倾转旋翼机悬停状态气动干扰分析

2024-03-11李尚斌江露生林永峰

工程力学 2024年3期

李尚斌，江露生，林永峰

(中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室，景德镇 333000)

倾转旋翼机具备垂直起降和悬停能力，飞行速度远高于常规直升机，具有良好的任务灵活性和广泛的用途。

悬停作为倾转旋翼机一种重要飞行状态，其旋翼/机身干扰对气动性能有重要影响。国外，针对V-22 等机型开展了系统研究，包括孤立旋翼气动特性、桨叶表面压力及载荷研究[1-2]、旋翼/机翼气动干扰特性研究[3-5]、全机悬停/过渡/前飞等典型状态气动特性研究[6-9]以及全机气弹综合特性研究[10-11]等。国内，旋翼类飞机的研究主要集中在螺旋桨飞机[12-13]、直升机[14]和旋翼无人机[15-16]，对于倾转旋翼机，采用动量源法、自由尾迹法或CFD 方法对孤立旋翼气动特性及旋翼/机身干扰开展了一定的数值研究[17-20]；针对孤立旋翼性能、噪声特性进行了试验研究[21-22]。国内研究主要集中在数值模拟方面，试验研究相对偏少，悬停状态的研究大多是针对机翼不偏转或襟翼偏转状态。鉴于此，该文开展了悬停状态气动干扰风洞试验和数值模拟研究。试验中，测量了悬停状态下的旋翼升力和扭矩以及半模机翼的气动力。采用运动嵌套网格方法，通过求解N-S 方程对机翼倾角0°和90°两种状态进行数值模拟，结果表明：不考虑机身气动力时，孤立旋翼、机翼攻角0°和机翼攻角90°三种状态下旋翼气动特性差异不明显；考虑机身气动力时，机翼倾角0°时，机身产生可观的向下气动力，单片桨叶和机身出现强烈非定常气动特性。

1 试验设备

对主要试验设备简介，包括风洞、模型、测量设备、数据采集和支撑系统。

试验在中国直升机设计研究所旋翼动力学重点实验室进行，试验风洞为8 m×6 m 开口低速直流式风洞。该风洞风速范围为5 m/s～50 m/s，局部气流偏角Δα≤0.5°、Δβ≤0.5°，湍流度ε≤0.5%，适合直径4 m 以下的旋翼悬停和前飞试验。

模型主要包括旋翼模型和机身模型。旋翼模型为万向铰型式，俯视逆时针，桨毂半径0.22 m，桨叶半径2.2 m，桨叶片数为3。机身模型为半模模型，参考了V22 外形，按1∶5.2636 缩比得到，出于减重考虑，去除了机腹并对机头进行了修改，主要由对称板、主机身、平垂尾和机翼组成，长2.6549 m、宽1.3280 m、高0.9276 m。

数据测量设备包括旋翼六分量天平、扭矩天平以及机翼六分量天平，六分量天平均为力传感器组装成的合式天平，载荷由应变式力传感器及压电晶体传感器组成的测力器来测量，旋翼扭矩由扭矩传感器测量。

数据采集为基于LX 总线的分布式模块化EX1629系统，单台为48 通道，能对天平信号进行实时选代解算得到六个分量。

包括旋翼和机身两套支撑系统。旋翼支撑系统为α 机构，能实现俯仰角和偏航角的控制，由1 台180 KW 电机连接，能驱动旋翼旋转和旋翼轴倾转，电机转速由变频器控制，用以控制旋翼旋转速度和倾转速度，旋翼轴倾转的角度控制由专用控制系统控制，可以实现任意角度的倾转定位；机身支撑系统为随动机构，和旋翼支撑系统各自独立，能实现水平和垂直两个方向上的运动，以确保旋翼倾转时旋翼/机身相对位置不变。图1 为机翼攻角0°，悬停状态试验装置图。

图1 试验装置图Fig.1 Testing equipment

2 数值模拟

2.1 计算网格

计算网格采用结构运动嵌套网格，包括桨叶网格、机身网格和背景网格。桨叶网格为C 型网格，采用基于Poisson 方程的椭圆方程生成，周向、法向和径向的网格数量为153×49×105，第一层网格距物面的距离为1×10-5倍弦长；机身网格数量为5.18×106；背景网格为笛卡尔网格，在旋翼/机身处进行了加密，整个背景网格数量为1.33×106。

2.2 计算方法

直角坐标系下，以三维可压非定常N-S 方程组的守恒积分形式作为主控方程：

式中：

ρ 为密度； (u,v,w) 速度分量；e为单位质量气体的总能量； ∂V为某一固定区域V的边界；n为边界的外法向量。为封闭N-S 方程，引入状态方程：

以上各式其他符号详细描述见文献[23]。

湍流模型采用一方程SA 模型，该模型是依据经验、量纲分析和对分子黏性的选择性依赖得到涡黏性系数的输运方程，既不需要分成内外层模式、壁面模式和尾流模式，又不需要推导涡黏性系数的精确的输运方程，而是采用近似的输运方程，相对于两方程湍流模型的计算量小，并具有较好的中等分离流动模拟能力，精度和效率较高，在工程实践中得到了广泛的运用。

离散格式为Jameson 二阶中心差分格式，为了避免了数值振荡，加入了由二阶、四阶混合导数组成人工黏性项。

时间推进为LU-SGS 格式，为提高非定常计算的效率，还耦合使用了双时间方法，物理时间步过大容易带来数值误差，为了保证一定精度和分辨率以及计算效率考虑，物理时间步长取旋翼旋转0.25°方位角所需时间。

物面采用无滑移边界条件，即流体与物面的相对速度为零；远离机翼和旋翼的远场背景网格采用Riemann 不变量的远场边界条件。

2.3 算法验证

为了确保试验数据的准确性，进行了标定和重复性试验。旋翼扭矩天平标定公式、旋翼和机翼六分量天平标定公式如下：

式(3)中：Q/(N·m)为扭矩天平测得的扭矩；ΔU为扭矩应变片测得的电压差值；式(4)中左边为三个方向的力以及力矩，右边为各项系数，具体见表1；式(5)中左边表示与初读数的差值，右边表示各应变片测得的电压。三个天平应变片所测电压以10 µV 表示1 个单位。

表1 天平标定系数表Table 1 Balance calibration coefficient

表1 为天平标定系数表，包括旋翼天平和机翼天平，计算迭代不少于7 次。扭矩天平标定正确度为0.22%，精密度为0.07%；旋翼天平和机翼天平力标定正确度为0.2%，精密度为0.05%，力矩标定正确度为0.3%，精密度为0.05%。表2 为桨叶总距16°、机翼攻角0°、桨尖马赫数0.437 状态的重复性试验结果，从表2 中可知各测量值重复性相对误差均在0.5%以下。

表2 重复性试验Table 2 Repeatability test results

采用试验模型依据试验状态对算法进行验证，包括孤立旋翼悬停状态和旋翼/机身悬停状态。

图2 为悬停状态试验模型扭矩系数随拉力系数变化图，机翼攻角0°，桨尖马赫数为0.437。图2中“半模模型旋翼+试验”表示半模试验状态，拉力为旋翼拉力减去机翼升力(定义机翼升力方向向下为正，和升力方向定义相反)；“半模模型旋翼+计算”表示半模计算状态，拉力为旋翼拉力减去机翼升力。从图2 中可以看出，对于旋翼气动力，计算结果和试验结果总体保持一致。

图2 试验模型扭矩系数随拉力系数变化图Fig.2 CQ changing with CT of test model

图3 为试验模型机翼升力系数随旋翼拉力系数变化图，机翼升力系数计算时，参考速度为旋翼桨尖速度，参考面积为旋翼桨盘面积。从图3可以看出，对于机翼气动力，计算结果和试验结果总体保持一致。

图3 试验模型机翼升力系数随拉力系数变化图Fig.3 CL of wing changing with CT of test model

从图2 和图3 可以看出，对于旋翼和机翼气动力，计算结果和试验结果总体保持一致，存在的差异主要原因有两个：1)桨毂系统、动力系统和天平系统实际外形复杂，计算对各系统进行了简化处理；2)试验模型机身和机翼是分离设计，之间有机械间隙，存在一定的气流绕流。经上述分析，判定计算方法可信。

3 计算结果分析

为了能反映真机状态气动特性，以 V22 为参考，采用半模对称边界条件，对全尺寸模型真机运行状态进行模拟。旋翼直径11.58 m，翼展13.96 m，弦长2.56 m，机翼无上反和前掠，安装角为0°，桨尖马赫数0.708。

结果分析中涉及拉力系数CT、升力系数CL、扭矩系数CQ、压力系数CP和悬停效率FM的计算，具体公式如下：

式中：T/N 为拉力；L/N 为升力(定义方向向下为正)；Q/(N·m)为旋翼扭矩；Ω/(rad/s)为旋翼转速；ρ/(kg/m3)为空气密度；P/Pa 为当地压力；P∞/Pa 为无穷远压力。

3.1 气动力分析

图4 为扭矩系数随拉力系数变化图，图5 为悬停效率随拉力系数变化图，图6 为机身升力系数随旋翼拉力系数变化图。图4～图6 中旋翼桨尖马赫数均为0.708，数据为旋翼旋转一圈的平均值。图4 和图5 中“机翼攻角0°+”表示机翼攻角0°状态，拉力为旋翼拉力减去机身升力；“机翼攻角90°+”表示机翼攻角90°状态，拉力为旋翼拉力减去机身升力。从图4 和图5 可以看出，不考虑机身升力时，机身对旋翼总体性能影响不明显；考虑机身升力时，在机翼攻角0°时，全机悬停效率大幅降低；从图6 看出，当机翼攻角0°时，机身升力随旋翼拉力增大而增大，当机翼攻角90°时，机身升力小。

图4 扭矩系数随拉力系数变化图Fig.4 CQ changing with CT

图5 悬停效率随拉力系数变化图Fig.5 FM changing with CT

图6 机身升力系数随拉力系数变化图Fig.6 CL of fuselage changing with CT

表3 为旋翼拉力系数与机身升力系数对比，表中φ7表示以0.7r/R处弦长为参考的桨叶总距。从表3 中可以看出，机翼攻角0°时，机身向下力与旋翼拉力平均比值为18.20%，导致全机悬停效率大幅降低；机翼攻角90°时，机身向下力与旋翼拉力平均比值为0.4%。这对机翼悬停状态姿态设计、桨叶气动设计以及指标提出能提供一定参考。

表3 拉力系数与机身升力系数对比Table 3 Comparison between CT and CL of fuselage

选取桨叶总距12°状态分析气动力非定常特性。图7～图10 分别为单片桨叶拉力系数、旋翼拉力系数、旋翼扭矩系数和机身升力系数随方位角变化图，定义桨叶处于机翼正上方时为0°方位角，方向同旋翼转向一致，具体见图7。从图7 可以看出，对于单片桨叶非定常特性明显；从图8和图9 可以看出，对于旋翼拉力系数和旋翼扭矩系数，机翼攻角0°时的非定常特性强于机翼攻角90°时状态；从图10 可以看出，机翼攻角0°时的向下气动力明显大于机翼攻角90°时状态，均有明显非定常性。

图7 单片桨叶拉力系数随方位角变化图Fig.7 CTB of single blade changing with azimuth

图8 拉力系数随方位角变化图Fig.8 CT changing with azimuth

图9 扭矩系数随方位角变化图Fig.9 CQ changing with azimuth

图10 机身升力系数随方位角变化图Fig.10 CL of fuselage changing with azimuth

表4 为机翼攻角0°、90°两种状态，各部件拉力/升力系数和扭矩系数的平均值与动态值对比表，平均值指旋翼旋转一圈平均值，动态值指与平均值差值的最大值的绝对值。从表4 可以看出，0°机翼攻角时，对于单片桨叶，拉力系数动态值大，动态值与平均值比为9.8%；对于旋翼，拉力系数和扭矩系数动态值较小；对于机身，0°机翼攻角动态值与平均值比为18.38%，90°机翼攻角动态值与平均值比大，但其平均值小。这些结果对强度寿命评估能提供一定参考。

表4 平均值与动态值对比Table 4 comparison between average value and dynamic value

3.2 流场分析

选取桨叶总距12°状态分析流场，图11～图16均由方位角0°数据绘制获得。

图11 机翼0°攻角下y 向速度云图Fig.11 Vy cloud diagram at α=0°

图11 为机翼0°攻角(α)下y向速度(Vy)云图、图12 为机翼90°攻角下y向速度云图，云图位置均为过旋翼中心且与x轴垂直的平面，图11 和图12中Vtip表示桨尖切向速度。从图11 可以看出，气流在对称面存在明显的向上速度，这是由于下洗流受到机翼机身的阻挡，改变流向向对称面流动，相遇后再次改变方向向上流动；从图12 可以看出，机翼倾转90°后，对称面上向上速度明显减小，但受机身影响，也存在较小的向上速度。