因為非對稱的翼型NACA4412大于對稱翼型NACA0016-30-25，根據(jù)升力公式，得出NACA4412升力較大。其它值相差不大。

由表4.3知，NACA0016-30-25翼型和NACA4412均滿足重量要求。

5 總結(jié)

本文對不同翼型、不同弦長和不同扭轉(zhuǎn)角的旋翼的葉片三維流場進(jìn)行了研究，進(jìn)行了氣動分析比較。壓力分布云圖顯示，上表面壓力低于下表面壓力，從而產(chǎn)生升阻力，這基本符合旋翼氣動力中升阻力的形成原理。

對比結(jié)果表明：1、在不考慮高速飛行（雷諾數(shù)）和飛行失速的情況下，扭轉(zhuǎn)角增大，升力和阻力也會隨著增加；2、翼型、迎角不變，弦長增加，導(dǎo)致面積增大，升阻力增加；3、有彎度的旋翼槳葉比對稱翼型的槳葉在相同迎角時升力較大。這基本符合直升機槳葉外形對氣動性能的影響，表明我們對旋翼槳葉進(jìn)行仿真的方法是正確的。

[1]文裕武，溫清澄.現(xiàn)代直升機應(yīng)用及發(fā)展[M].北京：航空工業(yè)出版社，2000.

[2]曹義華.直升機的穩(wěn)定性和操縱性[M].南京航空航天大學(xué)碩士論文，1987.

[3]王適存，徐國華.直升機旋翼空氣動力學(xué)的發(fā)展[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2001，33（3）：203～211.

[4]林建忠等.流體力學(xué)[M].北京：清華大學(xué)出版社，2005.

[5]陳卓如.工程流體力學(xué)[M].北京：高等教育出版社，1992.