懸停狀態(tài)傾轉(zhuǎn)旋翼機非定常氣動干擾研究

孫凱軍，張碧輝，付義偉，張練

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院 彩虹無人機科技有限公司，北京 100074)

0 引 言

傾轉(zhuǎn)旋翼機兼顧直升機的低速懸停性能和固定翼螺旋槳飛機的高速巡航性能，相對于常規(guī)直升機和固定翼飛機具有更為寬廣的飛行包線，使其無論從垂直短距起降能力，還是高速巡航能力方面都具有極大的優(yōu)勢，引起了國內(nèi)外相關(guān)研究人員的廣泛關(guān)注，并出現(xiàn)了很多成功機型如XV-15、V-22、Eagle Eye等。

當前，影響傾轉(zhuǎn)旋翼機飛行性能的一個重要因素是懸停狀態(tài)下旋翼與機翼之間存在強烈的氣動干擾。因為在懸停狀態(tài)下，從旋翼槳尖脫落的槳尖渦不僅在旋翼槳葉之間有明顯的槳-渦干擾，而且其誘導產(chǎn)生的下洗氣流垂直撞擊機翼，會在機翼上表面出現(xiàn)高度阻塞的三維效應流場，這種強加在機翼上的下洗載荷會對傾轉(zhuǎn)旋翼機的氣動性能產(chǎn)生重要影響。因此，開展傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼機身氣動干擾研究對于掌握和降低這一干擾問題具有重要的實際意義。

懸停狀態(tài)傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼機身氣動干擾研究方法主要包括試驗研究和數(shù)值模擬兩個方面。國外F.F.Felker等[1]、M.A.Mc Veigh[2]和F.F.Fort等[3]對V-15和V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機進行了試驗研究，得出了大量有參考價值的試驗數(shù)據(jù)。采用試驗方法固然可以獲得較為準確的傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器氣動特性，但其有著高成本、高風險和長周期等缺點。相比而言，數(shù)值模擬方法具有更廣泛的應用前景。

在早期的數(shù)值模擬方法研究工作中，L.S.Wagner[4]采用渦流方法模擬了旋翼/機翼氣動干擾特性，著重分析了旋翼對機翼的影響，但未能充分考慮旋翼/機翼之間整體的耦合作用；T.Hormoz等[5]使用動量源方法來代表旋翼對流場的影響，初步研究了因傾轉(zhuǎn)旋翼和機翼氣動干擾而產(chǎn)生的“噴泉效應”現(xiàn)象，但未能定量給出氣動干擾的程度。國內(nèi)李春華等[6]、劉全[7]和徐愷[8]分別使用渦方法和動量源方法開展了研究，得出了一些有意義的結(jié)論。盡管渦方法和動量源方法計算效率高，但無法精確地捕捉傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼附近的流動細節(jié)。

隨著計算機水平的不斷提高，CFD方法逐漸被引入到傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼流場的研究，R.L.Meakin[9]、M.Potsdam等[10]和K.K.Upender等[11]基于結(jié)構(gòu)運動嵌套網(wǎng)格的CFD方法較好地分析了懸停狀態(tài)下機翼氣動力和傾轉(zhuǎn)旋翼與機翼的干擾流場特性。李鵬等[12-14]和王博等[15]發(fā)展了一種基于多層運動嵌套網(wǎng)格的高效CFD方法，能夠較好地分析傾轉(zhuǎn)旋翼過渡狀態(tài)的氣動特性。這些研究多集中在傾轉(zhuǎn)旋翼流場特性的分析上面，關(guān)于旋翼/機翼機身干擾氣動力及整體氣動性能方面的研究開展較少，對于如何降低這一干擾的研究更少。

綜上所述，本文采用基于運動嵌套網(wǎng)格的CFD方法開展某型傾轉(zhuǎn)旋翼機的旋翼/機翼氣動干擾分析研究，在機翼后緣設計一種襟副翼，進一步研究不同的襟副翼舵面預置角對傾轉(zhuǎn)旋翼氣動干擾的影響，為傾轉(zhuǎn)旋翼機的研制提供依據(jù)。

1 氣動特性數(shù)值預測方法

積分形式的三維雷諾平均Navier-Stokes方程可以寫成如下守恒形式：

(1)

式中:Q=[ρ,ρu,ρv,ρw,ρe]T為守恒變量；?V為某一固定區(qū)域V的邊界；n為邊界的外法向矢量；Fc為對流矢通量，F(xiàn)υ為粘性矢通量。

采用有限體積法求解上述控制方程，時間推進采用LU-SGS 隱式格式。采用全湍流假設，湍流模型采用Splart-Allmaras方程模型。物面邊界條件采用無滑移絕熱壁面條件。

2 數(shù)值模擬驗證

2.1 嵌套網(wǎng)格技術(shù)

網(wǎng)格技術(shù)是計算流體力學的基礎，本文對旋翼槳葉粘性繞流的數(shù)值模擬采用嵌套網(wǎng)格方法。嵌套網(wǎng)格自J.A.Benek等[16]于1985年提出以來，得到了廣泛的應用并快速發(fā)展。它有效地解決了模擬復雜外形或復雜流動中單塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成困難和質(zhì)量差的問題。國內(nèi)外研究人員將嵌套網(wǎng)格技術(shù)運用于二維翼型、三維帶副翼、襟翼的機翼以及全機等復雜外形的流動數(shù)值模擬，極大地推動了嵌套網(wǎng)格技術(shù)的發(fā)展和應用。在處理具有相對運動的物體時，發(fā)展了運動嵌套網(wǎng)格技術(shù)[17-18]，使嵌套網(wǎng)格在模擬復雜非定常流動中具有更加明顯的優(yōu)勢。例如二維翼型的震蕩運動、三維導彈投放以及旋翼的數(shù)值模擬等。

2.2 算例驗證

采用運動嵌套網(wǎng)格技術(shù)對單獨旋翼進行非定常數(shù)值模擬，旋翼外形如圖1所示，旋翼風洞試驗通過南京航空航天大學的串置開口回流風洞完成。其傾轉(zhuǎn)旋翼無人機如圖2所示。

圖1 旋翼外形Fig.1 Shape of rotor

圖2 傾轉(zhuǎn)旋翼無人機Fig.2 Tiltrotor unmanned aircraft

數(shù)值模擬結(jié)果和風洞試驗對比詳見文獻[19]，算例驗證結(jié)果表明：采用運動嵌套網(wǎng)格技術(shù)具有合理可信的計算結(jié)果，為模擬旋翼懸停狀態(tài)的真實氣體效應提供依據(jù)。

3 傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼機身及襟副翼舵面氣動干擾分析

本文選用新型傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(如圖2所示)作為研究對象，物理參數(shù)完全按照實際傾轉(zhuǎn)旋翼機設定。為了提高傾轉(zhuǎn)旋翼機展弦比，機翼設計成內(nèi)外兩段機翼，外翼段隨旋翼一起傾轉(zhuǎn)。全機懸停計算狀態(tài)：H=0 km，V=0 m/s，總距角θ=7.6°。

全機表面網(wǎng)格示意圖如圖3所示。本文采用半模計算，旋翼網(wǎng)格單元180萬，全機半模背景網(wǎng)格單元600萬左右，總網(wǎng)格單元780萬。

圖3 全機表面網(wǎng)格示意圖Fig.3 Grid diagram of aircraft surface

3.1 傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼機身干擾流場及氣動力分析

本文通過CFD計算得到的傾轉(zhuǎn)旋翼無人機懸停狀態(tài)下旋翼/機翼機身干擾流場“噴泉效應”流線圖如圖4所示。

圖4 “噴泉效應”流線圖Fig.4 Streamlines of fountain flow phenomenon

從圖4可以看出：機翼機身對旋翼流場的影響，在機身上方出現(xiàn)了明顯的噴泉效應；旋翼卷起的向上氣流在超過旋翼槳盤一定高度以后，由于槳盤的吸附作用，又向下流過槳盤平面，從而形成一個循環(huán)氣流。

旋翼旋轉(zhuǎn)中心處的垂直平面內(nèi)y方向速度云圖如圖5所示。

圖5 旋轉(zhuǎn)中心處的y方向速度云圖Fig.5 Velocity contour at center of rotation along y direction

從圖4～圖5可以看出：由于機翼機身的遮擋作用，在機身上方、機翼下方出現(xiàn)了明顯的渦旋。

傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼機身間的等渦量分布圖如圖6所示。

圖6 旋翼/機翼機身間的渦量分布Fig.6 Vorticity distribution between rotor and wing

從圖6可以看出：槳尖渦的空間位置和運動情況，同時在機翼翼根位置和機身上方可以看到明顯的由噴泉效應產(chǎn)生的渦旋。

單獨旋翼與旋翼/全機在一個計算周期內(nèi)的拉力平均值對比如表1所示。

表1 單獨旋翼與旋翼/全機拉力對比Table 1 Comparison of thrust between isolated rotor and rotor/all airplane

從表1可以看出：全機中旋翼部件相對于單獨旋翼拉力略微增加了3%，是由機翼地面效應和機身上方“噴泉效應”的綜合影響造成的；此外由于旋翼的下洗沖擊作用，使機翼產(chǎn)生了相當于16%單獨旋翼拉力的負升力，負升力主要集中在機翼固定段，外翼段隨旋翼一起傾轉(zhuǎn)損失較小；同時，機身同樣受下洗作用產(chǎn)生3.6%的負升力，垂尾平尾的影響忽略不計。綜上所述，全機總拉力為單獨旋翼的83.4%，表明機翼機身的存在對旋翼的性能有明顯的負面影響。

3.2 襟副翼舵面預置角對旋翼氣動干擾的影響

基于旋翼氣動干擾造成的全機拉力損失這一問題，本文在機翼固定段設計了一種襟副翼舵面，該舵面在起飛、著陸、懸停狀態(tài)，兩側(cè)同時向下偏轉(zhuǎn)(類似襟翼)，前飛巡航狀態(tài)當作副翼使用。該襟副翼舵面在起飛、著陸、懸停狀態(tài)有個向下的預置偏角，以減弱機翼受到的下洗沖擊作用，減少旋翼拉力損失。

本小節(jié)研究舵面預置角為0°、30°、45°和60°時對旋翼氣動干擾的影響。舵面預置角度示意圖如圖7所示。

不同襟副翼舵面預置角對全機拉力的影響如表2所示，可以看出：全機中旋翼部件扭矩相對于單獨旋翼扭矩基本不變；旋翼部件拉力相對于單獨旋翼拉力有略微的提升(0°預置角提升3%)，隨著襟副翼舵面偏轉(zhuǎn)以后提升效果略有下降，而且不同偏轉(zhuǎn)角度的結(jié)果基本一致(拉力提升效果變?yōu)?%左右)；隨著襟副翼舵面預置角增大，機翼機身負拉力減小，全機總拉力增大，說明襟副翼往下偏轉(zhuǎn)以后機翼地面效應減弱，在45°偏轉(zhuǎn)角時全機總拉力最大，60°偏轉(zhuǎn)角效果基本和45°一致。

表2 不同舵面預置角對全機拉力的影響Table 2 Influence of preset angle of different flaperon on the tensile force of the all airplane

綜上所述，襟副翼預置下偏角可以減弱旋翼下洗對機翼機身的沖擊作用。針對本文中的新型傾轉(zhuǎn)旋翼無人機，45°襟副翼預置角作用效果最優(yōu)，相對于沒有預置角的外形提升了3.3%的總拉力，將旋翼拉力損失從原來的16.6%降到13.8%。

不同襟副翼預置角下機翼展向z=1.8 m位置處的流線圖如圖8所示。

(a) 襟副翼預置角0°

(b) 襟副翼預置角30°

(c) 襟副翼預置角45°

(d) 襟副翼預置角60°圖8 不同襟副翼預置角下機翼展向z=1.8 m 位置處的流線圖Fig.8 Streamlines of different preset angle of flaperon at position z=1.8 m of wing

從圖8可以看出：旋翼下方下洗氣流被機翼遮擋出現(xiàn)大面積流動分離，而襟副翼向下偏轉(zhuǎn)以后，機翼遮擋變小，機翼下方流動分離區(qū)域出現(xiàn)明顯收縮。對比四個不同的襟副翼預置角，45°預置角的降載效果最為明顯，其流動分離區(qū)域明顯比其他三個更??；60°預置角后緣繞流速度過大，在其后緣位置出現(xiàn)流動分離，所以導致其降載效果基本和45°預置角的一致，沒有得到進一步提升。

4 結(jié) 論

(1) 本文采用基于運動嵌套網(wǎng)格的非定常CFD方法，精確捕捉了某新型傾轉(zhuǎn)旋翼無人機上的“噴泉效應”現(xiàn)象，并給出了旋翼/機翼機身氣動干擾的流動細節(jié)特征，解釋了旋翼/機翼機身氣動干擾及流動機理。

(2) 本文針對旋翼/機翼機身氣動干擾的問題，在機翼后緣設計了一種襟副翼，研究了不同的襟副翼舵面預置角對傾轉(zhuǎn)旋翼氣動干擾的影響，研究表明45°襟副翼預置角作用效果最優(yōu)，將旋翼拉力損失從原來的16.6%降到13.8%。