雙層平尾對旋翼/平尾干擾的抑制機理研究

孫會迅，孫朋朋，林永峰，曾 偉

(中國直升機設計研究所 直升機旋翼動力學重點實驗室，江西 景德鎮 333001)

0 引言

平尾起到改善直升機縱向操作性及穩定性的作用。小速度前飛時受旋翼尾跡作用，平尾的氣動力突然變化，將引起直升機俯仰力矩的突變，對直升機的操作帶來不利影響[1]。由于現代直升機槳盤載荷增加和機身結構愈發緊湊，旋翼與平尾干擾問題更加突出。常規直升機平尾為單層平尾，設計時考慮平尾的布置位置等參數來減弱旋翼/平尾干擾[2]。然而，最先進的H160 直升機創新地采用雙層平尾設計，給未來直升機平尾設計帶來新的思路。因此，針對雙層平尾的旋翼/平尾氣動干擾問題的研究具有重要意義。

對于旋翼/平尾的氣動干擾問題，國外研究者通過試驗和數值模擬方法開展了大量研究。1998年,Erwin等[3]采用風洞試驗測量了旋翼和T型平尾干擾流場，研究了T型平尾的載荷隨前進比的變化規律，對不同前進比下的旋翼尾跡特點與平尾載荷變化規律進行了詳細分析。2002年，Susan等[4]采用激光測速系統測量了平尾前方流場速度，結果表明：由于旋翼尾跡影響，平尾來流迎角非定常變化，變化范圍達30°。在前進比0.1時，旋翼尾跡對該T型平尾影響最大。在GOAHEAD項目支持下，2012年，意大利宇航局建立了GOAHEAD 直升機模型，Fabrizio[5]試驗研究其三維速度場和流動干擾，分析了平尾引起的抬頭現象,認為槳尖渦沖擊到平尾，產生抬頭現象。M. Biava等[6]采用ROSITA求解器模擬了整個GOAHEAD 直升機模型流場，與試驗結果進行了詳細對比，分析了平尾流場及其平均攻角，認為旋翼尾跡通過增加平尾平均攻角來影響平尾性能。2019年，Markus等[7]采用CFD方法(Computational Fluid Dynamics)和結合自由尾跡模型的非定常面元法模擬了旋翼/平尾干擾問題，模擬結果與全尺寸飛行試驗數據符合較好，同時分析了低平尾和T型平尾氣動干擾規律。國外研究者對單層平尾構型的旋翼/平尾的干擾問題展開了大量研究，目前沒有對雙層平尾構型的旋翼/平尾氣動干擾問題的相關研究。

在國內，中國空氣動力研究與發展中心的孫正榮以及清華大學的譚劍鋒等對單層平尾在不同前進比狀態的旋翼/平尾氣動干擾問題進行了試驗和計算研究[8-9]；王鑫磊等[10]采用數值計算方法研究了前緣縫翼構型平尾氣動特性。然而，針對雙層平尾的旋翼/平尾氣動干擾研究還沒開展過。

鑒于此，本文采用數值計算的方法研究了雙層平尾對旋翼/平尾干擾的抑制機理。流場計算基于動量源模型的CFD方法，采用典型氣動干擾試驗數據對氣動干擾計算精度進行了驗證。參考H160直升機，建立單層和雙層平尾的旋翼/平尾計算模型，對多個前進比下的旋翼/平尾氣動干擾流場進行了計算，分析了單層和雙層平尾的干擾載荷變化規律和流場特征，研究了雙層平尾對旋翼/平尾干擾的抑制機理，為未來直升機平尾設計做有益探索。

1 計算方法及驗證

1.1 基于動量源模型的數值計算方法

采用包含動量源項的CFD方法來計算旋翼/平尾干擾流場，由槳盤模型代替旋翼，即通過作用盤理論將旋轉的槳葉等效為作用盤，作用盤對流場的力來模擬旋翼槳葉對流場的影響。用時間平均的動量源項代替旋翼對流場的效用，再將動量源項添加到控制方程。N-S方程計算時采用有限體積法對空間進行離散；時間離散采用五步Runge-Kutta格式；梯度方法選擇格林高斯方法；湍流模型選擇SA模型；壁面邊界條件為無滑移壁面；遠場邊界條件為壓力遠場?；趧恿吭茨Ｐ偷腃FD方法計算流程如圖1所示。

圖1 基于動量源模型的CFD方法計算流程圖

1.2 計算方法驗證

為證明本文使用的計算方法準確可靠，采用經典的Robin模型驗證計算方法。Robin模型包含超橢圓機身和四片槳葉，旋翼參數如表1所示[11]。

表1 Robin旋翼參數

對計算模型劃分網格，網格類型為四面體和棱柱體混合網格，網格總數約為435萬。圖2為計算網格圖。

圖2 Robin模型計算網格

計算懸停(μ=0.01)和前飛(μ=0.15)兩個狀態，與公布的試驗數據進行對比。配平方法采用牛頓迭代法，配平目標為計算拉力系數與試驗拉力系數一致。

圖3為機身上兩個流向位置的時均壓力分布，計算結果與試驗數據擬合較好，但在x/l等于1.17位置處，有較大偏差。這是由于數值計算時沒有考慮試驗中的支架影響導致的。對比結果表明計算方法能夠準確預測氣動干擾問題。

圖3 機身上兩個流向位置的時均壓力分布

2 雙層平尾的旋翼/平尾干擾研究

2.1 計算模型

旋翼/平尾氣動干擾引起嚴重的直升機穩定性和操縱性問題。旋翼尾流位置隨飛行狀態改變而改變。尾流與平尾干擾，使得平尾處產生很大的力和力矩。本節采用CFD方法獲得了旋翼/平尾干擾計算結果，分析了雙層平尾與單層平尾的氣動干擾特征。

參考H160平尾結構和相對位置，建立雙層平尾與旋翼干擾計算模型，旋翼采用Robin模型中旋翼。本論文目前只考慮旋翼和平尾的氣動干擾問題，因此計算模型中只包含旋翼和平尾。雙層平尾結構如圖4所示，其具體參數如表2所示。

表2 雙層平尾參數

圖4 雙層平尾幾何模型

建立單層平尾為對比模型。平尾主要作用是改善直升機迎角靜穩定性，因此，要保證單層平尾與雙層平尾的的俯仰力矩系數斜率和截距基本相同。如圖5所示，單層和雙層平尾的俯仰力矩系數的斜率和截距基本相等。單層平尾具體參數如表3所示。

圖5 平尾俯仰力矩系數與迎角關系曲線

表3 單層平尾參數

對幾何模型劃分四面體/棱柱混合網格，對平尾周圍進行局部加密。單雙層平尾計算模型的網格設置基本一致，雙層平尾計算模型網格數約為713萬，單層平尾計算模型網格數約為347萬。網格如圖6所示。

圖6 計算模型網格截面圖及局部放大圖

在相同旋翼拉力系數(CT=0.0064)下，計算不同前進比下的旋翼/平尾干擾流場。配平方法為牛頓迭代法，配平變量為總距、橫向和縱向周期變距，軸傾角按照Robin試驗結果給定。

2.2 旋翼/平尾氣動干擾結果分析

本節對計算結果進行分析，分析雙層平尾與單層平尾的氣動干擾特征。首先探討平尾的干擾載荷隨前進比的變化規律；之后通過流場分析和壓力分布對比，探討雙層平尾對旋翼/平尾干擾的抑制機理。

2.2.1 干擾載荷

圖7為平尾干擾載荷隨前進比變化的關系曲線，干擾載荷為扣除無干擾情況的平尾載荷(垂向力)。在前進比0.01～0.05之間，隨著前進比的增加，旋翼尾跡向尾部移動并撞擊平尾，兩種構型的平尾干擾載荷顯著增加。在前進比0.05狀態，干擾載荷最大，但雙層平尾的干擾載荷約為單層平尾干擾載荷的57%，證明雙層平尾構型可以在小前進比狀態抑制旋翼/平尾干擾，能夠改善過渡飛行狀態下機體姿態劇烈變化。在前進比0.05～0.15之間，旋翼尾跡繼續向后移動，兩種構型平尾的干擾載荷減小。在前進比0.15～0.23時，隨前進比增加，干擾載荷繼續增加。在前進比0.1～0.23之間，單層平尾和雙層平尾的干擾載荷相差不大。

圖7 平尾干擾載荷與前進比關系曲線

圖8為雙層平尾干擾載荷隨前進比變化的關系曲線。上層平尾的干擾載荷隨前進比變化規律與單層平尾的干擾載荷變化規律基本一致，但是上層平尾的干擾載荷數值較低：強干擾狀態(μ=0.05)下，上層平尾干擾載荷約為單層平尾干擾載荷的56%。這是由于雙層平尾的上下雙層設計降低了單層平尾弦長，從而降低了旋翼尾跡撞擊在平尾上而產生的干擾載荷。

圖8 雙層平尾干擾載荷與前進比關系曲線

對于下層平尾，在前進比0.01～0.05之間，下層平尾干擾載荷很小且基本不變，表明下層平尾受旋翼尾跡干擾較??；在前進比0.1～0.23之間，下層平尾干擾載荷變化規律與上層平尾干擾載荷變化規律基本一致。

2.2.2 旋翼/平尾干擾流場

以單層平尾流場為例分析旋翼/平尾的干擾過程。如圖9所示，近懸停狀態(μ=0.01)，在旋翼下方尾流向內收縮，平尾沒有受到旋翼尾流干擾；前進比為0.05時，旋翼尾流向后方偏斜，尾流撞擊平尾，平尾沉浸在旋翼尾流中，此時旋翼/平尾干擾嚴重，平尾干擾載荷很大；前進比為0.15時，旋翼尾流繼續向后方偏斜，尾流不再直接撞擊平尾，對應平尾載荷顯著下降；前進比為0.23時，尾流繼續向后方偏斜，此時平尾干擾載荷仍比較大，有文獻[12-13]指出這是與渦線的扭曲和拉伸作用有關的另一種形式的干擾，此時干擾峰值比尾流撞擊平尾時的干擾峰值小。

圖9 不同前進比下，旋翼誘導速度分布及流線圖

2.2.3 雙層平尾抑制干擾機理分析

由圖7平尾干擾載荷與前進比關系曲線可知，在前進比0.05狀態下，旋翼/平尾干擾效應顯著，雙層平尾對旋翼/平尾干擾有明顯的抑制作用。本節對前進比0.05狀態下的流場展開分析，對雙層平尾干擾抑制機理進行討論。

如圖10(a)旋翼干擾下的單層平尾表面壓力云圖所示，在強干擾狀態下(μ=0.05)，旋翼尾流沖擊單層平尾，氣流沖擊使得單層平尾上翼面壓力增大。如圖10(b)旋翼干擾下的雙層平尾表面壓力云圖所示，上層平尾的壓力分布與單層平尾壓力分布相似，也受到旋翼尾流的沖擊，但雙層平尾的上下雙層設計降低了上層平尾的面積，從而降低了旋翼尾跡撞擊在平尾上而產生的干擾載荷。除端部外，下層平尾壓力較小，與無旋翼干擾狀態下的下層平尾壓力分布(如圖10(c)所示 )基本相同。這是由于上層平尾對下層平尾的遮擋作用，減弱了下層平尾受到的旋翼尾跡干擾。

圖10 前進比為0.05時，平尾表面壓力

定義壓力系數為：

Cp=(P-P∞)/(0.5×ρV∞2)

(1)

其中，P∞為遠場壓力，V∞為自由來流速度。

由圖11Y=0(平尾的對稱截面)剖面的壓力系數分布發現，單層平尾和雙層平尾的上層平尾的剖面壓力分布基本一致。壓力分布特征表明，受旋翼尾跡影響，平尾處于大負迎角環境。由于旋翼尾跡的撞擊，單層平尾和雙平尾的上層平尾的上表面壓力系數為正。而下層平尾的翼型剖面壓力系數全為負，下層平尾載荷較小，表明下層平尾受旋翼尾跡影響較小。

圖11 前進比0.05時，平尾Y=0剖面壓力系數分布

下層平尾展向剖面的壓力分布如圖12所示，不同剖面處壓力分布特點不同，大部分剖面處流動為逆壓流動。由圖13雙層平尾Y=0截面的壓力云圖和流線圖可知，旋翼尾流撞擊上層平尾，氣流在上層平尾上表面滯止，壓力增大。

圖12 前進比0.05時，下層平尾展向剖面的壓力系數分布

圖13 前進比0.05時，Y=0截面的壓力云圖和流線圖

上層平尾阻擋旋翼尾流，從而避免了下層平尾受到旋翼尾流沖擊，因此上層平尾的遮擋作用抑制了旋翼尾流對下層平尾的干擾。

3 結論

本文建立了單層和雙層平尾的旋翼/平尾氣動干擾計算模型，分析了旋翼干擾下的平尾氣動特性和流場，研究了雙層平尾抑制旋翼/平尾干擾的機理，主要得到以下結論：

1)雙層平尾對旋翼/平尾干擾有抑制作用，能夠改善過渡飛行狀態下機體姿態劇烈變化。小前進比(μ=0.05)狀態下，相比單層平尾，雙層平尾的干擾載荷下降約43%。

2)上層平尾的干擾載荷變化規律與單層平尾的干擾載荷變化規律基本一致，表明上層平尾干擾載荷主要是受旋翼尾跡影響。強干擾狀態(μ=0.05)上層平尾干擾載荷約為單層平尾的干擾載荷的56%，這是由于雙層平尾的上下雙層設計降低了單層平尾弦長，從而降低了由于旋翼尾跡撞擊而產生的干擾載荷。

3)小前進比狀態，下層平尾處在上層平尾的尾流區中，其周圍流動十分復雜；上層平尾的遮擋作用減弱了旋翼尾跡對下層平尾的沖擊干擾，抑制了旋翼/平尾干擾。