基于X2TD高速直升机的前行桨叶概念旋翼翼型指标设计方法

2023-01-05招启军

空气动力学学报 2022年6期

张威，胡偶，王菲，招启军

(1.南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京 210016；2.中国直升机设计研究所，景德镇 333001)

0 引言

直升机自诞生以来，在军用、民用领域均发挥了巨大作用，但最大飞行速度低限制了其进一步应用[1]。为此，国内外长期致力于探寻高速直升机构型的发展。其中Sikorsky公司提出的基于前行桨叶概念（advancing blade concept,ABC）旋翼的高速直升机是一种极具发展潜力的构型[2-3]。目前，Sikorsky公司通过理论和试验研究、技术验证机研制和型号发展，已经开发了XH-59A、X2TD、S-97、SB＞1等多个机型。ABC旋翼是该构型高速直升机的关键和特色部件，其气动性能对全机性能至关重要，而翼型的性能对旋翼的性能影响巨大，直接影响着直升机的飞行速度、机动能力、起降性能、操纵品质和所有飞行阶段的飞行效率。ABC旋翼新的气动原理虽然突破了常规旋翼的速度限制，但也使得其旋翼气动环境和工作方式与常规的单旋翼带尾桨构型直升机旋翼存在很大差异，主要体现在大反流、强径向流、强压缩性、双旋翼干扰等复杂流动特征和升力偏置、变转速等特殊工作模式[4]，对专用翼型的设计提出了新的要求。目前，亟需针对X2TD构型高速直升机具有特有气动环境和任务使命的先进翼型开展设计工作。从旋翼翼型专业设计角度来看，摸清旋翼翼型工作环境特征与流动机理，进行翼型指标需求分析，是ABC旋翼专用翼型优化设计的基础。

在国外，Vieira等对常规构型直升机先进旋翼专用翼型的设计准则和设计方法进行了深入研究[5]。文献[6]基于CAMRADⅡ软件研究了常规构型直升机性能和翼型气动环境之间的关系，并考察了诸如旋翼前飞升阻比L/D和翼型升阻比L/D、阻力发散迎角边界αCD0、阻力发散马赫数Mdd等之间的内在联系。上述研究虽然是针对常规构型直升机展开，但相关建模思路对ABC旋翼翼型指标分析具有一定的借鉴意义。文献[7-9]构建了一种基于CFD/CSD耦合的X2TD旋翼流场数值计算方法，但并未进一步开展旋翼翼型指标的相关分析。在共轴高速直升机发展初期，Sikorsky的XH-59A高速直升机旋翼直接采用了常规的NACA系列翼型、梯形平面形状、线性扭转等设计元素。结果表明，该旋翼设计方案虽然总体上能够满足XH-59A作为一个技术验证机的基本验证需求，但同时也暴露出旋翼后行侧阻力大、前飞升阻比低等问题[10]。为全面提升旋翼性能，相对于XH-59A的 NACA系列翼型，X2TD采用了双钝头翼型、尖后缘翼型以及先进的现代Sikorsky翼型（见图1）。先进的翼型对于提升X2TD旋翼效率是卓有成效的，但是在X2TD技术验证机项目框架下，无法根据具体的使用环境进行全新的专用翼型设计，所以X2TD所有翼型也只能是在Sikorsky现有的翼型序列中选择[11]。

在国内，虽然在ABC旋翼气动环境分析方法建模等方面开展了相关工作，也对不同翼型开展了相关的参数影响分析[12-14]，但在更基础也更重要的翼型指标需求分析方面尚未开展相关工作。

基于此，本文拟开展ABC旋翼翼型指标设计方法研究。首先，发展高精度CFD方法和高效CAMRADⅡ综合软件相结合的旋翼气动环境分析评估技术。然后，基于X2TD高速直升机气动布局设计方案，从ABC旋翼气动特性研究入手，针对ABC旋翼高速前飞状态大反流区、桨尖高压缩性以及强径向流等复杂气动特征，考虑全方位角/径向位置，构建旋翼翼型指标设计方法，分析确定ABC旋翼桨叶不同剖面专用翼型的性能指标。

图1 X2TD和XH-59A旋翼桨叶参数对比[10]Fig.1 X2TDand XH-59A general main rotor blade parameters[10]

1 X2TD高速直升机翼型特点介绍与分析

X2TD高速直升机旋翼桨叶的气动外形融合了多个非传统的设计特点，而这些设计特点反映了目前该类构型高速直升机桨叶气动设计的一般特征。因此，以X2TD直升机为分析对象，开展高速直升机旋翼桨叶翼型工作环境和气动特性分析，可以为建立该构型高速直升机翼型指标设计方法奠定基础。

当X2TD高速直升机处于大速度飞行状态（试飞结果显示[11]，其最大巡航速度达到了463 km/h，小角度俯冲时速度达到了481 km/h）时，前行侧桨叶处于动压很大的气流中，在桨尖处易引起激波失速；同时后行桨叶的内侧处于气流从后缘流向前缘的深度反流区中，易产生大分离流动，导致后行桨叶阻力激增。随着飞行速度的不断增大，为保证前行桨叶桨尖马赫数不要超过阻力发散马赫数Mdd限制，X2TD采取降低旋翼转速的方式，进一步导致旋翼工作在更高的前进比状态下，从而使得后行桨叶甚至达到80%以上的部分都处于反流区中，这很大程度上加剧了后桨桨叶阻力激增的负面影响。

图1展示了X2TD桨叶的翼型配置、气动扭转及弦长分布的数据[4]。相比于XH-59A桨叶，X2TD在旋翼气动布局方面作了大幅改进设计，主要包括：1）翼型配置方面，在桨叶根部采用了椭圆型双钝头翼型，桨叶主要升力段和桨尖部分采用了现代Sikorsky翼型；2）负扭转方面，桨叶扭转分布由单调的负扭转分布变为了先正扭转再负扭转的分布；3）几何形状方面，桨叶平面形状由梯形桨叶变成了类似椭圆形的桨叶平面形状。图2展示了不同径向站位的翼型在不同方位角时候的气动环境特点[4,15]。结合图1和图2可以看出，X2TD旋翼翼型特征在前行侧与后行侧设计中的定性考虑。

2 X2TD高速直升机翼型工作环境分析方法

借鉴国外研究手段，在本单位数值计算方法基础上，本文充分利用CFD方法和CAMRADⅡ综合分析模型在精度和效率方面的优势，发展了一种耦合CFD/CAMRADⅡ的旋翼翼型气动环境分析方法和剪裁技术，并用于X2TD构型高速直升机旋翼专用翼型设计指标的分析研究。

2.1 高速直升机旋翼气动环境CFD分析方法

高速直升机旋翼翼型气动工作环境分析技术的核心是获得典型工况下不同桨叶剖面翼型随方位角变化时的当地马赫数、有效攻角、阻力系数、升力系数和力矩系数等气动特性参数。

针对X2TD高速直升机的ABC旋翼的构型特征和流场特点，本文建立了一种基于高效运动嵌套网格和数值求解非定常雷诺平均Navier-Stokes方程（URANS）的高速前飞状态气动环境CFD分析方法。

图2 X2TD旋翼翼型气动环境特征[4, 15]Fig.2 X2TDmain rotor airfoilsaerodynamic conditions[4, 15]

1）高效运动嵌套网格生成技术。基于“Hole map”和“透视图”挖洞技术，建立适用于多体运动构型的嵌套网格生成方法[16]。该嵌套网格系统包括：围绕桨叶表面生成的黏性贴体结构网格，用于模拟桨叶附近黏性流场和捕捉近场的旋翼尾迹；采用笛卡尔背景网格，用于远场流场求解和尾迹捕捉。本文采用的嵌套网格示意图如图3所示。

2）流场数值模拟技术。结合嵌套网格系统，发展了ABC旋翼流场CFD技术。为捕捉黏性效应，以URANS为主控方程，空间离散采用Roe格式通量差分分裂方法，并与三阶MUSCL差值相结合，计算网格交接处的对流通量，从而减小非物理耗散影响，提高流场的计算精度；湍流模型采用一方程Spalart-Allmaras模型；采用双时间推进方法来模拟流场的非定常效应；在伪时间步上使用隐式LU-SGS时间推进格式[17-18]。

2.2 基于CAMRADⅡ的高效旋翼配平分析模型

图3 嵌套网格示意图Fig.3 Schematic of embedded grid

在2.1节基础上，本文还充分利用由Johnson开发的直升机气动与动力学综合分析软件[19]（CAMRADⅡ）具备的多体动力学、非线性有限元、以及直升机空气动力学、飞行力学耦合分析能力，建立X2TD构型高速直升机快速配平模型，为CFD分析方法提供旋翼配平结果，同时得到桨叶翼型当地马赫数和有效攻角等随方位角变化关系，计算流程如图4所示。

耦合CFD方法和CAMRADⅡ软件，建立快速且高效的ABC旋翼高速飞行桨叶剖面翼型气动工作环境分析技术，具体技术途径如下：

1）利用CFD方法，建立高效运动的嵌套流场计算网格，并创建流场数值分析模型；

2）利用CAMRADⅡ，耦合翼型气动力特性数据与桨叶设计参数，建立高速飞行状态下旋翼快速配平和桨叶气动特性计算模型；

图4 耦合CFD/CAMRAD II的旋翼流场分析方法计算流程图Fig.4 Flowchart of coupled CFD/CAMRAD IImethod for rotor flow field analysis

3）以上/下旋翼滚转力矩、俯仰力矩系数及两副旋翼总的拉力系数、扭矩系数为目标量，以上/下旋翼操纵量为变量，利用CAMRADⅡ建立的旋翼快速评估模型开展配平计算，获得旋翼操纵量，同时获得桨叶剖面翼型的当地马赫数和有效攻角；

4）利用CFD方法，开展在不同前进比状态的旋翼流场数值计算，获得桨叶表面压力、摩擦力等参数随方位角的变化；

5）截取CFD计算结果，获得在不同方位角、不同桨叶剖面位置，桨叶剖面翼型的气动工作环境，包括表面压力系数分布、摩擦力系数分布等；并分析翼型是否存在流动分离现象，通过积分计算获得不同桨叶剖面翼型的升力系数、阻力系数、力矩系数等参数；

6）利用CFD计算得到桨叶剖面翼型的升力系数、阻力系数、力矩系数等参数，并将其代入翼型气动特性数据表中修正CAMRADⅡ计算模型中所需的翼型气动特性参数，实现CAMRADⅡ计算模型参数的更新；

7）重复步骤2）～6），直到稳定收敛；分析计算结果，给出翼型设计指标及翼型设计改进方向。

2.3 计算方法验证

由于共轴高速直升机公开发表的气动试验数据较少，本文采用大前进比状态的UH-60旋翼[20]作为验证算例，对所建计算方法进行了验证，具体参数为：前进比0.368，桨尖马赫数0.642。配平计算结果与试飞结果对比见表1。可以看出，本文配平结果与飞行试验值稍有差别，可能是由于本文针对孤立旋翼展开配平，与真实环境下全机配平存在差别。

表1 本文配平结果及其与飞行数据对比Table 1 The calculated trimmed results and validationswith flight test results

采用本文的配平操纵量及所建立的流场计算方法，对该状态下旋翼气动力进行计算，计算结果如图5所示。由图可以看出，本文计算方法能够较好地预测旋翼前、后行侧不同剖面位置的压力变化。

图5 UH-60旋翼桨叶表面压力计算结果与试验结果对比Fig.5 Validations of blade surface pressure between the calculated and experimental results

3 X2TD高速直升机翼型技术指标分析

本节在建立的X2TD构型高速直升机旋翼翼型工作环境分析方法的基础上，开展基于参考翼型和基准旋翼的气动特性计算分析，评估翼型的工作环境。最后针对该构型直升机，给出考虑全方位角/径向位置的翼型设计指标要求。

首先按照文献[2]中提供的X2TD高速直升机的旋翼设计参数（见表2），构建用于本文翼型指标分析的旋翼基本参数。X2TD高速直升机旋翼桨叶平面形状、负扭转及所采用的翼型可参见图1。

表2 X2TD旋翼设计参数[2]Table 2 Parametersof X2TD main rotor[2]

需要指出的是，影响旋翼性能的因素很多，典型的有：翼型性能、翼型配置、桨叶平面形状、桨叶扭转角、桨尖形状等；而翼型是影响直升机旋翼性能的重要因素，其性能直接决定旋翼的成败与优劣。在表2参数的约束下，为突出翼型对旋翼性能的影响，从而指导桨叶不同剖面翼型的详细性能指标分析，本文采用了相对简单的桨叶气动布局。依据表2给出的旋翼总体设计参数，参考国外直升机桨叶气动设计，表3给出了基准桨叶的气动布局设计参数，并采用气动外形和气动特性数据最为全面和最为权威的NACA0012翼型作为基本翼型。

表3 基准旋翼桨叶气动设计参数Table 3 Aerodynamicsdesign parameters of base rotor

利用本文建立的方法，开展基准旋翼气动特性及翼型工作环境分析。由于X2TD技术验证机首要突出的是其高速性能，因此本文重点从高速前飞的设计要求入手，开展翼型设计指标分析。首先分别计算了两个速度状态：

状态1：v = 250 km/h（常规直升机典型速度）；状态2：v = 463 km/h（X2TD最大平飞速度）。两种状态下，旋翼操纵量分别如下：250 km/h前飞状态下，旋翼总距及横纵向操纵量分别为5.3°、0.7°、3.9°；463 km/h前飞状态下，旋翼总距及横纵向操纵量分别为4.4°、0.8°、3.7°。

图6和图7分别展示了飞行速度为250 km/h和463 km/h时，上下旋翼前行侧（ψ =90°）和后行侧（ψ =270°）桨叶径向不同剖面的升力系数和阻力系数分布。

图6 不同飞行速度桨叶前/后行侧升力分布Fig.6 Lift distribution of rotor blade at advancing/retreating side on different flight velocity

图7 不同飞行速度桨叶前/后行侧阻力分布Fig.7 Drag distribution of rotor blade at advancing/retreating side on different flight velocity

从图6可以看出，在不同的速度下，上下旋翼都是前行侧产生主要的升力，后行侧基本不产生升力。并且随着速度的增加，前行侧的动压优势更为凸显，前行桨叶升力能力进一步得到发挥，表现出典型的ABC旋翼升力偏置特点。

图7中，对比前飞速度250 km/h和463 km/h的前行侧和后行侧的阻力分布情况可以看出，随着前飞速度增加，前行侧桨叶阻力系数急剧上升，且当前飞速度为463 km/h时，桨叶径向0.7R之外部分的阻力水平激增。这主要是由于本文所采用的基准桨叶布置的NACA0012翼型阻力发散马赫数较低造成的。

当飞行速度为463 km/h时，后行侧桨叶呈现出远大于250 km/h时的阻力系数水平。这是由于大速度前飞时，后行桨叶的绝大部分处于流动反流区。这就要求桨叶内段必须设计一种在反流区具有良好阻力特性的翼型，以降低反流区的阻力水平。这也是X2TD高速直升机在桨叶内侧布置双钝头翼型的原因，该翼型能够有效解决反流区阻力大的问题。当然，这同时也会带来前行侧桨叶内部段一定的阻力增大和升力损失。

图8 α-Ma平面NACA0012翼型升阻比等高线Fig.8 Contour line of lift-drag ratio L/D of NACA0012 airfoil on α-Ma plane

针对直升机旋翼旋转过程中，桨叶不同剖面迎角、马赫数周期变化的特点，采用一种“α-Ma平面升阻比等高线”的翼型指标显性分析方法，用于分析桨叶剖面旋转一周过程中在不同方位、不同马赫数、不同迎角下的气动特性，进而分析该翼型在此桨叶剖面处能否满足旋翼性能需求。图8给出了NACA0012翼型的“α-Ma平面升阻比等高线”，该等高线图可以通过翼型风洞实验数据获得，也可以通过数值模拟计算获得。因为此处采用的是NACA0012标准翼型，等高线中的气动数据是经过普遍认可的风洞实验数据。图中给出了最大升力系数CLmax线、最大升阻比（L/D）max线、零升阻力发散马赫数Mdd0、阻力发散迎角αcd0以及全部飞行状态下，不同α-Ma组合的升阻比L/D。对于新设计的旋翼翼型剖面，其工作的α-Ma组合应基本上位于图8中间具有较高L/D的三角形最佳工作区域（图中（L/D）max线附近的用蓝色虚线椭圆示意的红色区域）。当然，对于新翼型设计而言，希望L/D较大的三角形区域尽可能大，但要全面扩大该区域却是困难的。为此，需要根据目标直升机型号的具体性能和使用要求（如最大拉力能力、最大悬停效率等），有针对性地提出翼型设计指标改进和提升的方向，并据此开展新翼型设计。考虑到X2TD验证机大速度前飞的特点，本文将高L/D作为翼型设计的标准。

为分析X2TD高速直升机旋翼翼型设计指标，本文围绕X2TD技术验证机高速飞行的任务需求，开展v = 250、280、310、340、390、410、430、463 km/h等速度下的基准旋翼全方位角/径向位置的翼型气动特征计算，并将每个剖面翼型的计算结果置入“α-Ma平面L/D等高线”图（图9～图11）。图中黑色“+”表示下旋翼翼型剖面的一个工作点，蓝色“*”表示上旋翼翼型剖面的一个工作点。根据“+”“*”在图中所处位置即可直观判定该翼型是否满足使用要求。若满足，则表示该翼型的气动指标符合设计要求；若不满足，则需从CLmax、(L/D)max、Mdd0、αcd0等方面着手判定该翼型设计指标要提升的方向和量值。

图9给出的是在桨叶内侧0.2R、0.3R处剖面翼型“α-Ma平面L/D等高线”图。可以看出，对于桨叶内侧剖面来说，由大前进比引起的后行桨叶内段处于反流区内，且随着前进比的增加反流区增大，反流区面积远超过常规构型直升机。因此，在高速直升机旋翼桨叶内段翼型设计中，应充分考虑反流区的影响，并尽可能地降低气流反向流动时的翼型阻力系数。由于ABC旋翼为刚性桨叶，为满足桨叶刚度设计需求，桨叶根部剖面厚度不宜太薄。所以应该在满足桨叶刚度需求的情况下，尽量减小翼型厚度，最大可能地同时减小翼型正、反向流动时候的阻力。对于前行侧桨叶内侧剖面，绝大多数工作点处于翼型最佳L/D区，说明NACA0012翼型的相关气动特性技术指标已经能够满足前行侧内段该站位桨叶需求。综合考虑后行侧翼型对厚度和阻力的强需求，可以在NACA0012翼型的基础上选择适度降低CLmax、Mdd0、(L/D)max等气动特性指标，而重点减小反向流动时的翼型阻力。

图9 桨叶根部翼型工作环境Fig.9 Aerodynamic conditionsof airfoil at inner blade

图10 桨叶主升力段翼型工作环境Fig. 10 Aerodynamic conditions of airfoil at main blade

从图10（r =0.5R，0.6R）可以看出，反流区内的工作点逐步减少，所以此处不需要再布置双钝头翼型，而是布置常规的尖后缘翼型，从而保证旋翼的悬停和前飞性能。该段多数工作点都位于有效区域内，且基本位于翼型最佳L/D区域。Mdd0亦能满足使用要求。但依然有较大一部分工作点位于翼型最佳L/D区的上方。结果表明，在旋翼中段布置的翼型在指标上可以保持和NACA0012基本接近。但是在Ma =0.5～0.7时，需要在NACA0012翼型基础上进一步提升翼型(L/D)max和中等迎角时的L/D。有效技术途径是进一步减小翼型在中等马赫数、中等迎角时的阻力系数。

从图11（r =0.80R、0.95R）可以看出，绝大多数工作点位于有效区域内，但几乎都偏离较佳工作区域，一部分工作点甚至超过Mdd0。结果表明：布置在该处的翼型需要在NACA0012的基础上大幅提升小迎角时的升阻比，并大幅减小翼型阻力。而且该处的翼型Mdd0需要在NACA0012的基础上大幅提升。例如r =0.95R处翼型的Mdd0应该不小于0.85，而在r =1.00R处的翼型预估应该Mdd0≥0.90，有效的途径是降低翼型的厚度，并且保持翼型较小的弯度。

综合考虑不同前飞速度的X2TD高速直升机基准旋翼流场分析结果与桨叶剖面翼型气动特性分析结果，翼型设计应满足如下要求：

1）桨叶根部：选择或设计双钝头厚翼型，在满足桨叶刚度设计要求的基础上最大可能地同时减小翼型正向流动和反向流动时候的阻力。

2）过渡段：选择或设计传统的尖后缘翼型，并保持较大厚度，使得根部双钝头厚翼型到主升力段先进专用旋翼翼型之间光滑过渡，并在NACA0012的基础上，适当提高中等马赫数、中等迎角状态时候的L/D。