平垂尾大角度气动特性计算与试验结果相关性分析

2020-06-17龙海斌吴裕平

直升机技术 2020年2期

龙海斌，吴裕平

(中国直升机设计研究所，江西景德镇 333001)

0 引言

垂直起降、左右侧飞和后飞是直升机独具特色的飞行状态，这些状态对应的攻角和侧滑角都比较大。因此计算上述飞行状态时的直升机飞行品质、载荷和平垂尾部件气动载荷等需要大攻角(0～360°攻角)和大侧滑角(0～360°侧滑角)状态的平尾和垂尾气动特性数据。目前可以采用风洞试验和CFD计算两种方法来获得平尾和垂尾的大角度气动特性数据。近几十年来， CFD计算方法已经在汽车、高铁和航空航天等领域广泛应用[1]。针对大攻角和大侧滑角状态的气动特性计算与风洞试验，目前国内外已经开展了部分研究。文献[2]采用雷诺平均N-S方程方法对某三角翼在0°～90°范围内的绕流进行了计算分析，湍流模型分别为SA模型和LES中的SA-DDES模型。与风洞试验结果对比分析之后发现SA-DDES模型得到的结果更加准确。文献[3]对某武装直升机机身模型的计算域进行了非结构化网格划分，之后分别计算了0°～360°侧滑角范围内的阻力、侧向力和升力系数，±45°侧滑角范围内的力矩系数，并与风洞试验结果进行了对比分析。文献[4]采用求解N-S方程的方法对某共轴式直升机在5种不同飞行速度下的气动特性进行了计算分析，并分析了平尾和垂尾气动特性随飞行速度变化的情况。文献[5]首先分析了直升机平尾和垂尾的工作环境，并参照国外相关经验提出了相应的设计标准和设计参数体系，并对一种直升机的尾部气动面提出了改进设计方案。文献[6]采用两种不同的计算方法对某轻型无人直升机的平尾和垂尾气动特性进行了计算分析，并与风洞试验结果进行了对比分析。结果表明采用差值计算方法能使CFD计算值与风洞试验更接近。文献[7]采用CFD计算方法分别对S-97直升机光机身和带平、垂尾的机身模型进行了气动特性计算，得到了光机身和带平、垂尾机身在-25°～25°攻角范围内的气动特性数据，选用的湍流模型为S-A模型。文献[8]在风洞试验过程中分别对类S-97机身和带平、垂尾的类S-97机身模型进行了测力试验，得到了两个状态的俯仰力矩和偏航力矩系数。文献[9]分别对SB>1的光机身和带平、垂尾的机身模型进行了测力试验，得到了两个状态的俯仰力矩和偏航力矩系数。综上所述，目前国内外已经在大攻角和大侧滑角气动特性CFD计算、直升机平尾和垂尾气动特性的CFD计算和风洞试验方面做了一些研究，但是关于直升机平尾和垂尾在大攻角和大侧滑角状态的气动特性CFD计算值与风洞试验结果的相关性的研究非常少。本文首先采用CFD计算方法对某常规单旋翼直升机和某共轴式直升机的机身气动特性进行计算，计算模型包括全尺寸模型和缩比模型(与风洞试验模型尺寸一致)，计算状态包括大攻角和大侧滑角状态；之后分别取出平尾和垂尾的气动特性数据，并与风洞试验结果进行对比分析，研究它们之间的相关性。

1 研究方法概述

1.1 风洞试验

目前在风洞试验过程中主要采用增量法来获得平尾和垂尾的大角度气动特性数据：首先进行全机状态的大攻角和大侧滑角状态测力试验；之后将平尾和垂尾同时去掉，再进行大攻角和大侧滑角状态的测力试验；最后将上述大攻角和大侧滑角状态的两组数据相减，即得到平尾和垂尾两者的大攻角和大侧滑角状态气动特性数据。由于直升机平尾和垂尾的安装平面基本上成90°垂直，因此两种的气动耦合相对比较小，可认为得到的随攻角变化的阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数为单独平尾的气动特性数据，而得到的随侧滑角变化的侧向力系数、滚转力矩系数和偏航力矩系数为单独垂尾的气动特性数据。风洞试验在某闭口回流风洞中进行，试验段的截面为八边形。由于受风洞试验段尺寸的限制，风洞试验模型采用缩比模型。某常规单旋翼直升机风洞试验模型包含光机身、主桨毂、起落架、排气管、平尾、垂尾和尾桨叶等部件；某共轴式直升机风洞试验模型包含光机身、主桨毂、排气管、平尾和垂尾等部件。试验过程中来流速度为40m/s。在进行大攻角试验时采用机身侧面支撑方式，大侧滑角试验时采用腹部支撑形式。

1.2 数值计算

CFD计算是以有限个离散点上的变量值的集合来代替在时间域及空间域上连续的物理量的场，因此首先要对机身模型计算域进行网格划分。直升机机身模型表面比较复杂，因而采用非结构化网格。运用八叉树方法对计算域进行网格划分，该方法首先生成独立于几何模型的体网格，之后将网格节点映射到模型表面、线和点上，同时产生表面网格。因此网格与几何表面的构成不关联，划分速度比较快。由于分别对全尺寸和缩比机身模型进行计算，因此在网格划分过程中对全尺寸计算模型和缩比计算模型分别设置不同的面网格和体网格尺寸，以保证全尺寸和缩比计算模型的网格数量基本上相等。

采用求解Navier-Stokes方程的方法对流场进行计算，考虑可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程的积分守恒形式：

(1)

其中W为守恒变量，Fc和Fv分别为对流通量和粘性通量。

目前求解Navier-Stokes方程的数值计算方法主要有雷诺应力平均N-S方程(Reynolds Average N-S，RANS)方法、大涡模拟(Large Eddy Simulation，LES)方法、直接N-S方程求解(Direct N-S，DNS)方法和格子-波尔兹曼(Lattice Boltzmann Method，LBM)方法等。目前RANS方法应用最广泛，而且对计算机内存和计算能力的要求相对比较低，能够满足工程上对计算准确度和计算速度的要求。

在RANS方法中采用S-A湍流模式，该湍流模式计算量小且能给出较好的数值结果。该模型为一方程模型，增加的输运方程如下：

(2)

全尺寸机身计算模型和缩比机身计算模型包含的部件与风洞试验模型一致。在网格划分时对平尾和垂尾进行单独命名，计算完成之后取出平尾和垂尾的气动特性数据。在计算过程中设置来流速度为40m/s，远场边界条件设置为压力远场条件。在计算过程中首先计算0°攻角和0°侧滑角状态，之后逐渐增大攻角或侧滑角进行计算。

2 平尾气动特性研究

平尾在大攻角状态的阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数如图1-图3所示，其中的C-缩比风洞表示某常规单旋翼直升机的缩比模型风洞试验结果，C-全尺寸计算表示常规单旋翼直升机的全尺寸模型计算结果，C-缩比计算表示常规单旋翼直升机的缩比模型计算结果；G表示某共轴式直升机相应的试验和计算结果。从图1-图3中可以看出，CFD计算得到的平尾气动特性变化趋势与风洞试验结果基本一致，即阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数的极值的大小及其对应的攻角与风洞试验结果基本一致。同时全尺寸计算模型和缩比计算模型得到的平尾气动特性结果相差很小。从图1中的阻力系数对比可以看出，相比于常规单旋翼直升机，共轴式直升机的平尾阻力系数CFD计算值与风洞试验结果相差比较小。这是由于共轴式直升机的平尾安装在尾梁两侧，尾梁的直径比较小，因此尾梁等部件对平尾的气动干扰比较小；而常规单旋翼直升机的平尾安装在垂尾的顶端，因此垂尾等部件对平尾阻力的干扰比较大。分析图2中的升力系数变化可以发现，在150°～240°攻角范围内，升力系数的CFD计算值与风洞试验结果相差比较大。这是由于平尾的截面为NACA系列翼型，目前的CFD计算方法对翼型的反流区的流动模拟能力有限，导致误差相对比较大。由图3中的俯仰力矩系数变化可以看出，由于共轴式直升机的平尾面积比较大，因此在90°和270°攻角附近时，共轴式直升机的平尾俯仰力矩系数的CFD计算值与风洞试验结果相差比较大。

图1 平尾阻力系数随攻角变化曲线

图2 平尾升力系数随攻角变化曲线

图3 平尾俯仰力矩系数随攻角变化曲线

3 垂尾气动特性研究

在大侧滑角状态时的垂尾侧向力系数、滚转力矩系数和偏航力矩系数的CFD计算值与风洞试验结果的变化趋势如图4-图6所示。从图中可以看出，垂尾大侧滑角状态的侧向力系数、滚转力矩系数和偏航力矩系数的CFD计算值的变化趋势与风洞试验值基本上一致。从图4中的变化趋势可以看出，在135°和225°侧滑角附近，共轴式直升机垂尾侧向力系数的风洞试验值变化比较大，而CFD计算值的变化趋势比较光顺。这可能是由于在上述两个侧滑角附近，共轴式直升机的垂尾与机身其他部件之间有一定的气动干扰，而CFD方法采用取出垂尾气动特性数据的处理方法，两种方法得到的结果存在一定的误差。分析图5中的变化情况可以发现，大侧滑角状态滚转力矩系数的CFD计算值与风洞试验结果差别相对比较大。这是由于直升机机身的几何外形左右比较对称，其中共轴式直升机机身的几何外形完全对称，因此机身的滚转力矩系数的数值比较小。因而在试验和计算过程中存在的小扰动等导致结果产生比较大的偏差。由图6中的变化趋势可以看出，在45°～135°和225°～315°侧滑角范围内，垂尾偏航力矩系数的CFD计算值与风洞试验结果的差别相对比较大。这是由于在这些侧滑角范围内垂尾表面流动产生了一些分离流动，而目前CFD计算方法对分离流动的模拟能力相对比较弱，因此CFD计算值与风洞试验结果相差比较大。