董振興，高亞東，王華明

(南京航空航天大學(xué)直升機(jī)旋翼動力學(xué)重點實驗室，江蘇南京 210016)

0 引言

無尾槳概念(NOTAR)是直升機(jī)技術(shù)的新發(fā)展，它改變了傳統(tǒng)的尾槳設(shè)計概念，利用環(huán)量控制尾梁提供旋翼反扭矩所需的力，從而取消尾槳，從根本上解決尾槳給直升機(jī)帶來的各種問題。其結(jié)構(gòu)簡單，安全性好，改善了可靠性和維護(hù)性，減少了直升機(jī)的振動和噪聲，使乘坐舒適性得到改善。

環(huán)量控制由邊界層控制發(fā)展而來，指的是后緣為圓弧形的翼型后部上表面開縫，從縫中噴出氣流，挾帶著上面的氣流繞后緣流動，直到后緣附近某點分離，這樣在該翼型上形成環(huán)量，產(chǎn)生升力。普通翼型的上表面氣流不可能繞過尖削后緣，而是在后緣分離。環(huán)量控制翼型后緣為圓弧形，圓柱［1-2］就是這種翼型的特例。無尾槳直升機(jī)，就采用了環(huán)量控制技術(shù)。這種直升機(jī)的機(jī)身為圓柱或近似為圓柱，以旋翼的尾流為來流，在機(jī)身上引出壁面噴流后，產(chǎn)生一側(cè)向力以平衡旋翼的扭矩，從而取代了尾槳，簡化了直升機(jī)的設(shè)計。

1 計算模型

1.1 建立幾何模型

MD520N是一架技術(shù)成熟的無尾槳直升機(jī)，它采用的環(huán)量控制尾梁縫隙寬度與尾梁直徑之比h∶D=0.009，縫隙長度與旋翼直徑之比為 0.18。參照該機(jī)型數(shù)據(jù)以及文獻(xiàn)［3］，建立本文的計算模型。模型的主要參數(shù)如表1所示。

表1 旋翼及尾梁模型主要參數(shù)

動量源方法［4］是把槳葉對氣流的作用以動量源的形式來表示，并忽略槳葉附近流場的細(xì)節(jié)特征，把周期性流動通過時間平均轉(zhuǎn)化為“準(zhǔn)定?！绷鲃?。在保證旋翼下洗流流場本質(zhì)屬性的前提下，上述方法舍去求解旋翼槳葉周圍流場的流動細(xì)節(jié)給計算精度提出的高要求。同時，由于用圍繞整個槳盤的網(wǎng)格來取代圍繞槳葉的貼體網(wǎng)格，減小了網(wǎng)格生成難度和網(wǎng)格數(shù)目，有效節(jié)省了計算時間。確定動量源項需要通過配平獲得，根據(jù)力平衡關(guān)系得到輸入?yún)?shù)并加入到自定義函數(shù)中，實現(xiàn)動量源項的模擬。一般計算流程如下:已知旋翼的轉(zhuǎn)速、來流速度和槳葉幾何參數(shù)，使用葉素理論求出槳葉微段在剖面坐標(biāo)系下的升力、阻力，然后通過坐標(biāo)變換，把槳葉微段在剖面坐標(biāo)系下的受力情況轉(zhuǎn)化為在計算域坐標(biāo)系下的受力情況，得到槳盤前后的壓力差，即為動量源。本文采用動量源方法模擬旋翼下洗流流場，旋翼槳葉將由槳盤模型(圓盤)代表，即通過槳盤對流場力的作用來模擬旋翼槳葉對流場影響。由于本文主要研究環(huán)量控制尾梁的工作原理，以及風(fēng)洞和旋翼下洗流中動量系數(shù)、縫隙幾何參數(shù)等對尾梁氣動力的影響，所以工作重點是建立環(huán)量控制尾梁分析模型，對機(jī)身則進(jìn)行了適當(dāng)?shù)暮喕幚?。除此之外，為減少后期網(wǎng)格劃分工作量，降低網(wǎng)格生成難度，本文對幾何模型作了合理簡化:

1)對尾梁的簡化處理。把真實的尾梁簡化為一個圓柱體，并在適當(dāng)位置開縫。由于噴氣錐側(cè)向噴氣，產(chǎn)生側(cè)向力，且處于尾梁尾部對環(huán)量控制影響不大，所以未在模型上構(gòu)建。

2)對旋翼的簡化處理。把真實的五片槳葉簡化為一個等半徑的作用盤，除去中間槳轂部分，在計算時向槳盤的面網(wǎng)格單元載入動量源項。

利用三維設(shè)計軟件CATIA建立機(jī)體模型，主要采用曲面造型設(shè)計和分塊設(shè)計兩大模塊來完成，最后封閉成一個實體，再檢查連續(xù)性，避免出現(xiàn)開口，生成模型如圖1所示。

圖1 機(jī)體三維模型

1.2 建立計算域

為了更好地模擬尾梁氣動特性，本文建立了一個長為10m，半徑為2m的圓柱形計算域。為了減少網(wǎng)格數(shù)量，提高計算效率，把圓柱形計算域與機(jī)身之間的區(qū)域分為4個部分，從外到里分兩層，外層為一個區(qū)域，內(nèi)層從前到后依次為入口段、中間段與出口段。

1.3 劃分網(wǎng)格

為了簡單而準(zhǔn)確地滿足邊界條件，首先生成貼體(單域)計算網(wǎng)格，即附面層網(wǎng)格，然后分區(qū)域劃分體網(wǎng)格，即根據(jù)外形特點將總體流場分成若干子域，對每個子域分別建立網(wǎng)格。本文中機(jī)身和尾梁表面(不含縫隙)采用非結(jié)構(gòu)三角形網(wǎng)格，縫隙處采用四邊形結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，兩側(cè)小三角面采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，旋翼用一圓盤來代替，在圓盤上劃分結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，除去中間槳轂部分，體網(wǎng)格從內(nèi)向外逐塊生成，首先生成縫隙噴口處小體的結(jié)構(gòu)六面體網(wǎng)格，然后生成內(nèi)層小體的非結(jié)構(gòu)四面體體網(wǎng)格，最后是中間層和外層的結(jié)構(gòu)六面體網(wǎng)格，從而完成整個計算域網(wǎng)格。體網(wǎng)格生成需要花費較多時間，需進(jìn)行初始化與細(xì)化等操作，完成后約為216萬體網(wǎng)格。

2 計算結(jié)果及分析

本文采用k-ε湍流模型，由于旋翼下洗流速度不高，考慮氣流粘性影響，計算時控制方程采用了定常、不可壓、有粘的納維爾-斯托克斯方程［5］，將動量源程序?qū)氲紽LUENT軟件中模擬旋翼下洗流，根據(jù)下洗流的速度改變縫隙的噴氣速度，即改變動量系數(shù)，得到了尾梁模型上氣動力隨縫隙數(shù)目、大小和位置、動量系數(shù)等基本參數(shù)的變化情況。

2.1 表面壓力分布

圖2給出無環(huán)量控制(縫隙不噴氣，Cμ=0)時尾梁壓力分布曲線。曲線1表示通過勢流理論計算的結(jié)果。曲線2和3分別為模擬旋翼下洗流和風(fēng)洞流場中尾梁表面壓力分布。由于尾梁表面分離區(qū)壓力基本保持不變，曲線平坦，曲線端點就是分離點。從風(fēng)洞中尾梁表面壓力分布曲線可知分離點大約在75°附近，而在旋翼下洗流中的壓力分布曲線上，分離點分別在150°和240°附近。從圓柱體邊界層分離理論可知，分離點位置不但與雷諾數(shù)有關(guān)，還與模型表面粗糙度和來流紊流度有關(guān)。實際旋翼下洗流不是垂直下降的，而是螺旋下降的極不穩(wěn)定的氣流，其紊流度很高，盡管雷諾數(shù)較低，但紊流使尾梁表面邊界層在分離前就已經(jīng)由層流過渡到紊流，使分離點后移，引起負(fù)壓增大，因而圖2中曲線2的最高點(駐點)并不在0°，而是在10°左右，這是由于旋翼下洗流并不是垂直下降的，而是呈螺旋形斜向下打到尾梁上，相對尾梁頂部存在大約10°的夾角，使分離點推遲10°，即分離點距前駐點140°。

圖2 尾梁表面壓力分布

圖3 有環(huán)量控制時尾梁截面附件流場流線圖

圖3為尾梁附近流場流線，從圖中看出當(dāng)有環(huán)量控制時，縫隙噴出氣流給尾梁表面氣流增加能量，使氣流大量流向尾梁未開口的一側(cè)，局部負(fù)壓大大提高，分離點后移，造成尾梁兩側(cè)壓力分布不對稱;處于90°一側(cè)的尾梁表面負(fù)壓顯著增加，而另一側(cè)變化不大，從而在尾梁上產(chǎn)生指向負(fù)壓較大一側(cè)的側(cè)向力。其中，尾梁尾部的環(huán)量控制效率低于中部。在尾梁與機(jī)身的結(jié)合處氣流分離嚴(yán)重，對旋翼下洗流干擾嚴(yán)重，導(dǎo)致單縫隨方位角變化時，尾梁氣動力變化劇烈，環(huán)量控制效率較低。因而，環(huán)量控制效率沿尾梁從前到后的順序先逐漸變高后逐漸變低，同時也決定了單縫不適合工程應(yīng)用。

2.2 動量系數(shù)的影響

從圖4中C1隨Cμ的變化曲線可以看出，同前期風(fēng)洞流場中相似，處于旋翼下洗流內(nèi)的尾梁的升力(側(cè)向力)系數(shù)C1隨動量系數(shù)Cμ的增大而增大，開始曲線斜率較大，當(dāng)Cμ＞0.4時逐漸變得平緩，綜合考慮阻力系數(shù)和升阻比后得出最優(yōu)動量系數(shù)Cμ大約在0.4附近，此時環(huán)量控制效率最高。該規(guī)律與麥道公司的風(fēng)洞實驗結(jié)果［6］相符。

2.3 縫隙幾何參數(shù)的影響

對于旋翼下洗流中縫隙大小和位置對環(huán)量控制尾梁氣動力的影響如圖5中所示，縫隙寬度越大，升力系數(shù)越小，且與風(fēng)洞中單縫最佳位置不同，在旋翼下洗流流場中，單縫開在140°方位時升力系數(shù)最大，環(huán)量控制效果最好，該結(jié)論與文獻(xiàn)［7］研究結(jié)果相符。

圖5 升力系數(shù)隨方位角變化的曲線

前期的研究發(fā)現(xiàn)，風(fēng)洞中最佳雙縫位置之間的夾角是60°，旋翼下洗流中氣流速度與尾梁縱向?qū)ΨQ面的夾角的影響可看作是縫隙位置的影響，可按照這個夾角以及縫隙方位角由小到大的順序，縫隙寬度前小后大的布置方式建立模型。改變縫隙的位置，計算雙縫在不同位置時尾梁氣動力的變化。圖6表示升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比隨雙縫方位角變化規(guī)律，其中橫坐標(biāo)是第一條縫的方位角。當(dāng)?shù)谝粭l縫位于140°，即雙縫方位角分別為80°和140°時，升力系數(shù)Cl最大，此時升阻比Cf也最大。麥道公司無尾槳直升機(jī)MD520N的環(huán)量控制尾梁雙縫正是這兩個值［3］。由此確定在旋翼下洗流中雙縫最佳方位角為80°和140°。

圖6 升、阻力系數(shù)和升阻比隨雙縫方位角變化的曲線

3 結(jié)論

本文主要研究了處于旋翼下洗流中的環(huán)量控制尾梁的氣動特性，以及動量系數(shù)、縫隙幾何參數(shù)等對尾梁側(cè)向氣動力的影響。

1)通過仿真計算，并與以往實驗對比，環(huán)量控制尾梁最佳動量系數(shù)在0.4附近。

2)對于單縫，最佳方位角為140°;對于雙縫，雙縫的最佳位置為80°和140°。

3)雙縫環(huán)量控制效率比單縫高，適用于工程應(yīng)用。按方位角從小到大的順序，縫隙寬度采用前小后大方式布置時，環(huán)量控制效率明顯大于前大后小的布置方式。

［1］Sun M，Pai S I.Aerodynamics force calculations of an elliptical circulation control airfoils［J］.J of Aircraft，1996，23(9):679-680.

［2］Ghee T A ，Leishman J G.Unsteady circulation control aerodynamics of a circular cylinder with periodic jet blowing［J］.AIAA J，1992，30(2):289-299.

［3］Fisher D T.Wind Tunnel Performance Comparative Test Results of a Circular Cylinder And 50%Ellipse Tailboom for Circulation Control Ant-torque Application［D］.Thesis of Naval Postgraduate School.March，1994.7-30

［4］王博.基于CFD方法的直升機(jī)旋翼/機(jī)身流場模擬及分析［D］.南京:南京航空航天大學(xué)，2007.20-30.

［5］錢翼稷，編著.空氣動力學(xué)［M］.北京:北京航空航天大學(xué)出版社，2005.2.65-70.

［6］Logan，A H.Evaluation of a Circulation Control Tail Boom for Yaw Control［M］.Hughes Helicopters，Inc.，USARTL-TR-79-10，April 1978.10-20.

［7］Chaffin M S，Berry J D.Navier-Stokes simulation of a rotor using a distributed pressure disk method［C］.Proceedings of 51st Annual Forum of AHS，1995.25-45.