王雪鶴,張子瀚,柴春碩,邢世龍,袁明川

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所 直升機(jī)動(dòng)力學(xué)全國(guó)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

旋翼作為直升機(jī)重要的動(dòng)部件,影響著直升機(jī)的飛行性能。對(duì)配置在旋翼上的翼型進(jìn)行針對(duì)性設(shè)計(jì),能夠使旋翼氣動(dòng)性能得到直接的提升。然而,直升機(jī)旋翼面臨的氣動(dòng)環(huán)境十分復(fù)雜,設(shè)計(jì)指標(biāo)分解到旋翼翼型上后,在較寬速度范圍和升力系數(shù)范圍對(duì)其氣動(dòng)性能有著近乎苛刻的性能要求。根據(jù)傳統(tǒng)的翼型設(shè)計(jì)指標(biāo)要求,旋翼翼型需要具備較高的最大升力(clmax)以滿足前飛和機(jī)動(dòng)性能,較高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)(Madd)以滿足前飛性能,較低的阻力系數(shù)(cd)以滿足前飛和懸停性能,較低的力矩系數(shù)(cm)以滿足操縱性能[1]。在上述設(shè)計(jì)指標(biāo)中,最大升力性能是旋翼翼型設(shè)計(jì)中不可妥協(xié)的一個(gè)重要性能指標(biāo)。如法國(guó)ONERA設(shè)計(jì)的OA系列旋翼翼型,在每代設(shè)計(jì)指標(biāo)中均對(duì)clmax提出了要求[2];俄羅斯設(shè)計(jì)的多代TsAGI旋翼翼型,有朝著“更高的clmax、更高的Madd”發(fā)展的趨勢(shì)[3]。因此,對(duì)失速特性的研究和提高最大升力系數(shù)成為旋翼翼型設(shè)計(jì)的重要方向之一。

在翼型失速機(jī)理分析方面,國(guó)外Katarzyna Surmac[4]采用風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD的方法,對(duì)SSC-A09翼型的失速后的流場(chǎng)特性進(jìn)行了專門的分析,CFD計(jì)算結(jié)果和油流顯示結(jié)果表現(xiàn)出了良好的一致性,均在大攻角時(shí)觀察到上表面分離渦的出現(xiàn)。國(guó)內(nèi)有文獻(xiàn)[5]闡述了翼型流動(dòng)分離的三種類型,但文中沒(méi)有涉及分離流場(chǎng)的動(dòng)態(tài)變化。有關(guān)翼型失速的流動(dòng)機(jī)理分析常見(jiàn)于翼型動(dòng)態(tài)特性研究的相關(guān)文獻(xiàn)[6]中。但從旋翼翼型設(shè)計(jì)的角度,首先關(guān)注的是靜態(tài)失速特性[7],因此需要設(shè)計(jì)人員對(duì)旋翼不同剖面的旋翼翼型靜態(tài)失速特性具有深入的認(rèn)識(shí)。

文獻(xiàn)[5]總結(jié)了國(guó)外設(shè)計(jì)人員提高固定翼翼型最大升力的方法,概括起來(lái)主要是采用了較大的前緣半徑和后部彎度。但對(duì)于旋翼翼型,較大的前緣半徑會(huì)導(dǎo)致高馬赫數(shù)阻力和阻力發(fā)散馬赫數(shù)激增;較大的彎度也會(huì)導(dǎo)致較高的低頭力矩。上述方法無(wú)法很好地滿足旋翼翼型設(shè)計(jì)要求。國(guó)內(nèi)研究人員在旋翼翼型設(shè)計(jì)方面,大多通過(guò)數(shù)值優(yōu)化手段將最大升力作為優(yōu)化目標(biāo)之一。孫俊峰等[8]采用基于進(jìn)化算法的多目標(biāo)優(yōu)化方法和Kriging代理模型,分別將0.3Ma、0.4Ma、0.5Ma的最大升力系數(shù)作為優(yōu)化目標(biāo)之一,對(duì)OA309翼型進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì),得到增升減阻的翼型結(jié)果;楊慧等[9]采用基于Kriging代理模型的優(yōu)化算法,將0.4Ma最大升力系數(shù)作為優(yōu)化目標(biāo)之一,對(duì)OA209翼型開展了多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)。盡管采用數(shù)值優(yōu)化方法可以得到滿足最大升力目標(biāo)的翼型結(jié)果,但在設(shè)計(jì)過(guò)程中,由于缺少對(duì)提高旋翼翼型最大升力的機(jī)理認(rèn)識(shí),優(yōu)化結(jié)果對(duì)工程設(shè)計(jì)的指導(dǎo)意義有限。

本文選取兩種具有代表性厚度的旋翼翼型,開展旋翼翼型流動(dòng)分離特性數(shù)值模擬分析,旨在揭示不同厚度翼型的失速特性及流動(dòng)機(jī)理,并據(jù)此開展旋翼翼型失速特性參數(shù)影響研究。

1 數(shù)值模擬方法及驗(yàn)證

1.1 流動(dòng)控制方程

在連續(xù)介質(zhì)的假設(shè)下,忽略徹體力和熱源,二維可壓縮非定常N-S(Navier-Stokes)方程的表達(dá)式如下:

(1)

式中

式中,ρ為流體密度,ui為流體速度,p為壓力,E為單位質(zhì)量總能,τij為粘性應(yīng)力張量,δij為克羅尼柯爾符號(hào)。

為較好地模擬翼型大攻角分離流動(dòng),本文采用Menter[10]發(fā)展的k-ωSST模型對(duì)控制方程進(jìn)行封閉。

1.2 NACA0012翼型流場(chǎng)求解

為驗(yàn)證本文采用的數(shù)值模擬方法,首先對(duì)NACA0012翼型的流場(chǎng)進(jìn)行求解,并與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。經(jīng)過(guò)網(wǎng)格收斂性研究(粗、中、密網(wǎng)格量分別為1.48萬(wàn)、2.79萬(wàn)、5.4萬(wàn)),采用網(wǎng)格量為2.79萬(wàn)的O型網(wǎng)格進(jìn)行CFD計(jì)算,網(wǎng)格第一層高度5×10-6,遠(yuǎn)場(chǎng)為50倍弦長(zhǎng),如圖1所示。

圖1 NACA0012翼型CFD計(jì)算網(wǎng)格

圖2給出了Ma=0.3,Re=6×106條件下NACA0012翼型在不同攻角下的壓力分布定常計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果[11]的對(duì)比。壓力分布計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好。

圖2 NACA0012翼型壓力分布計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比(Ma=0.3,Re=6×106)

圖3給出了NACA0012翼型在Ma=0.15,Re=6×106時(shí)的升、阻力系數(shù)定常計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)[12]的對(duì)比,并補(bǔ)充了失速攻角附近的非定常計(jì)算結(jié)果。考慮到翼型失速后,試驗(yàn)結(jié)果本身受三維效應(yīng)的影響較大,因此最大升力系數(shù)的計(jì)算值與試驗(yàn)數(shù)據(jù)存在差別,不過(guò)兩者的失速攻角十分接近。

圖3 NACA0012翼型升、阻力計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比(Ma=0.15,Re=6×106)

總體上,CFD計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好,驗(yàn)證了本文采用的數(shù)值模擬方法的可靠性。

2 OA212翼型流動(dòng)分離特性分析

采用定常RANS方法計(jì)算OA212翼型在不同攻角下的流場(chǎng),計(jì)算狀態(tài)為Ma=0.3,Re=6×106,獲得力系數(shù)曲線,如圖4所示。定常計(jì)算結(jié)果顯示,翼型在15°攻角之后失速。

圖4 OA212翼型升力系數(shù)定常計(jì)算結(jié)果(Ma=0.3,Re=6×106)

由于失速攻角附近翼型繞流出現(xiàn)分離流動(dòng),為模擬流動(dòng)分離后流場(chǎng)的變化情況,本文在翼型失速攻角附近采用非定常計(jì)算方法求解翼型的流場(chǎng)。計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)取0.002 s,時(shí)間步數(shù)取1000步,獲取翼型在2 s時(shí)間內(nèi)的瞬時(shí)流場(chǎng)。

圖5、圖6分別給出了OA212翼型在16°、18°攻角的瞬態(tài)流場(chǎng)?？梢钥吹?OA212翼型在攻角為16°時(shí),后緣分離區(qū)域在0.4 s后即形成穩(wěn)定的分離渦形態(tài);隨著攻角增加到18°,后緣分離區(qū)域向前緣擴(kuò)展,但依舊能夠保持穩(wěn)定的渦結(jié)構(gòu)。

圖5 OA212翼型16°攻角瞬態(tài)流場(chǎng)

圖6 OA212翼型18°攻角瞬態(tài)流場(chǎng)(Ma=0.3,Re=6×106)

從失速形態(tài)可以看出,OA212翼型的失速由后緣分離開始;隨攻角增加,分離區(qū)域向前緣擴(kuò)展;分離過(guò)程相對(duì)穩(wěn)定,對(duì)應(yīng)著和緩的失速現(xiàn)象。

3 OA206翼型流動(dòng)分離特性分析

采用定常RANS方法計(jì)算OA206翼型在Ma=0.3,Re=6×106的力系數(shù)曲線,從曲線結(jié)果中判斷失速攻角在9°附近,如圖7所示。其中,由于失速后受非定常分離流動(dòng)的影響,10°攻角的升力系數(shù)值取迭代過(guò)程中的平均值。

圖7 OA206翼型升力系數(shù)定常計(jì)算結(jié)果(Ma=0.3,Re=6×106)

圖8、圖9分別給出了OA206翼型在9°、10°攻角的瞬態(tài)流場(chǎng)。9°攻角時(shí),翼型表面始終維持著附著流動(dòng)。但當(dāng)增加到失速攻角10°后,從圖9中可以看到,流動(dòng)從0.14 s開始前緣出現(xiàn)明顯的分離渦,然后分離區(qū)域擴(kuò)大并向后移動(dòng),直至分離渦脫落;0.42 s時(shí)前緣再次形成分離渦,上表面的分離渦表現(xiàn)出周期性脫落的性質(zhì)。與OA212翼型不同,OA206翼型分離渦脫落的過(guò)程使得翼型上表面階段性地處于大范圍分離狀態(tài),翼型的升阻力和力矩變化劇烈,表現(xiàn)出明顯的非定常特性。

圖8 OA206翼型9°攻角瞬態(tài)流場(chǎng)(Ma=0.3,Re=6×106)

圖9 OA206翼型10°攻角瞬態(tài)流場(chǎng)(Ma=0.3,Re=6×106)

常規(guī)直升機(jī)旋翼槳尖處薄翼型在后行側(cè)的來(lái)流馬赫數(shù)常在0.4以上,因此增加OA206翼型0.4Ma的失速流場(chǎng)分析。通過(guò)靜態(tài)計(jì)算結(jié)果判斷,翼型此狀態(tài)下在8°攻角后失速,此處不再贅述。

圖10和圖11分別給出了OA206翼型在Ma=0.4,Re=6×106時(shí)8°、9°攻角的瞬態(tài)流場(chǎng)。在8°攻角時(shí),翼型前緣附近出現(xiàn)小分離泡,但始終維持在前緣,并未向后擴(kuò)展,因而此時(shí)翼型并未失速。在9°攻角時(shí),OA206翼型出現(xiàn)了周期性的渦脫落,非定常特性顯著。

圖10 OA206翼型8°攻角瞬態(tài)流場(chǎng)(Ma=0.4,Re=6×106)

圖11 OA206翼型9°攻角瞬態(tài)流場(chǎng)(Ma=0.4,Re=6×106)

4 流動(dòng)機(jī)理分析

提取OA212、OA206翼型在0.3Ma失速前的壓力分布及壓力梯度信息,分別如圖12和圖13所示。

圖12 OA212、OA206翼型失速前上表面前緣附近壓力分布對(duì)比(Ma=0.3,Re=6×106)

圖13 OA212、OA206翼型失速前上表面前緣附近壓力梯度對(duì)比(Ma=0.3,Re=6×106)

由于薄翼型前緣半徑較小,流動(dòng)在靠近上表面前緣附近很短一段范圍內(nèi)經(jīng)歷了“流動(dòng)加速使負(fù)壓達(dá)到峰值、強(qiáng)逆壓梯度使壓力恢復(fù)”的過(guò)程,空氣壓縮性較強(qiáng),流動(dòng)難以維持附著狀態(tài),在前緣附近發(fā)生分離,再附后形成渦結(jié)構(gòu),向后緣移動(dòng)并周期性脫落。

對(duì)厚翼型來(lái)說(shuō),盡管進(jìn)入失速狀態(tài)前在前緣同樣有著較高的負(fù)壓峰值,但負(fù)壓增長(zhǎng)的速度相對(duì)緩慢,且經(jīng)過(guò)翼型前部外形曲率起到的氣流加速作用,故而上表面壓力分布不但梯度更小,而且峰值點(diǎn)向后延伸了一段距離,有效緩解了前緣的氣流分離趨勢(shì)。

由于曲率變化相對(duì)更大,厚翼型在上表面較大的范圍內(nèi)均面臨著更強(qiáng)的逆壓梯度,如圖14所示。翼型后緣氣流在逆壓梯度的作用下,最終難以維持附著流動(dòng)而發(fā)生后緣分離。厚翼型的流動(dòng)分離是一種從后緣向前緣發(fā)展的相對(duì)穩(wěn)定的過(guò)程,一般情況下不具備在前緣誘發(fā)分離的條件。

圖14 OA212、OA206翼型失速前上表面中后段壓力梯度對(duì)比(Ma=0.3,Re=6×106)

5 旋翼翼型失速特性參數(shù)影響分析

5.1 OA212翼型失速特性參數(shù)影響分析

根據(jù)前文分析內(nèi)容可知,12%相對(duì)厚度的翼型,失速由后緣分離起始。升力的降低主要由后緣分離渦導(dǎo)致。提高最大升力應(yīng)該主要從如何抑制后緣分離流動(dòng)入手。

在OA212翼型的基礎(chǔ)上,增加前部(約0.1倍弦長(zhǎng)處)曲率,降低前緣負(fù)壓峰值的同時(shí)抬高前部壓力曲線;在后緣流動(dòng)分離區(qū)域(0.8倍弦長(zhǎng)處),增加翼型局部曲率,減小翼型后緣的反彎度。修改后的外形和壓力分布對(duì)比如圖15、圖16所示。

圖15 12%厚度翼型設(shè)計(jì)前后外形對(duì)比

圖16 12%厚度翼型高升力設(shè)計(jì)前后壓力分布對(duì)比(α=15°,Ma=0.3,Re=6×106)

圖17、圖18給出了高升力設(shè)計(jì)前后旋翼翼型在Ma=0.3,Re=6×106時(shí)的定常計(jì)算升力系數(shù)曲線和升阻極曲線對(duì)比。設(shè)計(jì)翼型相比基準(zhǔn)OA212翼型,最大升力系數(shù)明顯提升,在發(fā)生分離流動(dòng)的大攻角附近減阻效果明顯。

圖17 12%厚度翼型高升力設(shè)計(jì)前后升力系數(shù)曲線對(duì)比(Ma=0.3,Re=6×106)

圖18 12%厚度翼型高升力設(shè)計(jì)前后升阻極曲線對(duì)比(Ma=0.3,Re=6×106)

圖19、圖20分別給出了12%厚度翼型在0.3Ma、0.4Ma達(dá)到最大升力時(shí)的定常流場(chǎng)對(duì)比。可以看到,設(shè)計(jì)翼型通過(guò)抑制后緣分離流動(dòng),有效提高了最大升力系數(shù)。

圖19 12%厚度翼型后緣分離流場(chǎng)對(duì)比(左:OA212,右:design12;α=15°,Ma=0.3,Re=6×106)

圖20 12%厚度翼型后緣分離流場(chǎng)對(duì)比(左:OA212,右:design12;α=12°,Ma=0.4,Re=8×106)

表1列出了12%相對(duì)厚度旋翼翼型修型前后的氣動(dòng)性能對(duì)比,計(jì)算時(shí)保持相同的音速雷諾數(shù)(Re/Ma)。設(shè)計(jì)翼型的低馬赫數(shù)最大升力系數(shù)明顯提升,中等馬赫數(shù)的阻力和零升阻力發(fā)散馬赫數(shù)基本維持,力矩系數(shù)提高0.005。設(shè)計(jì)翼型在后部減小了翼型反彎度,因此在提高最大升力的同時(shí),引起了低頭力矩系數(shù)的增加。由此可見(jiàn),在改善旋翼翼型后緣分離特性時(shí),需要綜合考慮對(duì)力矩特性的影響。

表1 12%相對(duì)厚度翼型設(shè)計(jì)前后氣動(dòng)性能對(duì)比

5.2 OA206翼型失速特性參數(shù)影響分析

薄翼型前緣發(fā)生分離后即表現(xiàn)出顯著的非定常特性,常規(guī)手段難以有效控制分離后的流場(chǎng)。因此,結(jié)合失速前的流場(chǎng)特性進(jìn)行設(shè)計(jì),是提高翼型最大升力的有效手段。

薄翼型具有在前緣很短的一段距離即達(dá)到負(fù)壓峰值的固有特性。因此,在翼型上表面前部適當(dāng)調(diào)節(jié)曲率:一則降低前緣附近壓力梯度,以維持失速攻角;二則增加壓力分布曲線面積,以提高失速前升力系數(shù)。此外,增加翼型中后部彎度也可以提高最大升力,但會(huì)增加力矩系數(shù),考慮到基準(zhǔn)翼型的力矩系數(shù)較小,因此不采用該種途徑。設(shè)計(jì)前后翼型外形對(duì)比如圖21所示。8°攻角壓力分布對(duì)比如圖22所示。

圖21 6%厚度翼型高升力設(shè)計(jì)前后外形對(duì)比

圖22 6%厚度翼型高升力設(shè)計(jì)前后壓力分布對(duì)比(α=8°,Ma=0.4,Re=6×106)

圖23、圖24給出了翼型在Ma=0.4,Re=6×106時(shí)的升力系數(shù)曲線和升阻極曲線的定常計(jì)算結(jié)果。翼型均在8°攻角后失速。與基準(zhǔn)OA206翼型相比,設(shè)計(jì)翼型的最大升力系數(shù)稍有提升,失速前阻力明顯減小。但由于上表面負(fù)壓峰值增加,當(dāng)馬赫數(shù)增加時(shí),上表面激波強(qiáng)度增強(qiáng),導(dǎo)致高升力系數(shù)下的阻力增加,如圖25所示。因此,針對(duì)薄翼型,以提升最大升力系數(shù)為目標(biāo)進(jìn)行前緣外形改進(jìn)設(shè)計(jì)時(shí),如采用改變前部曲率以增加前部壓力曲線面積的方法,則需要兼顧中、高馬赫數(shù)上表面激波強(qiáng)度。

表2列出了6%厚度翼型設(shè)計(jì)前后的氣動(dòng)性能對(duì)比,音速雷諾數(shù)取1.5×107。設(shè)計(jì)翼型在0.4Ma的最大升力系數(shù)提升1.4%,阻力發(fā)散馬赫數(shù)和力矩特性基本維持,中等馬赫數(shù)的阻力系數(shù)增加了2.5%。由結(jié)果可見(jiàn),單純依靠對(duì)薄翼型前緣局部外形作微調(diào)來(lái)提升最大升力系數(shù)的收益較小。

表2 6%相對(duì)厚度翼型設(shè)計(jì)前后氣動(dòng)性能對(duì)比

6 結(jié)論

本文通過(guò)對(duì)兩個(gè)厚度的旋翼翼型開展數(shù)值模擬,分析了翼型的不同失速形態(tài),并從翼型表面壓力分布的角度解釋了引起翼型失速現(xiàn)象的機(jī)理。然后根據(jù)不同厚度翼型的失速機(jī)理,開展了兩個(gè)厚度旋翼翼型的失速特性參數(shù)影響研究。本文結(jié)論如下:

1) 厚翼型的失速現(xiàn)象通常是由后緣出現(xiàn)流動(dòng)分離開始。失速初期表現(xiàn)為上表面后緣出現(xiàn)穩(wěn)定的分離渦結(jié)構(gòu);隨攻角增加,分離區(qū)域向翼型前緣方向擴(kuò)展,一般翼型失速特性較為和緩。

2) 薄翼型的失速通常由前緣流動(dòng)分離引起。翼型上表面分離渦周期性脫落,使得上表面階段性地存在較大范圍的分離區(qū),導(dǎo)致翼型流場(chǎng)劇烈變化,表現(xiàn)出顯著的非定常特性。

3) 對(duì)于發(fā)生后緣分離的厚度較大的旋翼翼型,可以通過(guò)提高翼型前緣曲率,同時(shí)抑制后緣流動(dòng)分離的方式,達(dá)到提高最大升力的效果;在調(diào)整后緣流動(dòng)時(shí)要兼顧力矩特性。

4) 受限于最大厚度和前緣半徑,薄翼型的失速一般情況下皆由前緣失速主導(dǎo)。旋翼翼型設(shè)計(jì)時(shí),首先需要避免前緣過(guò)早分離引發(fā)失速提前。在失速攻角不發(fā)生明顯變動(dòng)的前提下,可以通過(guò)適當(dāng)增加壓力曲線前部面積來(lái)提升翼型最大升力并維持較低力矩,但需注意兼顧高馬赫數(shù)激波強(qiáng)度。