馬奕揚(yáng)，招啟軍

南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016

在直升機(jī)前飛速度和旋翼旋轉(zhuǎn)速度的綜合作用下，直升機(jī)槳葉在前行側(cè)(跨聲速區(qū))和后行側(cè)(低速區(qū))分別面臨著不同的來(lái)流條件。為了避免由此帶來(lái)的較大滾轉(zhuǎn)力矩，后行槳葉總是處在迎角較大的狀態(tài)下，而前行槳葉的迎角則較小。迎角的這一周期性變化會(huì)引起復(fù)雜的非定常動(dòng)態(tài)失速現(xiàn)象，動(dòng)態(tài)失速會(huì)導(dǎo)致阻力系數(shù)、力矩系數(shù)的突增以及較大的俯仰力矩和振動(dòng)載荷的產(chǎn)生[1]，從而嚴(yán)重制約著直升機(jī)氣動(dòng)性能和飛行速度的提高。

近年來(lái)，尋找能在不同飛行條件下提高旋翼性能的控制技術(shù)逐漸成為熱點(diǎn)。傳統(tǒng)的被動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)，包括槳葉幾何外形優(yōu)化、固定前緣條等，很難同時(shí)滿足對(duì)前行槳葉壓縮性以及后行槳葉失速特性的不同要求。因此，主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)逐漸成為目前直升機(jī)旋翼技術(shù)的一個(gè)重要領(lǐng)域，例如動(dòng)態(tài)前緣、合成射流技術(shù)[2]以及后緣小翼(TEF)控制等。其中，主動(dòng)控制后緣小翼技術(shù)由于其結(jié)構(gòu)緊湊、重量輕、需用功率小、帶寬高的特點(diǎn)[3]，根據(jù)不同的需求，每片槳葉后緣處可以設(shè)計(jì)一片或多片后緣小翼，從而增加控制的自由度，通過(guò)控制小翼合理的偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生附加的氣動(dòng)力/力矩，影響旋翼的流場(chǎng)與氣動(dòng)彈性響應(yīng)，實(shí)現(xiàn)多樣化的控制目標(biāo)，例如抑制振動(dòng)及噪聲、提高旋翼性能以及增加旋翼的動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性。相比于其他旋翼主動(dòng)控制方法，后緣小翼主動(dòng)控制系統(tǒng)可以將其完全鑲嵌于槳葉內(nèi)部，不會(huì)增加額外的氣動(dòng)阻力。此外，TEF與旋翼基礎(chǔ)操縱系統(tǒng)相互獨(dú)立，TEF系統(tǒng)發(fā)生故障時(shí)不至于危及直升機(jī)的飛行控制安全。

在試驗(yàn)研究方面，Hassan等[4]開(kāi)展了帶后緣小翼的HH-06和HH-10兩個(gè)翼型的風(fēng)洞試驗(yàn)，研究結(jié)果表明，小翼偏置的尺寸對(duì)翼型俯仰力矩和阻力影響顯著。2000年，Boeing公司、NASA和美國(guó)陸軍(Army)等機(jī)構(gòu)組成的團(tuán)隊(duì)進(jìn)行了SMART (Smart Material Actuated Rotor Technology)旋翼試驗(yàn)和全尺寸的后緣小翼智能旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)，驗(yàn)證了主動(dòng)控制后緣小翼在降低旋翼振動(dòng)噪聲，提高氣動(dòng)性能等方面的能力。歐洲直升機(jī)公司(Eurocopter)的ADASYS旋翼項(xiàng)目于2005年9月8日在德國(guó)實(shí)現(xiàn)了后緣小翼智能旋翼直升機(jī)的首次試飛，標(biāo)志著后緣小翼旋翼技術(shù)研究達(dá)到了一個(gè)新高度[5-6]。2009—2011年，Eurocopter進(jìn)行了名為Blue Pulse[7]的新一輪帶后緣小翼智能旋翼的直升機(jī)飛行試驗(yàn)，此次試驗(yàn)的驗(yàn)證機(jī)以EC145直升機(jī)為原型。與ADASYS驗(yàn)證機(jī)相比，可以選擇使用單片小翼或者多片小翼，在抑制振動(dòng)和噪聲的同時(shí)，提高直升機(jī)“地面共振”、空中共振的穩(wěn)定性。

早期的計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法的計(jì)算精度和計(jì)算機(jī)能力有限，CFD方法不足以取代風(fēng)洞試驗(yàn)或飛行試驗(yàn)。隨著計(jì)算方法的改進(jìn)和計(jì)算機(jī)運(yùn)行速度的提升，CFD方法逐漸被用于帶后緣小翼翼型及旋翼的研究中。Shen[8]、Straub[9]和Mishra[10]等通過(guò)數(shù)值模擬研究了后緣小翼對(duì)旋翼振動(dòng)水平和氣動(dòng)特性的影響，發(fā)現(xiàn)后緣小翼在高階信號(hào)的輸入下，能夠降低旋翼的振動(dòng)水平，同時(shí)提升旋翼的氣動(dòng)性能。Mishra等[11]通過(guò)CSD/CFD耦合的數(shù)值模擬方法，驗(yàn)證了后緣小翼在緩解旋翼動(dòng)態(tài)失速上的潛力。Jain和Ravichandran等[12-13]研究得出通過(guò)適當(dāng)偏轉(zhuǎn)后緣小翼，可以調(diào)節(jié)槳葉剖面的氣動(dòng)特性，對(duì)較小的載荷進(jìn)行再分配更有利于提升大速度情況下旋翼的氣動(dòng)特性，但尚未開(kāi)展系統(tǒng)性的參數(shù)影響分析。

國(guó)內(nèi)方面，劉洋和向錦武[14]利用CFD方法及動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)對(duì)帶后緣小翼的二維翼型動(dòng)態(tài)失速特性進(jìn)行了仿真，證實(shí)了后緣小翼可以對(duì)動(dòng)態(tài)失速起到一定的延緩作用，但尚未拓展到三維旋翼應(yīng)用上。馬奕揚(yáng)等[15]針對(duì)后緣小翼的典型運(yùn)動(dòng)參數(shù)對(duì)旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速特性的控制進(jìn)行了研究，但尚未開(kāi)展后緣小翼對(duì)三維旋翼氣動(dòng)特性的控制機(jī)理和參數(shù)分析。

盡管先期的試驗(yàn)和數(shù)值研究已表明后緣小翼在提升旋翼氣動(dòng)性能和控制動(dòng)態(tài)失速方面有很大的應(yīng)用潛力，但目前關(guān)于后緣小翼提升旋翼氣動(dòng)特性的系統(tǒng)性參數(shù)分析研究依然缺乏。一方面,建立一套高精度的CFD方法存在挑戰(zhàn)，具體原因是：首先，后緣小翼空間位置的不斷變化對(duì)貼體網(wǎng)格生成提出了很高的要求。其次，由于槳葉存在多種運(yùn)動(dòng)耦合，變形網(wǎng)格方法會(huì)出現(xiàn)網(wǎng)格的較大畸變，需要發(fā)展可靠的運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法。此外，面對(duì)直升機(jī)在前飛流場(chǎng)中存在的激波/附面層干擾和動(dòng)態(tài)失速現(xiàn)象，需要采用高精度的CFD方法來(lái)進(jìn)行有效模擬。另一方面，后緣小翼的控制參數(shù)較多(運(yùn)動(dòng)規(guī)律、安裝位置、大小尺寸等)，不同控制參數(shù)對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的影響機(jī)理目前仍然不清楚，因此開(kāi)展系統(tǒng)性的后緣小翼參數(shù)影響分析是必要的。

本文首先基于“擾動(dòng)衍射”挖洞方法和最小距離法建立了一套圍繞帶有后緣小翼旋翼的運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法；為了提高求解精度和計(jì)算效率，將Roe-MUSCL (Roe-Monotone Upwind-centered Scheme for Conservation Laws)格式，隱式LU-SGS (Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)方法相結(jié)合，湍流模型采用二方程的k-ω剪切應(yīng)力輸運(yùn)(SST)模型。然后，通過(guò)對(duì)AH-1G旋翼和帶后緣小翼的SMART旋翼作為算例，驗(yàn)證CFD方法的有效性。最后，著重開(kāi)展對(duì)帶后緣小翼旋翼的系統(tǒng)性參數(shù)分析，在操縱量不變的情況下分別研究偏轉(zhuǎn)幅值、偏轉(zhuǎn)頻率、后緣小翼的安裝位置及寬度等參數(shù)對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的控制機(jī)理，獲得典型參數(shù)的影響特性。進(jìn)一步研究配平狀態(tài)下后緣小翼對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的影響，驗(yàn)證后緣小翼在降低旋翼的阻力系數(shù)、扭矩系數(shù)及提升升阻比上的潛力。

1 網(wǎng)格方法

1.1 翼型網(wǎng)格點(diǎn)重構(gòu)

在模擬后緣小翼控制旋翼氣動(dòng)特性的過(guò)程中，后緣小翼的運(yùn)動(dòng)規(guī)律為

δ=δ0+δmsin(2k*kt-φ0)

(1)

式中：δ為翼型后緣小翼瞬時(shí)偏轉(zhuǎn)角,當(dāng)δ為正數(shù)時(shí)，表示后緣小翼向下偏轉(zhuǎn)；δ0和δm分別為基準(zhǔn)偏轉(zhuǎn)角和偏轉(zhuǎn)幅值；k為翼型振蕩的減縮頻率，k*為相對(duì)于k的運(yùn)動(dòng)頻率；φ0為后緣小翼運(yùn)動(dòng)規(guī)律與周期變距之間的相位差。

在對(duì)網(wǎng)格修正之前，采用B樣條插值法對(duì)后緣小翼附近的網(wǎng)格點(diǎn)進(jìn)行重構(gòu)，以避免小翼上下表面附近的網(wǎng)格點(diǎn)分布過(guò)于集中或稀疏對(duì)后續(xù)網(wǎng)格生成質(zhì)量產(chǎn)生不利影響。圖1給出了后緣小翼及網(wǎng)格點(diǎn)重構(gòu)的示意圖，從圖中可以分別看出后緣小翼的偏轉(zhuǎn)點(diǎn)、振蕩中心、后緣小翼的偏轉(zhuǎn)角和翼型的迎角，同時(shí)給出了初始翼型和帶有后緣小翼翼型的網(wǎng)格點(diǎn)分布，c為翼型弦長(zhǎng)。

圖1 翼型振蕩中心和后緣小翼示意圖Fig.1 Sketch of oscillatory center of airfoil and TEF

1.2 運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法

考慮到旋翼在旋轉(zhuǎn)過(guò)程中的周期變距以及后緣小翼的周期性偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，本文發(fā)展了一套適用于帶有后緣小翼的旋翼非定常氣動(dòng)特性模擬的運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法，并以此研究后緣小翼對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的控制效果。

首先，通過(guò)求解泊松方程來(lái)獲得二維翼型各剖面的網(wǎng)格(包括帶有后緣小翼的二維翼型)，然后對(duì)各剖面網(wǎng)格進(jìn)行展向插值，得到整個(gè)槳葉的網(wǎng)格。為了更好地模擬后緣小翼對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的控制效果，展向上的后緣小翼位置需要做加密處理。槳尖部分采用繞翼型中弧線翻折策略，生成圍繞槳葉的三維C-O型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。圖2給出了帶有后緣小翼的旋翼槳葉貼體網(wǎng)格示意圖。

考慮到前飛情況，背景網(wǎng)格選取長(zhǎng)方體的笛卡兒網(wǎng)格。并且，為了更精確地模擬后緣小翼對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的控制效果，對(duì)旋翼槳葉網(wǎng)格附近的背景網(wǎng)格進(jìn)行了加密。

此外，本文采用了改進(jìn)的“擾動(dòng)衍射”挖洞方法[16]來(lái)處理槳葉網(wǎng)格與背景網(wǎng)格之間的嵌套關(guān)系。為實(shí)現(xiàn)對(duì)背景網(wǎng)格洞邊界單元的貢獻(xiàn)單元進(jìn)行快速搜尋，本文將二維最小距離法[16]推廣到三維情況，較大程度上提高了流場(chǎng)計(jì)算效率。圖3給出了本文建立的運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)示意圖。

圖2 帶有后緣小翼的旋翼槳葉貼體網(wǎng)格示意圖Fig.2 Sketch of body-fitted grids around blade of rotor with TEF

圖3 運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)示意圖Fig.3 Sketch of moving-embedded grid system

2 數(shù)值方法

2.1 非定常流場(chǎng)求解方法

綜合考慮帶有后緣小翼的前飛旋翼非定常流場(chǎng)的復(fù)雜性，本文采用非定常雷諾平均Navier-Stokes(URANS)方程模擬整個(gè)旋翼流場(chǎng)，即

(2)

式中：W為守恒變量；Fc和Fv分別為修正對(duì)流通量和黏性通量；τ和t分別為虛擬時(shí)間和物理時(shí)間；Ω為單元體的體積；S為網(wǎng)格單元的邊界。

基于控制體表面的逆變速度Vt和初始的對(duì)流通量Fc,0，修正后的對(duì)流通量Fc為

Fc=Fc,0-VtW

(3)

本文采用格心有限體積法在空間方向上進(jìn)行離散，對(duì)流通量采用Roe[17]和MUSCL格式[18]相結(jié)合的方法進(jìn)行計(jì)算，黏性通量采用Jameson二階中心差分方法求解。湍流黏性系數(shù)計(jì)算采用二方程k-ωSST湍流模型[19]。

為模擬帶有后緣小翼的旋翼流場(chǎng)非定常特性，采用雙時(shí)間方法進(jìn)行時(shí)間推進(jìn)。在進(jìn)行虛擬時(shí)間推進(jìn)時(shí)，考慮流場(chǎng)的收斂性，顯式方法的時(shí)間步長(zhǎng)要求取得較小，這降低了數(shù)值模擬的效率。針對(duì)這一問(wèn)題，本文虛擬時(shí)間步采用隱式LU-SGS格式[20]的方法進(jìn)行推進(jìn)，從而有效加大時(shí)間步長(zhǎng)，提高計(jì)算效率。此外，由于網(wǎng)格的位置、形狀均隨時(shí)間不斷變化，為了避免由于網(wǎng)格運(yùn)動(dòng)引入的額外誤差，幾何守恒律必須得到嚴(yán)格滿足。

2.2 數(shù)值方法驗(yàn)證

本文針對(duì)前飛狀態(tài)AH-1G旋翼氣動(dòng)特性進(jìn)行了模擬。AH-1G旋翼含有兩片矩形槳葉，展弦比為9.22。槳葉剖面翼型為OLS翼型，從槳根到槳尖的線性扭轉(zhuǎn)為-10°。計(jì)算狀態(tài)為槳尖馬赫數(shù)Matip=0.65, 前進(jìn)比μ=0.19, 雷諾數(shù)Re=9.73×106，旋翼操縱量的配平量為

式中：θ為周期變距；β為周期揮舞角；ψ為方位角。

圖4分別給出了槳葉不同剖面處的法向力系數(shù)Cn分布情況，r為槳葉展向位置，R為旋翼槳葉半徑。由圖可以看出，本文計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值[21]吻合良好，表明本文發(fā)展的方法能夠有效地模擬旋翼在前飛狀態(tài)下的氣動(dòng)特性。

圖4 AH-1G旋翼法向力系數(shù)的計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比Fig.4 Comparison of calculation results and experimental data of normal forces coefficients of AH-1G rotor

SMART旋翼試驗(yàn)是目前一個(gè)成功的帶后緣小翼的全尺寸旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)，文獻(xiàn)[22]中使用兩種方法對(duì)該旋翼進(jìn)行了分析，方法1為Free wake/UMARC耦合計(jì)算方法，方法2為CFD/UMARC耦合計(jì)算方法，計(jì)算文獻(xiàn)[22]的Case 2狀態(tài)。選取兩個(gè)典型剖面(小翼中部0.828R和小翼外部0.92R)，分別計(jì)算考慮到小翼偏轉(zhuǎn)對(duì)這些剖面的等效法向力的影響，驗(yàn)證本文方法計(jì)算帶小翼旋翼氣動(dòng)載荷的能力。從圖5可以看出，3種計(jì)算方法得到的等效法向力系數(shù)CnMa2結(jié)果接近，證明本文模型對(duì)帶后緣小翼的旋翼氣動(dòng)載荷計(jì)算結(jié)果是可靠的，可用于后續(xù)帶后緣小翼旋翼氣動(dòng)載荷的分析。

圖5 帶后緣小翼槳葉不同剖面的等效法向力系數(shù)比較Fig.5 Comparison of equivalent normal forces at different blade sections of rotor with TEF

3 氣動(dòng)特性控制機(jī)理及參數(shù)分析

為了獲得不同控制參數(shù)對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，避免因?yàn)樾砜偩嗪椭芷谧兙嗖倏v引起的旋翼氣動(dòng)力變化，本文首先在操縱量不變的情況下，分別研究了后緣小翼偏轉(zhuǎn)幅值、偏轉(zhuǎn)頻率、安裝位置以及寬度等參數(shù)對(duì)前飛狀態(tài)旋翼氣動(dòng)特性的影響。所研究的旋翼由兩片矩形槳葉構(gòu)成，槳葉剖面翼型為VR-12翼型，展弦比為15，無(wú)負(fù)扭轉(zhuǎn)，在0.5R～0.8R槳葉段含有25%c的后緣小翼。

3.1 偏轉(zhuǎn)幅值

首先，針對(duì)后緣小翼的偏轉(zhuǎn)幅值δm對(duì)旋翼非定常氣動(dòng)特性改善效果的影響開(kāi)展了數(shù)值研究。計(jì)算狀態(tài)槳尖馬赫數(shù)Matip=0.62，旋翼前進(jìn)比μ=0.2，旋翼槳葉旋轉(zhuǎn)一周的變距規(guī)律為：θ=10°-7°sinψ+4°cosψ。后緣小翼的偏轉(zhuǎn)幅值分別設(shè)置為5°和10°，參考帶有后緣小翼的翼型在振蕩狀態(tài)下的分析結(jié)果[15]，將后緣小翼的無(wú)量綱偏轉(zhuǎn)頻率固定為k*=1.0。

圖6為不同后緣小翼控制下旋翼氣動(dòng)特性的對(duì)比。隨著后緣小翼偏轉(zhuǎn)幅值δm的增大，旋翼拉力系數(shù)CT顯著增大，旋翼阻力系數(shù)(逆旋翼前進(jìn)方向所受合力，CD)會(huì)有一定的減少；旋翼扭矩系數(shù)CQ受后緣小翼偏轉(zhuǎn)幅值的影響較大，當(dāng)槳葉在后行側(cè)時(shí)，扭矩系數(shù)會(huì)隨δm的增大而減小，這非常有利于緩解旋翼動(dòng)態(tài)失速引起的大扭矩響應(yīng)，有助于提高直升機(jī)的前飛速度。

圖6 TEF偏轉(zhuǎn)幅值對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的影響Fig.6 Influence of TEF deflection amplitude on rotor aerodynamic characteristics

3.2 無(wú)量綱偏轉(zhuǎn)頻率

從二維旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速的后緣小翼控制分析[15]中可以看出，當(dāng)后緣小翼的無(wú)量綱偏轉(zhuǎn)頻率k*=1.0時(shí)，后緣小翼對(duì)翼型動(dòng)態(tài)失速控制的效果最好，在三維情況下控制效果是否一致需要進(jìn)一步研究。為此，本文開(kāi)展了后緣小翼的偏轉(zhuǎn)頻率對(duì)旋翼氣動(dòng)特性控制的影響。在進(jìn)行數(shù)值計(jì)算時(shí)，旋翼運(yùn)動(dòng)參數(shù)與3.1節(jié)相同，后緣小翼的偏轉(zhuǎn)幅值設(shè)置為δm=10°。

圖7分別給出了不同無(wú)量綱偏轉(zhuǎn)頻率情況下后緣小翼對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的控制效果對(duì)比?？梢钥闯?，后緣小翼頻率的增大會(huì)引起旋翼氣動(dòng)特性參數(shù)的振蕩。

圖7 TEF偏轉(zhuǎn)頻率對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的影響Fig.7 Influence of TEF deflection frequency on rotor aerodynamic characteristics

表1進(jìn)一步給出了不同TEF偏轉(zhuǎn)頻率控制下的旋翼平均氣動(dòng)力系數(shù),表中下標(biāo)aver代表參數(shù)平均值。從表中可以看出，當(dāng)k*=1.0時(shí)，旋翼的平均拉力提升最為明顯。對(duì)于旋翼產(chǎn)生的阻力系數(shù)，k*的增大使得阻力系數(shù)的振蕩頻率增大，但對(duì)旋翼平均阻力系數(shù)影響不明顯。當(dāng)k*>1.0時(shí)，隨著k*的增大，旋翼產(chǎn)生的扭矩系數(shù)振蕩明顯，且平均扭矩系數(shù)均大于k*=1.0時(shí)的控制狀態(tài)。

表1不同TEF偏轉(zhuǎn)頻率控制下的平均氣動(dòng)力系數(shù)

Table1AverageaerodynamiccoefficientsofTEFcontrolwithdifferentdeflectionfrequencies

氣動(dòng)力系數(shù)基準(zhǔn)k?=1k?=2k?=3k?=4k?=5CTaver/10-34．455．454．533．944．424．14CDaver/10-47．037．036．976．696．937．04CQaver/10-43．763．163．873．743．863．81

3.3 小翼位置

進(jìn)一步開(kāi)展后緣小翼的安裝位置對(duì)旋翼非定常氣動(dòng)特性的影響分析。旋翼運(yùn)動(dòng)參數(shù)與3.1節(jié)相同，后緣小翼的偏轉(zhuǎn)幅值和無(wú)量綱偏轉(zhuǎn)頻率分別設(shè)置為δm=10°和k*=1.0，后緣小翼的寬度設(shè)置為0.3R。

圖8分別給出了不同展向位置的后緣小翼對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的控制效果對(duì)比。可以看出，后緣小翼在槳葉不同展向位置對(duì)旋翼拉力都有較好的提升效果；隨著后緣小翼位置更接近槳尖，旋翼阻力系數(shù)和扭矩系數(shù)都顯著降低。分析原因可能是后緣小翼的安裝位置越靠近槳尖，后緣小翼所處的位置相對(duì)法向來(lái)流速度越大，抑制分離效果越明顯，從而有利于降低旋翼阻力和扭矩。

3.4 小翼寬度

以后緣小翼的寬度作為研究對(duì)象，進(jìn)一步開(kāi)展后緣小翼的寬度對(duì)旋翼非定常氣動(dòng)特性的影響分析。旋翼運(yùn)動(dòng)參數(shù)與3.3節(jié)相同，后緣小翼的偏轉(zhuǎn)幅值和無(wú)量綱偏轉(zhuǎn)頻率分別設(shè)置為δm=10°和k*=1.0，后緣小翼安裝在展向0.65R處，寬度分別設(shè)置為0.1R、0.2R和0.3R。

圖8 TEF安裝位置對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的影響Fig.8 Influence of TEF installation position on rotor aerodynamic characteristics

圖9分別給出了安裝不同寬度的后緣小翼對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的控制效果對(duì)比。從圖中可以看出，隨著后緣小翼寬度的增加，旋翼拉力系數(shù)逐漸增加；旋翼阻力系數(shù)隨著后緣小翼寬度的增加略有降低；旋翼的扭矩系數(shù)會(huì)顯著降低，因?yàn)殡S著后緣小翼寬度的增加，后緣小翼的影響區(qū)域越大。

圖9 TEF寬度對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的影響Fig.9 Influence of TEF width on rotor aerodynamic characteristics

4 有/無(wú)后緣小翼在相同拉力系數(shù)下的對(duì)比

為了進(jìn)一步驗(yàn)證后緣小翼對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的改善作用，本文在拉力系數(shù)配平的狀態(tài)下，進(jìn)行了有/無(wú)后緣小翼的旋翼前飛狀態(tài)氣動(dòng)特性的對(duì)比。

4.1 不同方位角時(shí)的旋翼氣動(dòng)特性

首先，通過(guò)上述不同參數(shù)的影響研究表明，后緣小翼的無(wú)量綱頻率k*=1.0時(shí)有較好的控制效果，為此后緣小翼的運(yùn)動(dòng)規(guī)律選擇了δ=10°sin(2k*kt)，后緣小翼安裝在距離槳轂中心0.5R～0.8R處，寬度為0.3R。

圖10給出了有/無(wú)后緣小翼的旋翼在拉力系數(shù)配平狀態(tài)下氣動(dòng)特性的對(duì)比。可以看出，當(dāng)平均旋翼拉力系數(shù)相同(CTaver=4.5×10-3)時(shí)，后緣小翼可以有效地降低旋翼的阻力系數(shù)和扭矩系數(shù)。因此，旋翼的瞬時(shí)升阻比有顯著提高。這里升阻比L/D的定義為

(4)

根據(jù)式(4)定義的升阻比，在旋翼拉力系數(shù)相同的條件下，沒(méi)有安裝后緣小翼的旋翼平均升阻比是1.72，裝有后緣小翼的旋翼的平均升阻比是1.97，提高了14%，由此可見(jiàn)，后緣小翼提高了旋翼在前飛狀態(tài)下的升阻比。

圖11進(jìn)一步給出了有/無(wú)后緣小翼的旋翼在拉力配平狀態(tài)下平均拉力系數(shù)、阻力系數(shù)和扭矩系數(shù)的對(duì)比。從圖中可以看出，在本文的計(jì)算狀態(tài)下，通過(guò)后緣小翼控制可以有效地降低旋翼的阻力系數(shù)和扭矩系數(shù)，平均阻力系數(shù)和平均扭矩系數(shù)分別降低了17%和29%。

圖10 有/無(wú)后緣小翼的旋翼在相同拉力下的氣動(dòng)特性Fig.10 Aerodynamic characteristics of rotor with/without TEF under the same tension state

圖11 有/無(wú)后緣小翼的旋翼在相同拉力下的平均氣動(dòng)特性對(duì)比Fig.11 Comparisons of average aerodynamic characteristics of rotor with/without TEF under the same tension state

4.2 槳葉不同剖面的等效法向力

圖12給出了在不同后緣小翼控制下槳葉不同剖面的等效法向力(CnMa2)分布情況?？梢钥闯?，具有后緣小翼的槳葉剖面，如圖12(a)～圖12(c)所示，法向力有顯著變化：在后行槳葉一側(cè)，后緣小翼控制下槳葉剖面法向力比基準(zhǔn)狀態(tài)有所降低；在旋翼前行側(cè)，剖面法向力相對(duì)于基準(zhǔn)狀態(tài)有明顯的增大。在靠近槳尖的槳葉剖面(無(wú)后緣小翼，如圖12(d)和圖12(e)所示)，盡管后緣小翼對(duì)剖面法向力的影響明顯減弱，但是由于在0.5R～0.8R槳葉段后緣小翼對(duì)槳葉表面三維流動(dòng)的控制作用，0.85R和0.95R剖面的法向力相對(duì)于基準(zhǔn)狀態(tài)仍有一定的變化。

4.3 槳葉不同展向位置壓力系數(shù)分布

為了進(jìn)一步分析4.2節(jié)槳葉不同剖面的等效法向力的變化規(guī)律，圖13給出了槳葉不同展向位置的壓力系數(shù)Cp分布?？梢钥闯?，具有后緣小翼的槳葉剖面段(0.5R～0.8R)翼型上下表面的壓力系數(shù)有顯著變化：剖面翼型的上下表面壓強(qiáng)差顯著增大，如圖13(a)和圖13(b)所示。在沒(méi)有后緣小翼的剖面處(0.85R)，由于后緣小翼對(duì)槳葉表面三維流動(dòng)的控制作用，剖面翼型的上下表面的壓強(qiáng)差仍然有一定的增大。當(dāng)剖面展向位置遠(yuǎn)離后緣小翼段時(shí)，后緣小翼對(duì)剖面翼型上下表面壓強(qiáng)差的影響明顯減弱，如圖13(c)和圖13(d)所示。

圖12 有/無(wú)后緣小翼槳葉不同展向位置剖面等效法向力系數(shù)對(duì)比Fig.12 Comparison of equivalent normal force coefficients at different blade cross-sections with/without TEF

圖13 不同槳葉展向位置的壓力系數(shù)分布Fig.13 Pressure coefficients distribution at different blade cross-sections

4.4 槳葉不同方位角壓力系數(shù)分布

圖14分別給出了槳葉在不同方位角處的壓力系數(shù)分布?？梢钥闯?，具有后緣小翼的槳葉剖面壓力系數(shù)分布有顯著變化：在旋翼前行側(cè)，后緣小翼控制下槳葉剖面上下表面壓強(qiáng)差相對(duì)于基準(zhǔn)狀態(tài)有明顯的增大。原因在于，按后緣小翼當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，在旋翼前行側(cè)，后緣小翼向下偏轉(zhuǎn)，翼型的彎度有顯著的增加；在后行側(cè)，后緣小翼向上偏轉(zhuǎn)，拉力會(huì)有明顯的降低，但阻力也會(huì)有明顯的下降。當(dāng)槳葉在方位角為180°和360°時(shí)，按后緣小翼當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，此時(shí)后緣小翼并沒(méi)有發(fā)生偏轉(zhuǎn)，但是因?yàn)樘幵谛砝ο禂?shù)一定的情況下，總距有所降低(降低了1.85°)，導(dǎo)致該方位角下的剖面上下表面壓強(qiáng)差有所降低。

圖14 不同方位角處的壓力系數(shù)分布Fig.14 Pressure coefficients distribution at different azimuthals

5 結(jié) 論

1) 后緣小翼可以充分發(fā)揮旋翼在前行側(cè)的升力，同時(shí)降低動(dòng)態(tài)失速過(guò)程中旋翼的阻力和扭矩系數(shù)，從而兼顧槳葉在前行側(cè)和后行側(cè)時(shí)的不同性能需求。

2) 后緣小翼運(yùn)動(dòng)頻率的增大會(huì)引起旋翼氣動(dòng)特性參數(shù)的振蕩。當(dāng)頻率增大時(shí)，后緣小翼對(duì)旋翼非定常氣動(dòng)特性的提升效果減弱。

3) 對(duì)于阻力系數(shù)和扭矩系數(shù)，隨著后緣小翼位置更接近槳尖，槳盤阻力系數(shù)和扭矩系數(shù)均有顯著降低。

4) 隨著后緣小翼寬度的增加，旋翼拉力系數(shù)逐漸增加，旋翼的扭矩系數(shù)會(huì)顯著降低，而阻力系數(shù)變化不大。

5) 配平狀態(tài)下后緣小翼可以有效降低旋翼阻力系數(shù)和扭矩系數(shù)，分別達(dá)到17%和29%。這有利于緩解旋翼動(dòng)態(tài)失速引起的大扭矩響應(yīng)，進(jìn)一步提高直升機(jī)的前飛速度。

參 考 文 獻(xiàn)

[1] YU Y H, LEE S, MCALISTER K W, et al. Dynamic stall control for advanced rotorcraft application[J]. AIAA Journal, 1995, 33(2): 289-295.

[2] ZHAO G Q, ZHAO Q J. Experimental investigations for parametric effects of dual synthetic jets on delaying stall of a thick airfoil[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2016, 29(2): 346-357.

[3] VISWAMURTHY S R, GANGULI R. Effect of piezoelectric hysteresis on helicopter vibration control using trailing-edge flaps[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2006, 29(5): 1201-1209.

[4] HASSAN A, STRAUB F, NOONAN K. Experimental/numerical evaluation of integral trailing edge flaps for helicopter rotor applications[J]. Journal of the American Helicopter Society, 2005, 50(1): 3-17.

[5] DIETERICH O, ENENKL B, ROTH D. Trailing edge flaps for active rotor control aeroelastic characteristics of the ADASYS rotor system[C]∥American Helicopter Society 62nd Annual Forum Proceedings. Alexandria, VA: The AHS International, Inc., 2006.

[6] ROTH D, ENEKL B, DIETERICH O. Active rotor control by flaps for vibration reduction-full scale demonstrator and first flight test results[C]∥Proceedings of 32nd European Rotorcraft Forum, 2006.

[7] RABOURDIN A, MAURICH J, DIETERICH O, et al. Blue Pulse active rotor control at Airbus Helicopters-New EC145 demonstrator and flight test results[C]∥American Helicopter Society 70th Annual Forum Proceedings. Alexandria, VA: The AHS International, Inc., 2009.

[8] SHEN J, CHOPRA I. Aeroelastic stability of trailing-edge flap helicopter rotors[J]. Journal of the American Helicopter Society, 2003, 48(1): 236-243.

[9] STRAUB F K, CHARLES B D. Aeroelastic analysis of rotors with trailing edge flaps using comprehensive codes[C]∥55th Annual Forum of the American Helicopter Society International. Alexandria, VA: The AHS International, Inc., 1999.

[10] MISHRA A, SITARAMAN J, BAEDER J, et al. Computational investigation of trailing edge flap for control of vibration[C]∥AIAA Applied Aerodynamics Conference. Reston, VA: AIAA, 2007: 1-12.

[11] MISHRA A, ANANTHAN S, BAEDER J. Coupled CFD/CSD prediction of the effects of trailing edge flaps on rotorcraft dynamic stall alleviation[C]∥AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Reston, VA: AIAA, 2013: 423-429.

[12] JAIN R, YEO H, CHOPRA I. Computational fluid dynamics-computational structural dynamics analysis of active control of helicopter rotor for performance improvement[J]. Journal of the American Helicopter Society, 2010, 55: 42004.

[13] RAVICHANDRAN K, FALLS J, ANANTHAN S, et al. Active rotor controls for vibration reduction and performance enhancement[C]∥Proceedings of the AHS Specialists’ Conference on Aeromechanics. Alexandria, VA: The AHS International, Inc., 2010.

[14] 劉洋, 向錦武. 后緣襟翼對(duì)直升機(jī)旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速特性的影響[J]. 航空學(xué)報(bào), 2013, 34(5): 1028-1035.

LIU Y, XIANG J W. Effect of the trailing edge flap on dynamic stall performance of helicopter rotor airfoil[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2013, 34(5): 1028-1035 (in Chinese).

[15] 馬奕揚(yáng), 招啟軍, 趙國(guó)慶. 基于后緣小翼的旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速控制分析[J]. 航空學(xué)報(bào), 2017, 38(3): 120312.

MA Y Y, ZHAO Q J, ZHAO G Q. Dynamic stall control of rotor airfoil via trailing-edge flap[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(3): 120312 (in Chinese).

[16] 趙國(guó)慶, 招啟軍, 王清. 旋翼翼型非定常動(dòng)態(tài)失速特性的CFD 模擬及參數(shù)分析[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2015, 33(1): 72-81.

ZHAO G Q, ZHAO Q J, WANG Q. Simulations and parametric analyses on unsteady dynamic stall characteristics of rotor airfoil based on CFD method[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2015, 33(1): 72-81 (in Chinese).

[17] ROE P L. Approximate Riemann solvers, parameter vectors and difference schemes[J]. Journal of Computational Physics, 1981, 43(2): 357-372.

[18] VAN LEER B. Towards the ultimate conservative difference scheme. V. A second-order sequel to Godunov’s method[J]. Journal of Computational Physics, 1997, 32(1): 101-136.

[19] MENTER F R. Two-equation eddy-viscosity turbulence models for engineering applications[J]. AIAA Journal, 1994, 32(8): 1598-1605.

[20] SRINIVASAN G R, BAEDER J D. Flowfield of lifting rotor in hover: A Navier-Stokes simulation[J]. AIAA Journal, 1992, 30(10): 2371-2378.

[21] KIM J W, PARK S H, YU Y H. Euler and Navier-Stokes simulations of helicopter rotor blade in forward flight using an overlapped grid solver: AIAA-2009-4268[R]. Reston, VA: AIAA, 2009.

[22] ANANTHAN S, BAEDER J, SIM B W, et al. Prediction and validation of the aerodynamics, structure dynamics, and acoustics of the SMART rotor using a loosely-coupled CFD-CSD analysis[C]∥American Helicopter Society 66th Annual Forum. Alexandria, VA: The AHS International, Inc., 2010: 2031-2057.