傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)小速度前飛的尾跡渦演化及其對平尾的影響

朱文慶，仲唯貴，張 威,2

（1.中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，景德鎮(zhèn) 333000；2.南京航空航天大學(xué)直升機(jī)旋翼動力學(xué)國家級重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016）

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)綜合了常規(guī)直升機(jī)和固定翼飛機(jī)的優(yōu)點(diǎn)，既具有出色的垂直起降能力和懸停能力，又具有較大的巡航速度，是一種非常有潛力的構(gòu)型，受到世界各國的重視。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)獨(dú)特的構(gòu)型決定了其具有復(fù)雜的氣動干擾現(xiàn)象，如旋翼/機(jī)翼干擾，旋翼/平尾干擾等，影響傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的效率和飛行安全［1］。

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣動干擾問題已得到國內(nèi)外的廣泛關(guān)注和研究。如Felker 等［2?3］通過實(shí)驗(yàn)研究了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼和機(jī)翼之間的氣動干擾。Matos 等［4］通過實(shí)驗(yàn)提出偏轉(zhuǎn)襟翼來降低機(jī)翼的下洗載荷。徐凱［5］和劉全［6］利用動量源CFD 方法進(jìn)行了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)懸停和前飛的流場計(jì)算。李亞波［7］和王琦等［8］基于嵌套網(wǎng)格技術(shù)對懸停狀態(tài)下旋翼/機(jī)翼干擾問題進(jìn)行了模擬；成寶峰［9］則對過渡狀態(tài)下旋翼/機(jī)翼/機(jī)身干擾流場進(jìn)行了數(shù)值模擬。李鵬等［10?11］提出了更為高效的混合CFD 方法計(jì)算懸停狀態(tài)和過渡狀態(tài)氣動力。但是，這些研究大多側(cè)重于旋翼在機(jī)翼和機(jī)身上形成的載荷和旋翼本身的拉力變化，對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)中的尾跡渦系及對平尾的影響關(guān)注的較少。劉正江等［12］設(shè)計(jì)了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的旋翼、機(jī)身及尾面組合模型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，使用了測力測壓和PIV 測試方法，但未能給出詳細(xì)的分析結(jié)果。Jung 等［13］使用CFD 方法計(jì)算了旋翼和尾翼之間的干擾，但只關(guān)注了側(cè)風(fēng)影響下的偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩變化。

事實(shí)上，當(dāng)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)發(fā)生氣動干擾時，機(jī)翼大部分位于旋翼的尾跡里，旋翼的下洗流直接作用在機(jī)翼上產(chǎn)生下洗載荷，而平尾則位于旋翼尾跡的邊緣，產(chǎn)生更復(fù)雜的氣動干擾。Marr等［14?15］在XV?15 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究中發(fā)現(xiàn)了小速度飛行下噴泉效應(yīng)會在平尾的上方形成對轉(zhuǎn)的流向渦對。Li 等［16］使用非定常CFD 方法計(jì)算了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)過渡狀態(tài)時的氣動干擾，計(jì)算中發(fā)現(xiàn)旋翼尾跡側(cè)緣渦從平尾外端通過，側(cè)緣渦使平尾產(chǎn)生了低頭力矩。Marr 等和Li 等研究中的前飛速度不同，旋翼/尾翼的干擾機(jī)理也不同［14?16］。目前，作者沒有發(fā)現(xiàn)相關(guān)文章對此類現(xiàn)象做詳細(xì)討論，而提高該方面的認(rèn)識對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的氣動布局設(shè)計(jì)至關(guān)重要。

本文采用基于嵌套網(wǎng)格的CFD 方法對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)簡化模型進(jìn)行數(shù)值模擬，研究直升機(jī)狀態(tài)下懸停、前飛和過渡狀態(tài)下的尾跡渦，探索尾跡渦變化對平尾的影響規(guī)律。

1 計(jì)算模型和數(shù)值方法

1.1 計(jì)算模型

本文采用的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)簡化模型如圖1（a）所示，包含了旋翼槳葉、機(jī)翼、平尾、垂尾和短艙。該模型中存在旋翼尾跡與機(jī)翼、平尾之間的氣動干擾機(jī)理，同時又不包含機(jī)身等其他部件對平尾的干擾。計(jì)算模型中旋翼半徑為R，槳轂中心距機(jī)翼1/4 弦線0.4R，距平尾翼梢前緣流向距離為1.5R，展向距離為R，垂向距離0.4R。旋翼槳葉采用OA3/OA4 系列翼型，機(jī)翼采用GOE 系列翼型，平尾翼型為NACA4412，垂尾翼型為NACA0012。為更好地還原傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的流動特點(diǎn)，機(jī)翼的襟翼向下偏轉(zhuǎn)30o。

本文重點(diǎn)關(guān)注旋翼與平尾的氣動干擾，需要精細(xì)計(jì)算旋翼的尾跡結(jié)構(gòu)，因此采用非定常計(jì)算方法，槳葉采用貼體網(wǎng)格，網(wǎng)格隨槳葉旋轉(zhuǎn)做剛體運(yùn)動，槳葉網(wǎng)格和背景網(wǎng)格之間采用嵌套策略，如圖1（b）所示。單片槳葉網(wǎng)格單元數(shù)101 萬個，背景網(wǎng)格單元數(shù)328 萬個。

圖1 計(jì)算模型和計(jì)算網(wǎng)格Fig.1 Calculation model and grid

1.2 數(shù)值方法

本文求解任意拉格朗日?歐拉形式的非定常RANS 方程。流場中存在大面積的不可壓縮流動區(qū)域，為改善計(jì)算穩(wěn)定性和計(jì)算精度，使用帶預(yù)處理的控制方程，其形式如下

式中：ρ，p，T，H分別為流場中密度、壓強(qiáng)、溫度和總晗；u，v，w為速度分量；Ur為指定的參考速度；cp為定壓比熱容。

在湍流模擬方法上，采用SA 湍流模型?；牧黟ば裕辉诳臻g離散上，無黏通量采用基于有限差分的二階Roe 格式，黏性通量采用二階中心格式；時間離散采用含有牛頓子迭代的LU?SGS 方法，具有二階精度。

1.3 驗(yàn)證算例

為了表明本文計(jì)算方法的計(jì)算能力，采用有實(shí)驗(yàn)結(jié)果的Georgia Tech（GT）旋翼?機(jī)身干擾模型［17］作為驗(yàn)證算例。GT 旋翼共有2 片槳葉，翼型為NACA0015，旋翼半徑R= 0.45 m，槳葉展弦比5.3，槳尖速度為100 m/s。機(jī)身采用帶球形鈍頭的圓柱代替，圓柱半徑r/R= 0.149。取槳葉1/4 弦線與旋轉(zhuǎn)軸的交點(diǎn)為槳轂中心，則槳轂中心距機(jī)身最前緣的流向距離Δx=R，距機(jī)身軸線垂向距離ΔH= 0.3R。

為模擬前飛狀態(tài)，旋翼軸前傾6°。計(jì)算狀態(tài)為旋翼總距10°，前進(jìn)比μ= 0.1，旋轉(zhuǎn)中無周期變距，揮舞運(yùn)動為β= -1.94°cos（ψ）- 2.02°sin（ψ），ψ為旋翼槳葉相位角，流向方向?qū)?yīng)0°相位。計(jì)算網(wǎng)格如圖2（a）所示，網(wǎng)格生成方式和密度分布與傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)模型相似。圖2（b）給出了以Q=10（U∞/R）2表示的流場圖，表明該計(jì)算方法能夠捕捉到槳尖渦，側(cè)緣渦等旋翼尾跡結(jié)構(gòu)，足以預(yù)測旋翼/機(jī)身的氣動干擾。

圖2 GT 旋翼-機(jī)身干擾模型網(wǎng)格和流場圖Fig.2 Grid and flow field diagram of GT rotor?fuselage in?terference model

圖3 給出了機(jī)身表面中垂面上的壓力分布系數(shù)Cp計(jì)算值和實(shí)驗(yàn)值［17］的對比。圖3（a）給出了槳葉處于0°相位角時瞬時壓力分布系數(shù)，圖3（b）給出了該截面上的平均壓力分布系數(shù)，兩者均與實(shí)驗(yàn)符合良好，說明本文采用的計(jì)算方法和計(jì)算網(wǎng)格可靠。

圖3 機(jī)身表面截面(中垂面)壓力分布系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值[17]對比Fig.3 Comparison between calculated values and experi?mental values[17]of pressure distribution coefficient of fuselage surface section (middle vertical surface)

2 計(jì)算結(jié)果和分析

本文首先保持傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)傾角90°（直升機(jī)模式），從0 m/s 逐步增大飛行速度，研究直升機(jī)模式下的尾跡渦和對平尾的影響規(guī)律，此過程中通過調(diào)節(jié)總距，保持旋翼拉力系數(shù)不變；然后逐步減小傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)傾角至0°，研究過渡狀態(tài)下的尾跡渦變化和對平尾的影響。

2.1 直升機(jī)狀態(tài)

圖4 給出了不同前飛速度下旋翼尾跡渦的變化，圖中渦由Q= 20（U∞/R）2等值面表示，云圖代表垂向截面（z= 0）上平均垂向速度分量W的分布。圖5 則給出了不同前飛速度下，機(jī)翼、平尾和對稱面上的流線，云圖表示平均壓強(qiáng)p的分布。

圖4 旋翼尾跡隨飛行速度的變化（Q 等值面圖，以W 染色）Fig.4 Variation of rotor wake with flight speed (Q isosur?face map, stained with W)

懸停狀態(tài)時（圖4（a）、圖5（a）），旋翼下洗流在機(jī)翼上表面引起展向流動，在機(jī)翼對稱面處交匯，形成上洗流動，即噴泉效應(yīng)。從表面流線圖中可以看出，噴泉效應(yīng)導(dǎo)致機(jī)翼根部形成了一個分離區(qū)。當(dāng)U∞增大到4 m/s 時（圖4（b）、圖5（b）），機(jī)翼上表面的展向流具有前行分量的部分與自由來流相互作用而分離，擴(kuò)大了機(jī)翼根部的分離渦，其余部分則仍在對稱面附近形成噴泉效應(yīng)。這兩種飛行狀態(tài)下，旋翼尾跡和噴泉效應(yīng)均對平尾附近流場無明顯影響。

圖5 機(jī)翼、平尾和對稱面上的表面流線Fig.5 Surface streamline on wing, flat tail and symmetry plane

前飛速度繼續(xù)增大至8 m/s，由機(jī)翼展向流和自由來流交匯形成的分離區(qū)擴(kuò)大，并在分離區(qū)的邊緣形成分離渦，從機(jī)翼前緣斜向延伸至襟翼處，如圖5（c）所示。該分離渦在機(jī)翼尾緣處變?yōu)榱飨驕u，在對稱面處誘導(dǎo)出大范圍的上洗流動，在靠近旋翼一側(cè)誘導(dǎo)出下洗流動，如圖4（c）所示。此現(xiàn)象仍為噴泉效應(yīng)，可理解為機(jī)翼展向流動在自由來流的輸運(yùn)下，于機(jī)翼下游交匯，故本文將此流向渦稱做噴泉渦。噴泉渦通過平尾中段，在平尾根部誘導(dǎo)出上洗流動，在平尾翼梢誘導(dǎo)出下洗流動，但平尾表面無大范圍分離（圖5（c））。當(dāng)前飛速度增大至12 m/s 時（圖4（d）、圖5（d）），機(jī)翼上的分離區(qū)進(jìn)一步增大，噴泉渦向旋翼靠近，平尾上受上洗流動影響的區(qū)域擴(kuò)大，開始出現(xiàn)分離現(xiàn)象。

當(dāng)飛行速度U∞增大至16 m/s 時，由于旋翼尾跡與機(jī)翼干擾減弱，形成的展向流動能量不足，與自由來流交匯形成的分離區(qū)和相應(yīng)的噴泉渦消失，如圖5（e）所示。但旋翼尾跡側(cè)緣渦抬升至平尾附近，從平尾外側(cè)通過，在平尾上形成大面積的上洗流動（圖4（e）），其上表面流動全部分離（圖5（e））。U∞=20 m/s 時的流動特征與U∞=16 m/s 時相似，如圖4（f）、圖5（f）所示。

為比較噴泉渦和側(cè)緣渦，圖6 給出了前飛速度為8 m/s和16 m/s時的空間流線圖和流向截面（x/R=1.5）的二維流線圖，清楚地展示了噴泉渦或者側(cè)緣渦誘導(dǎo)的流動和其空間位置變化。U∞=8 m/s 時，噴泉渦占主導(dǎo)，該渦產(chǎn)生于機(jī)翼上表面，從平尾中部的上方流過。Marr 等［14?15］在XV?15 的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)了類似的現(xiàn)象。U∞=16 m/s 時，旋翼尾跡側(cè)緣渦占主導(dǎo)，該渦從平尾外側(cè)通過，對應(yīng)于Li 等［16］研究中的旋翼/平尾干擾。

圖6 不同來流下的流線圖（流線顏色表征速度分量W，截面云圖為平均壓強(qiáng)p）Fig.6 Streamline diagram under different incoming flows(Streamline color represents velocity component W,and cross?sectional cloud diagram shows average pressure p)

圖7 給出了不同前飛速度下噴泉渦或側(cè)緣渦渦核隨流向的演化。y/R為機(jī)翼展向方向，z/R為垂直方向。U∞=8 m/s 和12 m/s 時，平尾主要受噴泉渦影響，噴泉渦從機(jī)翼表面卷起，向下游運(yùn)動，受噴泉效應(yīng)影響，其渦核沿流向運(yùn)動的同時向上方移動。U∞=12 m/s 與8 m/s 相比，噴泉渦在展向更靠近旋翼，且噴泉渦向上輸運(yùn)的斜率變小。U∞≥16 m/s 時，噴泉渦消失，流場中旋翼尾跡的側(cè)緣渦占主導(dǎo)。側(cè)緣渦從槳盤邊緣開始脫出，向斜下方輸運(yùn)。在展向方向，旋翼側(cè)緣渦的渦核始終在平尾外側(cè)，在20 m/s 時位置最靠外；在垂向方向，前飛速度越大，旋翼側(cè)緣渦位置越高。

圖7 槳轂中心與對稱面之間的流向渦渦核位置演化Fig.7 Evolution of flow direction vortex core position be?tween hub center and symmetry plane

圖8 給出了機(jī)翼升力和平尾引起的俯仰力矩隨前飛速度U∞的變化情況，作為對比，圖中還給出了無旋翼時的情況。結(jié)果中，以傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的轉(zhuǎn)動軸為俯仰力矩參考軸，抬頭為正，即平尾負(fù)升力提供正的俯仰力矩。為便于不同前飛速度下的比較，氣動力以旋翼槳尖速度為參考速度，槳盤面積為參考面積，旋翼半徑為參考長度進(jìn)行無量綱化。

圖8 機(jī)翼升力系數(shù)和平尾引起的俯仰力矩系數(shù)隨前飛速度的變化Fig.8 Variation of pitch moment caused by wing lift and flat tail with forward flight speed

首先觀察機(jī)翼升力，在0 m/s 時，旋翼尾跡垂直向下，其下洗流造成了機(jī)翼的負(fù)升力。隨著速度的增大，旋翼尾跡向下游移動，其與機(jī)翼的干擾逐步減弱，表現(xiàn)為機(jī)翼產(chǎn)生的負(fù)升力減小，在16 m/s ≤U∞≤30 m/s 時旋翼尾跡甚至增加了機(jī)翼的升力。

而旋翼和平尾的干擾則顯得更為復(fù)雜，U∞≤8 m/s 時，有旋翼和無旋翼情況下的平尾俯仰力矩相同，都表現(xiàn)為抬頭力矩。與圖4、圖5相對應(yīng)，U∞=0，4 m/s 時旋翼尾跡渦對平尾無影響；U∞=8 m/s時，噴泉渦通過平尾中段，在翼根引起上洗流，在翼尖引起下洗流，兩者相互抵消，故有旋翼和無旋翼情況，平尾的俯仰力矩相近。速度增大至12 m/s時，噴泉渦或旋翼尾跡側(cè)緣渦在平尾附近產(chǎn)生大面積的上洗流動，使其呈現(xiàn)低頭力矩，且前飛速度越大，低頭力矩越大，直至20 m/s。U∞≥30 m/s 時平尾的低頭力矩開始減小，這時側(cè)緣渦開始遠(yuǎn)離平尾。

2.2 過渡狀態(tài)

圖9 給出了短艙傾角為60°，30°和0°時旋翼尾跡和機(jī)身表面流線的對比，此時前飛速度為20 m/s。隨著短艙傾角的減小，旋翼尾跡側(cè)緣渦逐步減弱，對平尾的影響減小；短艙傾角為60°時，平尾上表面已無短艙傾角90°時（圖5（f））出現(xiàn)的大范圍分離現(xiàn)象，但仍能觀察到旋翼尾跡側(cè)緣渦的影響，繼續(xù)減小短艙傾角，平尾上表面的流動接近均勻流動。

圖9 旋翼傾角變化時旋翼尾跡、機(jī)翼和平尾上的流線Fig.9 Streamlines of rotor wake, wing and flat tail at differ?ent rotor tilt angles

圖10 給出了機(jī)翼升力和平尾引起的俯仰力矩隨傾轉(zhuǎn)角度的變化。從直升機(jī)模式到固定翼模式的轉(zhuǎn)換中，機(jī)翼升力逐漸提高，平尾引起的低頭力矩降低，固定翼模式時轉(zhuǎn)變?yōu)樘ь^力矩，與無旋翼時的值接近。

圖10 機(jī)翼升力系數(shù)和平尾引起的俯仰力矩系數(shù)隨傾轉(zhuǎn)角度的變化Fig.10 Variation of wing lift coefficient and pitching moment coefficient of flat tail with tilt angle

3 結(jié)論

本文采用CFD方法研究了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)尾跡的渦系演化及其對平尾的影響，包括了直升機(jī)狀態(tài)和過渡狀態(tài)，總結(jié)了其影響規(guī)律，探索了相應(yīng)的流動機(jī)理。

首先，采用具有實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)GT 旋翼?機(jī)身干擾模型對所使用的計(jì)算方法進(jìn)行驗(yàn)證，計(jì)算得到的機(jī)身表面壓力分布與實(shí)驗(yàn)符合良好，說明本文采用的計(jì)算方法和計(jì)算網(wǎng)格是可靠的。

然后，研究了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)直升機(jī)狀態(tài)下的尾跡渦和其對平尾的干擾。懸停和小速度前飛時（U∞≤4 m/s），尾跡渦主要表現(xiàn)為旋翼槳尖渦，對平尾無影響；8 m/s ≤U∞≤12 m/s 時，旋翼尾跡在機(jī)翼上表面引起的展現(xiàn)流動，與自由來流交匯引起噴泉渦，噴泉渦流經(jīng)平尾上方，使平尾產(chǎn)生低頭力矩；U∞≥16 m/s 時，噴泉渦消失，旋翼尾跡側(cè)緣渦主導(dǎo)平尾附近流動，使平尾處于上洗流區(qū)域，同樣產(chǎn)生低頭力矩。U∞≥30 m/s 時，旋翼尾跡側(cè)緣渦開始遠(yuǎn)離平尾，其產(chǎn)生的低頭力矩開始減小。

最后，研究了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)過渡狀態(tài)下的尾跡和其對平尾的影響。隨著傾轉(zhuǎn)角度的減小，旋翼尾跡側(cè)緣渦逐漸減弱。相應(yīng)的，平尾引起的低頭力矩逐步減小，傾轉(zhuǎn)角度為0時，旋翼尾跡對平尾俯仰力矩?zé)o影響。