加装格尼襟翼的旋翼机配平及稳定性研究

崔钊, 李建波, 王俊超, 朱清华

(南京航空航天大学 直升机旋翼动力学重点实验室, 江苏 南京 210016)

加装格尼襟翼的旋翼机配平及稳定性研究

崔钊, 李建波, 王俊超, 朱清华

(南京航空航天大学 直升机旋翼动力学重点实验室, 江苏 南京 210016)

以某型自转旋翼机为对象,研究了格尼襟翼对自转旋翼机飞行动力学特性的影响。通过数值计算得到自转旋翼二维翼型加装格尼襟翼的气动力系数,采用叶素理论并结合动态入流理论建立自转旋翼动力学模型,在此基础上建立了旋翼机加装格尼襟翼的飞行动力学模型。研究表明,格尼襟翼对自转旋翼机的纵向配平特性有较大影响,纵向周期变距操纵量增大,旋翼稳定转速减小;格尼襟翼基本不影响全机稳定性,同时还能够达到减小功率消耗的效果。

格尼襟翼; 自转旋翼机; 飞行动力学; 配平; 稳定性

0 引言

格尼襟翼(Gurney flap,GF)是一种微型翼型增升装置,通常垂直于翼型弦线，安装于翼型下表面后缘处,用以提高翼型的升力系数,具有增升显著、构造简单、设计成本低、可靠性高等优点。格尼襟翼最初应用于赛车设计中,而后引起了航空界的极大兴趣,研究人员相继通过试验和数值计算,研究了翼型加装格尼襟翼的气动特性和作用机理[1-3]。

随着对格尼襟翼研究的深入,格尼襟翼逐渐应用到飞行器设计中,国外已开展了应用于旋翼飞行器上的格尼襟翼(以及后缘襟翼)的研究。文献[4]采用混合算法研究了旋翼加装格尼襟翼后的前飞和下降性能:前飞中格尼襟翼在合适的方位角展开,能够减小旋翼桨毂的交变载荷从而起到减振的作用。文献[5]建立了可变格尼襟翼的气动模型,用以捕捉格尼襟翼的非定常升力特性,并将其应用于旋翼的分析计算中。文献[6]分析了包括格尼襟翼在内的几种微后缘装置对直升机飞行性能的影响,研究表明这些装置能够通过抑制旋翼后行桨叶失速,达到扩大直升机飞行包线的目的。文献[7]研究了后缘襟翼和前缘缝翼对旋翼高速性能的影响,结果表明在前进比为0.4时,后缘襟翼能够节省4%～5%的功率需求。

自转旋翼机是一种以自转旋翼作为主要升力面,通过螺旋桨或其它方式提供前进动力的旋翼飞行器。相比直升机,旋翼机虽不具备悬停功能,但操纵机构简单、飞行安全性高、制造成本低,受到国外航空飞行爱好者的青睐。文献[8-9]开展了现代自转旋翼机的研究。

本文针对某型自转旋翼机加装格尼襟翼后的配平和稳定性进行了研究，研究结果能够为该型自转旋翼机的改型优化设计提供参考。

1 格尼襟翼气动特性

针对NACA0012翼型加装格尼襟翼的气动特性进行数值计算,襟翼高度分别为1%和2%弦长。计算模型采用O型网格划分,总网格数为6.8万,计算域外边界为20倍弦长,计算网格如图1所示。

图1 计算网格划分Fig.1 Grid used in computations

采用耦合隐式求解方法计算N-S方程,湍流模型为SSTk-ω两方程湍流模型,压力速度场耦合采用Roe-FDS算法。动量方程、湍流粘度求解均采用二阶迎风格式。翼型表面采用无滑移壁面边界,外边界采用压力远场边界条件,翼型弦向雷诺数为2.05×106。图2和图3分别为加装不同高度格尼襟翼翼型的升力系数和阻力系数曲线。

翼型加装格尼襟翼后升力系数与阻力系数增大,且随襟翼高度增加而增大,该规律与文献[3]中的试验结果一致,数值吻合较好。计算结果表明,本文建立的数值计算模型能够满足自转旋翼气动计算的精度要求,计算结果将用于自转旋翼机飞行动力学模型。

图2 升力系数曲线Fig.2 Lift coefficient

图3 阻力系数曲线Fig.3 Drag coefficient

2 飞行动力学模型

在机体体轴系下建立自转旋翼机的六自由度欧拉运动方程和机体姿态方程。将自转旋翼桨盘上的驱转力矩与阻转力矩相平衡,作为其定常平飞状态的约束条件,从而确定自转旋翼的稳定转速。因此还需将转速状态方程加入主控方程组:

(1)

自转旋翼定常平飞时的非均匀诱导速度分布由Pitt-Peters动态入流模型[10]计算:

(2)

(3)

式中,Cl,Cm分别为旋翼气动产生的滚转和俯仰力矩系数。自转旋翼挥舞采用经典的直升机旋翼挥舞迭代方程组:

(4)

采用上述自转旋翼机飞行动力学模型,以某型自转旋翼机为研究对象,计算并分析了格尼襟翼对该机配平和操稳特性的影响。该自转旋翼机主要总体参数见表1。

表1 自转旋翼机主要总体参数Table 1 Preliminary parameters of the autogyro

3 配平特性

主旋翼采用NACA0012翼型,分别加装1%和2%弦长高度的格尼襟翼,计算了80～240 km/h飞行速度下的配平特性,结果如图4～图10所示。

图4 横向周期变距随速度的配平曲线Fig.4 Lateral cyclic pitch vs airspeed

图5 纵向周期变距随速度的配平曲线Fig.5 Longitudinal cyclic pitch vs airspeed

由图4和图5可以看出,加装格尼襟翼后横向周期变距变化不大,而纵向周期变距变化显著,在200 km/h的前飞速度下,1%和2%弦长的格尼襟翼使操纵量分别增大了2.3°和3.8°(负号表示前推杆)。这是因为加装襟翼后,翼型的升力系数显著增大,相同的前飞速度下,旋翼需要增大前推杆量、减小桨盘倾角,以减小桨盘入流达到保持一定的桨盘升力的目的。

图6 机体侧倾角随速度的配平曲线Fig.6 Bank angle of autogyro vs airspeed

图7 机体俯仰角随速度的配平曲线Fig.7 Pitch angle of autogyro vs airspeed

由图6和图7可以看出,加装格尼襟翼后,机体侧倾角和俯仰角与原机相比基本不变,且在全飞行速度范围内变化均不超过1.5°,具有良好的飞行姿态。

由于自转旋翼桨盘倾倒是吹风挥舞和操纵挥舞的综合作用,入流驱动旋翼转动提供升力同时伴随吹风挥舞,周期操纵主要用来配平特定飞行状态下的吹风挥舞。自转旋翼加装格尼襟翼后,由于翼型升力系数的增大,吹风挥舞增大,在纵向上需要增大前推杆量以达到配平状态,因此减小了旋翼后倒角,如图8所示。同时图8表明，格尼襟翼引起的旋翼姿态变化较小,因此对于配平状态下的自转旋翼机,加装格尼襟翼不会对机身姿态和旋翼姿态角造成显著影响。

图8 自转旋翼后倒角随速度的配平曲线Fig.8 Tilt angle of autogyro rotor vs airspeed

图9 自转旋翼后向力随速度的配平曲线Fig.9 Backward force of autogyro rotor vs airspeed

图10 螺旋桨推力随速度的配平曲线Fig.10 Propulsive force of autogyro rotor vs airspeed

由图9和图10可知,加装格尼襟翼后,旋翼后向力减小,主要原因在于加装格尼襟翼后旋翼桨盘迎角更小,另外格尼襟翼使得自转旋翼稳定转速降低,也有利于减小旋翼后向力。格尼襟翼使螺旋桨需用推力有所减小,在全飞行速度范围内,1%和2%弦长高度的襟翼使螺旋桨推力平均减小2.4%和1.5%,相应地由此带来发动机功率的节省,有利于整机性能的提高。

4 稳定性

基于自转旋翼机运动方程,采用小扰动线化理论建立稳定性分析模型,求解运动方程的特征方程组,得到旋翼机定常平飞时的耦合特征根。计算结果如图11和图12所示。

图11 原机的耦合特征根根轨迹Fig.11 Coupled root locus of baseline autogyro

图12 加装2%弦长高度襟翼后的耦合特征根根轨迹Fig.12 Coupled root locus of autogyro equipped with 2% GF

由图11和图12可知,加装格尼襟翼后,8个耦合特征根的实部和虚部均没有显著的变化,这是因为稳定性体现的是整机的特性,与重量、重心和整机的惯量有关,加装格尼襟翼后,并未显著改变整机的总体布局,因此对自转旋翼机整机的稳定性并没有显著影响。由上文的分析可知,格尼襟翼作为一种微型增升装置,能够在不影响原机稳定性的同时,减小自转旋翼机的需用功率,适合于在自转旋翼上应用。

5 结论

(1)自转旋翼机加装格尼襟翼后,机体姿态角与原机相比基本不变,且在全飞行速度范围内变化均不超过1.5°,具有良好的飞行姿态。

(2)格尼襟翼自转旋翼桨盘的纵向配平特性有较大的影响,纵向周期变距操纵量显著增大,旋翼稳定转速降低。这是由于格尼襟翼显著增大了翼型的升力系数,在一定的平飞速度下需要减小桨盘迎角以降低单位时间内的入流量,这样才能保持旋翼升力的恒定。

(3)加装格尼襟翼后螺旋桨的需用推力减小,全速度范围内,1%和2%弦长高度的襟翼使螺旋桨推力平均减小2.4%和1.5%。

(4)加装格尼襟翼后,自转旋翼机的稳定性基本不变。因此格尼襟翼能够在基本不改变原机稳定性的同时,减小整机需用功率,有利于自转旋翼机飞行性能的提高。

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TrimandstabilitycharacteristicsofanautogyroequippedwithGurneyflaps

CUI Zhao, LI Jian-bo, WANG Jun-chao, ZHU Qing-hua

(National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics, NUAA, Nanjing 210016, China)

This paper studies the influence of Gurney flaps (GF) on flight dynamics characteristics of autogyro, taking a certain autogyro as object. Aerodynamic coefficients of rotor airfoil equipped with GF are calculated by numerical method. Flight dynamics model of autogyro with gurney flaps was established based on autorotation rotor dynamics modeled, which modeling by blade element theory coupled with dynamic inflow theory. The result shows that GF has a great influence on longitudinal trim characteristics of autogiro. GF increases the amount of longitudinal pitch control and decreases the steady rotary speed of autogyro. GF almost does not influence the stability of autogiro, and meanwhile, GF can also reduce the power consumption, which is in favor of flight performance.

Gurney flap; autogyro; flight dynamics; trim; stability

V211.5

A

1002-0853(2013)05-0385-04

2013-02-04;

2013-05-22; < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间:2013-08-21 16:14

江苏高校优势学科建设工程资助项目(PAPD)；江苏省研究生培养创新工程资助项目(CX10B_104Z)

崔钊(1983-)，男，陕西富平人，博士研究生，研究方向为直升机总体设计、旋翼空气动力学。

(编辑：李怡)