光机身气动特性计算与试验结果相关性分析

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

在直升机设计中，光机身通常指去掉各种部件之后的机身和尾梁等部分。光机身是直升机驾驶员和乘员乘坐，安装发动机、传动机构和油箱，装载货物和任务设备等的主要空间，因此空间体积比较大。通常在光机身外侧会安装主桨毂、起落架、天线等部件，光机身外形不仅与内部各系统的布置紧密相关，而且光机身在人的观察视野中所占的比例比较大，通常给人留下比较深刻的印象，大多数观察者通过光机身的外形来初步评价直升机设计是否美观、舒适等。由于直升机驾驶舱顶棚的高度受到驾驶员身高和头盔的限制，机身腹部受到乘员乘坐、货物装载和布置任务设备等的限制，机身尾部受到货物装卸(如有尾舱门)和减重设计等限制，因此大部分直升机光机身的减阻设计受到很大的限制。根据以往的型号设计经验，光机身的气动阻力通常占全机废阻的20%～40%，是直升机前飞时的主要阻力来源之一。目前在直升机光机身气动特性风洞试验和CFD计算方面开展了一部分研究。在型号研制过程中，通常在风洞中会对光机身进行风洞测力试验，得到一定攻角和侧滑角范围内的气动特性数据。文献[1]对AH-64最新改进型直升机的光机身俯仰力矩特性进行了风洞试验，并与带平尾等部件的气动特性进行了对比分析。文献[2，3]通过风洞试验获得了两种直升机光机身的纵向气动特性，并与加装涡流发生器之后的纵向气动特性进行了对比分析。文献[4]在某非定常低噪声低湍流风洞对某直升机光机身进行了气动特性测量试验，得到了不同风速、攻角和侧滑角状态的光机身气动特性；之后采用CFD方法计算了该风洞试验模型的气动特性，与风洞试验结果对比分析表明：CFD计算得到的气动特性结果与风洞试验结果相差比较小。文献[5]对S-97共轴高速直升机的光机身纵向气动特性进行了CFD计算，网格为笛卡尔网格，湍流模式采用S-A模式。并与风洞试验结果进行了对比分析，结果表明CFD计算值与风洞试验结果相差比较小。文献[6]采用CFD计算方法对某共轴式直升机的机身气动特性进行了计算分析，提取出了光机身部分气动特性数据进行分析。本文首先采用CFD计算方法对三种不同类型直升机的光机身气动特性进行了计算分析，包括某常规单旋翼直升机、某无人直升机和某共轴式直升机，之后运用增量法和比例法与风洞试验结果进行了相关性分析。

1 研究方法概述

1.1 风洞试验

直升机光机身气动特性测量试验在某闭口回流式风洞中进行，试验段的截面形状为扁八角形。在风洞试验过程中采用腹部支撑方式安装模型，支撑机构主要由两根圆柱形的支杆组成，在靠近风洞地板的一侧加装了翼型整流罩。采用塔式六分量机械应变外天平测量光机身的力和力矩。该类型的天平稳定性比较好，受外界电磁干扰比较少。在风洞试验过程中有实时监测系统，每次试验待测量结果稳定之后进行数据采集。最终的试验数据进行了支架干扰修正和洞壁干扰修正。支架干扰修正采用镜象两步法，即首先将光机身反装在支架上，进行一次风洞试验，然后在机身腹部上加装外形相同的支架，再进行一次风洞试验，得到支架的气动干扰数据。光机身风洞试验模型通常包含机身部分和尾梁部分。某常规单旋翼直升机和某共轴式直升机光机身的气动布局如图1(a)和(b)所示，某无人直升机光机身的风洞试验模型如图1(c)所示。其中某常规单旋翼直升机和某无人直升机光机身的机腹到尾梁的过渡段外形变化比较剧烈，而某共轴式直升机光机身的流线型比较好。由于风洞试验段截面尺寸的限制，风洞试验过程中采用缩比模型，三种类型直升机光机身的风洞试验模型的长度大致相等。

图1 光机身气动布局与风洞试验模型图

1.2 CFD计算

光机身气动特性CFD计算模型与风洞试验模型的外形一致，某无人直升机的计算模型如图1(c)所示。在对直升机光机身气动特性进行CFD计算之前，首先要对光机身周围的流体域进行网格划分。在整个气动特性计算过程中，网格划分约占用60%～80%的时间，网格质量对计算结果的准确度和速度有比较大的影响。目前CFD计算中主要采用结构化和非结构化两种类型的网格。结构化网格的优势主要是网格生成质量比较好，同时更容易接近实际的模型，对区域的边界拟合也更容易实现。但是结构化网格通常只适用于比较简单的区域。非结构化可以实现对任意形状和任意连通区域的网格划分，对不规则区域的适应能力很强，近年来获得了快速发展。为了满足工程计算中的快速实现和操作简单的需求，本次计算采用八叉树方法对计算域进行非结构化四面体网格划分，划分得到的四面体网格数量在40万左右，没有划分边界层网格。之后在求解器中将四面体网格转化为多面体网格，得到的多面体网格数量约为原来四面体网格数量的20%～40%，同时可以提高计算速度和精度。某共轴式直升机光机身的四面体网格划分如图2所示。

图2 网格划分示意图

空气流动的控制方程为Navier-Stokes方程，其积分守恒形式如下：

(1)

式中：W为守恒变量，Fc和Fv分别为对流通量和粘性通量。

采用有限体积方法(Finite Volume Method, FVM)求解方程式(1)，对流项采用Roe-FDS格式求解，并通过解的线性重构获得二阶精度，粘性项采用二阶中心型格式离散。时间离散采用隐式时间推进技术。

目前求解N-S方程的方法主要有以下四种：直接数值模拟(DNS)方法、大涡模拟(LES)方法、雷诺平均N-S方程(RANS)方法和格子玻尔兹曼(LBM)方法。受计算资源和计算时间的限制，通常采用雷诺平均N-S方程(RANS)方法计算光机身的气动特性。雷诺平均N-S方程方法的基本思想是把湍流瞬时运动分解为平均运动和脉动运动两部分，之后把脉动运动部分对平均运动的贡献通过雷诺应力项来模化，即通过湍流模式来封闭雷诺平均N-S方程，使之可以求解。通常采用的湍流模式有零方程模式、一方程模式和两方程模式等。本次计算采用一方程S-A湍流模式，该湍流模式能够比较好地模拟含逆压梯度的边界层流动，同时对网格的适应性比较强，广泛应用于航空航天领域中的气动特性计算之中。在计算过程中设置计算域远场边界为压力远场条件，来流速度设置为60m/s，与风洞试验中的来流速度一致。

2 结果对比分析

三种类型直升机光机身气动特性的CFD计算值和风洞试验结果如图3所示。图中C-风洞表示某常规单旋翼直升机光机身气动特性风洞试结果，C-计算表示某常规单旋翼直升机光机身气动特性CFD计算结果，W表示某无人直升机气动特性结果，G表示某共轴式直升机气动特性结果，下文相同。从图中可以看出，光机身气动特性的CFD计算值与风洞试验结果的变化趋势一致。从图3(a)中可以看出，某无人直升机光机身的阻力系数绝对值比较大。分析图3(b)中的升力系数变化趋势可以看出，常规单旋翼直升机光机身的升力系数比较小，三种类型直升机光机身升力系数的斜率基本相等。由图3(c)中可以发现，某共轴式直升机光机身的俯仰力矩系数的斜率比较大。随着攻角的增大，光机身俯仰力矩系数不断增大，因此需要设计更大面积的平尾来保证直升机在俯仰方向上的稳定性。

分析图3(d)中侧向力系数的变化可以看出，三种类型直升机光机身的侧向力系数的大小基本相等。从图3(e)中可以发现某常规单旋翼直升机和某无人直升机光机身的滚转力矩系数比较小。由图3(f)中的偏航力矩系数变化图可以看出，某共轴式直升机光机身的偏航力矩系数斜率比较大。同时由于光机身在航向方向上是不稳定的，这也导致某共轴式直升机的垂尾面积相对比较大。

3 相关性分析

3.1 增量法分析

针对三种类型直升机光机身气动特性CFD计算值与风洞试验结果之间的差别，首先采用增量法分析了两者之间的差值随攻角或侧滑角的变化情况。从图4(a)中可以看出，在0°～16°攻角范围内，相比于其他类型直升机光机身风洞试验结果与CFD计算值之间的差值，某共轴式直升机光机身两种结果的差值比较小。这是由于某常规单旋翼直升机和某无人直升机机身腹部到尾梁的过渡段外形变化比较剧烈，因此压差阻力比较大。分析图4(b)中的升力系数差值变化趋势可以发现，在0°攻角时，三种类型直升机光机身升力系数的差值最大，随着攻角绝对值的增大，升力系数CFD计算值与风洞试验结果之间的差值逐渐减小。由图4(c)可以发现，在正攻角范围内，某常规单旋翼直升机光机身俯仰力矩系数两种结果的差别比较大。某共轴式直升机光机身俯仰力矩系数两种结果的差值随攻角绝对值的增大不断增大。

图3 机身气动特性计算与试验结果对比图

图4 气动特性试验与计算结果差值对比图

综合图4(d)到图4(f)中横向气动特性CFD计算值与风洞试验结果之间的差值可以看出，某常规单旋翼直升机光机身的侧向力、滚转力矩和偏航力矩系数的差值比较大，其他两种类型直升机光机身横向气动特性两种结果的差值比较小。这是由于某常规单旋翼直升机光机身在横向方向上的气动外形变化比较大，因此流动分离比较大。

3.2 比例法分析

三种类型直升机光机身气动特性风洞试验结果与CFD计算值之间的比值变化趋势如图5所示。从图中可以发现，在部分攻角或侧滑角范围内气动特性风洞试验结果与CFD计算值之间的比值变化比较剧烈。从图5(a)中可以看出，在正攻角范围内某无人直升机光机身气动特性两种结果的比值比较大，某共轴式直升机光机身两种结果的比值比较小。这是由于某共轴式直升机光机身的流线型比较好，因此流动分离比较小。分析图5(b)至图5(f)中的结果可以发现，在小攻角或小侧滑角状态，升力系数、俯仰力矩系数、侧向力系数、滚转力矩系数和偏航力矩系数的两种结果的比值比较大，而且变化剧烈。这是由于在小攻角或小侧滑角状态，上述力和力矩系数的数值比较小，CFD计算过程中的一些小扰动或小误差都可能导致比值变化非常大。随着攻角或侧滑角绝对值的增大，两种结果的比值基本上趋于某个固定值。

图5 气动特性试验与计算结果比值对比图

4 总结与讨论

通过对三种类型直升机光机身气动特性进行CFD计算，并与风洞试验结果进行对比分析，可得出如下结论：

1)直升机光机身气动特性CFD计算值的变化趋势与风洞试验结果一致。结合增量法和比例法分析得到的相关性结果，可以发现在大部分攻角或侧滑角范围内，光机身气动特性CFD计算结果具有一定的可靠性。

2)在小攻角或侧滑角范围内，光机身气动特性CFD计算值与风洞试验结果之间的差值比较小，但是两种结果的比值比较大且变化剧烈。

3)在大部分攻角或侧滑角范围内，光机身气动特性CFD计算值与风洞试验结果之间的比值约为某个固定值。这为光机身气动特性CFD计算结果的修正提供了一定的参考。