高速直升機旋翼/螺旋槳/機身干擾特性分析

申遂愿，朱清華，朱振華，曾嘉楠，陳建煒

(南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室，南京 210016)

0 引 言

常規(guī)單旋翼帶尾槳直升機大速度前飛時前行槳葉接近聲速，后行槳葉失速造成阻力及功率激增，速度難以突破350 km/h[1]。為解決這個問題，各種復(fù)合式高速直升機方案被提出，M.Buhler等[2],C.Frank[3],R.L.Robb[4]通過加裝機翼來提高直升機的飛行速度;王煥瑾等[5-6],孟佳東[7],葛訊[8]設(shè)計了幾種新構(gòu)型旋翼飛行器，如增加尾推螺旋槳及鴨翼布局，通過將固定翼飛機與直升機的結(jié)合提高飛行器的前飛速度;陳銘等[9]介紹了歐洲直升機公司提出的一種雙拉力螺旋槳復(fù)合式高速直升機方案(X3構(gòu)型，如圖1所示)，該方案在常規(guī)單旋翼帶尾槳直升機基礎(chǔ)上加裝機翼，并在兩側(cè)機翼上各安裝一副螺旋槳，通過螺旋槳產(chǎn)生的推力實現(xiàn)直升機高速前飛。相對于傳統(tǒng)直升機布局，雙拉力復(fù)合式布局增加了機翼及螺旋槳裝置，因此整機氣動干擾發(fā)生了很大的變化，懸停時，機翼及螺旋槳對旋翼下洗氣流會產(chǎn)生較大干擾，同時直升機前飛速度不同，旋翼尾跡對螺旋槳及機翼的影響程度也不同，機身表面壓強分布也將發(fā)生變化，旋翼/螺旋槳/機身之間的相互干擾對直升機的飛行性能及飛行品質(zhì)等方面將產(chǎn)生較大影響。因此，針對雙拉力螺旋槳復(fù)合式高速直升機的旋翼/螺旋槳/機身干擾特性進行研究是具有重要意義的。

圖1 X3構(gòu)型雙拉力螺旋槳復(fù)合式高速直升機

目前，CFD方法已被廣泛應(yīng)用于直升機流場數(shù)值模擬，復(fù)合式高速直升機干擾流場的CFD模擬方法主要有嵌套網(wǎng)格方法和動量源方法兩種。曹飛等[10]在結(jié)構(gòu)運動嵌套網(wǎng)格基礎(chǔ)上建立了復(fù)合式高速直升機旋翼/機身氣動特性CFD數(shù)值方法，該方法能夠有效計算不同飛行狀態(tài)及不同構(gòu)型復(fù)合式直升機流場數(shù)值模擬，但存在網(wǎng)格數(shù)量及計算量大的缺點；謝冠一[11]在其基礎(chǔ)上對旋翼/機身/尾面氣動干擾特性進行了分析，并在計算過程中考慮了旋翼配平因素，但兩者只針對傳統(tǒng)單旋翼帶尾槳直升機構(gòu)型進行了分析；黃深[12]應(yīng)用動量源方法建立了共軸剛性旋翼帶尾推螺旋槳復(fù)合式高速直升機(X2構(gòu)型)旋翼/機身/尾推干擾流場計算方法，該方法中用動量源替換了旋翼及螺旋槳，給出了動量源網(wǎng)格生成方法并分析了剛性旋翼對尾推的氣動干擾，為動量源方法在不同構(gòu)型復(fù)合式高速直升機中的應(yīng)用提供了參考；趙寅宇等[13]運用動量源方法建立了X3構(gòu)型旋翼/螺旋槳干擾流場計算方法，該方法分析了X3構(gòu)型懸停及不同前飛速度下旋翼與螺旋槳之間的相互干擾，但并未考慮機身對旋翼/螺旋槳干擾流場的影響。

本文在前人研究基礎(chǔ)上，基于動量源方法構(gòu)建針對雙拉力螺旋槳復(fù)合式高速直升機旋翼/螺旋槳/機身干擾特性數(shù)值計算及分析方法，該方法考慮了機身對整機氣動特性的影響，較真實地模擬直升機懸停及前飛狀態(tài)下旋翼/螺旋槳/機身干擾特性，以期為雙拉力螺旋槳復(fù)合式高速直升機的設(shè)計及氣動優(yōu)化提供參考。

1 數(shù)值計算方法

動量源方法中槳葉分為多段微段，每一微段對空氣的作用力作為源項直接計入動量方程。動量源方法采用作用盤替代了槳葉，降低網(wǎng)格生成的難度并減少網(wǎng)格數(shù)目，從而縮短了計算時間。

1.1 控制方程

本文計算采用三維非定常RANS方程：

(1)

式中：H為守恒變量；D(H)為無黏通量；K(H)為黏性通量。

1.2 動量源模型

建立槳盤與計算域直角坐標系如圖2所示，分別用(μ,ν,ζ)及(M,N,Q)表示，則兩種坐標系轉(zhuǎn)換關(guān)系為

(2)

式中：A、B分別為槳盤前傾角與側(cè)傾角；(Ma,Na,Qa)為旋轉(zhuǎn)中心在計算域直角坐標系中的坐標位置。

圖2 槳盤直角坐標系和計算域直角坐標系關(guān)系圖

槳盤圓柱坐標系(σ,ω,ψ)與槳盤直角坐標系(μ,ν,ζ)轉(zhuǎn)換關(guān)系為

(3)

翼型升力Lt與阻力Dt分別為

(4)

(5)

式中：v為槳葉剖面來流速度；l為翼型弦長；CL,CD分別為升力系數(shù)與阻力系數(shù)。

拉力Tt與阻力Zt分別為

Tt=Ltcosγ-Dtsinγ

(6)

Zt=-Ltsinγ-Dtcosγ

(7)

則槳盤直角坐標系(μ,ν,ζ)下槳葉剖面對流場的反作用力為

(8)

(9)

(10)

F′=T′+Z′

(11)

動量源方法中，以槳盤處的面網(wǎng)格替代槳盤平面，動量源將直接添加到這個網(wǎng)格平面，該網(wǎng)格平面單位網(wǎng)格面積為S′，則單位網(wǎng)格作用力為

(12)

通過疊加則可求得槳盤拉力Tt與阻力Zt。最后將Ft在計算域直角坐標系(M,N,Q)下進行轉(zhuǎn)換，得到動量源項(Stx,Sty,Stz)，再以通量的形式將動量源項添加至網(wǎng)格單元的控制體方程中。

1.3 計算網(wǎng)格

采用動量源方法時，需要將旋翼與螺旋槳和機身分開進行網(wǎng)格劃分。旋翼與螺旋槳等效為圓盤，進行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，對機身進行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，雙拉力螺旋槳復(fù)合式高速直升機計算網(wǎng)格如圖3所示。

(a) 旋翼/螺旋槳網(wǎng)格

(b) 機身網(wǎng)格

(c) 計算域網(wǎng)格

2 計算方法驗證

2.1 孤立旋翼計算驗證

采用旋翼模型[14]作為計算算例驗證孤立旋翼動量源計算方法的可行性，旋翼具體參數(shù)如表1所示。計算槳盤下方不同高度動壓試驗值[14]與計算值的對比如圖4所示，可以看出：計算值與試驗值大體吻合，總體變化趨勢相同，說明本文動量源方法可靠。

表1 驗證算例旋翼參數(shù)

(a) 槳盤下方0.104R

(b) 槳盤下方0.325R

(c) 槳盤下方0.993R

2.2 旋翼/機身計算驗證

采用GIT(Georgia Institute of Technology)旋翼/機身組合模型[15]進行旋翼/機身干擾動量源計算方法驗證。GIT模型中旋翼參數(shù)如表2所示[15]，GIT模型機身參數(shù)示意圖如圖5所示[15]。

表2 GIT模型旋翼參數(shù)

圖5 GIT模型參數(shù)圖

機身表面不同截面壓力系數(shù)計算值與試驗值[16]對比結(jié)果如表3～表4所示，可以看出：本文動量源方法計算的機身上下及左右壓力系數(shù)分布與試驗值整體趨勢基本吻合，表明本文旋翼/機身干擾動量源計算方法可靠。

表3 機身上下表面壓力系數(shù)計算值與試驗值對比

表4 機身左右表面壓力系數(shù)計算值與試驗值對比

3 旋翼/螺旋槳/機身干擾特性計算與分析

本文旋翼/螺旋槳/機身干擾特性計算模型如圖6所示，旋翼與機身頂部的間距為0.21 m，左右螺旋槳間距為2.3 m，螺旋槳旋轉(zhuǎn)軸線與旋翼平面的間距為0.7 m，螺旋槳在旋翼旋轉(zhuǎn)軸線前處0.2 m，機身長5.6 m。旋翼具體參數(shù)如表5所示，螺旋槳具體參數(shù)如表6所示。

圖6 計算模型示意圖

表5 雙拉力螺旋槳復(fù)合式高速直升機旋翼參數(shù)

表6 雙拉力螺旋槳復(fù)合式高速直升機螺旋槳參數(shù)

3.1 懸停旋翼/螺旋槳/機身干擾特性

雙拉力螺旋槳復(fù)合式高速直升機通過控制旋翼槳盤傾角以平衡螺旋槳推力，旋翼反扭矩通過左右螺旋槳的推力差抵消[17]。

為研究懸停狀態(tài)下旋翼/螺旋槳/機身干擾特性，分別對單獨旋翼、旋翼/螺旋槳組合及旋翼/螺旋槳/機身組合進行計算，得到橫向截面速度云圖如圖7所示，可以看出：三種組合橫向截面速度云圖有較大差別，單獨旋翼下洗流離槳盤較近處兩側(cè)速度較快，離槳盤較遠處中部速度較快，氣流向中部聚集，旋翼/螺旋槳組合及旋翼/螺旋槳/機身組合槳盤下方中部低速區(qū)域面積比單獨旋翼低速區(qū)域面積大，推遲了氣流的聚集，在機身附近及下方速度較低，這是因為機身阻擋了氣流的流動，對氣流有阻塞作用。

(a) 單獨旋翼懸停速度云圖

(b) 旋翼/螺旋槳組合懸停速度云圖

(c) 旋翼/螺旋槳/機身組合懸停速度云圖

三種組合旋翼拉力系數(shù)對比數(shù)據(jù)如表7所示，可以看出：機身對氣流的阻塞作用降低了旋翼的升力，螺旋槳對旋翼下洗氣流有一定的加速作用，因此旋翼/螺旋槳組合中旋翼拉力系數(shù)要較高于單獨旋翼。

表7 三種組合旋翼拉力系數(shù)

3.2 前飛旋翼/螺旋槳/機身干擾特性

拉力螺旋槳產(chǎn)生的推力能使雙拉力螺旋槳復(fù)合式高速直升機實現(xiàn)高速前飛，因此其前飛時的流場特性與傳統(tǒng)直升機有所不同，為研究雙拉力螺旋槳復(fù)合式高速直升機前飛狀態(tài)的旋翼/螺旋槳/機身干擾特性，選取前飛速度為5、30、50、70、90、110 m/s這6個從低速到高速狀態(tài)對單獨機身、旋翼/螺旋槳/機身組合及螺旋槳/機身組合進行計算。

旋翼/螺旋槳/機身組合不同前飛速度縱向截面速度云圖如圖8所示，可以看出：在低速飛行時，旋翼下洗流在前飛來流的影響下發(fā)生偏折，但偏折角度較小，機身對旋翼下洗流依舊存在干擾作用，隨著前飛速度的增加，旋翼下洗流趨近于水平，此時機身對旋翼下洗流的干擾較小。

(a) v=5 m/s

(b) v=30 m/s

(c) v=50 m/s

(d) v=70 m/s

(e) v=90 m/s

(f) v=110 m/s

旋翼/螺旋槳/機身組合中左側(cè)螺旋槳縱向截面速度云圖如圖9所示，可以看出：在低速前飛時，螺旋槳滑流受到旋翼下洗流的干擾，滑流方向幾乎垂直向下，隨著前飛速度的提高，旋翼下洗流的干擾逐漸減弱，螺旋槳滑流逐漸偏向水平。

(a) v=5 m/s

(b) v=30 m/s

(c) v=50 m/s

(d) v=70 m/s

(e) v=90 m/s

(f) v=110 m/s

單獨機身、螺旋槳/機身組合及旋翼/螺旋槳/機身組合從低到高三種前飛速度下右機翼壓力分布云圖如圖10所示，可以看出：低速時，旋翼/螺旋槳/機身組合機翼上表面壓力最大，主要原因是旋翼下洗流沖擊在機翼上表面導致其壓力上升，v=5 m/s時螺旋槳/機身組合機翼最大壓力為39.45 Pa,最小壓力為-24.84 Pa，這是因為螺旋槳滑流加速了機翼表面流速，提高了其表面壓力分布；單獨機身狀態(tài)時，機翼最大壓力為9.553 Pa，最小壓力為-23.35 Pa，此時無旋翼下洗流的干擾，上表面壓力值不會驟升，但也無螺旋槳滑流的加速作用，因此其升力將大于旋翼/螺旋槳/機身的組合，小于螺旋槳/機身的組合；隨著前飛速度的提高，旋翼/螺旋槳/機身組合機翼表面壓力上升迅速，v=110 m/s時，其壓力峰值已超過單獨機身壓力峰值，與螺旋槳/機身組合壓力峰值相差不大，說明隨著前飛速度的提高，旋翼下洗流發(fā)生偏折逐漸接近水平，旋翼下洗流對螺旋槳滑流及機翼的干擾逐漸減弱。

單獨機身、旋翼/螺旋槳/機身組合及螺旋槳/機身組合不同前飛速度機翼升力值如表8所示，可以看出：前飛速度較低時，螺旋槳/機身組合及單獨機身機翼升力遠大于旋翼/螺旋槳/機身組合機翼升力，進一步說明了前飛速度較低時旋翼下洗流對螺旋槳滑流產(chǎn)生了較大干擾，旋翼下洗流打在機翼上表面造成機翼上表面壓力增大，機翼上下表面壓力差下降，機翼升力降低；螺旋槳/機身組合機翼升力較高于單獨機身機翼升力，進一步說明了螺旋槳滑流的增升作用；隨著前飛速度的增加，螺旋槳/機身組合與旋翼/螺旋槳/機身組合機翼升力差值在減小，當前飛速度超過90 m/s時，旋翼/螺旋槳/機身組合機翼升力超過單獨機身機翼升力，進一步說明了隨著前飛速度的增加，旋翼下洗流對螺旋槳滑流及機翼的干擾逐漸減弱。

(a1) 單獨機身 (a2) 螺旋槳/機身組合 (a3) 旋翼/螺旋槳/機身組合

(a)v=5 m/s

(b1) 單獨機身 (b2) 螺旋槳/機身組合 (b3) 旋翼/螺旋槳/機身組合

(b)v=50 m/s

(c1) 單獨機身 (c2) 螺旋槳/機身組合 (c3) 旋翼/螺旋槳/機身組合

(c)v=110 m/s

圖10 三種組合不同前飛速度右機翼壓力分布云圖

Fig.10 Pressure contour distribution on right wing of three combinations with different forward flight velocities

表8 三種組合不同前飛速度機翼升力值

4 結(jié) 論

(1) 懸停時，機身對氣流的阻塞作用降低了旋翼的升力，螺旋槳尾流對旋翼下洗氣流的加速作用提高了旋翼升力。

(2) 前飛時，旋翼下洗流發(fā)生偏轉(zhuǎn)，前飛速度越大，其偏轉(zhuǎn)角度越大，前飛速度較低時旋翼下洗流使螺旋槳滑流發(fā)生偏折，隨著前飛速度的提高，旋翼下洗流對螺旋槳滑流的影響逐漸減弱。

(3) 旋翼下洗流在前飛速度較低時對機翼表面壓力分布有較大影響，旋翼下洗流沖擊機翼上表面使其上表面壓力分布上升，升力下降，隨著前飛速度的提高，這種影響逐漸減弱。