基于CFD的直升機主旋翼槳轂阻力分析

李東風, 李立州, 肖豐樂, 李彩霞

(中北大學 機電工程學院, 山西 太原 030051)

0 引言

隨著高速直升機的發(fā)展,如何降低直升機氣動阻力功率消耗越來越受到人們的重視。直升機氣動阻力主要由機身、主旋翼槳轂和起落架產(chǎn)生[1]。研究表明,現(xiàn)代直升機主旋翼槳轂氣動阻力約占總阻力的30%左右[2],減小槳轂的氣動阻力是降低直升機功率消耗的一個切實可行的措施。

20世紀70年代,人們通過槳轂的迎風面積根據(jù)經(jīng)驗預(yù)測槳轂阻力[3];90年代初,NASA采用風洞試驗預(yù)測槳轂阻力[4-5]。隨著風洞試驗成本的不斷增加和數(shù)值分析技術(shù)的發(fā)展,大量研究對采用計算流體力學(Computational Fluid Dynamics,CFD)技術(shù)預(yù)測槳轂氣動阻力的準確性進行了評估:美國的貝爾直升機公司在NRTC/CR項目中采用CFD技術(shù)準確地預(yù)測了槳轂的氣動阻力[6];德國和法國的SHANEL項目檢驗了CFD技術(shù)預(yù)測槳轂氣動阻力和偏航力矩的準確性[7]。目前,國內(nèi)還沒有針對直升機主旋翼槳轂氣動阻力的相關(guān)研究。CFD技術(shù)在槳轂阻力預(yù)測方面應(yīng)用較晚,其主要原因是:(1)槳轂結(jié)構(gòu)復雜,難以對流域劃分高質(zhì)量的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格;(2)槳轂各零件之間的距離較近,存在較強的氣流干擾;(3)槳轂為旋轉(zhuǎn)組件且轉(zhuǎn)速較高,所處氣流環(huán)境十分復雜。

本文采用CFD技術(shù)對旋翼槳轂氣動性能進行分析,為設(shè)計階段提供更為準確的預(yù)測槳轂阻力分析方法。

1 槳轂的主要氣動特征

槳轂包含多個部件且多為鈍體,鈍體繞流必然伴隨著氣流分離。由于空氣具有粘性,因此鈍體繞流存在流動分離、流態(tài)轉(zhuǎn)換、旋渦脫落、渦致振動等復雜特性。鈍體按其形狀可分為兩類,一類表面呈光滑曲線,如圓柱、球等,繞流邊界層在物面的分離點不固定,分離位置和繞流特性隨著雷諾數(shù)的變化有較明顯的變化;另一類表面有角點,如矩形、立方體等,角點成為固定的分離點,并可能在物面再附和重新分離,這類物體的繞流在較大的雷諾數(shù)范圍內(nèi)變化不明顯[8]。

槳轂的氣動阻力分為與氣流分離有關(guān)的壓差阻力和與氣流粘性有關(guān)的摩擦阻力兩部分,其中壓差阻力約占總阻力的90%～95%。壓差阻力是由分離渦在鈍體上脫落引起的[9],其大小與流動分離點的位置有關(guān)。若氣流分離時邊界層內(nèi)為層流流態(tài),則分離點靠前、壓差阻力高,使總阻力大;若氣流分離時為紊流流態(tài),則對應(yīng)的流動分離點延后,壓差阻力降低,使總阻力減小[10]。

2 槳轂?zāi)Ｐ?/h2>

槳轂?zāi)Ｐ图爸饕考鐖D1所示,計算域如圖2所示。進行槳轂旋轉(zhuǎn)狀態(tài)CFD分析時,所建立的流場域分為靠近槳轂的旋轉(zhuǎn)區(qū)域和外部的靜止區(qū)域,旋轉(zhuǎn)區(qū)域把槳轂全部包裹起來。由于槳轂結(jié)構(gòu)復雜,采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成槳轂流域網(wǎng)格[11]。由于靠近槳轂的氣流變化劇烈,因此靠近槳轂的網(wǎng)格劃分較密,網(wǎng)格密度自槳轂表面向計算域外邊界由密到疏過渡,解決了網(wǎng)格過多、計算時間過長的問題,槳轂附近網(wǎng)格分布如圖3所示。

直升機前飛時槳轂向前傾斜一定的角度,槳轂旋轉(zhuǎn)角速度為15.13 rad/s,旋轉(zhuǎn)軸為槳轂的中心軸。流場網(wǎng)格模型的主要邊界類型如圖2所示,來流速度為81.39 m/s,出口壓力為標準大氣壓,采用Spalart-Allmaras湍流模型[12]。

在CFD分析時需要考慮四種工況下槳轂的氣動特性:槳轂在非旋轉(zhuǎn)和旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的迎風方位,即0°方位和45°方位,迎風方位如圖4所示。

圖1 槳轂主要部件Fig.1 Main parts of hub

圖2 計算域和邊界條件Fig.2 Computational domain and boundary conditions

圖3 槳轂附近網(wǎng)格分布Fig.3 Mesh distribution around hub

圖4 槳轂迎風方位Fig.4 Headwind bearing of hub

3 仿真結(jié)果及分析

本文采用Fluent軟件對槳轂的外流場網(wǎng)格模型進行計算,槳轂表面壓力分布情況如圖5所示。

圖5 槳轂?zāi)Ｐ捅砻鎵毫鲈茍DFig.5 Surface pressure distributions of hub

由圖可以看出,在槳葉柄和中央件迎風前緣發(fā)生較大的氣流分離。在實際情況中槳葉柄與槳葉相連,槳葉柄前緣不會出現(xiàn)大規(guī)模的氣流分離,所以氣流分離所產(chǎn)生的壓差阻力忽略不計。

各工況下槳轂的阻力和相對于槳轂質(zhì)心的力矩如表1所示。由表1可以看出,與氣流分離有關(guān)的壓差阻力占總阻力的絕大部分。在槳轂處于非旋轉(zhuǎn)狀態(tài)45°方位時的阻力最大,這與迎風面積有關(guān)。槳轂處于45°方位時,槳轂在非旋轉(zhuǎn)和旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的阻力幾乎相等,而在0°方位時有差別。這是由于槳轂在45°方位角時的迎風面積等于旋轉(zhuǎn)時的平均迎風面積,與文獻[13]的結(jié)論相符;另外,非旋轉(zhuǎn)與旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的阻力相差不大,與文獻[7]的風洞試驗結(jié)果一致。

非旋轉(zhuǎn)和旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的速度云圖如圖6所示,表明槳轂的氣動阻力與槳轂是否旋轉(zhuǎn)無關(guān)。

表1 槳轂的阻力和力矩Table 1 Drag and moment of hub

圖6 槳轂附近速度分布云圖Fig.6 Velocity distribution around hub

非旋轉(zhuǎn)和旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的槳轂表面壓力分布如圖7所示?？梢钥闯?旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的槳轂迎風面的中央件、槳葉柄和螺距控制桿壓力一側(cè)升高,另一側(cè)降低。由庫塔-儒科夫斯基升力定理可知,處于旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的槳轂繞流中存在環(huán)量與來流疊加,槳轂一側(cè)表面流速加快,另一側(cè)表面流速減緩。由伯努利定理可知流速加快的一側(cè)壓力比另一側(cè)小,由此產(chǎn)生壓差,導致繞y軸的側(cè)偏力矩明顯增大,如表1所示。槳轂的側(cè)偏力矩對直升機機身產(chǎn)生反扭矩,一般通過尾槳產(chǎn)生推力、或拉力通過直升機尾梁形成偏轉(zhuǎn)力矩來抵消槳轂和旋翼的反扭矩。

圖7 槳轂表面壓力分布云圖Fig.7 Surface pressure distributions of hub

4 結(jié)論

本文采用CFD技術(shù)對直升機前飛狀態(tài)的槳轂進行氣動分析,得出以下結(jié)論:

(1)對流場域劃分非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格可以提高網(wǎng)格生成的效率,采用CFD技術(shù)完全可以預(yù)測槳轂的阻力和力矩。

(2)槳轂氣動阻力的主要來源是由氣流分離引起的壓差阻力,槳轂處于45°方位角阻力大于0°方位角阻力,說明槳轂阻力與與槳轂的迎風面積有關(guān)。

(3)處于非旋轉(zhuǎn)和旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的槳轂阻力幾乎一樣,說明阻力與槳轂是否旋轉(zhuǎn)無關(guān)。

(4)旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的槳轂繞y軸轉(zhuǎn)矩比非旋轉(zhuǎn)狀態(tài)明顯增大,說明旋轉(zhuǎn)是側(cè)偏力矩的來源。

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