輕型無人直升機部件氣動特性CFD計算方法研究

龍海斌，吳裕平

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

常規(guī)單旋翼直升機主要由機身、升力系統(tǒng)、起落架、動力裝置等組成，其中對直升機氣動特性影響比較大的是機身、槳轂、起落架、平尾和垂尾等。槳轂、起落架等部件改變了機身外側(cè)的空氣流動情況，而平尾和垂尾對直升機的縱向、橫向和航向穩(wěn)定性有比較大的影響。因此通常會在風洞試驗時采用增量法來得到這些部件的氣動特性。隨著數(shù)值計算技術(shù)的發(fā)展，CFD方法在航空工程領域得到了廣泛的應用[1]。采用CFD計算方法可以獲得這些部件的氣動特性。目前國內(nèi)外已經(jīng)開展了相關研究。文獻[2]采用風洞試驗的方法對不同迎角、風速等條件時外掛救生絞車對直升機氣動特性的影響進行了研究。文獻[3]采用CFD方法對某四槳葉單旋翼槳轂的阻力和力矩特性進行了計算，包括旋轉(zhuǎn)與非旋轉(zhuǎn)以及0°和45°方位。文獻[4]運用CFD方法計算分析了某共軸式直升機槳轂的阻力特性。文獻[5]首先分析了直升機平尾和垂尾的氣動環(huán)境和工作原理，之后在分析各型直升機平尾和垂尾設計規(guī)律的基礎上，提出了一種改進的平尾和垂尾設計方案。文獻[6]分析了可動平尾對直升機縱向飛行品質(zhì)的有利影響。但是國內(nèi)外對直升機的槳轂、起落架、平尾和垂尾等部件氣動特性的試驗和計算方法的研究比較少。本文采用兩種CFD方法對某無人直升機算例的槳轂、起落架、平尾和垂尾四個部件的氣動特性進行了數(shù)值計算，并與風洞試驗值進行了對比分析。

1 研究方法概述

1.1 風洞試驗

目前世界上各大直升機公司研制新直升機都會先進行風洞試驗，風洞試驗結(jié)果的準確性和可靠性已經(jīng)在各個直升機型號研制中得到驗證。風洞試驗一般采用增量法來獲得槳轂、起落架、平尾和垂尾等部件的氣動特性結(jié)果。即先進行全機狀態(tài)的風洞試驗，然后進行將單個相應部件去掉之后(簡稱去槳轂狀態(tài)等)進行風洞試驗，將兩次試驗的結(jié)果相減得到相應部件的氣動特性。

1.2 數(shù)值計算

數(shù)值計算一般采用求解N-S方程的CFD方法來計算直升機各部件的氣動特性?？梢圆捎脙煞NCFD方法來計算直升機部件的氣動特性。一是在全機網(wǎng)格劃分之前對各部件進行單獨區(qū)分，然后可以在全機CFD計算中取出各個部件的氣動特性結(jié)果；二是采用與風洞試驗類似的增量法，分別對全機和去掉某個部件的狀態(tài)進行計算，再將計算結(jié)果相減得到對應部件的氣動特性結(jié)果。

1.3 算例簡介

本次計算采用的直升機算例為某常規(guī)單旋翼無人直升機，旋翼有兩片槳葉，旋翼軸為一段圓柱體；起落架為滑撬式；平尾為高置平尾方案，平尾安裝在垂尾頂端。計算模型包含機身、穩(wěn)瞄、主槳轂、起落架、尾梁、垂尾、平尾和尾槳轂等部分。

本次計算網(wǎng)格是借助于成熟的商業(yè)軟件ICEM CFD生成的，采用四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。在幾何外形曲率變化較大和流場比較復雜的地方進行了網(wǎng)格的局部加密處理。計算過程中空間離散采用Roe格式的通量差分分裂格式，湍流模型采用一方程S-A模型。為了方便與風洞試驗結(jié)果對比分析，本次計算設置來流速度為60m/s。

2 主槳轂氣動特性研究

槳轂部分的氣動外形比較復雜，尾部流動分離比較嚴重。通常槳轂阻力占直升機總廢阻的20%～30%，隨著前飛速度的增大，可能占到40%以上。因此槳轂部分的阻力特性與減阻設計是型號研制中比較關注的問題。在計算過程中，主槳轂部分包括兩片槳葉的槳根部分和旋翼軸，槳根指向機頭和機尾方向。主槳轂的阻力系數(shù)隨攻角變化的曲線如圖1所示。

圖1 槳轂阻力系數(shù)隨攻角變化曲線

圖中CFD取值表示從全機CFD計算結(jié)果中取出的氣動特性結(jié)果；CFD差值表示通過CFD計算去掉某部件之后的狀態(tài)，之后再相減得到相應部件的氣動特性結(jié)果。從圖中可以看出，槳轂阻力系數(shù)隨攻角α變化的趨勢基本相同，隨著攻角α的增大，阻力系數(shù)也逐漸增大。風洞試驗與兩種CFD方法的計算結(jié)果相差比較大，其中風洞試驗值相對較大。圖2給出了槳轂阻力風洞試驗值分別與CFD計算取值的比值和CFD計算差值的比值。從圖中可以看出，在負攻角范圍內(nèi)，風洞試驗值比CFD計算取值大35%左右，在4°攻角之后增大到60%左右，說明CFD方法對大攻角狀態(tài)尾部分離流動的模擬能力還有待提高。同時CFD計算取值與CFD計算差值相差比較小。

圖2 槳轂阻力系數(shù)比值變化曲線

3 起落架氣動特性研究

直升機起落架的氣動外形也比較復雜，起落架阻力占全機總廢阻的20%以上。滑撬式起落架的橫向迎風面積比較大，而且到重心的垂向距離比較遠，因此起落架引起的側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩對直升機的影響比較大。在計算過程中，起落架的四個支柱加裝了整流罩。從圖3中可以看出，在負攻角范圍內(nèi)起落架阻力風洞試驗值F變化比較小，從0°攻角開始逐漸增大。而CFD計算取值基本上不隨攻角的變化而變化，CFD計算差值的變化趨勢與風洞試驗值基本上一致。圖4給出了起落架阻力風洞試驗值分別與CFD計算取值的比值和CFD計算差值的比值。從圖中可以看出風洞試驗與CFD計算差值的比值比較平穩(wěn)，說明采用CFD計算對應狀態(tài)再相減的方法比較適合計算起落架的阻力特性。

起落架的側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化趨勢分別如圖5、圖6所示。從圖5中可以看出，起落架側(cè)向力風洞試驗值與CFD計算取值的差別比較小，而風洞試驗值與CFD計算差值的差別比較大，但是變化趨勢基本一致。從圖6中可以看出起落架滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的CFD計算取值與CFD計算差值的差別很小，但是兩者與風洞試驗值相差比較大。

圖3 起落架阻力系數(shù)隨攻角變化曲線

圖4 起落架阻力系數(shù)比值變化曲線

圖5 起落架側(cè)向力系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

圖6 起落架滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

4 平尾氣動特性研究

平尾的主要作用是改善直升機的迎角穩(wěn)定性，從而改善縱向操縱性和穩(wěn)定性，保證直升機具有良好的飛行姿態(tài)。通常平尾翼型反裝，飛行時產(chǎn)生向下的升力。算例無人直升機為高置平尾布局方案，平尾的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化情況如圖7和圖8所示。

圖7 平尾升力系數(shù)隨攻角變化曲線

圖8 平尾俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線

從圖中可以看出升力和俯仰力矩的風洞試驗值、CFD計算取值和CFD計算差值三者之間的差別比較小，其中升力系數(shù)的風洞試驗值偏小，對應的俯仰力矩系數(shù)的風洞試驗值偏大，說明兩種CFD方法都適用于計算平尾的氣動特性，而且計算的準確度很高。

5 垂尾氣動特性研究

在正常飛行狀態(tài)，垂尾可為尾槳卸載，從而增加全機的航向穩(wěn)定性且提高尾槳的壽命。而一旦尾槳失效，可以借助垂尾，通過小心側(cè)滑使直升機安全返航。由于算例直升機的平尾安裝在垂尾的頂端，因此在風洞試驗時將平尾和垂尾同時去掉。垂尾的氣動特性結(jié)果由去平尾狀態(tài)與去垂尾和平尾狀態(tài)相減得到。垂尾的側(cè)向力、滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化情況如圖9、圖10和圖11所示。

圖9 垂尾側(cè)向力系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

圖10 垂尾滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

從圖9可以看出，三種方法得到的垂尾側(cè)向力系數(shù)隨側(cè)滑角的變化趨勢一致，但是風洞試驗得到的側(cè)向力系數(shù)的斜率比較大，而CFD計算差值方法在小側(cè)滑角時與風洞試驗值相差比較大。分析圖10可以看出，風洞試驗得到的垂尾滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)值比較大，兩種CFD方法得到的結(jié)果相差很小。由圖11可以得出，三種方法得到的垂尾偏航力矩系數(shù)值相差很小，說明CFD方法計算垂尾偏航力矩的準確度比較高。

圖11 垂尾偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

6 總結(jié)與討論

通過對某無人直升機算例的槳轂、起落架、平尾和垂尾等部件的氣動特性的風洞試驗和兩種CFD計算方法計算得到的氣動特性結(jié)果進行對比分析，得出如下結(jié)論：

1)各部件的阻力、側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的風洞試驗值與兩種CFD方法的計算結(jié)果都相差比較大。采用CFD計算差值的方法能在一定程度上使阻力的變化趨勢與風洞試驗值更接近。

2)各部件的升力、俯仰力矩和偏航力矩系數(shù)的風洞試驗值與兩種CFD方法的計算結(jié)果非常接近。CFD方法在計算各部件的升力、俯仰力矩和偏航力矩系數(shù)時有比較高的準確性。

3)兩種CFD方法計算得到的各部件的氣動特性結(jié)果相差比較小，因此在實際工程應用中可以采用CFD計算取值的方法。

4)未來需要在各部件的阻力、側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的CFD計算方法上進行研究，以提高計算準確性。