无尾桨直升机航向操纵系统参数影响分析

陈 晨，王华明，孙 鹏

(1.中国民用航空飞行学院 航空工程学院，四川 广汉 618307；2.南京航空航天大学 航空宇航学院，江苏 南京 210000)

无尾桨直升机航向操纵系统参数影响分析

陈 晨1，王华明2，孙 鹏1

(1.中国民用航空飞行学院 航空工程学院，四川 广汉 618307；2.南京航空航天大学 航空宇航学院，江苏 南京 210000)

针对无尾桨直升机的航向操纵系统进行参数影响分析。目前针对整个航向操纵系统的建模研究难度很大，成果很少，多数研究集中于其中的一个部件-环量控制尾梁，分析时无法考虑部件间的相互影响规律与整体特性。建立了包括旋翼和航向操纵系统的三维CFD计算模型，在验证模型正确性后，对其参数影响进行了计算与分析。突破传统二维建模只分析尾梁截面特性只关注动量系数的方法，基于三维建模优势，考虑部件间的综合影响。开展了尾梁长度、喷气舵喷口面积、风扇增压与狭缝形状等参数对机身航向稳定性的影响分析，得到了一些参数影响规律，为后续设计和研究提供了依据和参考。

无尾桨直升机；航向操纵系统；环量控制；CFD；参数影响

0 引言

无尾桨直升机利用航向操纵系统平衡旋翼的反扭矩并实现航向操纵。航向操纵系统主要包括环量控制尾梁和尾部喷气舵。20世纪70年代，美国的麦道公司(现为波音公司收购)利用环量控制技术首先开发成功了直升机无尾桨系统。国外有些研究人员考虑了旋翼下洗流对尾梁的作用和气流在尾梁中的能量损失，通过试验提出了一种分析环量控制尾梁流场和计算侧向力的方法[1,2]；对整个环量控制系统，尤其是双缝结构形式进行了介绍与试验分析[3,4]；国内有研究人员提出了一种包含动量源项的N-S方程的CFD旋翼流场求解方法，模拟计算了实心开缝尾梁在旋翼流场中所产生的侧向力[5-7]；还有研究人员利用带机身和开缝尾梁的模型进行了风洞试验，测得固定来流速度下，缝隙宽度、开缝角度和流量系数对尾梁内外压差的影响[8]。由于技术保密等原因，国内在这方面起步较晚，研究成果很少。21世纪初，国内有研究人员对带喷口的尾梁模型在风洞中进行了固定来流速度的吹风试验，测定不同缝隙宽度和狭缝位置处的静压分布规律[9]。

目前的研究基本都针对环量控制尾梁的气动特性进行试验与二维建模分析。风洞试验以匀直来流代替旋翼下洗流进行研究，忽略了旋翼下洗流旋流、扭转效应，边界条件与实际系统稍有差异，得到的气流驻点角度也略有差异，且成本高昂[10-11]。二维建模方法只能分析环量控制尾梁上一个截面的特征，采用“设定”喷气速度，进而“设定”动量系数的方式进行研究和分析，但这种方式过于理想化，忽略了喷气舵、风扇、尾梁长度效应等变化对整体效率带来的影响，并不符合实际情况。为分析无尾桨直升机航向操纵系统的气动特性与参数影响规律，文中突破传统只考虑环量控制尾梁截面加匀直来流的算法，采用三维建模[12]，建立包括环量控制尾梁、喷气舵、旋翼和风扇的三维模型，并首次将动量源方法应用到环量控制计算中，模拟旋翼尾迹。综合考虑航向操纵系统各个部件间的参数影响规律，从影响动量系数的有关参数入手，研究尾梁长度、喷气舵喷口面积、风扇增压和狭缝截形状对航向操纵力矩以及气动效率的影响规律，最终，得到参数影响规律，找出合理设计点，为设计与进一步研究提供一些有参考意义的结论。

1 数值分析模型

文中忽略了机身和平尾、垂尾，仅对航向操纵系统进行建模。

1.1 数学模型建立

无尾桨直升机环量控制的原理是将旋翼下洗流作为外流场流过尾梁，同时尾梁内部气流从狭缝喷出，内外流汇合，形成环绕尾梁流场的科恩达效应。在建模计算时首先建立外流场的计算域模型(如图1a)，经试算验证，当计算域边长大于20R时，网格模型数量对结果的影响可以忽略，其中R代表旋翼半径。在计算域内建立航向操纵系统的计算模型，具体包括旋翼、动力段、增压风扇(位于动力端内部)、环量控制尾梁、喷气舵以及喷口叶片(如图1b)。对桨盘以及计算域进行离散，采用自适应功能划分非结构网格。网格数量约130,0000左右。

1.2 加载动量源项

为避免对旋翼桨叶划分繁复的贴体网格，文中用动量源方法模拟旋翼桨盘的下洗流场[13-16]，即在旋翼处给动量方程中加载一个源项以模拟旋翼对流场的影响(图2)。

根据图2流程，计算动量源项，结果为：

(1)

此时，质量方程和动量方程分别为：

(2)

(3)

(4)

(5)

1.3 边界条件与计算方法

设定边界条件，如图1a，计算域旋翼尾迹出口为pressure outlet，其余都为pressure inlet。风扇为尾梁内部提供气源，设置为fan。其余壁面都设置为wall。基于S-A湍流模型能较好地模拟壁面射流的特性[17]，选用S-A模型求解定常可压的N-S方程，基于有限体积Simple算法计算不可压流场。在FLUENT中计算整个航向操纵系统的内、外流场分布、静压与速度矢量分布情况。当残差以及侧向力稳定到精度10-5后判定为结果收敛。

文中所计算样例直升机的旋翼直径2200mm，环量控制尾梁直径146mm，悬停时，旋翼反扭矩22.5Nm。在尾梁上开两条狭缝，狭缝长度与尾梁相同，狭缝与尾梁立轴间的夹角分别是70°和140°，两条狭缝的宽度都为1mm。

1.4 算法验证

通过改变航向操纵系统的结构、特性参数，可以改变其工作特性与效率。其中与环量控制效应最为相关的动量系数为：

(6)

其中，Cμ是动量系数，ρj是狭缝喷气的气流密度，ρ∞是远前方来流密度，h是狭缝宽度(对于双缝是两条狭缝宽度之和)，D是尾梁截面直径，Vj是狭缝喷气速度，V∞是远前方来流速度。

计算动量系数Cμ从0.1变化到0.5时，整个航向操纵系统所能产生的无量纲化侧向力系数为Cy。

根据参考文献[18]，完成了本文方法与试验结果的验证对比分析。图3给出了机身侧向力系数随动量系数的变化趋势。可以看出，计算所得的机身侧向力系数与试验值[18]基本吻合。在实际应用中，为取得功率与气动效率的平衡，一般选择动量系数的设计点在0.4左右，此时，计算得到侧向力系数相对误差仅为0.85%，计算精度误差符合要求，验证了文中建模、湍流模型的选择和分析计算方法都基本切合实际。

2 参数影响分析

在狭缝喷气速度没有形成激波时，喷气密度与远前方来流密度近似相等；而在激波形成时，整个系统气动效率大为降低，不作为设计方案考虑，故文中研究时认为狭缝喷气密度ρj与远前方来流密度ρ∞相同。尾梁直径D保持不变，根据经验与试验结果[5,6]，设计时可选取狭缝宽度与尾梁直径的最优比例。则综合考虑，可以设计的参数仅为狭缝喷气速度。基于三维建模，文中摒弃传统二维“设定”喷气速度的方式，而是综合考虑了整个系统和部件间的相互作用，对影响狭缝喷气速度的主要因素进行计算分析，研究内容包括尾梁长度、喷气舵喷口面积、风扇的增压以及狭缝唇口形状这四个因素。

2.1 尾梁长度

尾梁是产生环量控制效应的关键部件，尾梁长度直接影响环量控制效应的气动效果。文中保持其他结构参数相同，对尾梁长度为550mm、650mm、750mm、850mm、950mm这几种情况分别进行了侧向力Fy和侧向力矩My的计算分析。其中，力矩中的力臂是力到旋翼轴之间的距离。计算结果如图4所示。

当尾梁长度由550mm增大到950mm时，喷气舵产生的力曲线趋势平稳，变化较小，说明喷气舵对尾梁长度的结构参数变化并不敏感。

随着尾梁长度的增加，喷气舵产生的力变化不大，而力臂在增大，故最终喷气舵产生的反扭矩也在缓慢增大。

尾梁产生的力曲线波动较大，先增大，再保持平稳，最后下降。在尾梁长度为650mm时达到最大值，在尾梁长度达到950mm时达到最小值。说明尾梁长度太短、太长都会影响结构的气动效率：太短使气流没有充分形成环量控制效应便流向喷气舵，也因此气流与内壁摩擦、能量损耗较少，减速较少，使喷气舵产生的反推力较大，但综合来看，整个航向操纵系统效率不高；相对的，尾梁太长会使尾梁长度效应明显[19]，前半段环量控制效应充分完成，但随着管道加长，能量损耗，在管道中末端的气流速度下降太多，尾梁内外压差减小，使Vj减小，此时动量系数Cμ也随之减小，不再是最佳设计点，导致环量控制效应的气动效率大大降低，故此时，尾梁产生的力也比较小。

随着尾梁长度的增加，尾梁对旋翼轴的力臂也在增大。力矩变化趋势与力相似，但随着力臂的增大，在尾梁长度950mm时，力矩下降趋势有所缓和。

随尾梁长度变化，整个航向操纵系统产生的力矩变化较为平稳，先增大后减小，在尾梁长度850mm时达到最大值；力变化也是先增大后减小，在650mm时达到最大值。

2.2 喷气舵喷口面积

由质量守恒定理可知，风扇处入流总量与狭缝喷气和喷气舵排气总量相等。故狭缝喷出气流的速度也与喷气舵喷口面积有关。

设S为喷口相对面积，即喷气舵喷口面积与狭缝面积的比值。保持其他结构参数相同，取S=3、4、5、6、7几种情况，计算环量控制尾梁产生的航向操纵力矩和喷口产生的航向操纵力矩。计算结果如图5所示。

在S=4时，两条力矩曲线都产生一个拐点，之后分别呈递增或递减趋势变化。喷气舵与尾梁的合力矩在这点达到最大，即S=4时，环量控制尾梁和喷气舵组合的气动效率最好。

在S=3即喷气舵面积较小时，气流流道在狭缝处骤然收缩，导致环量控制的气动效率严重下降，尾梁产生的侧向力矩较小；而喷气舵喷出的气流速度较大，形成的反推作用较强，故喷气舵产生的力矩较大。随着喷口面积的增大，气流出口面积逐渐增大，流速降低，多数气流趋于从喷气舵排出，环量控制效应效率有所降低，形成的侧向力矩曲线呈直线下降；而喷气舵形成的侧向力矩曲线直线上升。但考虑两者的综合效率，S=4时，合力矩达到最大值，可作为设计的参考点。

2.3 风扇增压

风扇是整个航向操纵系统的动力来源，是功率与流量的输入端，直接影响动量系数。本文主要研究风扇增压对航向操纵系统的影响规律。

假设风扇功率足够，增压恒定，且不考虑风扇叶片上气流分离与激波的影响。选择S=4和S=7两种结构形式，分别考虑风扇增压对航向操纵力矩的影响。选择风扇增压为1500Pa、2000Pa、2500Pa、3000Pa、3500Pa几个参数进行计算分析。计算结果如图6。

尾梁和喷气舵产生的力矩随风扇压力增大而增加，符合能量守恒原理。在S=4时，喷气舵力矩呈线性缓慢增长，尾梁力矩开始增长迅速，之后缓慢递增。说明并非随风扇提供能量增大，力矩也会一直增大，而是能量利用效率在不断降低。在S=7时，变化规律与前者相似。风扇消耗功率与增压大小正相关，当航向操纵系统产生的力矩刚好平衡旋翼反扭矩时，是风扇增压值的经济设计点。

S=4时，环量控制尾梁所产生的力矩始终大于S=7的模型，但在S=7时，喷气舵所产生的力矩更大。当喷口面积变大时，更多气流从喷口流出，由喷口直接喷气产生的侧向力就会增大；但同时管道内压降加快，从狭缝处喷出的气流速度降低，动量系数减小，环量控制尾梁所产生的侧向力便会减小。这也验证了之前力矩随喷口面积变化研究中所得到的结论。

2.4 狭缝形状

由前三种参数变化规律可知，旋翼下洗速度、风扇增压、尾梁长度和喷口面积都相同时， 在尾梁截面上的相同位置，尾梁内部静压几乎相同。而Vj主要由尾梁内、外压差决定[1]，因此Cμ也相差不大。但动量系数Cμ并不能作为判断环量控制效率的唯一标准，狭缝唇口形状对尾梁外表面的流场分布与气动效率也有着很大影响。

在尾梁截面上，环量控制效应产生的侧向力主要由尾梁外表面静压积分所得。对尾梁截面的静压分布分析发现，侧向力的大小与尾梁两侧静压压差大小以及压力中心的位置都有关系：

(7)

式中，Fx是尾梁截面上侧向力的大小，P是尾梁两侧静压的差值，θ是截面上任一微段与尾梁横轴，即Y轴的夹角(图7)。

定义环量控制尾梁所能产生的无量纲化侧向力系数Cy来判断环量控制的气动效率：

(8)

其中，Fy是侧向力大小，ρ是空气密度，V∞是旋翼下洗速度，D是尾梁截面直径。

在风扇增压2500Pa时，对航向操纵系统进行气动特性分析。比较了三种不同唇口形状(图7～图9)的静压分布以及气动效率。

三种结构均采用收缩喷口形式，以增大动压以及狭缝射流速度。对于这三种结构形式，侧向力系数的计算结果分别为Cy1=1.96，Cy2=2.66，Cy3=4.64。

第一种结构尾梁上、下表面重合部分较长，且狭缝宽度恒定，在喷口内部唇口处设置了凸起，以达到急剧收缩流道、压缩气流的作用。计算结果表明，在气流流过内部唇口上的凸起时，有了一定减速和旋转，使得动压较小，造成静压降低缓慢，形成力矩较小。第二种结构尾梁的上表面和下表面之间重合部分较小，形成宽度收缩的狭缝，缝隙的结构形状对气流进行了较好的整流和压缩。矢量图表明，由于没有保证气流沿壁面切向喷出，气流流出狭缝后，给边界层补充能量的效率较低，且低压区中心偏移Y轴较多，故气流产生的侧向力系数也较小。第三种结构两弧面重合面积较大，狭缝宽度保持恒定。在进入狭缝唇口前流道收缩，在气流流经狭缝时压缩气流，增大动压，形成较大的低压区，且低压区中心在Y轴附近，故环量控制效果最好。

3 结束语

文中建立了包括旋翼、动力段、增压风扇、环量控制尾梁、喷气舵以及喷口叶片的无尾桨直升机航向操纵系统模型。用动量源方法模拟了旋翼流场，用S-A湍流模型求解定常可压的N-S方程，在FLUENT中计算了整个航向操纵系统的流场分布，并给出随不同边界条件的变化，对尾梁力矩和喷气舵力矩的参数影响规律，为今后的设计工作提供了一些指导作用，主要结论如下：

1)随着尾梁长度增加，尾梁产生的力和力矩大小会有波动变化，喷气舵产生的力和力矩不断增大。为提供较高的气动效率，尾梁长度要选择适中， 针对旋翼直径2200mm左右的直升机，尾梁长度选择650mm～850mm范围内较为适宜。

2)喷气舵的喷口面积对环量控制效应的效果影响明显。喷口面积太小造成紊流，喷口面积太大会使环量控制效率下降，选择S=4时，效果较好。

3)随着风扇压力的增大，整个航向操纵系统产生的力矩不断增大，但风扇功耗也迅速增大，此时，要选取经济与效率的平衡点。对旋翼直径2200mm左右的直升机，其反扭矩大小约为22.5Nm，此时，风扇增压在2500Pa就能产生足够的反扭矩，达到要求。

4)航向操纵系统的气动效率还与狭缝唇口形状相关，保证气流沿尾梁切向喷出,提升尾梁两侧静压的差值P和移动低压区中心至Y轴附近(即θ=0°)都能增大尾梁产生的侧向力。

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Parameter Analysis on Yaw Control System of Tail Boom of a NOTOR

CHEN Chen1,WANG Huaming2,SUN Peng1

(1.Civil Aviation Flight University of China, College of Aviation Engineering, Guanghan 618307, China；2.Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, College of Aerospace Engineering, Nanjing 210000, China)

This paper focused on parameter analysis on a yaw control system of a no tail helicopter (NOTAR). The domestic and foreign research almost concentrated on aerodynamic experiment and two-dimensional modeling on one part of the component, which is the circulation controlled tail boom till now. While it is difficult, few study took the whole yaw control system into account and modeling, thus the whole aerodynamic influence and effect between parts could not be considered. The traditional method set two-dimensional model and only paid attention on a section of tail boom and momentum coefficient. Instead of that, this paper established a three-dimensional CFD model including rotor and yaw control system, took advantage of the model to consider influence between parts and focused on parameter analysis based on verified model. Influence of parameters including length of tail boom, nozzle area of thrust, fan compressor, and shape of slots were concerned in the paper. Finally, got parameter influence and offer conference for further design and research.

NOTAR; yaw control system; circulation control; CFD; parameter analysis

2016-06-03

无尾桨直升机环量控制系统气动分析与方案设计(XM1741)

陈 晨(1987-)，女，吉林长春人，硕士研究生，助教，主要研究领域为直升机结构设计，直升机空气动力学。

1673-1220(2017)01-018-07

V249.122+.2; V227

A