直升機槳葉連續(xù)后緣襟翼設計與氣動影響分析

李贇，董凌華，周金龍，楊衛(wèi)東

(南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家重點實驗室，南京 210016)

0 引 言

主動控制后緣襟翼(Active Controlled Flap，簡稱ACF)智能旋翼技術是直升機發(fā)展的重要方向之一，其原理是通過主動調(diào)節(jié)旋轉(zhuǎn)槳葉氣動力在槳盤上的分布，從而降低旋翼振動載荷，提升直升機的性能。

國內(nèi)外對該技術展開了廣泛的研究。國外比較成功的ACF旋翼試驗有F.K.Straub等[1-2]的SMART旋翼試驗、E.Muir等[3]的旋翼塔試驗以及P.Lorber等[4]的旋翼風洞試驗，這些試驗都取得了良好的減振效果。O.Dieterich等[5-6]對帶后緣襟翼的BK-117直升機進行了飛行試驗，平飛時，4階槳榖力減小50%～90%。國內(nèi)，張柱等[7]對智能旋翼技術展開了研究，設計的雙X壓電驅(qū)動機構(gòu)可實現(xiàn)激振頻率為18 Hz時后緣襟翼輸出7.8°的偏角；劉士明等[8]進行的后緣襟翼減振仿真得到約50%的減振效果。上述研究成果證明了主動控制后緣襟翼能夠有效地降低直升機的振動水平。

在早期，主要是基于分離式的后緣襟翼開展直升機旋翼減振主動控制研究，即襟翼是在槳葉加工之后安裝上去的，會在槳葉表面留下縫隙，而且后緣襟翼多是由壓電片、壓電堆等驅(qū)動，這些驅(qū)動裝置結(jié)構(gòu)重量大，會增加槳葉的動力學設計難度。壓電纖維復合材料(Macro Fiber Composite，簡稱MFC)的出現(xiàn)為主動控制后緣襟翼的發(fā)展帶來了新的技術解決途徑[9]，MFC不僅具有良好的驅(qū)動能力，而且其厚度薄、重量輕、強度高，具有一定的韌性，能夠布置于曲面結(jié)構(gòu)中，對結(jié)構(gòu)的影響較小。

本文將MFC作為后緣襟翼的驅(qū)動材料，基于NACA23012翼型設計連續(xù)后緣襟翼(Continuous Trailing-edge Flap，簡稱CTEF)，采用熱彈性比擬法和有限元方法分析CTEF在電場作用下的驅(qū)動效果，采用流固耦合方法計算槳葉段后緣襟翼偏轉(zhuǎn)對剖面翼型氣動特性的影響。

1 基于熱彈比擬法的壓電纖維復合材料建模

MFC是由NASA開發(fā)的一種智能材料，可作為作動器或傳感器，具有良好的力學特性和可靠性。MFC的結(jié)構(gòu)如圖1所示[10]。

圖1 MFC的結(jié)構(gòu)組成

與傳統(tǒng)的壓電陶瓷相比，MFC有眾多優(yōu)點[11]：MFC強度高、韌性大，不容易出現(xiàn)脆性斷裂；叉指電極電場方向沿著纖維的縱向覆蓋了整個壓電層，使MFC具有更高的d33壓電常數(shù)和機電耦合系數(shù)，能夠產(chǎn)生相對更大的驅(qū)動力和輸出位移；MFC厚度薄、重量輕，能夠粘貼在曲面上，對結(jié)構(gòu)影響小，易于集成化設計。

為了簡化MFC力學性能的分析計算，本文采用熱彈比擬法[12-13]來模擬其逆壓電效應。P1類型的MFC利用壓電材料的d33效應，壓電材料沿三方向極化，在自由邊界條件下，由三方向的電場E3引起的應變?yōu)?/p>

εE=dE3=[d31d31d330 0 0]TE3

(1)

(2)

式中：εE為壓電應變向量；d為壓電常數(shù)向量；U為驅(qū)動電壓；t為叉指電極相鄰正負極之間的距離。

而熱彈性體在自由邊界條件下受溫度載荷時，由內(nèi)部溫度變化引起的應變?yōu)?/p>

εE=αT=[α11α22α33α23α31α12]TT

(3)

式中：εE為熱應變向量；α為熱膨脹系數(shù)向量；T為溫度增量。

比較式(1)和式(3)，壓電材料的壓電應變方程和熱彈性材料的溫度應變方程相似，可將正交各向異性的壓電材料驅(qū)動電壓載荷比擬為溫度載荷，定義：

(4)

(5)

(6)

α23=α31=α12=0

(7)

T=U

(8)

因此，壓電材料的壓電應變比擬為熱彈性體的溫度應變：

(9)

式(9)表明，對于壓電材料仿真分析，可采用熱彈性分析法將電場作用下的應變比擬為正交各向異性材料的熱彈性應變。

為了驗證本文采用的熱彈性比擬法的有效性，開展MFC懸臂梁結(jié)構(gòu)的壓電應變實驗，實驗現(xiàn)場照片如圖2所示，仿真和實驗條件如表1所示。

圖2 MFC懸臂梁結(jié)構(gòu)壓電應變實驗

材 料參 數(shù)數(shù) 值M2814-P1懸臂梁鋼片長度/mm38(有效28)寬度/mm20(有效14)厚度/mm0.3電極距/mm0.5楊氏模量/GPaE1=E2=15.86E3=30.34剪切模量/GPa5.51泊松比μ12=0.31μ13=μ23=0.16壓電系數(shù)/(pm·V-1)d33=4.6×102d31=-2.1×102熱彈比擬系數(shù)/(m·C-1)α33=9.2×10-7α11=α22=-4.2×10-7長度/mm80寬度/mm20厚度/mm0.5楊氏模量/GPa200剪切模量/GPa76.92泊松比0.3

熱彈比擬法實驗驗證與修正如圖3所示。

圖3 熱彈比擬法實驗驗證與修正

MFC的有限元計算結(jié)果呈線性趨勢，這是由于熱彈比擬法忽略了局部電場作用下的非均勻性。另外，計算結(jié)果的斜率略小于實驗結(jié)果的斜率，為此，通過引入一個修正系數(shù)K進行修正，令

(10)

基于實驗修正得到K=1.087，修正后計算值和實驗值吻較好，表明采用熱彈比擬法對MFC驅(qū)動器進行力學性能分析是可行的。

2 基于壓電纖維驅(qū)動的連續(xù)后緣襟翼設計

與常規(guī)的后緣襟翼不同，CTEF與槳葉形成一個整體結(jié)構(gòu)，利用材料的柔性，在MFC的驅(qū)動作用下，CTEF槳葉后緣實現(xiàn)連續(xù)變形。CTEF在電壓驅(qū)動下的變形如圖4所示(其中，+1 500/-500 V表示粘貼在基體上/下表面MFC的驅(qū)動電壓)。

圖4 后緣襟翼變形(Ma=0.5，α=6°)

CTEF剖面結(jié)構(gòu)如圖5所示，基于NACA23012翼型開展了CTEF與槳葉的集成設計，翼型弦長270 mm，襟翼從0.426倍弦長開始，沿翼型中弧線延伸到槳葉后緣?；w采用階梯縮進的楔形結(jié)構(gòu)，相鄰兩層高度差與MFC厚度一致，避免在粘貼過程中產(chǎn)生間隙，基體前緣部分包裹在槳葉大梁上，由玻璃纖維布壓制而成，0.448倍弦長處厚度為3 mm，后緣處厚度減小為0.332 mm。在基體的上/下表面各粘貼四層型號為M8557-P1的MFC壓電作動器，相鄰兩層之間錯位分別為16、12、8 mm。若要襟翼下偏，上方的MFC施加正電壓，下方的MFC施加負電壓，驅(qū)動翼剖面后緣產(chǎn)生向下的彎曲變形；反之，翼剖面后緣向上彎曲。

圖5 CTEF剖面結(jié)構(gòu)

合理選取后緣各部分的材料是CTEF設計的重要環(huán)節(jié)之一。本文針對多種材料的夾層和蒙皮進行后緣偏轉(zhuǎn)位移的計算分析，各材料的彈性模量如表2所示，蒙皮厚度為0.2 mm。

表2 夾層和蒙皮的材料及彈性模量

在+1 500 V/-500 V驅(qū)動電壓下，夾層和蒙皮材料不同時CTEF的后緣位移的計算結(jié)果如表3所示。

表3 加+1 500 V/-500 V電壓，不同夾層和蒙皮下CTEF的后緣尖端位移

從表3可以看出：粘貼在MFC作動器上的泡沫夾層和蒙皮對后緣襟翼變形的抑制作用明顯。由于玻璃布蒙皮剛度大，MFC作動器驅(qū)動后緣襟翼不會發(fā)生明顯的變形，因此，蒙皮應具有較好的柔性，這不僅有利于襟翼的變形，還可以防止交變載荷作用下疲勞分層失效。同時，夾層材料應在厚度方向應具有較大的抗壓剛度，同時剪切剛度要盡量小。

通過對比幾種不同材質(zhì)的夾層和蒙皮對襟翼偏轉(zhuǎn)的影響，分別選擇蜂窩芯和尼龍作為夾層和蒙皮的材料。無氣動載荷時，在+1 500/-500 V電壓驅(qū)動下后緣尖端下5.06 mm，在-500/+1 500 V電壓驅(qū)動下后緣尖端上5.01 mm，實現(xiàn)了有效的位移輸出。

3 連續(xù)后緣襟翼氣動影響分析

3.1 流固耦合方法

由于CTEF的變形，不能用一個確定的轉(zhuǎn)軸和偏轉(zhuǎn)角描述，因此，本文采用流固耦合方法[10,14]分析連續(xù)可變后緣襟翼的氣動效果。

流固耦合方法基于ANSYS Workbench平臺，調(diào)用Fluent軟件計算氣動力，載荷作用下的結(jié)構(gòu)響應調(diào)用Mechanical模塊求解，流體和結(jié)構(gòu)之間的耦合通過System Coupling模塊來實現(xiàn)，它保證了氣動力求解和結(jié)構(gòu)響應求解同時進行，在每一個時間步結(jié)束后，都要進行耦合面的信息交換，實現(xiàn)結(jié)構(gòu)響應和氣動力的實時耦合。

考慮到CTEF的變形，必須用到網(wǎng)格更新技術，滑移網(wǎng)格對襟翼剛性偏轉(zhuǎn)的流場模擬較好，但是不能用于后緣連續(xù)可變襟翼，而動網(wǎng)格可以應對任意復雜的變形，F(xiàn)luent非定常氣動力計算的重點和難點集中于網(wǎng)格運動問題。

動網(wǎng)格(Dynamic Mesh)通常包含兩方面的內(nèi)容：運動區(qū)域指定以及網(wǎng)格更新方法。運動區(qū)域的指定，對于可用數(shù)學語言描述的運動通常采用Profile或者UDF(User-defined Functions)宏定義，而對于無法用數(shù)學表達式描述的連續(xù)可變襟翼的運動，結(jié)構(gòu)變形的位移完全依賴于System Coupling讀取Mechanical求解的結(jié)構(gòu)響應，則只需要指定CTEF表面為耦合運動方式，流場網(wǎng)格的更新由程序自動控制。Fluent提供的眾多網(wǎng)格更新方法中：光順(Smoothing)方法的應用范圍最廣，光順方法又分為彈簧光順(spring)和擴散光順(diffusion)，彈簧光順適用于變形較小的情況，相對于翼型附面層極密的網(wǎng)格，CTEF變形較大，采用彈簧光順容易出現(xiàn)負體積，而擴散光順通常可以將變形擴散到更遠的區(qū)域，與彈簧光順相比，還可以得到更好的網(wǎng)格質(zhì)量，因此本文采用擴散光順的網(wǎng)格更新方法。

擴散光順通過求解以下擴散方程來設置網(wǎng)格節(jié)點的位置：

(11)

(12)

式中：xold為網(wǎng)格更新前節(jié)點位置向量；xnew為網(wǎng)格更新后節(jié)點位置向量；u為網(wǎng)格的運動速度，求解出運動速度后，可以很容易獲得網(wǎng)格節(jié)點在下一個時間步長的位置；γ為擴散系數(shù)，擴散系數(shù)的計算有兩種方法，式(13)是基于網(wǎng)格節(jié)點與邊界之間的距離計算擴散系數(shù)，式(14)是基于網(wǎng)格體積計算擴散系數(shù)。

(13)

(14)

式中：d為正則化后的網(wǎng)格節(jié)點與邊界之間的距離；V為網(wǎng)格正則化體積；α為擴散光順方法要設置的參數(shù)，取值范圍為0～3。當α=0時，γ≥1，則計算域中的網(wǎng)格均勻擴散，提高此參數(shù)可以使距離運動邊界較遠區(qū)域吸收更多的位移，本文取中間值1.5。

流固耦合的計算流程如圖6所示。其中：n為當前時間步數(shù)；N為總時間步數(shù)；i為每個時間步的當前迭代次數(shù)；I為每個時間步的最大迭代次數(shù)；F為Fluent求解的氣動力；S為Mechanical求解的結(jié)構(gòu)響應。

圖6 流固耦合流程圖

3.2 連續(xù)后緣襟翼偏轉(zhuǎn)效果分析

基于材料設計參數(shù)影響分析的結(jié)果，確定CTEF槳葉段各部分的材料，其主要參數(shù)如表4所示。利用流固耦合方法計算迎角和馬赫數(shù)對襟翼后緣偏轉(zhuǎn)的影響。

表4 連續(xù)后緣襟翼各部分材料及主要參數(shù)

CTEF通常布置在槳葉0.75倍旋翼半徑附近，直升機懸停狀態(tài)下，該處來流速度約為0.5Ma。來流速度為0.5Ma時， +1 500 V/-500 V電壓驅(qū)動下，后緣位移隨迎角的變化情況如圖7(a)所示，可以看出：隨著迎角增大，后緣位移逐漸減小。迎角為6°，+1 500 V/-500 V電壓驅(qū)動下，后緣位移隨來流速度的變化情況如圖7(b)所示，可以看出：隨著來流速度增大，后緣位移也會減小，相對于剖面來流速度，剖面迎角對CTEF偏角影響要小。

(a) Ma=0.5

(b) α=6°

計算帶CTEF的翼剖面在來流速度為0.5Ma，雷諾數(shù)為3.14×106，迎角分別為0°和6°條件下，連續(xù)后緣襟翼分別在基準電壓+500 V/+500 V、下偏電壓+1 500 V/-500 V、上偏電壓-500 V/+1 500 V時翼剖面的壓力系數(shù)，以及偏轉(zhuǎn)對升力、阻力、力矩系數(shù)的改變。不同計算條件下，后緣不偏轉(zhuǎn)與偏轉(zhuǎn)的壓力云圖如圖8～圖9所示。

(a) +500 V/+500 V

(b) +1 500 V/-500 V

(c) -500 V/+1 500 V

(a) +500 V/+500 V

(b) +1 500 V/-500 V

(c) -500 V/+1 500 V

從圖8～圖9可以看出：襟翼下偏，翼型上表面的低壓區(qū)明顯增大；襟翼上偏，翼型下表面高壓區(qū)明顯縮小。

CTEF對翼剖面壓力分布的影響如圖10所示，可以看出：當槳葉后緣下偏時，剖面壓差增大，上偏時，剖面壓差降低；壓力系數(shù)曲線保持光滑，表明氣動載荷下CTEF保持良好的氣動外形。

來流速度為0.5Ma，0°和6°迎角下后緣偏轉(zhuǎn)對升力系數(shù)、阻力系數(shù)、力矩系數(shù)以及升阻比的影響如表5所示。

(a) α=0

(b) α=6°

迎角上/下表面MFC的驅(qū)動電壓/V尖端偏轉(zhuǎn)/mmCLCDCMCL/CD+500/+500 0.123 0.1420.009 38-0.007 90 15.14α=0+1 500/-500-4.109 0.3970.010 13-0.049 96 39.19-500/+1 500+4.323-0.1110.009 45 0.033 94-11.75+500/+500 0.448 0.8640.014 55 0.004 93 59.38α=6°+1 500/-500-3.799 1.1050.017 88-0.030 33 61.80-500/+1 500+4.899 0.6210.012 03+0.042 89 51.62

從表5可以看出：連續(xù)后緣襟翼的小幅變形即會對翼剖面升力和力矩產(chǎn)生顯著影響，但對翼剖面氣動力阻力影響較小。

3.3 不同后緣偏轉(zhuǎn)對翼剖面氣動特性的影響

進一步開展CTEF偏轉(zhuǎn)對翼剖面氣動特性的影響分析。計算條件為：帶CTEF的NACA23012翼型，弦長270 mm，來流速度分別為0.5Ma、0.7Ma，驅(qū)動電壓從-500 V/+1 500 V到+1 500 V/-500 V，電壓變化間隔為250 V。計算結(jié)果如圖11～圖12所示?？梢钥闯觯涸谑僖郧?，同一迎角下，連續(xù)后緣襟翼變形所導致的升力系數(shù)的變化量約0.5，力矩系數(shù)的變化量約0.08，阻力系數(shù)一直保持較低水平；在直升機槳葉工作迎角、馬赫數(shù)范圍內(nèi)，驅(qū)動電壓變化對氣動系數(shù)變化的規(guī)律性明顯，表明連續(xù)后緣襟翼對翼剖面氣動力具有良好的控制效果。

(a) 升力系數(shù)

(b) 阻力系數(shù)

(c) 力矩系數(shù)

(a) 升力系數(shù)

(b) 阻力系數(shù)

(c) 力矩系數(shù)

4 結(jié) 論

(1) 本文基于MFC設計了可用于直升機槳葉的連續(xù)后緣襟翼，通過實驗修正建立了MFC的熱彈比擬法力學分析模型；基于ANSYS Workbench平臺，采用流固耦合方法研究了連續(xù)后緣襟翼的驅(qū)動效果以及偏轉(zhuǎn)對氣動特性的影響。

(2) 通過對連續(xù)后緣襟翼合理的結(jié)構(gòu)設計和選材設計，MFC作動器具有驅(qū)動后緣襟翼有效變形的能力。

(3) 采用連續(xù)后緣襟翼可以顯著影響翼剖面的氣動升力和力矩，同時對阻力影響較小，表明連續(xù)后緣襟翼具有應用于旋翼減振控制的潛力。

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