悬停状态倾转旋翼机非定常气动干扰研究

2019-12-31孙凯军张碧辉付义伟张练

航空工程进展 2019年6期

孙凯军，张碧辉，付义伟，张练

(中国航天空气动力技术研究院彩虹无人机科技有限公司，北京 100074)

0 引言

倾转旋翼机兼顾直升机的低速悬停性能和固定翼螺旋桨飞机的高速巡航性能，相对于常规直升机和固定翼飞机具有更为宽广的飞行包线，使其无论从垂直短距起降能力，还是高速巡航能力方面都具有极大的优势，引起了国内外相关研究人员的广泛关注，并出现了很多成功机型如XV-15、V-22、Eagle Eye等。

当前，影响倾转旋翼机飞行性能的一个重要因素是悬停状态下旋翼与机翼之间存在强烈的气动干扰。因为在悬停状态下，从旋翼桨尖脱落的桨尖涡不仅在旋翼桨叶之间有明显的桨-涡干扰，而且其诱导产生的下洗气流垂直撞击机翼，会在机翼上表面出现高度阻塞的三维效应流场，这种强加在机翼上的下洗载荷会对倾转旋翼机的气动性能产生重要影响。因此，开展倾转旋翼/机翼机身气动干扰研究对于掌握和降低这一干扰问题具有重要的实际意义。

悬停状态倾转旋翼/机翼机身气动干扰研究方法主要包括试验研究和数值模拟两个方面。国外F.F.Felker等[1]、M.A.Mc Veigh[2]和F.F.Fort等[3]对V-15和V-22倾转旋翼机进行了试验研究，得出了大量有参考价值的试验数据。采用试验方法固然可以获得较为准确的倾转旋翼飞行器气动特性，但其有着高成本、高风险和长周期等缺点。相比而言，数值模拟方法具有更广泛的应用前景。

在早期的数值模拟方法研究工作中，L.S.Wagner[4]采用涡流方法模拟了旋翼/机翼气动干扰特性，着重分析了旋翼对机翼的影响，但未能充分考虑旋翼/机翼之间整体的耦合作用；T.Hormoz等[5]使用动量源方法来代表旋翼对流场的影响，初步研究了因倾转旋翼和机翼气动干扰而产生的“喷泉效应”现象，但未能定量给出气动干扰的程度。国内李春华等[6]、刘全[7]和徐恺[8]分别使用涡方法和动量源方法开展了研究，得出了一些有意义的结论。尽管涡方法和动量源方法计算效率高，但无法精确地捕捉倾转旋翼/机翼附近的流动细节。

随着计算机水平的不断提高，CFD方法逐渐被引入到倾转旋翼/机翼流场的研究，R.L.Meakin[9]、M.Potsdam等[10]和K.K.Upender等[11]基于结构运动嵌套网格的CFD方法较好地分析了悬停状态下机翼气动力和倾转旋翼与机翼的干扰流场特性。李鹏等[12-14]和王博等[15]发展了一种基于多层运动嵌套网格的高效CFD方法，能够较好地分析倾转旋翼过渡状态的气动特性。这些研究多集中在倾转旋翼流场特性的分析上面，关于旋翼/机翼机身干扰气动力及整体气动性能方面的研究开展较少，对于如何降低这一干扰的研究更少。

综上所述，本文采用基于运动嵌套网格的CFD方法开展某型倾转旋翼机的旋翼/机翼气动干扰分析研究，在机翼后缘设计一种襟副翼，进一步研究不同的襟副翼舵面预置角对倾转旋翼气动干扰的影响，为倾转旋翼机的研制提供依据。

1 气动特性数值预测方法

积分形式的三维雷诺平均Navier-Stokes方程可以写成如下守恒形式：

(1)

式中:Q=[ρ,ρu,ρv,ρw,ρe]T为守恒变量；∂V为某一固定区域V的边界；n为边界的外法向矢量；Fc为对流矢通量，Fυ为粘性矢通量。

采用有限体积法求解上述控制方程，时间推进采用LU-SGS 隐式格式。采用全湍流假设，湍流模型采用Splart-Allmaras方程模型。物面边界条件采用无滑移绝热壁面条件。

2 数值模拟验证

2.1 嵌套网格技术

网格技术是计算流体力学的基础，本文对旋翼桨叶粘性绕流的数值模拟采用嵌套网格方法。嵌套网格自J.A.Benek等[16]于1985年提出以来，得到了广泛的应用并快速发展。它有效地解决了模拟复杂外形或复杂流动中单块结构化网格生成困难和质量差的问题。国内外研究人员将嵌套网格技术运用于二维翼型、三维带副翼、襟翼的机翼以及全机等复杂外形的流动数值模拟，极大地推动了嵌套网格技术的发展和应用。在处理具有相对运动的物体时，发展了运动嵌套网格技术[17-18]，使嵌套网格在模拟复杂非定常流动中具有更加明显的优势。例如二维翼型的震荡运动、三维导弹投放以及旋翼的数值模拟等。

2.2 算例验证

采用运动嵌套网格技术对单独旋翼进行非定常数值模拟，旋翼外形如图1所示，旋翼风洞试验通过南京航空航天大学的串置开口回流风洞完成。其倾转旋翼无人机如图2所示。

图1 旋翼外形Fig.1 Shape of rotor

图2 倾转旋翼无人机Fig.2 Tiltrotor unmanned aircraft

数值模拟结果和风洞试验对比详见文献[19]，算例验证结果表明：采用运动嵌套网格技术具有合理可信的计算结果，为模拟旋翼悬停状态的真实气体效应提供依据。

3 倾转旋翼/机翼机身及襟副翼舵面气动干扰分析

本文选用新型倾转旋翼无人机(如图2所示)作为研究对象，物理参数完全按照实际倾转旋翼机设定。为了提高倾转旋翼机展弦比，机翼设计成内外两段机翼，外翼段随旋翼一起倾转。全机悬停计算状态：H=0 km，V=0 m/s，总距角θ=7.6°。

全机表面网格示意图如图3所示。本文采用半模计算，旋翼网格单元180万，全机半模背景网格单元600万左右，总网格单元780万。

图3 全机表面网格示意图Fig.3 Grid diagram of aircraft surface

3.1 倾转旋翼/机翼机身干扰流场及气动力分析

本文通过CFD计算得到的倾转旋翼无人机悬停状态下旋翼/机翼机身干扰流场“喷泉效应”流线图如图4所示。

图4 “喷泉效应”流线图Fig.4 Streamlines of fountain flow phenomenon

从图4可以看出：机翼机身对旋翼流场的影响，在机身上方出现了明显的喷泉效应；旋翼卷起的向上气流在超过旋翼桨盘一定高度以后，由于桨盘的吸附作用，又向下流过桨盘平面，从而形成一个循环气流。

旋翼旋转中心处的垂直平面内y方向速度云图如图5所示。

图5 旋转中心处的y方向速度云图Fig.5 Velocity contour at center of rotation along y direction

从图4～图5可以看出：由于机翼机身的遮挡作用，在机身上方、机翼下方出现了明显的涡旋。

倾转旋翼/机翼机身间的等涡量分布图如图6所示。

图6 旋翼/机翼机身间的涡量分布Fig.6 Vorticity distribution between rotor and wing

从图6可以看出：桨尖涡的空间位置和运动情况，同时在机翼翼根位置和机身上方可以看到明显的由喷泉效应产生的涡旋。

单独旋翼与旋翼/全机在一个计算周期内的拉力平均值对比如表1所示。

表1 单独旋翼与旋翼/全机拉力对比Table 1 Comparison of thrust between isolated rotor and rotor/all airplane

从表1可以看出：全机中旋翼部件相对于单独旋翼拉力略微增加了3%，是由机翼地面效应和机身上方“喷泉效应”的综合影响造成的；此外由于旋翼的下洗冲击作用，使机翼产生了相当于16%单独旋翼拉力的负升力，负升力主要集中在机翼固定段，外翼段随旋翼一起倾转损失较小；同时，机身同样受下洗作用产生3.6%的负升力，垂尾平尾的影响忽略不计。综上所述，全机总拉力为单独旋翼的83.4%，表明机翼机身的存在对旋翼的性能有明显的负面影响。

3.2 襟副翼舵面预置角对旋翼气动干扰的影响

基于旋翼气动干扰造成的全机拉力损失这一问题，本文在机翼固定段设计了一种襟副翼舵面，该舵面在起飞、着陆、悬停状态，两侧同时向下偏转(类似襟翼)，前飞巡航状态当作副翼使用。该襟副翼舵面在起飞、着陆、悬停状态有个向下的预置偏角，以减弱机翼受到的下洗冲击作用，减少旋翼拉力损失。

本小节研究舵面预置角为0°、30°、45°和60°时对旋翼气动干扰的影响。舵面预置角度示意图如图7所示。

不同襟副翼舵面预置角对全机拉力的影响如表2所示，可以看出：全机中旋翼部件扭矩相对于单独旋翼扭矩基本不变；旋翼部件拉力相对于单独旋翼拉力有略微的提升(0°预置角提升3%)，随着襟副翼舵面偏转以后提升效果略有下降，而且不同偏转角度的结果基本一致(拉力提升效果变为2%左右)；随着襟副翼舵面预置角增大，机翼机身负拉力减小，全机总拉力增大，说明襟副翼往下偏转以后机翼地面效应减弱，在45°偏转角时全机总拉力最大，60°偏转角效果基本和45°一致。

表2 不同舵面预置角对全机拉力的影响Table 2 Influence of preset angle of different flaperon on the tensile force of the all airplane

综上所述，襟副翼预置下偏角可以减弱旋翼下洗对机翼机身的冲击作用。针对本文中的新型倾转旋翼无人机，45°襟副翼预置角作用效果最优，相对于没有预置角的外形提升了3.3%的总拉力，将旋翼拉力损失从原来的16.6%降到13.8%。

不同襟副翼预置角下机翼展向z=1.8 m位置处的流线图如图8所示。

(a) 襟副翼预置角0°

(b) 襟副翼预置角30°

(d) 襟副翼预置角60°图8 不同襟副翼预置角下机翼展向z=1.8 m 位置处的流线图Fig.8 Streamlines of different preset angle of flaperon at position z=1.8 m of wing

从图8可以看出：旋翼下方下洗气流被机翼遮挡出现大面积流动分离，而襟副翼向下偏转以后，机翼遮挡变小，机翼下方流动分离区域出现明显收缩。对比四个不同的襟副翼预置角，45°预置角的降载效果最为明显，其流动分离区域明显比其他三个更小；60°预置角后缘绕流速度过大，在其后缘位置出现流动分离，所以导致其降载效果基本和45°预置角的一致，没有得到进一步提升。