傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼氣動干擾準定常多重參考系仿真和風洞試驗

楊海濤， 夏 巍， 帥 超， 胡淑玲， 馬武舉

(1.中國船舶集團有限公司宜昌測試技術(shù)研究所， 宜昌 443000； 2.西安交通大學機械結(jié)構(gòu)強度與振動國家重點實驗室， 西安 710049)

傾轉(zhuǎn)旋翼飛機可在直升機飛行模式和固定翼飛機飛行模式間轉(zhuǎn)換飛行，具有更大的飛行包線和更廣闊的應(yīng)用范圍，但在轉(zhuǎn)換飛行時引入了過渡飛行模式[1-3]。過渡飛行模式是銜接懸停和巡航兩個典型狀態(tài)的特殊飛行模式。在過渡飛行模式，前方來流風速的大小和旋翼旋轉(zhuǎn)軸向均發(fā)生較大變化，且旋翼與機翼間存在強烈的氣動干擾，導致傾轉(zhuǎn)旋翼飛機的升力、推力隨著旋翼傾角的變化而發(fā)生較大的變化[4]。開展傾轉(zhuǎn)旋翼對機翼的氣動干擾研究，對揭示干擾流動機理和減輕干擾問題具有重要實際意義。

傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼間的氣動干擾研究主要包括試驗和數(shù)值仿真兩類。試驗方面，郭劍東等[5]針對帶短艙的小型傾轉(zhuǎn)旋翼機開展全包線吹風試驗，研究了旋翼/機翼/襟副翼間的氣動干擾，以及總距、副翼和升降舵的操縱功效。Chinwicharnam等[6]針對傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼同時傾轉(zhuǎn)模型開展風洞試驗研究，得出了傾轉(zhuǎn)旋翼的滑流會改變機翼附面層的氣流分離，可提高機翼升力并使機翼的失速迎角增大結(jié)論。數(shù)值仿真方面，Sugawara等[7]使用rFlow3D求解器研究了前飛狀態(tài)旋翼與機翼間的氣動干擾，并與單旋翼和單機翼氣動特性比較，發(fā)現(xiàn)在高前進下旋翼-機翼模型的阻力增加20%。閆文輝等[8]首先利用動量-葉素理論分析了傾轉(zhuǎn)旋翼的最佳推進效率，然后利用結(jié)合數(shù)值仿真結(jié)果和Lowson方法研究了槳葉的輻射噪聲，分析了傾轉(zhuǎn)旋翼噪聲對飛行員工效的影響。Potsdam等[9]基于運動嵌套網(wǎng)格對“魚鷹”V-22傾轉(zhuǎn)旋翼飛機縮比模型進行計算流體力學(computational fluid dynamics，CFD)數(shù)值仿真研究，得出傾轉(zhuǎn)旋翼和機翼之間容易出現(xiàn)噴泉效應(yīng)的結(jié)論。李鵬等[10-12]采用CFD方法研究了典型狀態(tài)旋翼-機翼間的氣動干擾，懸停狀態(tài)出現(xiàn)噴泉效應(yīng)，旋翼拉力系數(shù)降低；傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)，旋翼拉力在傾角45°前下降較快。孫凱軍等[13]基于運動嵌套網(wǎng)格技術(shù)，分析了懸停狀態(tài)不同襟副翼舵面預置角對傾轉(zhuǎn)旋翼氣動特性的影響。目前針對傾轉(zhuǎn)旋翼與機翼間的氣動干擾研究主要集中在懸停和前飛狀態(tài)，傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)較少。傾轉(zhuǎn)狀態(tài)下旋翼-機翼間的氣動干擾復雜，有很多問題還未揭示清楚(傾轉(zhuǎn)過程機翼出現(xiàn)負升力)。負升力導致傾轉(zhuǎn)狀態(tài)傾轉(zhuǎn)旋翼飛機極易掉高度飛行，影響傾轉(zhuǎn)旋翼飛機的平穩(wěn)安全飛行，迫切需要開展傾轉(zhuǎn)過程中旋翼-機翼系統(tǒng)的升阻特性研究。

針對小型傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼系統(tǒng)開展變傾角氣動特性風洞試驗和CFD數(shù)值仿真分析，研究不同前飛速度和旋翼轉(zhuǎn)速下傾轉(zhuǎn)旋翼對機翼氣動特性的影響。首先，基于多重參考系方法建立傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼數(shù)值仿真模型；同時搭建傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼風洞試驗平臺，研究傾轉(zhuǎn)旋翼對機翼氣動特性的影響。研究結(jié)果可為傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器設(shè)計和傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)穩(wěn)定飛行提供氣動參數(shù)。

1 數(shù)值計算方法

1.1 MRF計算方法

傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼氣動干擾數(shù)值仿真基于多重參考系(multiple reference frame，MRF)方法。多重參考系方法是近似穩(wěn)態(tài)的方法[14-15]，基本思想是：將計算域劃分為多個靜止域和旋轉(zhuǎn)域，靜止域和旋轉(zhuǎn)域中的氣動力參數(shù)在各自控制方程中計算。在旋轉(zhuǎn)域的控制方程中添加轉(zhuǎn)子角速度項，轉(zhuǎn)子與旋轉(zhuǎn)域無相對轉(zhuǎn)動速度。在靜止域和旋轉(zhuǎn)域間創(chuàng)建交界面，旋轉(zhuǎn)域和靜止域在交界面上基于通量守恒進行流動參數(shù)交換。針對傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼數(shù)值仿真模型，機翼處在靜止域，旋翼處在旋轉(zhuǎn)域，計算域如圖1所示。

圖1 計算域Fig.1 Computational zone

控制方程采用旋轉(zhuǎn)坐標系下的雷諾平均N-S(Navier-Stokes)方程，可表示為[16]

(1)

式(1)中：t為時間，Ω為控制體體積；S為控制體表面；U為守恒量矢量；FI為無黏通量；FV為黏性通量；ST為源項。

1.2 網(wǎng)格與邊界條件

在傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼氣動干擾模型，計算域入口直徑為旋翼旋轉(zhuǎn)平面直徑11倍，旋轉(zhuǎn)域直徑為旋翼旋轉(zhuǎn)平面直徑1.05倍。對靜止域和旋轉(zhuǎn)域均繪制四面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格節(jié)點數(shù)目為3.8×106，靜止域網(wǎng)格節(jié)點數(shù)目為3.2×106。在旋翼表面和交界面位置創(chuàng)建棱柱加密網(wǎng)格，加密層數(shù)為4，旋翼表面網(wǎng)格如圖2所示。在ICEM-CFD中對靜止域和旋轉(zhuǎn)域的網(wǎng)格進行組裝。

圖2 旋翼表面網(wǎng)格Fig.2 Surface mesh of rotor

數(shù)值仿真邊界條件采用速度入口和壓力出口，入口速度大小分別設(shè)置為3、6、9、12 m/s，流體介質(zhì)為海平面空氣，空氣密度為1.225 kg/m3；出口壓力大小與環(huán)境壓力一致為101.325 kPa。旋翼和機翼為無滑移壁面。為了考慮旋翼旋轉(zhuǎn)引起流動剪切效應(yīng)，湍流模型采用基于的剪應(yīng)力傳遞(shear stress transfer，SST)湍流模型[17]，湍流方程的離散采用二階迎風格式，當計算殘差小于1×10-4時認為迭代收斂。

1.3 C-T算例驗證

驗證本文方法的正確性，在Ansys-Fluent中對Caradonna-Tungs[18]提供的懸停模型進行數(shù)值仿真分析，并與試驗結(jié)果對比。C-T懸停模型中槳葉無彎無扭，槳葉片數(shù)為2，截面為NACA0012翼型，槳葉安裝角8°，槳葉半徑(1.032 m)與葉素弦長比為6。圖3為數(shù)值仿真得到槳葉在轉(zhuǎn)速1 250、2 050、2 500 r/min工況下的拉力系數(shù)，同時給出了拉力系數(shù)CT試驗結(jié)果，旋翼拉力系數(shù)仿真結(jié)果與試驗結(jié)果吻合較好，最大偏差不超過0.438%。

圖3 C-T模型拉力系數(shù)Fig.3 Thrust coefficient of C-T benchmark

1.4 8038旋翼算例驗證

在低速風洞試驗室搭建了旋翼吹風試驗平臺，如圖4所示。旋翼通過旋翼支架與測力天平相連接，旋翼旋轉(zhuǎn)平面緊鄰風洞出風口。測量了8038標準旋翼(槳盤直徑20.32 cm，旋翼槳距9.652 cm)前飛狀態(tài)(旋翼旋轉(zhuǎn)平面與前方來流方向垂直)下的拉力，前方來流風速3～12 m/s，旋翼最高轉(zhuǎn)速不超過9 400 r/min(最大槳尖馬赫數(shù)為0.28，低于0.3)。

圖4 旋翼測試平臺Fig.4 Rotor test platform

開展了8038旋翼前飛狀態(tài)數(shù)值仿真研究，邊界條件采用速度入口和壓力出口，入口速度3～12 m/s，出口壓力為101.325 kPa。圖5中繪制了前飛狀態(tài)下8038旋翼的拉力風洞試驗結(jié)果和數(shù)值仿真結(jié)果，數(shù)值仿真結(jié)果和試驗結(jié)果吻合較好。風洞試驗和數(shù)值仿真均發(fā)現(xiàn)：在來流風速高，旋翼轉(zhuǎn)速低時，旋翼的拉力為負值。此時旋翼的前進比小，旋翼進入“風車狀態(tài)”[19]，此時旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的是阻力。

圖5 前飛狀態(tài)旋翼拉力Fig.5 Rotor thrust in forward flight

2 風洞試驗平臺

在西安交通大學低速風洞實驗室搭建了圖6所示的旋翼-機翼氣動干擾試驗平臺，獲得了不同傾轉(zhuǎn)角和旋翼轉(zhuǎn)速下機翼的升力。旋翼傾轉(zhuǎn)角由舵機控制，試驗時旋翼可從懸停狀態(tài)傾轉(zhuǎn)至前飛狀態(tài)，前飛狀態(tài)旋翼傾角α為90°(旋翼旋轉(zhuǎn)平面與前方來流方向垂直)。旋翼轉(zhuǎn)速通過磁電傳感器測量，風洞實驗室配備的天平可測量機翼升力。風洞試驗段尺寸0.5 m×0.5 m，風洞湍流度為0.03%，風洞最高吹風速度可達20 m/s。

圖6 風洞試驗平臺Fig.6 Wind-tunnel test platform

在傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼氣動干擾模型中，旋翼為8038標準旋翼；機翼為等截面矩形翼，機翼弦長c為10 cm，機翼展長l為40 cm，截面翼型為B-29 TIP，機翼迎角為6°。旋翼與機翼的相對位置關(guān)系如圖7所示，旋翼旋轉(zhuǎn)中心位于機翼中間對稱截面，旋翼旋轉(zhuǎn)中心與機翼前緣處在同一高度，旋翼旋轉(zhuǎn)中心距機翼前緣的距離d為15 cm，旋翼傾轉(zhuǎn)中心與旋翼旋轉(zhuǎn)中心重合。

L為機翼升力，N；D為機翼阻力，N；T為旋翼拉力，g；α為旋翼傾角圖7 位置示意圖Fig.7 Schematic of relative position

3 準定常傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼的氣動干擾

3.1 前飛狀態(tài)機翼氣動特性

前方來流風速、旋翼轉(zhuǎn)速均會影響機翼氣動特性，開展變前進比研究不同傾轉(zhuǎn)角下機翼氣動特性，定義前進比λ為

(2)

式(2)中:v為前方來流風速，m/s；ns為旋翼轉(zhuǎn)速，r/min；d′為旋翼直徑，d′=0.203 2 m。

試驗得到前方來流風速3～12 m/s，旋翼不同轉(zhuǎn)速下機翼的升力系數(shù)。同時展開了數(shù)值仿真研究，得到機翼的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。機翼升力系數(shù)CL、機翼阻力系數(shù)CD可分別表示為

(3)

(4)

式中：ρ為空氣密度，取值1.225 kg/m3。

圖8中繪制了前飛狀態(tài)傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼氣動干擾模型中機翼的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。結(jié)果表明，隨著前進比的增加，機翼升力系數(shù)和阻力系數(shù)均降低；且前進比越小，前進比-機翼氣動力系數(shù)曲線下降越快。圖8中同時繪制了單機翼的升力系數(shù)和阻力系數(shù)數(shù)值仿真結(jié)果，在前進比較大時，傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼氣動干擾模型中機翼的升阻特性與單機翼的升阻特性相同。是因為隨著前進比的增加(旋翼轉(zhuǎn)速降低)，旋翼旋轉(zhuǎn)對氣流的加速作用減弱，旋翼對機翼氣動特性的影響降低。數(shù)值仿真未考慮旋翼安裝支架、天平支撐結(jié)構(gòu)對傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼流場的阻塞影響，數(shù)值仿真結(jié)果和試驗結(jié)果存在略微的偏差。

圖8 前飛狀態(tài)機翼氣動特性Fig.8 Aerodynamic performances of wing in forward flight

3.2 傾轉(zhuǎn)狀態(tài)機翼氣動特性

圖9繪制了前方來流3、6、9 m/s，不同傾角下機翼升力系數(shù)的風洞試驗結(jié)果。試驗結(jié)果表明：旋翼傾角90°(前飛狀態(tài))時，機翼升力系數(shù)隨著前進比的增加而減??；當旋翼傾角小于75°，機翼升力系數(shù)隨著前進比的增加而增大。在前進比較小時，傾角越大機翼升力系數(shù)越大。傾轉(zhuǎn)角對機翼升力系數(shù)的影響隨著前進比的增大而減小，當前進比無限大時(旋翼轉(zhuǎn)速趨近零)，旋翼傾轉(zhuǎn)不會影響機翼氣動特性。試驗發(fā)現(xiàn)在前進比較小時機翼升力系數(shù)為負值。在圖9(b)中同時繪制了機翼升力系數(shù)數(shù)值仿真結(jié)果，數(shù)值仿真結(jié)果與試驗結(jié)果有偏差，但前進比-機翼升力系數(shù)曲線在不同傾角下的變化趨勢相同。數(shù)值仿真結(jié)果與風洞試驗結(jié)果存在偏差的原因：①當旋翼傾角小且轉(zhuǎn)速高時，由于風洞洞壁限制，旋翼滑流超出了風洞吹風邊界，如圖10所示；②數(shù)值仿真未考慮電機、機翼安裝平臺和天平支架對旋翼-機翼氣動干擾系統(tǒng)流場阻塞的影響。

圖9 不同風速下機翼升力系數(shù)Fig.9 Lift coefficient of wing in different velocity

數(shù)值仿真得到傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼氣動干擾模型在前方來流6 m/s，傾轉(zhuǎn)角分別為15°和75°，旋翼轉(zhuǎn)速分別為3 000 r/min(λ=0.591)和9 000 r/min(λ=0.197)時，沿著流向截面的壓力云圖和流線分布，如圖11所示。傾轉(zhuǎn)旋翼改變了前方來流方向，來流方向改變的大小與旋翼傾角和前進比有關(guān)。固定旋翼傾角，當前進比降低(旋翼轉(zhuǎn)速增加)，傾轉(zhuǎn)旋翼對前方來流方向改變的能力增強，旋翼旋轉(zhuǎn)使前方氣流流入機翼下方，機翼下方為低壓區(qū)，上方為高壓區(qū)，機翼產(chǎn)生負升力，機翼升力系數(shù)降低。固定前進比，傾角越小氣流流向改變越明顯，機翼升力系數(shù)越低。

α1為傾轉(zhuǎn)旋翼小傾角狀態(tài)，接近懸停狀態(tài)； α2為傾轉(zhuǎn)旋翼大傾角狀態(tài)，接近前飛狀態(tài)圖10 風洞吹風示意圖Fig.10 Schematics of wind tunnel

3.3 傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼系統(tǒng)氣動力

傾轉(zhuǎn)過程中旋翼的拉力，機翼的升、阻力均隨傾角的改變而發(fā)生變化，建立圖7所示的x-y坐標系，傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼系統(tǒng)的合力Fx、Fy可分別表示為

Fx=-Tsinα+D

(5)

Fy=Tcosα+L

(6)

式中：T為旋翼拉力，g。

數(shù)值仿真得到來流風速分別為6 m/s和12 m/s，旋翼轉(zhuǎn)速分別為4 000、6 000、8 000 r/min時，傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼系統(tǒng)沿著x方向與y方向上的合力，計算結(jié)果如圖12所示。針對傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼氣動布局形式，固定來流風速下，旋翼轉(zhuǎn)速越高前飛方向上的合力越大；固定旋翼轉(zhuǎn)速下，來流風速越高x向合力越大，且風速12 m/s與風速6 m/s間x向合力的差值隨著傾角的增加而增大。在y向(升力方向)，當旋翼傾角低于60°時，升力方向力的大小主要與旋翼轉(zhuǎn)速有關(guān)，旋翼轉(zhuǎn)速越高升力方向氣動力越大，傾轉(zhuǎn)旋翼飛機的氣動力類似直升機；當旋翼傾角高于60°時，升力方向力的大小主要與前方來流風速有關(guān)，來流風速越高升力方向氣動力越大，傾轉(zhuǎn)旋翼飛機的氣動力類似固定翼飛機。本文算例，在前方來流12 m/s，旋翼傾角75°，旋翼轉(zhuǎn)速從4 000 r/min增加至8 000 r/min升力方向氣動力僅增大10.3%。

4 結(jié)論

建立了傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼的CFD數(shù)值仿真模型，搭建了傾轉(zhuǎn)旋翼-機翼氣動干擾風洞試驗平臺，分析了傾轉(zhuǎn)旋翼對機翼氣動特性的影響，得出如下主要結(jié)論。

(1)多重參考系方法適用于旋翼氣動力計算。本文針對C-T模型和8038標準旋翼分別開展了懸停和前飛狀態(tài)數(shù)值仿真驗證，數(shù)值仿真結(jié)果與試驗結(jié)果吻合良好。

(2)前飛狀態(tài)，機翼的升力系數(shù)和阻力系數(shù)在前進比較小時下降較快，隨著前進比的增大機翼的升阻特性與單機翼升阻特性一致。

(3)傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)，當旋翼傾角小于75°，機翼升力系數(shù)隨著前進比的增加而增大。在前進比較小時，機翼升力系數(shù)為負值且傾角越大機翼升力系數(shù)越大。

(4)傾轉(zhuǎn)旋翼飛機在傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)，從避免飛機掉高度的角度考慮，在傾角較小時需要增大旋翼轉(zhuǎn)速；傾轉(zhuǎn)一定角度后固定旋翼傾角，當前飛速度較高后完成后續(xù)傾轉(zhuǎn)過程。