高速直升機(jī)尾推螺旋槳?dú)鈩釉O(shè)計研究

昝丙合，何淼，朱建勇

(1. 惠陽航空螺旋槳有限責(zé)任公司，河北 保定 071000；2. 沈陽航空航天大學(xué)航空發(fā)動機(jī)學(xué)院，遼寧 沈陽 110136)

直升機(jī)具有突出的懸停、低空低速和良好的機(jī)動性能[1].常規(guī)的單旋翼帶尾槳直升機(jī)在大速度平飛時前行槳葉接近聲速，后行槳葉出現(xiàn)反流區(qū)，導(dǎo)致旋翼升力降低、阻力及功率需求急劇增大，因而常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)的最大平飛速度很難超過音速[2].

為了突破現(xiàn)有直升機(jī)速度限制，國內(nèi)外有關(guān)直升機(jī)新的構(gòu)型和新的概念不斷提出.復(fù)合式高速直升機(jī)作為一種新的直升機(jī)構(gòu)型，是在常規(guī)旋翼基礎(chǔ)上通過配置輔助推進(jìn)或升力裝置實(shí)現(xiàn)高速飛行.尤其近年來，隨著X2，X3等新構(gòu)型技術(shù)驗證機(jī)連續(xù)突破直升機(jī)的速度限制，以400 km/h以上的高速為典型特征的下一代直升機(jī)“呼之欲出”.X3巡航速度最高達(dá)到了430 km/h，X2最大巡航速度達(dá)到了463 km/h，顯著高于常規(guī)直升機(jī).目前，西科斯基公司的S-97復(fù)合式高速直升機(jī)采用共軸對旋翼和尾推螺旋槳構(gòu)型.

尾推螺旋槳是實(shí)現(xiàn)復(fù)合式高速直升機(jī)高速飛行的重要推進(jìn)裝置，為了保證能夠適應(yīng)高速直升機(jī)飛行的需求并在較短直徑下提供足夠拉力，高效率的尾推螺旋槳設(shè)計迫在眉睫.目前，螺旋槳的設(shè)計主要集中在無人機(jī)、通用飛機(jī)以及常規(guī)螺旋槳飛機(jī)等領(lǐng)域.例如王豪杰等[3]結(jié)合某太陽能無人機(jī)總體設(shè)計方案要求，采用人工篩選優(yōu)化的方法對螺旋槳槳葉角分布的優(yōu)化調(diào)整.梁撐剛等[4]將Betz條件和遺傳算法相互結(jié)合，開展了一種無人機(jī)螺旋槳快速優(yōu)化設(shè)計方法研究.項松等[5]對Angelo的方法進(jìn)行了改進(jìn)，提出了一種高效率通用飛機(jī)螺旋槳設(shè)計方法.范中允等[6]提出一種可任意給定環(huán)量分布的螺旋槳設(shè)計方法，該方法可以根據(jù)任意給定的環(huán)量分布及工況快速設(shè)計出高效率螺旋槳的幾何外形(槳葉弦長、扭轉(zhuǎn)角分布).YONEZAWA等[7]研究了低雷諾數(shù)條件下螺旋槳的設(shè)計及損失機(jī)理.孫海濤等[8]基于ANSYS Workbench平臺研究了螺旋槳流固耦合特性.

目前，尚未有針對復(fù)合式高速直升機(jī)尾推螺旋槳設(shè)計方法的研究，文中以X2高速直升機(jī)與S-97“掠食者”構(gòu)型為基礎(chǔ)，開展尾推螺旋槳的氣動優(yōu)化設(shè)計方法研究，并借助片條理論及CFD數(shù)值模擬方法對螺旋槳方案進(jìn)行氣動性能分析，以驗證螺旋槳?dú)鈩臃桨缚尚行?

1 設(shè)計方法

1.1 環(huán)量優(yōu)化設(shè)計理論

Betz條件是將機(jī)翼升力線理論引入螺旋槳領(lǐng)域，以達(dá)到在理想流體中螺旋槳能量損失最小，常被用來求解最佳環(huán)量分布問題[9].最佳螺旋槳的Betz條件可描述為尾渦面類似向下游移動的剛性螺旋面.GOLDSTEIN[10]對于2葉螺旋槳和4葉螺旋槳給出了精確理論解.螺旋槳優(yōu)化設(shè)計流程如圖1所示.

圖1 螺旋槳優(yōu)化設(shè)計流程

1.2 片條理論

文獻(xiàn)[11]基于儒可夫斯基的渦流理論模型，將普朗特的有限翼展理論應(yīng)用于螺旋槳渦流模型中，提出螺旋槳的片條理論.用va為槳盤處的軸向誘導(dǎo)速度，vt為槳盤處環(huán)向誘導(dǎo)速度，由動量定理可知，槳盤處誘導(dǎo)速度是滑流速度的一半[12].

在槳葉徑向r處，取一微段長度dr，相應(yīng)葉素弦長b.在飛行中，葉素的運(yùn)動軌跡是螺旋線，其中前飛速度為v0，在槳盤面內(nèi)的切向速度為2πnsr，速度三角形如圖2所示.

圖2 螺旋槳葉素受力速度三角形

氣流相對于葉素的幾何合成速度為

(1)

幾何合成速度與旋轉(zhuǎn)平面之間的夾角為

(2)

設(shè)葉素安裝角為θ，槳葉尾渦產(chǎn)生的干涉角度為β，實(shí)際氣流的速度角度為

(3)

實(shí)際氣流速度為

(4)

氣流相對于葉素的迎角為

α=θ-β-φ0,

(5)

設(shè)葉素的阻升角為γ，則有

(6)

令a表示軸向誘導(dǎo)速度因子，a=va/v0.

葉素的拉力為

(7)

同樣，葉素的環(huán)向力(也稱轉(zhuǎn)矩力)為

(8)

葉素效率為

(9)

令a′為切向誘導(dǎo)速度因子：a′=vt/2πnsr，則葉素效率可以表達(dá)為

(10)

設(shè)螺旋槳的總槳葉數(shù)為NB，槳轂半徑為r0，則螺旋槳的拉力為

(11)

螺旋槳的環(huán)向力為

(12)

螺旋槳的轉(zhuǎn)矩為

(13)

(14)

TC=Kcos(φ+γ).

(15)

1.3 尾推螺旋槳?dú)鈩釉O(shè)計方案

螺旋槳采用先進(jìn)超臨界螺旋槳專用翼型，對螺旋槳槳葉進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，超臨界翼型能夠提高臨界馬赫數(shù)，使得在接近音速時推遲阻力劇增現(xiàn)象的發(fā)生.氣動設(shè)計一方面保證在有限的安裝空間內(nèi)，螺旋槳直徑可以滿足主機(jī)的裝機(jī)需求；另一方面滿足主機(jī)對螺旋槳推力的要求，設(shè)計點(diǎn)選取高速飛行工況(H=2 000 m，v=400 km/h)，主要?dú)鈩釉O(shè)計參數(shù)：直徑D=2 500 mm，槳葉數(shù)NB=5，轉(zhuǎn)速n=2 200 r/min，槳轂比為0.22，0.7R截面弦長為200 mm，0.7R實(shí)度ρ=0.218 4.槳葉環(huán)量r1、弦長b和扭矩沿徑向分布曲線如圖3，4所示，圖中槳葉切面站位為r1/R，ω為切面扭轉(zhuǎn)角.圖5為槳葉三維氣動外形.

圖3 槳葉最優(yōu)環(huán)量分布

圖4 槳葉氣動設(shè)計參數(shù)

圖5 槳葉氣動外形

1.4 CFD數(shù)值模擬方法

采用CFD數(shù)值模擬驗證理論設(shè)計和性能評估的可靠性.CFD數(shù)值模擬求解定常的質(zhì)量加權(quán)平均的N-S方程和SSTk-ω湍流模型.采用旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系方法模擬螺旋槳的相對轉(zhuǎn)動.計算網(wǎng)格由ICEM軟件生成，計算域取槳前側(cè)10倍旋轉(zhuǎn)直徑，側(cè)向5倍旋轉(zhuǎn)直徑，槳后側(cè)取10倍旋轉(zhuǎn)直徑.由于螺旋槳葉片幾何形狀復(fù)雜，文中選用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格以求更好地生成葉片的貼體網(wǎng)格.為節(jié)省計算資源，應(yīng)用周期性邊界條件，選取1/5模型作為計算域，網(wǎng)格數(shù)量接近100萬.計算域及槳葉附近網(wǎng)格如圖6所示.螺旋槳物面處滿足無滑移、絕熱及法向壓力梯度為0的條件，計算域周向72°的2個側(cè)面建立周期性邊界條件，計算域的其他面設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場.

圖6 網(wǎng)格及計算域

2 計算結(jié)果及分析

2.1 氣動性能理論計算結(jié)果

圖7 螺旋槳效率曲線

圖8 螺旋槳拉力系數(shù)曲線

圖9 螺旋槳槳葉角曲線

2.2 CFD數(shù)值模擬結(jié)果

采用CFD數(shù)值模擬技術(shù)，分別對飛行速度為0、功率1 300 kW和飛行速度為400 km/h、功率1 300 kW的2種工況的螺旋槳?dú)鈩有阅苓M(jìn)行了分析，結(jié)果表明在速度為0時，槳葉角25°時螺旋槳的拉力系數(shù)為0.301，與片條理論計算結(jié)果0.296相差了1.69%.在飛行速度為400 km/h時的高速狀態(tài)，螺旋槳的效率為0.862，與片條理論計算結(jié)果0.851相差了1.29%，數(shù)值模擬結(jié)果與理論計算結(jié)果比較一致.

在槳葉角25°下，飛行速度0和400 km/h分別對應(yīng)的槳葉表面壓力分布以及不同徑向截面流線圖，分別如圖10，11所示.

圖10 槳葉表面壓力云圖

圖11 槳葉不同徑向截面流線圖

從圖10a，b可以看出，飛行速度0時槳葉的壓力面受壓力作用，從槳根到槳尖壓力逐漸增大，在槳尖前緣區(qū)域存在壓力峰值，槳葉吸力面受吸力作用，在槳葉的前緣附近存在吸力峰值，槳葉壓力面和吸力面的壓力和吸力分布合理，兩者共同作用使得槳葉具有較高的拉力系數(shù).從圖11也可以看出，槳葉不同徑向截面的流線均為附著流動，并且沿著徑向流線駐點(diǎn)位置后移，繞過槳葉前緣的速度峰值增大.

在同樣25°槳葉角下，由于前進(jìn)速度400 km/h的存在，使得槳葉入流角減小，槳葉處于負(fù)迎角狀態(tài).從圖10c，d可以看出，槳葉的壓力面前緣存在吸力峰值，而吸力面存在壓力峰值.從圖11e，f也可以看出，雖然沿著徑向入流角逐漸減小，但是不同徑向截面流線的駐點(diǎn)位于吸力面，在繞過槳葉前緣的壓力面存在速度峰值.螺旋槳0 km/h啟動階段的安裝角顯然不適合前進(jìn)速度400 km/h對應(yīng)的工況，基于流場信息對螺旋槳的槳葉角進(jìn)行選取和優(yōu)化.

3 結(jié) 論

1) 基于環(huán)量優(yōu)化設(shè)計理論開展的高速直升機(jī)尾推螺旋槳的氣動優(yōu)化設(shè)計方法能夠有效開展螺旋槳的優(yōu)化設(shè)計工作.

2) 基于片條理論的螺旋槳性能估算方法能夠有效、快速地對螺旋槳效率、推力系數(shù)以及槳葉角度等參數(shù)進(jìn)行計算，為螺旋槳工作過程的控制奠定了數(shù)據(jù)基礎(chǔ).

3) 基于CFD技術(shù)的螺旋槳?dú)鈩有阅軘?shù)值模擬技術(shù)能夠?qū)β菪龢@流三維流場進(jìn)行詳細(xì)分析，為螺旋槳的進(jìn)一步優(yōu)化提供流場信息.

4) 通過基于片條理論的螺旋槳?dú)鈩有阅芊治鼋Y(jié)果與基于CFD技術(shù)的螺旋槳?dú)鈩有阅軘?shù)值模擬結(jié)果的對比，表明2種分析方法準(zhǔn)確可靠，兩者之間的誤差在1%～2%.為進(jìn)一步對優(yōu)化設(shè)計方法及性能分析方法的準(zhǔn)確性進(jìn)行驗證，后續(xù)考慮開展風(fēng)洞試驗進(jìn)行驗證.