孫凱軍，張碧輝，付義偉，張練

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院 彩虹無人機(jī)科技有限公司，北京 100074)

0 引 言

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)兼顧直升機(jī)的低速懸停性能和固定翼螺旋槳飛機(jī)的高速巡航性能，相對(duì)于常規(guī)直升機(jī)和固定翼飛機(jī)具有更為寬廣的飛行包線，使其無論從垂直短距起降能力，還是高速巡航能力方面都具有極大的優(yōu)勢(shì)，引起了國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究人員的廣泛關(guān)注，并出現(xiàn)了很多成功機(jī)型如XV-15、V-22、Eagle Eye等。

當(dāng)前，影響傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛行性能的一個(gè)重要因素是懸停狀態(tài)下旋翼與機(jī)翼之間存在強(qiáng)烈的氣動(dòng)干擾。因?yàn)樵趹彝顟B(tài)下，從旋翼槳尖脫落的槳尖渦不僅在旋翼槳葉之間有明顯的槳-渦干擾，而且其誘導(dǎo)產(chǎn)生的下洗氣流垂直撞擊機(jī)翼，會(huì)在機(jī)翼上表面出現(xiàn)高度阻塞的三維效應(yīng)流場(chǎng)，這種強(qiáng)加在機(jī)翼上的下洗載荷會(huì)對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的氣動(dòng)性能產(chǎn)生重要影響。因此，開展傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼機(jī)身氣動(dòng)干擾研究對(duì)于掌握和降低這一干擾問題具有重要的實(shí)際意義。

懸停狀態(tài)傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼機(jī)身氣動(dòng)干擾研究方法主要包括試驗(yàn)研究和數(shù)值模擬兩個(gè)方面。國(guó)外F.F.Felker等[1]、M.A.Mc Veigh[2]和F.F.Fort等[3]對(duì)V-15和V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)進(jìn)行了試驗(yàn)研究，得出了大量有參考價(jià)值的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。采用試驗(yàn)方法固然可以獲得較為準(zhǔn)確的傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器氣動(dòng)特性，但其有著高成本、高風(fēng)險(xiǎn)和長(zhǎng)周期等缺點(diǎn)。相比而言，數(shù)值模擬方法具有更廣泛的應(yīng)用前景。

在早期的數(shù)值模擬方法研究工作中，L.S.Wagner[4]采用渦流方法模擬了旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾特性，著重分析了旋翼對(duì)機(jī)翼的影響，但未能充分考慮旋翼/機(jī)翼之間整體的耦合作用；T.Hormoz等[5]使用動(dòng)量源方法來代表旋翼對(duì)流場(chǎng)的影響，初步研究了因傾轉(zhuǎn)旋翼和機(jī)翼氣動(dòng)干擾而產(chǎn)生的“噴泉效應(yīng)”現(xiàn)象，但未能定量給出氣動(dòng)干擾的程度。國(guó)內(nèi)李春華等[6]、劉全[7]和徐愷[8]分別使用渦方法和動(dòng)量源方法開展了研究，得出了一些有意義的結(jié)論。盡管渦方法和動(dòng)量源方法計(jì)算效率高，但無法精確地捕捉傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼附近的流動(dòng)細(xì)節(jié)。

隨著計(jì)算機(jī)水平的不斷提高，CFD方法逐漸被引入到傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼流場(chǎng)的研究，R.L.Meakin[9]、M.Potsdam等[10]和K.K.Upender等[11]基于結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格的CFD方法較好地分析了懸停狀態(tài)下機(jī)翼氣動(dòng)力和傾轉(zhuǎn)旋翼與機(jī)翼的干擾流場(chǎng)特性。李鵬等[12-14]和王博等[15]發(fā)展了一種基于多層運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格的高效CFD方法，能夠較好地分析傾轉(zhuǎn)旋翼過渡狀態(tài)的氣動(dòng)特性。這些研究多集中在傾轉(zhuǎn)旋翼流場(chǎng)特性的分析上面，關(guān)于旋翼/機(jī)翼機(jī)身干擾氣動(dòng)力及整體氣動(dòng)性能方面的研究開展較少，對(duì)于如何降低這一干擾的研究更少。

綜上所述，本文采用基于運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格的CFD方法開展某型傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾分析研究，在機(jī)翼后緣設(shè)計(jì)一種襟副翼，進(jìn)一步研究不同的襟副翼舵面預(yù)置角對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼氣動(dòng)干擾的影響，為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的研制提供依據(jù)。

1 氣動(dòng)特性數(shù)值預(yù)測(cè)方法

積分形式的三維雷諾平均Navier-Stokes方程可以寫成如下守恒形式：

(1)

式中:Q=[ρ,ρu,ρv,ρw,ρe]T為守恒變量；?V為某一固定區(qū)域V的邊界；n為邊界的外法向矢量；Fc為對(duì)流矢通量，F(xiàn)υ為粘性矢通量。

采用有限體積法求解上述控制方程，時(shí)間推進(jìn)采用LU-SGS 隱式格式。采用全湍流假設(shè)，湍流模型采用Splart-Allmaras方程模型。物面邊界條件采用無滑移絕熱壁面條件。

2 數(shù)值模擬驗(yàn)證

2.1 嵌套網(wǎng)格技術(shù)

網(wǎng)格技術(shù)是計(jì)算流體力學(xué)的基礎(chǔ)，本文對(duì)旋翼槳葉粘性繞流的數(shù)值模擬采用嵌套網(wǎng)格方法。嵌套網(wǎng)格自J.A.Benek等[16]于1985年提出以來，得到了廣泛的應(yīng)用并快速發(fā)展。它有效地解決了模擬復(fù)雜外形或復(fù)雜流動(dòng)中單塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成困難和質(zhì)量差的問題。國(guó)內(nèi)外研究人員將嵌套網(wǎng)格技術(shù)運(yùn)用于二維翼型、三維帶副翼、襟翼的機(jī)翼以及全機(jī)等復(fù)雜外形的流動(dòng)數(shù)值模擬，極大地推動(dòng)了嵌套網(wǎng)格技術(shù)的發(fā)展和應(yīng)用。在處理具有相對(duì)運(yùn)動(dòng)的物體時(shí)，發(fā)展了運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格技術(shù)[17-18]，使嵌套網(wǎng)格在模擬復(fù)雜非定常流動(dòng)中具有更加明顯的優(yōu)勢(shì)。例如二維翼型的震蕩運(yùn)動(dòng)、三維導(dǎo)彈投放以及旋翼的數(shù)值模擬等。

2.2 算例驗(yàn)證

采用運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格技術(shù)對(duì)單獨(dú)旋翼進(jìn)行非定常數(shù)值模擬，旋翼外形如圖1所示，旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)通過南京航空航天大學(xué)的串置開口回流風(fēng)洞完成。其傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)如圖2所示。

圖1 旋翼外形Fig.1 Shape of rotor

圖2 傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)Fig.2 Tiltrotor unmanned aircraft

數(shù)值模擬結(jié)果和風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比詳見文獻(xiàn)[19]，算例驗(yàn)證結(jié)果表明：采用運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格技術(shù)具有合理可信的計(jì)算結(jié)果，為模擬旋翼懸停狀態(tài)的真實(shí)氣體效應(yīng)提供依據(jù)。

3 傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼機(jī)身及襟副翼舵面氣動(dòng)干擾分析

本文選用新型傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)(如圖2所示)作為研究對(duì)象，物理參數(shù)完全按照實(shí)際傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)設(shè)定。為了提高傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)展弦比，機(jī)翼設(shè)計(jì)成內(nèi)外兩段機(jī)翼，外翼段隨旋翼一起傾轉(zhuǎn)。全機(jī)懸停計(jì)算狀態(tài)：H=0 km，V=0 m/s，總距角θ=7.6°。

全機(jī)表面網(wǎng)格示意圖如圖3所示。本文采用半模計(jì)算，旋翼網(wǎng)格單元180萬，全機(jī)半模背景網(wǎng)格單元600萬左右，總網(wǎng)格單元780萬。

圖3 全機(jī)表面網(wǎng)格示意圖Fig.3 Grid diagram of aircraft surface

3.1 傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼機(jī)身干擾流場(chǎng)及氣動(dòng)力分析

本文通過CFD計(jì)算得到的傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)懸停狀態(tài)下旋翼/機(jī)翼機(jī)身干擾流場(chǎng)“噴泉效應(yīng)”流線圖如圖4所示。

圖4 “噴泉效應(yīng)”流線圖Fig.4 Streamlines of fountain flow phenomenon

從圖4可以看出：機(jī)翼機(jī)身對(duì)旋翼流場(chǎng)的影響，在機(jī)身上方出現(xiàn)了明顯的噴泉效應(yīng)；旋翼卷起的向上氣流在超過旋翼槳盤一定高度以后，由于槳盤的吸附作用，又向下流過槳盤平面，從而形成一個(gè)循環(huán)氣流。

旋翼旋轉(zhuǎn)中心處的垂直平面內(nèi)y方向速度云圖如圖5所示。

圖5 旋轉(zhuǎn)中心處的y方向速度云圖Fig.5 Velocity contour at center of rotation along y direction

從圖4～圖5可以看出：由于機(jī)翼機(jī)身的遮擋作用，在機(jī)身上方、機(jī)翼下方出現(xiàn)了明顯的渦旋。

傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼機(jī)身間的等渦量分布圖如圖6所示。

圖6 旋翼/機(jī)翼機(jī)身間的渦量分布Fig.6 Vorticity distribution between rotor and wing

從圖6可以看出：槳尖渦的空間位置和運(yùn)動(dòng)情況，同時(shí)在機(jī)翼翼根位置和機(jī)身上方可以看到明顯的由噴泉效應(yīng)產(chǎn)生的渦旋。

單獨(dú)旋翼與旋翼/全機(jī)在一個(gè)計(jì)算周期內(nèi)的拉力平均值對(duì)比如表1所示。

表1 單獨(dú)旋翼與旋翼/全機(jī)拉力對(duì)比Table 1 Comparison of thrust between isolated rotor and rotor/all airplane

從表1可以看出：全機(jī)中旋翼部件相對(duì)于單獨(dú)旋翼拉力略微增加了3%，是由機(jī)翼地面效應(yīng)和機(jī)身上方“噴泉效應(yīng)”的綜合影響造成的；此外由于旋翼的下洗沖擊作用，使機(jī)翼產(chǎn)生了相當(dāng)于16%單獨(dú)旋翼拉力的負(fù)升力，負(fù)升力主要集中在機(jī)翼固定段，外翼段隨旋翼一起傾轉(zhuǎn)損失較小；同時(shí)，機(jī)身同樣受下洗作用產(chǎn)生3.6%的負(fù)升力，垂尾平尾的影響忽略不計(jì)。綜上所述，全機(jī)總拉力為單獨(dú)旋翼的83.4%，表明機(jī)翼機(jī)身的存在對(duì)旋翼的性能有明顯的負(fù)面影響。

3.2 襟副翼舵面預(yù)置角對(duì)旋翼氣動(dòng)干擾的影響

基于旋翼氣動(dòng)干擾造成的全機(jī)拉力損失這一問題，本文在機(jī)翼固定段設(shè)計(jì)了一種襟副翼舵面，該舵面在起飛、著陸、懸停狀態(tài)，兩側(cè)同時(shí)向下偏轉(zhuǎn)(類似襟翼)，前飛巡航狀態(tài)當(dāng)作副翼使用。該襟副翼舵面在起飛、著陸、懸停狀態(tài)有個(gè)向下的預(yù)置偏角，以減弱機(jī)翼受到的下洗沖擊作用，減少旋翼拉力損失。

本小節(jié)研究舵面預(yù)置角為0°、30°、45°和60°時(shí)對(duì)旋翼氣動(dòng)干擾的影響。舵面預(yù)置角度示意圖如圖7所示。

不同襟副翼舵面預(yù)置角對(duì)全機(jī)拉力的影響如表2所示，可以看出：全機(jī)中旋翼部件扭矩相對(duì)于單獨(dú)旋翼扭矩基本不變；旋翼部件拉力相對(duì)于單獨(dú)旋翼拉力有略微的提升(0°預(yù)置角提升3%)，隨著襟副翼舵面偏轉(zhuǎn)以后提升效果略有下降，而且不同偏轉(zhuǎn)角度的結(jié)果基本一致(拉力提升效果變?yōu)?%左右)；隨著襟副翼舵面預(yù)置角增大，機(jī)翼機(jī)身負(fù)拉力減小，全機(jī)總拉力增大，說明襟副翼往下偏轉(zhuǎn)以后機(jī)翼地面效應(yīng)減弱，在45°偏轉(zhuǎn)角時(shí)全機(jī)總拉力最大，60°偏轉(zhuǎn)角效果基本和45°一致。

表2 不同舵面預(yù)置角對(duì)全機(jī)拉力的影響Table 2 Influence of preset angle of different flaperon on the tensile force of the all airplane

綜上所述，襟副翼預(yù)置下偏角可以減弱旋翼下洗對(duì)機(jī)翼機(jī)身的沖擊作用。針對(duì)本文中的新型傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)，45°襟副翼預(yù)置角作用效果最優(yōu)，相對(duì)于沒有預(yù)置角的外形提升了3.3%的總拉力，將旋翼拉力損失從原來的16.6%降到13.8%。

不同襟副翼預(yù)置角下機(jī)翼展向z=1.8 m位置處的流線圖如圖8所示。

(a) 襟副翼預(yù)置角0°

(b) 襟副翼預(yù)置角30°

(c) 襟副翼預(yù)置角45°

(d) 襟副翼預(yù)置角60°圖8 不同襟副翼預(yù)置角下機(jī)翼展向z=1.8 m 位置處的流線圖Fig.8 Streamlines of different preset angle of flaperon at position z=1.8 m of wing

從圖8可以看出：旋翼下方下洗氣流被機(jī)翼遮擋出現(xiàn)大面積流動(dòng)分離，而襟副翼向下偏轉(zhuǎn)以后，機(jī)翼遮擋變小，機(jī)翼下方流動(dòng)分離區(qū)域出現(xiàn)明顯收縮。對(duì)比四個(gè)不同的襟副翼預(yù)置角，45°預(yù)置角的降載效果最為明顯，其流動(dòng)分離區(qū)域明顯比其他三個(gè)更?。?0°預(yù)置角后緣繞流速度過大，在其后緣位置出現(xiàn)流動(dòng)分離，所以導(dǎo)致其降載效果基本和45°預(yù)置角的一致，沒有得到進(jìn)一步提升。

4 結(jié) 論

(1) 本文采用基于運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格的非定常CFD方法，精確捕捉了某新型傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)上的“噴泉效應(yīng)”現(xiàn)象，并給出了旋翼/機(jī)翼機(jī)身氣動(dòng)干擾的流動(dòng)細(xì)節(jié)特征，解釋了旋翼/機(jī)翼機(jī)身氣動(dòng)干擾及流動(dòng)機(jī)理。

(2) 本文針對(duì)旋翼/機(jī)翼機(jī)身氣動(dòng)干擾的問題，在機(jī)翼后緣設(shè)計(jì)了一種襟副翼，研究了不同的襟副翼舵面預(yù)置角對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼氣動(dòng)干擾的影響，研究表明45°襟副翼預(yù)置角作用效果最優(yōu)，將旋翼拉力損失從原來的16.6%降到13.8%。