宋子帥 潘喜英

（中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，天津 300300）

0.引言

由于直升機(jī)具有低空、低速的飛行特性，因此可以打開(kāi)艙門(mén)飛行，武裝直升機(jī)或民用直升機(jī)開(kāi)門(mén)飛行，由任務(wù)性質(zhì)決定的，滿足安全許可。在武裝直升機(jī)中，開(kāi)啟艙門(mén)可以提升作戰(zhàn)視野，提高生存能力，此外還可加裝艙門(mén)武器，提升作戰(zhàn)能力。在民用直升機(jī)中，執(zhí)行航拍、防汛、搜救、吊掛、物探等作業(yè)時(shí)，有時(shí)也需開(kāi)門(mén)飛行。此外，有些特殊飛行中，還可拆掉艙門(mén)，減輕一部分起飛重量，增加商載。綜上，開(kāi)門(mén)飛行能力也是直升機(jī)特有且必要的一種能力，它對(duì)機(jī)身氣動(dòng)阻力與流場(chǎng)將產(chǎn)生影響。因此，研究艙門(mén)開(kāi)啟與關(guān)閉對(duì)機(jī)身流場(chǎng)特性的影響有著重要意義。國(guó)內(nèi)外對(duì)直升機(jī)艙門(mén)的公開(kāi)文獻(xiàn)較少，谷長(zhǎng)河[1]采用動(dòng)力學(xué)仿真對(duì)艙門(mén)滑行進(jìn)行分析，優(yōu)化了滑軌軌跡。吳事兵[2]針對(duì)滑動(dòng)艙門(mén)鎖閉系統(tǒng)報(bào)警故障進(jìn)行排查，對(duì)鎖閉機(jī)構(gòu)進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化。而研究直升機(jī)艙門(mén)氣動(dòng)特性的文獻(xiàn)更少，因此參考了固定翼飛機(jī)及汽車等相關(guān)文獻(xiàn)。史愛(ài)明[3]對(duì)某固定翼轟炸機(jī)進(jìn)行數(shù)值模擬，分析了內(nèi)埋式彈艙艙門(mén)氣動(dòng)載荷與開(kāi)啟角度間的關(guān)系，發(fā)現(xiàn)艙門(mén)載荷使艙門(mén)趨于關(guān)閉。在汽車領(lǐng)域，國(guó)內(nèi)對(duì)天窗、前窗、側(cè)窗等對(duì)車身氣動(dòng)性能及噪聲的影響做了相應(yīng)的分析[4-6]。對(duì)于直升機(jī)領(lǐng)域，由于打開(kāi)艙門(mén)狀態(tài)的氣流變化是非穩(wěn)態(tài)的，風(fēng)洞試驗(yàn)難以提供直升機(jī)穩(wěn)定的氣動(dòng)特性，暫時(shí)沒(méi)有相關(guān)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)用于參考。目前，國(guó)內(nèi)對(duì)艙門(mén)開(kāi)啟飛行的研究大多數(shù)是以試飛及飛行員評(píng)價(jià)得出的，而采用CFD（Computational Fluid Dynamics）進(jìn)行研究的較少。因此本文參考直升機(jī)機(jī)身[7]及部件氣動(dòng)特性CFD分析方法[8]采用數(shù)值模擬方法對(duì)直升機(jī)開(kāi)閉單側(cè)艙門(mén)情況下進(jìn)行氣動(dòng)分析對(duì)比，從阻力、氣動(dòng)載荷、壓力、速度等多個(gè)參數(shù)分析，為直升機(jī)開(kāi)啟艙門(mén)飛行的可行性提供一定的支撐。

1.數(shù)值模擬

1.1 數(shù)值計(jì)算方法及可靠性驗(yàn)證

為了對(duì)CFD的可靠性進(jìn)行驗(yàn)證，本次計(jì)算選取AC313帶短翼機(jī)身模型，計(jì)算網(wǎng)格采用四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在幾何外形曲率變化較大及流場(chǎng)比較復(fù)雜的區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格局部加密。遠(yuǎn)場(chǎng)在機(jī)體尾部取20倍機(jī)身長(zhǎng)度，其余方向取10倍機(jī)身長(zhǎng)度，對(duì)于艙門(mén)關(guān)閉狀態(tài)，最終與試驗(yàn)進(jìn)行阻力系數(shù)對(duì)比后最終選取網(wǎng)格總數(shù)為298萬(wàn)，其中邊界層首層高度在10-5量級(jí)為合理值，總層數(shù)為10層，機(jī)身表面網(wǎng)格如圖1所示，圖中（紅色框中）藍(lán)色部分為右側(cè)客艙門(mén)。采用CFD軟件對(duì)雷諾平均N-S方程進(jìn)行求解，湍流模型采用SST k-ω模型，工質(zhì)為理想空氣，邊界條件設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)，給定總溫288.15K，總壓101325Pa。當(dāng)全局殘差降至10-3以下且機(jī)身的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)保持恒定，誤差小于0.5%的情況下可認(rèn)為計(jì)算收斂。

圖1 機(jī)身表面網(wǎng)格

光機(jī)身的實(shí)驗(yàn)采用縮比1：8的模型進(jìn)行，試驗(yàn)風(fēng)速為50m/s，對(duì)不同俯仰角進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。如圖2所示為CFD數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的阻力系數(shù)對(duì)比，坐標(biāo)系為風(fēng)軸系。由圖可知，在俯仰角-16°～0°范圍內(nèi)，數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)值相差不大，而在0°～10°范圍內(nèi)，CFD結(jié)果略小于實(shí)驗(yàn)值，但整體趨勢(shì)一致，最大誤差不超過(guò)5%。目前認(rèn)為實(shí)驗(yàn)與CFD結(jié)果存在差異較合理的原因有：一是在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中機(jī)身底部安裝有支撐裝置，而CFD模擬中并未考慮該裝置對(duì)氣動(dòng)參數(shù)的影響；二是由于網(wǎng)格數(shù)量及湍流模型選取的原因，可能對(duì)機(jī)身及尾梁底部的分離流動(dòng)捕捉精度不夠。

圖2 光機(jī)身實(shí)驗(yàn)與CFD阻力系數(shù)對(duì)比

由于機(jī)艙內(nèi)部細(xì)節(jié)部件比較多，且針對(duì)不同的用途艙內(nèi)布置不盡相同，因此建模時(shí)對(duì)艙內(nèi)進(jìn)行了簡(jiǎn)化處理。為了更精確模擬艙門(mén)對(duì)流場(chǎng)的影響，對(duì)艙門(mén)滑軌、艙門(mén)支架、艙門(mén)等部件建模較為細(xì)致，機(jī)身模型增加了垂尾及機(jī)頭雷達(dá)整流罩與真實(shí)機(jī)身更為接近，如圖3所示。

圖3 機(jī)身模型（艙門(mén)半開(kāi)）

網(wǎng)格劃分方案及數(shù)值模擬策略沿用光機(jī)身模型，并對(duì)艙門(mén)處網(wǎng)格進(jìn)行了局部加密，網(wǎng)格總數(shù)在412萬(wàn)～422萬(wàn)。圖4為艙門(mén)半開(kāi)情況下艙門(mén)位置的局部網(wǎng)格圖。飛行工況為前飛狀態(tài)，速度50m/s，俯仰角α=0°，偏航角β=0°，分別對(duì)艙門(mén)開(kāi)啟程度1/4、1/2（半開(kāi)）、3/4、4/4（全開(kāi)）狀態(tài)進(jìn)行計(jì)算。

圖4 艙門(mén)位置網(wǎng)格

1.2 數(shù)值模擬結(jié)果分析

阻力是影響直升機(jī)性能的重要參數(shù)之一，表1列出了艙門(mén)不同開(kāi)啟的阻力系數(shù)。從表中可以看出，當(dāng)打開(kāi)艙門(mén)的情況下，全機(jī)阻力系數(shù)均高于不開(kāi)窗的情況，因?yàn)楫?dāng)艙門(mén)打開(kāi)后，機(jī)艙內(nèi)將形成一個(gè)空腔，氣流在流經(jīng)腔體后會(huì)在內(nèi)部相互作用導(dǎo)致阻力增大。進(jìn)一步對(duì)比發(fā)現(xiàn)，當(dāng)艙門(mén)打開(kāi)1/4時(shí)，全機(jī)阻力系數(shù)增加最大，較不開(kāi)啟艙門(mén)情況下增長(zhǎng)17.66%。從表中還可以看出，當(dāng)艙門(mén)打開(kāi)時(shí)，艙門(mén)處的氣動(dòng)阻力急劇上升，在艙門(mén)關(guān)閉的情況下艙門(mén)阻力占全機(jī)阻力的0.47%，而在艙門(mén)開(kāi)啟后，占比均超過(guò)3.5%，其中最高為艙門(mén)開(kāi)啟1/4時(shí)，占比達(dá)到6.18%。

表1 各狀態(tài)氣動(dòng)阻力

為分析艙門(mén)開(kāi)啟程度對(duì)機(jī)身姿態(tài)的影響，取機(jī)身參考點(diǎn)（6.291m，-0.011m，0.884m）對(duì)全機(jī)力矩進(jìn)行對(duì)比，見(jiàn)表2。在0攻角前飛狀態(tài)下，滾轉(zhuǎn)力矩在艙門(mén)未完全打開(kāi)狀態(tài)下較艙門(mén)關(guān)閉狀態(tài)有所降低，當(dāng)完全打開(kāi)時(shí)，滾轉(zhuǎn)力矩較艙門(mén)關(guān)閉狀態(tài)增加11.66%。俯仰力矩在艙門(mén)打開(kāi)情況較艙門(mén)關(guān)閉狀態(tài)增大很多，最大值出現(xiàn)在艙門(mén)半開(kāi)狀態(tài)，較艙門(mén)關(guān)閉狀態(tài)增大了564.77N·m。偏航力矩艙門(mén)打開(kāi)狀態(tài)較艙門(mén)關(guān)閉狀態(tài)也有所增加，隨著艙門(mén)開(kāi)度的增加，偏航力矩也越大。綜合表中數(shù)據(jù)可知，當(dāng)艙門(mén)開(kāi)啟過(guò)程中力矩變化較大，機(jī)身姿態(tài)控制難度加大。

表2 艙門(mén)不同開(kāi)度力矩對(duì)比

圖5給出了艙門(mén)不同開(kāi)啟程度的機(jī)身總壓云圖（艙門(mén)中間位置截面z=0.8m）。當(dāng)艙門(mén)關(guān)閉時(shí)，機(jī)身左右兩側(cè)的流場(chǎng)基本呈對(duì)稱分布，當(dāng)艙門(mén)打開(kāi)后，機(jī)身兩側(cè)的流場(chǎng)變得不對(duì)稱，機(jī)身右側(cè)的低壓區(qū)面積增大，機(jī)身尾部右側(cè)的低壓區(qū)也有所增大，隨著艙門(mén)開(kāi)度的增加，低壓區(qū)面積也有所增大。通過(guò)進(jìn)一步的流場(chǎng)分析來(lái)探究造成不對(duì)稱的原因。

圖5 艙門(mén)不同開(kāi)度總壓云圖

圖6為不同艙門(mén)開(kāi)度的速度云圖，當(dāng)艙門(mén)關(guān)閉時(shí)，機(jī)身兩側(cè)的速度分布基本對(duì)稱，在機(jī)頭與短翼位置存在加速現(xiàn)象，在尾艙門(mén)存在低速區(qū)。從圖中看出，在艙門(mén)位置產(chǎn)生一個(gè)低速區(qū)，沿機(jī)身表面逐漸向后擴(kuò)散，導(dǎo)致尾艙門(mén)渦脫落區(qū)面積增加，隨著艙門(mén)開(kāi)度的增加，尾部低速區(qū)面積增加，機(jī)身左右兩側(cè)速度差異愈加明顯，導(dǎo)致偏航力矩逐步增大。艙門(mén)開(kāi)啟后，在艙門(mén)前緣外側(cè)位置存在一個(gè)加速區(qū)，隨著艙門(mén)開(kāi)度的增加該區(qū)域面積逐漸減小，艙門(mén)處的速度梯度減緩，導(dǎo)致艙門(mén)阻力降低。此外，在艙門(mén)附近及機(jī)身內(nèi)部將會(huì)產(chǎn)生渦流，導(dǎo)致噪聲增加，但在直升機(jī)噪聲中旋翼噪聲遠(yuǎn)超過(guò)這一噪聲，因此在文中不展開(kāi)分析。

圖6 艙門(mén)不同開(kāi)度速度云圖

圖7為艙門(mén)開(kāi)啟1/4時(shí)的流線圖，由圖可知，當(dāng)艙門(mén)開(kāi)啟后，氣流將通過(guò)艙門(mén)與機(jī)身的縫隙發(fā)生偏轉(zhuǎn)流入機(jī)身中，在機(jī)身內(nèi)部形成空腔流，存在多個(gè)低速渦，導(dǎo)致機(jī)身阻力增加。在艙門(mén)的上端與下端形成紊流，對(duì)機(jī)身各部件的流場(chǎng)形成干擾。

圖7 艙門(mén)1/4開(kāi)度流線圖

為分析艙門(mén)開(kāi)啟后全機(jī)俯仰力矩增加的原因，圖8給出了各部件的俯仰力矩。從圖中可知，垂尾與平尾對(duì)俯仰力矩的貢獻(xiàn)較大，為負(fù)值（即使機(jī)身低頭），其余部件為俯仰力矩為正值，使機(jī)身抬頭。艙門(mén)半開(kāi)與艙門(mén)關(guān)閉狀態(tài)對(duì)比，只有垂尾的俯仰力矩有所增加，較艙門(mén)關(guān)閉增加了4.70%，其余部件較艙門(mén)關(guān)閉有所降低，其中降低最多的為光機(jī)身，降低了88.45%。因?yàn)樘峁┨ь^力矩的部件貢獻(xiàn)有所降低，而垂尾提供的低頭力矩增加，導(dǎo)致艙門(mén)開(kāi)啟后總俯仰力矩比艙門(mén)關(guān)閉狀態(tài)增加564.77 N·m。

圖8 俯仰力矩構(gòu)成

2.結(jié)語(yǔ)

本文通過(guò)對(duì)AC313直升機(jī)客艙門(mén)不同開(kāi)啟程度的復(fù)雜流場(chǎng)進(jìn)行定常數(shù)值模擬，得出以下結(jié)論：

（1）艙門(mén)開(kāi)啟后機(jī)身阻力有所增加，隨著艙門(mén)開(kāi)度的增加，艙門(mén)所貢獻(xiàn)的阻力隨之降低。

（2）艙門(mén)開(kāi)啟導(dǎo)致機(jī)身左右兩側(cè)的總壓、速度等流場(chǎng)變得不對(duì)稱，隨艙門(mén)開(kāi)度增加，機(jī)身偏航力矩隨之增加。

（3）艙門(mén)、短翼、光機(jī)身所提供的抬頭力矩降低，垂尾提供的低頭力矩增加，導(dǎo)致艙門(mén)開(kāi)啟后全機(jī)低頭力矩增大。