傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼連續(xù)過渡狀態(tài)氣動性能仿真分析

王孟恬，金臺，劉堯龍

(浙江大學(xué) 航空航天學(xué)院，浙江 杭州 310027)

人們從20 世紀(jì)40 年代開始研究垂直/短距起降飛行器，如今新理念構(gòu)型的旋翼機(jī)涌現(xiàn).傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)具備垂直起降和懸停能力，且飛行速度遠(yuǎn)高于常規(guī)直升機(jī)[1-2]，研制技術(shù)比較成熟的是由波音和貝爾直升機(jī)公司提出的V-22 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī).這類飛行器飛行包線寬泛，執(zhí)行飛行任務(wù)能力強(qiáng)[3]，在軍事領(lǐng)域和民用方面都具有廣泛的應(yīng)用前景，已逐漸成為現(xiàn)階段的研究熱點.

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在直升機(jī)模式和固定翼模式切換時引入的過渡狀態(tài)，是具有強(qiáng)非線性氣動特性的特殊狀態(tài)，過渡狀態(tài)氣動性能的好壞是決定飛機(jī)模式切換過程是否安全可靠、平穩(wěn)高效的關(guān)鍵因素.針對過渡狀態(tài)的氣動特性研究主要有試驗和數(shù)值仿真2 種方法.在試驗方法方面，招啟軍等[4]基于3D-PIV(particle image velocimetry)技術(shù)測量懸停和過渡狀態(tài)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼/機(jī)翼氣動干擾特性,部分揭示了干擾流動的機(jī)理.董凌華等[5]基于傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼耦合系統(tǒng)動力學(xué)試驗?zāi)Ｐ烷_展傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)下模型機(jī)翼的基階揮舞彎曲/扭轉(zhuǎn)耦合振動的氣彈動力學(xué)風(fēng)洞試驗研究.Chinwicharnam等[6]開展MAV VTOL 螺旋槳/機(jī)翼結(jié)構(gòu)相互作用的低速風(fēng)洞實驗研究，發(fā)現(xiàn)螺旋槳滑流不僅能夠提高機(jī)翼性能，還能夠延緩失速角的形成.由于試驗方法花費的時間周期長、成本高、數(shù)據(jù)測量難度大且數(shù)據(jù)有限，隨著計算機(jī)算力的增強(qiáng)，數(shù)值仿真方法得以快速發(fā)展和廣泛應(yīng)用.劉佳豪等[7]針對傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)旋翼/機(jī)翼之間的氣動干擾進(jìn)行高分辨率數(shù)值模擬，對比旋翼/機(jī)翼組合體懸停狀態(tài)改進(jìn)延遲分離渦模擬(improved delayed detached eddy simulation,IDDES)和雷諾平均模擬(Reynolds-averaged Navier-Stokes equations,RANS)計算結(jié)果，發(fā)現(xiàn)在傾轉(zhuǎn)過程中旋翼產(chǎn)生的誘導(dǎo)滑流對機(jī)翼有升力增益效果.李鵬等[8-9]提出并建立適合過渡狀態(tài)氣動特性分析的混合槳葉模型(hybrid blade model,HBM)方法.相對于傳統(tǒng)的真實槳葉模型(real blade model,RBM) 方法，HBM 方法結(jié)合虛擬槳葉模型(virtual blade model,VBM)方法的優(yōu)勢，在保證流場模擬精度的基礎(chǔ)上進(jìn)一步提高了計算效率.Garcia 等[10]對1∶5 模型尺寸的ERICA 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)進(jìn)行高保真的氣動計算，評估當(dāng)前計算流體力學(xué)方法在不同飛行狀態(tài)下預(yù)測空氣載荷的能力.楊海濤等[11]研究前飛狀態(tài)和傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)傾轉(zhuǎn)旋翼對機(jī)翼的氣動干擾的結(jié)果表明，當(dāng)旋翼傾角小于75°時，隨著前進(jìn)比的增大，機(jī)翼升力系數(shù)由負(fù)值逐漸增大，傾轉(zhuǎn)角對機(jī)翼氣動特性的影響隨前進(jìn)比的增大而降低.吳偉偉等[12]基于運動嵌套網(wǎng)格和局部坐標(biāo)系理論提出適合于模擬連續(xù)傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)非定常流場的數(shù)值計算方法，并模擬某型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的連續(xù)傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)，研究傾轉(zhuǎn)時間、前飛速度和旋翼總距角對旋翼機(jī)氣動性能的影響.

上述研究對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)過渡狀態(tài)的數(shù)值模擬分析主要采用正前方來流和固定傾轉(zhuǎn)角度的方式進(jìn)行計算，鮮見對連續(xù)傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)的氣動性能的研究.實際飛行過程中存在側(cè)風(fēng)，風(fēng)向風(fēng)速也會對飛行器的氣動性能造成影響[13-14].此外，過渡狀態(tài)不同部件相互干擾明顯，尤其在旋翼和機(jī)翼之間.本研究提出適用于連續(xù)傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)模擬的數(shù)值計算方法，研究不同前進(jìn)比下旋翼和機(jī)翼的氣動性能，并針對不同來流速度方向，分析側(cè)風(fēng)對傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)的影響.

1 計算方法

1.1 重疊網(wǎng)格方法

根據(jù)研究準(zhǔn)定常傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼氣動干擾的風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ蚚11]，建立傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼數(shù)值仿真模型，其中旋翼為8 038 標(biāo)準(zhǔn)旋翼;機(jī)翼為等截面矩形翼，弦長c為0.1 m，展長為0.4 m，截面翼型為B-29 TIP，機(jī)翼迎角為6°.旋翼傾轉(zhuǎn)中心點O與機(jī)翼前緣處在同一高度，距機(jī)翼前緣為0.08 m，傾轉(zhuǎn)半徑為0.07 m，初始前飛狀態(tài)旋翼中心距機(jī)翼前緣為0.15 m.進(jìn)行連續(xù)傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)的旋翼/機(jī)翼氣動性能模擬，其中3 種狀態(tài)示意圖如圖1 所示.

圖1 傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼的3 種狀態(tài)Fig.1 Three modes of tiltrotor/wing

在旋翼的常見研究方法中，虛擬槳葉模型和動量源方法旋翼被體積力模型代替，計算結(jié)果受到一定程度的影響；滑移網(wǎng)格和多參考系模型方法只能實現(xiàn)單一的運動情況，使得多數(shù)學(xué)者通過固定傾轉(zhuǎn)角的方法來研究旋翼傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)的氣動性能，與實際的連續(xù)傾轉(zhuǎn)過渡運動情況有出入.同時，其他常見的動網(wǎng)格計算方法在物體運動幅度過大時會出現(xiàn)網(wǎng)格變形的情況，影響精度和計算結(jié)果，甚至導(dǎo)致整個計算發(fā)散.降低這個問題造成的影響，將增加網(wǎng)格量和計算成本.重疊網(wǎng)格可以實現(xiàn)旋翼的六自由度運動，即旋翼有一定轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)并且連續(xù)傾轉(zhuǎn)90°，網(wǎng)格不會變形，確保在合適的計算量下實現(xiàn)連續(xù)傾轉(zhuǎn)過渡的模擬計算.

重疊網(wǎng)格（overset mesh）方法對每個運動物體進(jìn)行單獨的網(wǎng)格劃分，由于各運動物體網(wǎng)格與背景網(wǎng)格有重疊，通過計算重疊網(wǎng)格的聯(lián)系信息（domain connectivity information,DCI）進(jìn)行流場信息交換，能夠?qū)崿F(xiàn)計算域的求解.網(wǎng)格單元類型分為邊界單元（fringe cell）、活動單元（active cell）、貢獻(xiàn)單元（donor cell）、洞單元（hole cell）和孤點單元（orphan）.計算首先執(zhí)行挖洞步驟，即搜尋洞單元，并且將相鄰的單元標(biāo)記為邊界單元；之后根據(jù)標(biāo)記的邊界單元從另外背景網(wǎng)格中尋找最佳匹配的貢獻(xiàn)單元，根據(jù)搜尋的邊界單元和貢獻(xiàn)單元的位置進(jìn)行貢獻(xiàn)單元的插值系數(shù)求解；最后對重疊區(qū)域的優(yōu)化，重新搜尋最優(yōu)的匹配單元，保證最佳的插值關(guān)系，去除額外的邊界單元，進(jìn)而減少計算量[15-17].有3 種典型的貢獻(xiàn)單元插值系數(shù)求解方法：1）就近原則，2）通過邊界單元到貢獻(xiàn)單元中心的距離倒數(shù)求得插值系數(shù)，3）Laplace 算子權(quán)重方法.本研究采用Laplace 算子權(quán)重方法，計算域示意圖如圖2 所示.旋翼周圍網(wǎng)格單獨劃分，機(jī)翼處于背景網(wǎng)格中，網(wǎng)格沿機(jī)翼對稱面截取示意圖如圖3 所示.在過渡狀態(tài)中，旋翼與貼體網(wǎng)格一同以一定轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)，同時傾轉(zhuǎn)90°，模擬旋翼從前飛狀態(tài)傾轉(zhuǎn)至懸停狀態(tài).

圖2 數(shù)值模擬的計算域Fig.2 Computational domain of numerical simulation

圖3 計算域中沿機(jī)翼對稱面的網(wǎng)格Fig.3 Girds along wing's symmetric plane of computational domain

1.2 控制方程

數(shù)值計算工具使用基于有限體積的開源CFD軟件OpenFOAM 中的overPimpleDyMFoam 求解器，重疊網(wǎng)格技術(shù)用于實現(xiàn)網(wǎng)格的相對運動以捕捉旋翼的旋轉(zhuǎn)運動和連續(xù)傾轉(zhuǎn)運動，并通過重疊區(qū)域進(jìn)行插值與背景網(wǎng)格傳遞信息.采用PIMPLE（PISO-SIMPLE）算法求解非定常不可壓縮流動的壓力速度耦合問題，求解時，將每個時間步長內(nèi)的流動看作穩(wěn)態(tài)流動，采用SIMPLE 算法進(jìn)行迭代求解，采取低松弛的方法保證方程在每一時間步長內(nèi)的收斂性.空間離散格式采用魯棒性高的二階迎風(fēng)差分格式，時間步進(jìn)采用一階精度的隱式歐拉格式.

流場控制方程采用雷諾平均方程[18]，表達(dá)式為

式中：t為時間；E為守恒變量；FI為非黏性通量，F(xiàn)V為黏性通量；Q為源項，是旋翼旋轉(zhuǎn)帶來的附加項（由科氏力引起），假設(shè)旋翼旋轉(zhuǎn)的角速度為[0，-ω，0]，此時源項表達(dá)式為Q=[0,ρωw,0,-ρωu,0]T.湍流模型選取k-ε 湍流模型[19]，表達(dá)式為

式中：k為湍流動能，Dk為k的有效擴(kuò)散系數(shù)，P為湍流動能產(chǎn)生速率，ε 為湍流動能耗散率，Dε為ε 的有效擴(kuò)散系數(shù)，u為流場速度，C1、C2、C3為模型系數(shù)，Cμ為湍流黏度的模型系數(shù)，νt為湍流黏度.

2 計算驗證方法

通過對比8038 標(biāo)準(zhǔn)旋翼/機(jī)翼系統(tǒng)前飛狀態(tài)下機(jī)翼升力系數(shù)和旋翼拉力系數(shù)的數(shù)值仿真結(jié)果與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)[11]來驗證本研究所提方法.前方來流速度為6 m/s，旋翼最高轉(zhuǎn)速不超過150 r/s，最大槳尖馬赫數(shù)為0.28，低于0.3.定義前進(jìn)比[20]為

式中：V∞為前方來流速度；n為旋翼轉(zhuǎn)速；D為旋翼直徑，D=0.203 2 m.在連續(xù)傾轉(zhuǎn)過渡過程中，不同傾轉(zhuǎn)時間（t=1 s 和t=2 s）系統(tǒng)氣動特性隨旋翼傾轉(zhuǎn)角增加的變化趨勢基本一致[12].在計算驗證算例時發(fā)現(xiàn)，當(dāng)保持前飛狀態(tài)計算到0.08 s 左右時，機(jī)翼升力趨于穩(wěn)定，說明此時流場達(dá)到穩(wěn)定.在連續(xù)過渡狀態(tài)研究中，設(shè)置計算時間范圍為0～1.08 s，前0.08 s 旋翼保持前飛狀態(tài)，在流場達(dá)到穩(wěn)定后開始從前飛狀態(tài)（傾轉(zhuǎn)角α=0°）到懸停狀態(tài)（傾轉(zhuǎn)角α=90°）的傾轉(zhuǎn)過渡過程，傾轉(zhuǎn)時間為1 s.

選取J=0.334 的工況進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性對比驗證，計算區(qū)域大小.劃分網(wǎng)格數(shù)量分別為5.14×105（網(wǎng)格1）、1.68×106（網(wǎng)格2）、2.00×106（網(wǎng)格3），計算得到0～0.2 s 的機(jī)翼升力FL如圖4 所示.初始化流場速度為0，前方來流流過整個計算域，這期間機(jī)翼升力系數(shù)逐漸增大，原因是隨著被旋翼加速過的氣流流過機(jī)翼，機(jī)翼升力逐漸增大.機(jī)翼升力的變化趨勢在不同網(wǎng)格情況下大體一致，證明了網(wǎng)格無關(guān)性.由于網(wǎng)格1 的網(wǎng)格數(shù)量較少，該網(wǎng)格計算得到的結(jié)果比其他2 種網(wǎng)格的??；網(wǎng)格3與網(wǎng)格2 的計算結(jié)果基本一致，網(wǎng)格數(shù)量增加結(jié)果變化不明顯.

圖4 不同網(wǎng)格的機(jī)翼升力-時間曲線Fig.4 Wing lift-time curves for different grids

如圖5 所示為不同前進(jìn)比時機(jī)翼升力系數(shù)CL的風(fēng)洞試驗結(jié)果與數(shù)值仿真結(jié)果對比，數(shù)值仿真結(jié)果和試驗結(jié)果吻合較好.風(fēng)洞試驗和數(shù)值仿真均發(fā)現(xiàn): 隨著前進(jìn)比的增加，機(jī)翼升力系數(shù)降低;且前進(jìn)比越小，機(jī)翼升力系數(shù)減小越快.證明本研究所提方法合理，適于傾轉(zhuǎn)旋翼連續(xù)過渡狀態(tài)氣動特性數(shù)值模擬.上述結(jié)果表明，網(wǎng)格數(shù)量越多，計算結(jié)果越接近試驗值，但增大到一定數(shù)量后，計算結(jié)果改善不明顯.為了節(jié)約計算時間，提高計算效率，選取網(wǎng)格2 作為后續(xù)研究的網(wǎng)格.

圖5 仿真結(jié)果與試驗結(jié)果的升力系數(shù)-前進(jìn)比曲線Fig.5 Lift coefficient-advance ratio curves of simulation results and test results

3 連續(xù)過渡狀態(tài)旋翼/機(jī)翼的氣動性能

3.1 旋翼轉(zhuǎn)速對過渡狀態(tài)氣動性能的影響

為了研究旋翼轉(zhuǎn)速對過渡狀態(tài)的氣動性能影響，設(shè)置旋翼/機(jī)翼系統(tǒng)前方來流速度為6 m/s，4 個計算算例的旋翼轉(zhuǎn)速n和前進(jìn)比J如表1 所示.本研究的計算流場比較復(fù)雜，很難指定滿足條件的固定時間步長，為此采用變時間步長，設(shè)置最大庫郎數(shù) maxCo=1，自動調(diào)整時間步.由于前進(jìn)比的數(shù)值不同，旋翼旋轉(zhuǎn)速度不同，流場變化的劇烈程度也不同，不同前進(jìn)比和不同來流速度工況下的計算時間步長略有不同，變化范圍為2.5×10-6～6.5×10-6，每個虛擬時間步的最大迭代次數(shù)的均值為100.

表1 算例的參數(shù)取值Tab.1 Parameter values for algorithm

機(jī)翼性能主要由機(jī)翼升力系數(shù)和機(jī)翼阻力系數(shù)CD體現(xiàn)，計算式[20]分別為

式中：FL為機(jī)翼所受升力；FD為機(jī)翼所受阻力；遠(yuǎn)場動壓力q∞=ρV∞2/2，其中ρ 為密度；S為機(jī)翼面積.在旋翼傾轉(zhuǎn)過程中，機(jī)翼的升力系數(shù)隨時間和前進(jìn)比的變化趨勢如圖6 所示.流場達(dá)到穩(wěn)定后，旋翼從0.08 s 開始傾轉(zhuǎn)，導(dǎo)致氣流方向改變，前方來流流入機(jī)翼下方，使機(jī)翼上下表面壓力差減小，機(jī)翼升力系數(shù)降低，隨著前進(jìn)比減?。ㄐ磙D(zhuǎn)速越大），進(jìn)入機(jī)翼下方氣流不斷增加.如圖7 所示，機(jī)翼下方壓強(qiáng)小，上方壓強(qiáng)大，機(jī)翼產(chǎn)生負(fù)升力.前進(jìn)比越大（旋翼轉(zhuǎn)速越小），機(jī)翼升力系數(shù)對傾轉(zhuǎn)角的敏感程度越弱，振蕩幅度越小.原因是旋翼旋轉(zhuǎn)對氣流的作用減弱，對機(jī)翼升力系數(shù)影響減小.當(dāng)J=0.2 時，由于流經(jīng)機(jī)翼表面的氣流速度最快，相較于其他前進(jìn)比的情況，起初機(jī)翼的升力系數(shù)最大，但旋翼傾轉(zhuǎn)給機(jī)翼氣動性能帶來的影響也最大，使得升力系數(shù)下降最快，最大轉(zhuǎn)速對升力系數(shù)的影響將近是最小轉(zhuǎn)速的10 倍.當(dāng)前進(jìn)比趨近于無窮大，即旋翼不旋轉(zhuǎn)時，機(jī)翼升力系數(shù)趨于不變，相當(dāng)于單獨機(jī)翼放置在氣流中，升力來自機(jī)翼翼型與機(jī)翼攻角.當(dāng)傾轉(zhuǎn)至14°～19°時，大轉(zhuǎn)速對機(jī)翼升力系數(shù)的影響情況開始從優(yōu)勢轉(zhuǎn)變?yōu)榱觿?，說明在前飛狀態(tài)傾轉(zhuǎn)至懸停狀態(tài)之前，須先降低旋翼轉(zhuǎn)速，以避免在傾轉(zhuǎn)過程中氣動性能的劇烈變化，等切換至懸停狀態(tài)后，再增大轉(zhuǎn)速提升旋翼拉力來平衡傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的自重.

圖6 不同前進(jìn)比的機(jī)翼升力系數(shù)-時間曲線Fig.6 Wing lift coefficient-time curves for different advance ratios

圖7 yoz 截面流場壓力云圖和流線圖（J=0.2,α=90°）Fig.7 Pressure contour and streamline of flow field in yoz plane(J=0.2,α=90°)

如圖8 所示為機(jī)翼的阻力系數(shù)隨時間和前進(jìn)比的變化趨勢.與機(jī)翼升力系數(shù)變化趨勢大體一致，阻力系數(shù)隨時間變化逐漸減小.原因是旋翼傾轉(zhuǎn)改變了氣流方向，導(dǎo)致沿機(jī)翼弦向氣流減少，阻力系數(shù)減小.在J=0.2 時旋翼傾轉(zhuǎn)到85°后，機(jī)翼會產(chǎn)生負(fù)阻力，即會使機(jī)翼產(chǎn)生向前的力.原因是此時接近于懸停狀態(tài)，機(jī)翼自帶攻角，旋翼產(chǎn)生向下的氣流會使機(jī)翼有很小的前進(jìn)的力.同時，前進(jìn)比越大，旋翼旋轉(zhuǎn)對氣流的作用減弱，阻力系數(shù)對傾轉(zhuǎn)角的敏感程度越弱，振蕩幅度越小.和前進(jìn)比對升力系數(shù)的影響相比，前進(jìn)比對阻力系數(shù)的影響更大，最大轉(zhuǎn)速對阻力系數(shù)的影響將近是最小轉(zhuǎn)速的20 倍，當(dāng)傾轉(zhuǎn)至24°～30°時，大轉(zhuǎn)速對機(jī)翼阻力系數(shù)的影響情況開始從優(yōu)勢轉(zhuǎn)變?yōu)榱觿?只從阻力系數(shù)方面來看，大轉(zhuǎn)速對機(jī)翼氣動性能是有利影響，但機(jī)翼的升力系數(shù)對總體性能的影響大于阻力系數(shù)，且傾轉(zhuǎn)至懸停狀態(tài)過程中前飛速度逐漸減小，實際上阻力系數(shù)的減小作用不大.

圖8 不同前進(jìn)比的機(jī)翼阻力系數(shù)-時間曲線Fig.8 Wing drag coefficient-time curves for different advance ratios

研究旋翼性能主要分析的是拉力系數(shù)CT，計算式[20-21]為

式中：FT為旋翼拉力.前進(jìn)比的變化時由轉(zhuǎn)速控制，若采用拉力系數(shù)分析旋翼性能會出現(xiàn)2 個變量，不夠準(zhǔn)確，因此分析旋翼拉力隨時間和前進(jìn)比的變化趨勢.如圖9 所示，隨著傾轉(zhuǎn)角的增大，旋翼拉力逐漸增大.原因是從前飛狀態(tài)過渡到懸停狀態(tài)時旋翼的入流不斷減少，有效攻角逐漸增加.此外，尾跡下洗氣流被機(jī)翼阻擋，使機(jī)翼與旋翼之間產(chǎn)生高壓區(qū)（地面效應(yīng)），如圖10 所示.圖中，高壓區(qū)中間存在一小部分低壓區(qū)，是氣流流過旋翼的槳轂部分造成的.旋翼拉力的數(shù)值隨前進(jìn)比的減小而增大，拉力從傾轉(zhuǎn)開始至傾轉(zhuǎn)結(jié)束的變化程度也隨前進(jìn)比的減小而增大，這是因為轉(zhuǎn)速的增加增大了在給定的旋翼攻角下葉片截面所經(jīng)歷的攻角擾動.拉力的振動幅度基本不隨前進(jìn)比變化，說明拉力的振動幅度與旋翼轉(zhuǎn)速無關(guān).

圖9 不同前進(jìn)比的旋翼拉力-時間曲線Fig.9 Rotor thrust-time curves for different advance ratios

圖10 旋翼與機(jī)翼之間的流場壓力云圖（J=0.2,α=90°）Fig.10 Pressure contour of flow field between rotor and wing(J=0.2,α=90°)

在連續(xù)傾轉(zhuǎn)過程中選取典型傾轉(zhuǎn)角度繪制流場的Q渦量云圖和壓力云圖.如圖11 所示為不同前進(jìn)比和不同傾轉(zhuǎn)角下流場的渦量圖（Q=0.1），隨著前進(jìn)比的減小，機(jī)翼下方的渦結(jié)構(gòu)逐漸增多，且向下傾斜的角度逐漸增大，葉片的槳尖渦距離也逐漸減小.小前進(jìn)比的情況下機(jī)翼上下表面渦結(jié)構(gòu)更多，證明此時旋翼滑流對機(jī)翼的影響更大，導(dǎo)致機(jī)翼升阻力系數(shù)對傾轉(zhuǎn)角的更敏感，振蕩幅度也更劇烈.J=0.533 時懸停狀態(tài)旋翼的滑流沒有完全包裹住機(jī)翼的對應(yīng)位置部分，因此此時機(jī)翼仍可以保持一定前飛狀態(tài)的氣動性能.

圖11 典型傾轉(zhuǎn)角度和不同前進(jìn)比下的流場Q 渦量云圖Fig.11 Q-vortex structure of flow field at typical tilt angles with different advance ratios

截取yoz平面，如圖12 所示為前進(jìn)比較小時的流場壓力云圖，在選取的不同典型傾轉(zhuǎn)角下，旋翼旋轉(zhuǎn)角度不同，因此在yoz平面上存在看不到旋翼及渦結(jié)構(gòu)的情況.對于前進(jìn)比較大的情況，由于流場壓力變化相對較小，壓力云圖對比不明顯，繪制機(jī)翼在該剖面的壓力系數(shù)Cp曲線如圖13 所示.綜合來看，旋翼傾轉(zhuǎn)過程中，機(jī)翼下表面附近的壓力減小，上表面附近的壓力增大；前進(jìn)比越小，機(jī)翼下表面的壓力逐漸由正值減小為負(fù)值，上表面的壓力逐漸由負(fù)值增加為正值，上下表面的壓力值相差越大.由結(jié)果可知，旋翼轉(zhuǎn)速和傾轉(zhuǎn)角的增加，旋翼下洗氣流對機(jī)翼的干擾越嚴(yán)重，機(jī)翼的負(fù)升力絕對值越大，且負(fù)升力的絕對值隨前進(jìn)比的減小而增大.

圖12 典型傾轉(zhuǎn)角度和不同前進(jìn)比下的流場壓力云圖Fig.12 Pressure contour of flow field at typical tilt angles with different advance ratios

圖13 典型傾轉(zhuǎn)角度和不同前進(jìn)比下的機(jī)翼壓力系數(shù)Fig.13 Pressure coefficient of wing at typical tilt angles with different advance ratios

綜上所述，在旋翼從前飛狀態(tài)傾轉(zhuǎn)至懸停狀態(tài)過程中，機(jī)翼升力系數(shù)和阻力系數(shù)均減小，旋翼拉力增大.隨著前進(jìn)比的減小（旋翼轉(zhuǎn)速增大），升阻力系數(shù)對傾轉(zhuǎn)角越敏感，當(dāng)傾轉(zhuǎn)至14°～19°時，大轉(zhuǎn)速對于機(jī)翼氣動性能的影響由從優(yōu)勢轉(zhuǎn)變?yōu)榱觿?；前進(jìn)比越小，拉力越大，對傾轉(zhuǎn)角的敏感程度越強(qiáng).

3.2 側(cè)風(fēng)對過渡狀態(tài)氣動性能的影響

設(shè)置旋翼轉(zhuǎn)速為55.43 r/s，在前方來流速度為6 m/s 的基礎(chǔ)上增加側(cè)向來流，選取3 種來流速度U計算，分別為U1=[0,6,0] m/s，U2=[2,6,0] m/s，U3=[6,6,0] m/s.機(jī)翼的升力系數(shù)在不同側(cè)風(fēng)情況下隨時間變化情況如圖14 所示.旋翼從0.08 s 時開始傾轉(zhuǎn)，機(jī)翼升力系數(shù)隨時間逐漸減小，當(dāng)U2=[2,6,0] m/s 時，機(jī)翼升力對傾轉(zhuǎn)角的敏感程度小于沒有側(cè)風(fēng)的情況，在旋翼傾轉(zhuǎn)到65°左右后，機(jī)翼升力系數(shù)大于沒有側(cè)風(fēng)的情況.當(dāng)側(cè)向風(fēng)速再增大時，機(jī)翼升力系數(shù)減小較多，對傾轉(zhuǎn)角的敏感程度降低，原因是側(cè)風(fēng)風(fēng)速較小相當(dāng)于增加了來流速度；當(dāng)側(cè)風(fēng)風(fēng)速過大時，被旋翼加速過的氣流不再流經(jīng)機(jī)翼表面的部分較多，機(jī)翼上下表面壓差減小明顯.當(dāng)旋翼接近懸停狀態(tài)時，3 種情況機(jī)翼升力系數(shù)差別不明顯，說明此時旋翼氣流對機(jī)翼升力系數(shù)的影響不大，大部分尾跡下洗被機(jī)翼阻擋產(chǎn)生地面效應(yīng).

圖14 不同側(cè)風(fēng)速度的機(jī)翼升力系數(shù)-時間曲線Fig.14 Wing lift coefficient-time curves for different crosswind velocities

機(jī)翼阻力系數(shù)變化情況如圖15 所示.前方來流或側(cè)風(fēng)較小時，機(jī)翼阻力系數(shù)先增大后減小；側(cè)風(fēng)風(fēng)速較大時，傾轉(zhuǎn)對阻力系數(shù)幾乎無影響.原因是大風(fēng)速下旋翼滑流的方向改變，對機(jī)翼的影響范圍縮小.側(cè)風(fēng)風(fēng)速越大，阻力系數(shù)越小，且風(fēng)速大時機(jī)翼阻力系數(shù)減小是小側(cè)風(fēng)時的25%.當(dāng)U2=[2,6,0] m/s 時，機(jī)翼的升阻力系數(shù)整體降低幅度較小，在旋翼傾轉(zhuǎn)到65°后相對于無側(cè)風(fēng)情況，機(jī)翼升力系數(shù)增大，阻力系數(shù)減小，因此存在風(fēng)速小的側(cè)風(fēng)時，傾轉(zhuǎn)過程中機(jī)翼氣動性能的下降可以改善.如圖16 所示為不同傾轉(zhuǎn)角和不同來流速度方向機(jī)翼上下表面的壓力云圖.旋翼氣流對機(jī)翼的影響受側(cè)向來流影響向機(jī)翼一側(cè)偏移，機(jī)翼所受壓力分布發(fā)生變化：隨Ux的增大，作用在機(jī)翼上表面的正壓范圍越大，尤其在機(jī)翼靠近后緣處；作用在機(jī)翼下表面的負(fù)壓范圍越小；下表面負(fù)壓范圍減小的比例小于上表面正壓范圍增大的比例，因此機(jī)翼升力會不同程度地減小.由機(jī)翼升阻力系數(shù)曲線可以看出，在傾轉(zhuǎn)角為30°左右時，不同工況的升阻力系數(shù)差別最大.繪制α=30°時，機(jī)翼上下表面不同站位的壓力系數(shù)分布曲線，如圖17 所示.隨Ux的增大，機(jī)翼上下表面壓力系數(shù)差值整體呈減小趨勢，證明了在小傾轉(zhuǎn)角情況下，側(cè)風(fēng)使機(jī)翼升力減小.不同風(fēng)速機(jī)翼中段下表面壓力系數(shù)基本保持一致，Ux增大主要影響機(jī)翼上表面的壓力系數(shù)，由于側(cè)風(fēng)從機(jī)翼翼尖外側(cè)吹來，Ux增大使機(jī)翼翼尖x=-0.2 m處主要受來流影響，機(jī)翼上下表面壓力系數(shù)均差別較大，機(jī)翼翼根x=0.2 m 處主要受旋翼尾跡影響.

圖15 不同側(cè)風(fēng)速度的機(jī)翼阻力系數(shù)-時間曲線Fig.15 Wing drag coefficient-time curves for different crosswind velocities

圖16 典型傾轉(zhuǎn)角度和不同來流速度方向下機(jī)翼上下表面的壓力云圖Fig.16 Pressure contour on upper and lower surfaces of wing at typical tilt angles with different crosswind velocities

圖17 機(jī)翼不同位置的壓力系數(shù)Fig.17 Pressure coefficient of wing at different positions

旋翼拉力系數(shù)隨時間和側(cè)風(fēng)速度的變化趨勢如圖18 所示.旋翼拉力系數(shù)隨時間逐漸增大，受側(cè)風(fēng)的影響不明顯，拉力系數(shù)只略微提升，說明旋翼的拉力大小不受風(fēng)速風(fēng)向的影響.當(dāng)存在小側(cè)風(fēng)時，旋翼拉力系數(shù)振蕩幅度增大較少，當(dāng)風(fēng)速增加后，振蕩幅度增大較明顯.原因是大側(cè)風(fēng)風(fēng)速加重了旋翼前、后行槳葉氣流的不對稱性.懸停狀態(tài)下拉力振蕩幅度最大，繪制此時旋翼旋轉(zhuǎn)平面的流場壓力云圖如圖19 所示.旋翼尾跡受側(cè)風(fēng)影響，方向發(fā)生改變，且低壓區(qū)范圍變大，說明旋翼前后行槳葉氣流愈加不對稱，振蕩幅度增大.如圖20 所示為α=45°時流場的渦量圖.可以發(fā)現(xiàn)，存在側(cè)風(fēng)時，旋翼尾跡沿來流合速度方向發(fā)展，當(dāng)U2=[2,6,0] m/s 時，旋翼尾跡的影響范圍發(fā)生變化，由于機(jī)翼弦長較短，影響范圍變化不大，大部分影響變化在機(jī)翼尾跡處，此時機(jī)翼氣動性能與無側(cè)風(fēng)情況區(qū)別較小.當(dāng)U2=[6,6,0] m/s 時，氣流主要作用在機(jī)翼翼根處而不流經(jīng)機(jī)翼表面，證明此時旋翼的尾跡對機(jī)翼的影響范圍較小，對機(jī)翼的氣動性能影響較小，與無側(cè)風(fēng)情況的氣動性能差別較大.葉片槳尖渦的直徑和間距變大，說明旋翼拉力振蕩幅度增大.截取xoy平面，不同來流速度不同傾轉(zhuǎn)角下流場的壓力云圖如圖21所示.在側(cè)風(fēng)影響下，流場來流方向與機(jī)翼成一定夾角，受機(jī)翼的阻擋，在右側(cè)翼尖旁形成高壓區(qū)，反映了側(cè)風(fēng)改變旋翼的尾跡方向及其對機(jī)翼的影響范圍，改變機(jī)翼尾流的壓力分布情況，影響旋翼和機(jī)翼的氣動性能.由于機(jī)翼兩邊壓力分布不均，側(cè)風(fēng)也會使機(jī)翼出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)的趨勢.

圖18 不同側(cè)風(fēng)速度的旋翼拉力系數(shù)-時間曲線Fig.18 Rotor thrust coefficient-time curves for different crosswind velocities

圖19 旋翼旋轉(zhuǎn)平面的流場壓力云圖（α=90°）Fig.19 Pressure contour of flow field in rotor rotation plane (α=90°)

圖20 不同側(cè)風(fēng)風(fēng)速下的流場Q 渦量云圖（α=45°）Fig.20 Q-vortex structure of flow field with different crosswind velocities (α=45°)

圖21 典型傾轉(zhuǎn)角度和不同來流速度方向的流場壓力云圖Fig.21 Pressure contour of flow field at typical tilt angles with different crosswind velocities

綜上所述，來流速度方向會影響旋翼和機(jī)翼尾流的位置分布，使機(jī)翼出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)趨勢.在小風(fēng)速時旋翼傾轉(zhuǎn)到65°后，機(jī)翼性能相對于沒有側(cè)風(fēng)情況的有所提升，隨側(cè)向風(fēng)的再次增大，升阻力系數(shù)減小明顯，旋翼的拉力系數(shù)變化不明顯，但是振蕩幅度會增大.

4 結(jié)語

本研究基于重疊網(wǎng)格提出適用于連續(xù)傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)模擬的數(shù)值計算方法，分析前進(jìn)比和側(cè)風(fēng)在旋翼傾轉(zhuǎn)過程中對旋翼/機(jī)翼系統(tǒng)氣動性能的影響，主要得出以下結(jié)論.1）前進(jìn)比減?。ㄐ磙D(zhuǎn)速增大），機(jī)翼升力系數(shù)對傾轉(zhuǎn)角的敏感程度增加，振蕩幅度增大，阻力系數(shù)與升力系數(shù)變化情況一致，傾轉(zhuǎn)角在14°～19°時，大轉(zhuǎn)速對于機(jī)翼氣動性能的影響開始從優(yōu)勢轉(zhuǎn)變?yōu)榱觿?；旋翼拉力增大，對傾轉(zhuǎn)角的敏感程度越強(qiáng)，但振蕩幅度基本不變.2）來流存在側(cè)風(fēng)情況時，機(jī)翼升阻力系數(shù)均有減小，但在側(cè)風(fēng)風(fēng)速較小的情況下傾轉(zhuǎn)角到65°后，升力系數(shù)高于沒有側(cè)風(fēng)的情況，機(jī)翼性能有一定提升；旋翼的拉力系數(shù)變化不明顯，但是振蕩幅度會增大；側(cè)向風(fēng)還會影響機(jī)翼的滾轉(zhuǎn)趨勢和旋翼機(jī)翼尾流的位置分布.

本研究分析了前進(jìn)比和存在側(cè)風(fēng)對連續(xù)傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)中旋翼/機(jī)翼系統(tǒng)氣動性能的影響，單獨提取旋翼和機(jī)翼作為研究對象，在實際傾轉(zhuǎn)過程中，還有其他影響因素，旋翼對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的其他部件以及部件之間也存在著相互干擾.后續(xù)研究計劃在重疊網(wǎng)格的數(shù)值計算方法基礎(chǔ)上，繼續(xù)對其他氣動影響因素和部件間的干擾進(jìn)行分析，為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的研制提供數(shù)據(jù)支持.