基于滑移网格的倾转旋翼机全机干扰流场研究

林沐阳 招启军 赵国庆

摘要：为了对倾转旋翼机全机干扰规律及机理进行研究，对某倾转旋翼机的孤立机身流场特性、悬停及巡航状态下全机干扰流场特性进行模拟分析。首先，分别生成围绕机身和旋翼桨叶的贴体网格，然后通过网格搭接得到全机干扰流场计算网格；基于滑移网格方法，建立一套适用于倾转旋翼机全机气动干扰特性分析的数值方法，并以有试验结果对比的ROBIN机身进行了算例验证；采用建立的数值模拟方法对倾转旋翼机的孤立机身流场、悬停及巡航状态下全机干扰流场进行细致的模拟，重点分析了旋翼/机身间的气动干扰特性。研究发现，悬停时，倾转旋翼机会出现特有的“喷泉效应”现象，并导致机翼出现周期性下洗载荷，下洗载荷平均值约为旋翼总拉力的12.19%。巡航时，旋翼桨尖涡会向后脱落与机翼相互作用，导致倾转旋翼机机身阻力出现周期性变化，同时机身阻力平均值也有所增加。

关键词：倾转旋翼机；全机干扰；喷泉效应；滑移网格；CFD方法

中图分类号：V11.52文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.01.017

基金项目：国家自然科学基金（11872211）；国家重点实验室基金（61422200101）；江苏高校优势学科建设工程资助项目

垂直起降飞行器因为有着对起飞、着陆场地要求较低的优点，在军用和民用方面均有很大的应用空间[1-2]。倾转旋翼机是一种兼具垂直起降和高速巡航优势的新概念可变飞行模态飞行器：在垂直起降状态，旋翼轴处于竖直位置并由旋翼提供升力；在高速巡航状态，旋翼轴处于水平位置并由旋翼（螺旋桨）提供推进力，同时由机翼提供升力以克服机身重力[3]。

由于其独特的设计，倾转旋翼机的巡航速度远大于常规直升机，具备满足多种飞行任务需求的能力[4-5]。但也因此存在复杂的气动干扰现象[6-8]，各个部件间（如旋翼/机翼、旋翼/机身、旋翼/尾翼）会相互干扰，对其气动和飞行性能产生巨大影响。因此，针对倾转旋翼机典型飞行状态流场开展数值模拟及全机气动干扰分析研究，十分有利于对倾转旋翼机气动干扰机理规律的理解和掌握，从而有效减少该干扰现象。

目前针对倾转旋翼机气动干扰的数值模拟分析，主要是采用计算流体力学（CFD）方法求解黏性Navier-Stokes（NS）方程，对倾转旋翼机在不同状态的干扰流场进行分析。CFD方法具有精度高、能够有效模拟流动细节等优势，是目前对倾转旋翼机全机干扰气动特性分析的一种重要研究方法。2002年，Romander[9]采用CFD方法计算了不同巡航条件下的V-22倾转旋翼的气动特性，发现在某些状态旋翼桨尖会出现激波和失速现象。2005年，Potsdam等[10]通过CFD方法对孤立旋翼及倾转旋翼机在悬停状态下的全机流场进行模拟分析，计算结果为改善倾转旋翼的气动性能提供了大量的流场细节。2009年，Lee-Rausch等[11]通过求解基于非结构运动嵌套网格的雷诺平均N-S方程对孤立倾转旋翼在悬停状态下的流场进行了细致模拟，并将计算的旋翼气动性能和桨叶负载变化趋势与试验值进行了对比，验证了方法的有效性。国内，刘全等[12]基于动量源方法和欧拉控制方程建立了一套用于倾转旋翼机干扰流场计算的数值模拟方法，并对倾转旋翼机旋翼/机身的组合流场在悬停和巡航状态下的气动特性进行计算分析。李鹏等[13]采用新型运动嵌套网格方法建立了一套用于求解倾转旋翼机非定常流场的数值模拟方法，并基于所建立的方法对旋翼/机身气动干扰现象、涡流动机理及相互作用机理开展了分析研究。但是上述研究大多以孤立旋翼或旋翼/机翼流场特性为研究对象，对于倾转旋翼机的全机干扰流场特性分析研究较少。

因此，本文将结合滑移网格技术，建立适用于倾转旋翼机全机干扰流场模拟及气动特性分析的高精度数值方法，并以某倾转旋翼机为分析对象，对其孤立机身流场和典型飞行状态下全机干扰流场进行模拟，对比分析有无旋翼干扰情况下的流场特性和机身气动载荷差异，对倾转旋翼机在典型飞行状态下的全机干扰机理进行初步探究。

1计算模型及方法

1.1几何模型及网格划分

基于CATIA软件生成倾转旋翼机几何模型，表1给出了本文计算对象倾转旋翼机的基本参数。

本文選取半径为15L、高为20L的圆柱体作为流场计算域，其中L是机身长度。计算域分为远场-机身区域和旋翼区域，包括机身网格、远场网格、对称面网格和交界面网格，整个计算域网格示意图如图1所示。由于倾转旋翼全机干扰流场具有对称性，为了减少网格量，仅对半机身/旋翼流场进行数值模拟。

为了提高对倾转旋翼机流场数值模拟的精度，对主要气动部件（旋翼、机翼、平尾、垂尾）及曲率较大的部件（短舱）网格进行加密处理。图2为倾转旋翼机机身表面网格，面网格总数为24万，其中旋翼表面网格占比最大，约占面网格总数的70%。

为了有效模拟机身边界层流动，在机身表面生成边界层网格，第一层网格的高度为0.005mm，网格增长率为1.5，共生成15层边界层网格。最终得到适用于全机干扰流场模拟的计算网格。

图3给出了悬停状态下的全机干扰网格结构图。由于旋翼需要进行旋转运动，因此结合滑移网格技术，网格分为运动网格和静止网格，运动网格对应前文所述的旋翼区域，在数值模拟过程中，运动网格做旋转运动，并通过滑移交界面进行运动网格与静止网格的流场信息传递，需要保证旋翼区域和远场-机身区域的交界面网格密度一致，防止出现交界面上的某个网格对应另一个交界面多个网格的情况。

1.2计算方法

本文通过求解雷诺平均的N-S方程进行全机干扰流场的计算，湍流模型选取k -ω湍流模型。在笛卡儿坐标下的N-S方程的形式如式（1）所示：

本文基于Fluent软件，选用SIMPLE压力速度耦合迭代方法，压力离散采用二阶精度。对于壁面边界层，选择自由剪切流，适用于存在逆压力梯度时的流动和分离，边界条件采用压力远场边界条件。

1.3算例验证

对本文所建立的CFD方法进行算例验证计算，以验证方法的有效性。对流场计算方法进行验证，验证算例对象选择ROBIN机身，采用所建立的CFD方法对该机身在巡航状态下的流场进行数值模拟，并将计算结果与试验数据[14]进行对比。表2是验证算例的基本参数。

图4给出了对应ROBIN机身上的凸台起始端和凸台中段位置的机身横截面表面压力（压强）系数分布，并与试验值进行了对比。可以看出在各个截面位置的机身表面压力系数分布的计算值与试验值吻合较好，表明本文所建立的CFD方法能有效地对机身表面压力及机身附近流场进行数值模拟。

2计算结果分析

选取倾转旋翼机计算模型参数见表1，各个计算状态中机身俯仰角、侧滑角和偏航角均为0°，旋翼总距θ0= 10o，为了简化计算，忽略旋翼桨毂，取旋翼根切为25%R。

2.1孤立机身流场气动特性分析

开展倾转旋翼机孤立机身气动特性计算，获得机身阻力以及机身流场特性，为进一步了解全机气动干扰机理提供参考基础。以巡航速度为自变量，对孤立机身在不同巡航速度下的气动特性进行模拟，表3为计算结果。

进一步对机身受力进行无量纲处理，得到机身各个气动力系数随巡航速度变化的曲线图，结果如图5所示。在巡航速度为40～240km/h的范围内，阻力系数随速度变化较小，基本保持在0.0372，升力系数在速度较小时随巡航速度的增大而减小，当巡航速度继续增大，升力系数基本维持不变。

图6给出了孤立机身在巡航（160km/h）状态下的等涡量图。可以看出气流在机翼后端、尾翼后端及机翼与机身连接处后方的旋涡脱落较明显。

2.2巡航状态全机干扰流场气动特性分析

图7为在巡航速度为160km/h状态下计入旋翼影响后的机身阻力随旋翼旋转方位角变化曲线图，由于旋翼/机身全机干扰流场的非定常特性，机身阻力出现非定常波动并且不完全是周期波动，这表明巡航状态下，旋翼/机翼流场相互干扰作用机理更为复杂。

对不同巡航速度下计入旋翼影响的全机干扰流场进行数值模拟，计算得到的机身气动力（见表4），表中数值为旋翼旋转一周时机身气动力的平均值。

图8给出了计入旋翼影响前后的机身阻力随巡航速度变化曲线图，可以看出在计入旋翼影响后机身阻力增加，这主要是由于旋翼对机身的干扰引起的。

图9为考虑旋翼干扰前后的机身升阻比随巡航速度变化曲线图。在考虑旋翼干扰前，机身升阻比随巡航速度增加而略微减小，但基本在2.6左右。考虑旋翼干扰后，机身升阻比随巡航速度增加而增加。

进一步分析旋翼在倾转旋翼机巡航状态下旋翼下洗流对机翼的影响，图10给出了巡航速度为160km/h时孤立机身流场和旋翼/机身干扰流场中机翼不同展向位置剖面的压强系数分布对比。可以看出在计入旋翼影响后，位于旋翼内侧后方的机翼剖面上表面的负峰值增大，机翼升力增大，这是由于旋翼对后方气流起到加速的作用；机翼翼根处由于旋翼的影响，上表面峰值增大，升力增加。

图11给出在巡航速度160km/h下，倾转旋翼机全机干扰流场的涡量等值面图，对比图6发现，旋翼脱落的桨尖涡会随着来流向后运动，最终与机翼发生相互干扰，在图11的俯视图中可以明显看出旋翼/机身相互干扰作用的区域，这是与孤立机身流场的明显区别，同时也是导致两者机翼压强分布存在差异的主要原因。

图12给出了计入旋翼影响前后的机身表面对称截面的压强系数分布对比，可以看出计入旋翼影响前后的机身表面压强系数差别较小，仅在机尾处存在略微差别，這主要是由于两者垂尾处的面网格划分存在一定的差异。

进一步分析全机干扰流场与孤立机身流场的尾翼气动特性的差异。本文计算状态中偏航角均为0°，垂尾的侧向力和升力几乎为0，因此仅对在计入旋翼影响前后的垂尾阻力进行对比分析，结果如图13所示。可以看出，计入旋翼影响后，垂尾阻力变化不大，这主要是由于倾转旋翼机采用的是T形尾，垂尾处于机身对称截面上，受到旋翼下洗流影响较小，这与前文的分析一致。

图14给出了计入旋翼影响前后的平尾升/阻力对比图。可以看出，计入旋翼影响后平尾阻力变化不大，在巡航速度较大时略微减小；但是平尾升力出现明显减小，这表明旋翼对平尾气动特性产生干扰作用。

图15为巡航速度160km/h下倾转旋翼机全机干扰流场的流线图，左侧为空间三维流线，右侧为垂直于X轴且经过点（1.3m，0m，0m）的截面上的面流线图，由左侧三维流线可以看出，当气流经过机翼上表面时发生明显的偏折，同时动压增大静压减小，表明气体加速运动；由右侧可以看出旋翼后方气流流动较为复杂。

2.3悬停状态全机干扰流场气动特性分析

图16为悬停状态下垂直于X轴且经过旋翼旋转轴的截面上的面流线图，对该截面中气流的运动情况进行分析。可以看出，在倾转旋翼机悬停时，旋翼流场呈现漏斗状，旋翼上方的气流受到吸引加速向下运动，位于旋翼外侧的气流由于没有机翼的阻挡会形成脱落的桨尖涡，而位于内侧的气流在经过旋翼继续向下运动时，由于机翼的阻挡不能无障碍地向下流动，导致机翼左右侧均会出现气流沿机翼展向流动，两股气流最终在机身对称面相遇后被卷起向上运动，随着气流继续向上运动受到旋翼的吸引作用，最终在机翼上方形成一个循环流动，形成“喷泉效应”现象。

图17为相同截面的涡量图，旋翼桨尖及桨根均存在涡量较大的区域，分别对应桨尖涡和桨根涡，后者是由于计算模型简化，对旋翼进行根切产生的。可以看到内侧旋翼脱落的桨尖涡向下运动，并由于“喷泉效应”的影响，在机翼上方出现涡量值较大的区域。此外机翼端部及机翼/机身连接处也由于下洗流的影响使得流动变得复杂，导致该区域涡量较大。

进一步给出该截面的压力云图，如图18所示，可以看出左右旋翼内侧与机翼之间均存在较大的高压区域，对应诱导速度云图，该区域下洗流减速，气流动压减小，静压增大，这也是导致机翼产生下洗载荷的主要原因，此外由于机翼的阻挡作用在机翼下方还存在较大的负压区域，该位置气流分离现象显著。

图19是旋翼旋转一周时旋翼及全机升力的变化曲线图，可以看出升力呈现周期性变化，在旋翼旋转一圈的时间里升力变化曲线存在三个峰值，这是因为桨叶片数为三片。旋翼的平均升力为1173.95N，全机的平均升力为1032.03N，全机升力小于旋翼升力，这主要是由于旋翼下洗流打到機翼，产生额外的下洗载荷。

提取出机身的下洗载荷变化如图20所示，可以看出下洗载荷也呈现周期性变化，下洗载荷平均值为143.10N，约为旋翼升力的12.19%。

图21为悬停状态下计入旋翼影响后机翼上下洗载荷沿翼展方向的分布图。由图可知曲线上存在两个极大值，第一个极大值出现在机翼与机身的连接处（翼展位置0.3m处），位于该位置的机翼剖面下表面存在因气流分离产生的负压区，使得机翼载荷较大。第二个极大值出现在旋翼桨尖下方机翼（翼展位置0.8m处），这是由于旋翼桨尖附近的气流向下流动速度大，并撞击到机翼表面，导致位于该位置的机翼剖面上表面存在高压区，机翼载荷较大。

图22给出了倾转旋翼机在悬停状态下全机干扰流场涡量值为160的涡量等值面图。由图可以看出，旋翼桨尖涡撞击在机翼上表面，发生相互干扰；在内侧旋翼桨尖到机身对称面之间的机翼上方可以看到气流存在横向流动现象，两侧的气流最终在机身对称面相遇，机翼上方在机身对称面位置可以看到凸起的区域，这是机翼两侧气流碰撞形成“喷泉效应”现象导致的，同时部分气流沿机身上表面分别向机头和机尾流动。

3结束语

通过研究，可以得出以下结论：

（1）本文结合滑移网格方法建立了一套能有效模拟倾转旋翼全机干扰流场CFD方法，并运用所建立的CFD方法对某倾转旋翼机的孤立机身流场、巡航及悬停的全机干扰流场进行模拟分析。

（2）悬停时，由于旋翼/机翼的相互干扰，倾转旋翼机会出现特有的“喷泉效应”现象，并导致机身出现周期性下洗载荷，其平均值约为旋翼总拉力平均值的12.19%。

（3）巡航时，旋翼桨尖涡会向后脱落与机翼相互作用，导致倾转旋翼机机身阻力出现周期性变化，同时平均值也有所增加。

本文下一步工作重点将考虑对倾转旋翼机过渡状态下的全机干扰流场进行计算分析，并基于本文初步总结的全机干扰规律，开展倾转旋翼机气动布局设计优化。

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作者簡介

林沐阳（1996-）男，硕士。主要研究方向：直升机空气动力学、全机气动干扰。

招启军（1977-）男，博士，教授。主要研究方向：直升机计算流体力学、直升机空气动力学、气动声学等。

Tel：025-84893753

E-mail：zhaoqijun@nuaa.edu.cn

赵国庆（1984-）男，博士，讲师。主要研究方向：直升机空气动力学、计算流体力学。

Research on the Whole Aircraft Interference Flow Field of Tilt-rotor Aircraft Based on Sliding Grid

Lin Muyang，Zhao Qijun*，Zhao Guoqing

National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China

Abstract： In order to study the law and mechanism of the whole aircraft interference of the tilt-rotor aircraft， the flow field characteristics of the isolated fuselage and the whole aircraft interference in hovering and cruising of a certain type of tilt-rotor UAV were simulated and analyzed. First， the grids around the fuselage and rotor blades were generated respectively， and then the calculation grid of the whole aircraft interference flow field was obtained through grid overlap. Then， based on the sliding grid method， a set of numerical methods suitable for the analysis of the aerodynamic interference characteristics of the tilt-rotor aircraft was established， and the method was verified by the example of ROBIN fuselage with experimental results. Then， the numerical simulation method was used to simulate the flow field of the isolated fuselage and the whole aircraft interference in hovering and cruising of the tilt-rotor aircraft. The aerodynamic interference characteristics between the rotor and the fuselage were mainly analyzed. The analysis shows that： When hovering， there is a unique "fountain effect" phenomenon in tilt-rotor aircraft flow field， and the phenomenon cause periodic downwash loads on the wings. The average downwash load is approximately 12.19% of the total rotor pull. When cruising， the tip vortex of the rotor blade will fall off backwards and interact with the wing， causing periodic changes in the fuselage drag and an increase in the average value of the fuselage drag.

Key Words： tilt-rotor aircraft； whole aircraft interference； fountain effect； sliding grid； CFD method