傾轉旋翼機懸停狀態氣動干擾分析

李尚斌，江露生，林永峰

(中國直升機設計研究所直升機旋翼動力學重點實驗室，景德鎮 333000)

傾轉旋翼機具備垂直起降和懸停能力，飛行速度遠高于常規直升機，具有良好的任務靈活性和廣泛的用途。

懸停作為傾轉旋翼機一種重要飛行狀態，其旋翼/機身干擾對氣動性能有重要影響。國外，針對V-22 等機型開展了系統研究，包括孤立旋翼氣動特性、槳葉表面壓力及載荷研究[1-2]、旋翼/機翼氣動干擾特性研究[3-5]、全機懸停/過渡/前飛等典型狀態氣動特性研究[6-9]以及全機氣彈綜合特性研究[10-11]等。國內，旋翼類飛機的研究主要集中在螺旋槳飛機[12-13]、直升機[14]和旋翼無人機[15-16]，對于傾轉旋翼機，采用動量源法、自由尾跡法或CFD 方法對孤立旋翼氣動特性及旋翼/機身干擾開展了一定的數值研究[17-20]；針對孤立旋翼性能、噪聲特性進行了試驗研究[21-22]。國內研究主要集中在數值模擬方面，試驗研究相對偏少，懸停狀態的研究大多是針對機翼不偏轉或襟翼偏轉狀態。鑒于此，該文開展了懸停狀態氣動干擾風洞試驗和數值模擬研究。試驗中，測量了懸停狀態下的旋翼升力和扭矩以及半模機翼的氣動力。采用運動嵌套網格方法，通過求解N-S 方程對機翼傾角0°和90°兩種狀態進行數值模擬，結果表明：不考慮機身氣動力時，孤立旋翼、機翼攻角0°和機翼攻角90°三種狀態下旋翼氣動特性差異不明顯；考慮機身氣動力時，機翼傾角0°時，機身產生可觀的向下氣動力，單片槳葉和機身出現強烈非定常氣動特性。

1 試驗設備

對主要試驗設備簡介，包括風洞、模型、測量設備、數據采集和支撐系統。

試驗在中國直升機設計研究所旋翼動力學重點實驗室進行，試驗風洞為8 m×6 m 開口低速直流式風洞。該風洞風速范圍為5 m/s～50 m/s，局部氣流偏角Δα≤0.5°、Δβ≤0.5°，湍流度ε≤0.5%，適合直徑4 m 以下的旋翼懸停和前飛試驗。

模型主要包括旋翼模型和機身模型。旋翼模型為萬向鉸型式，俯視逆時針，槳轂半徑0.22 m，槳葉半徑2.2 m，槳葉片數為3。機身模型為半模模型，參考了V22 外形，按1∶5.2636 縮比得到，出于減重考慮，去除了機腹并對機頭進行了修改，主要由對稱板、主機身、平垂尾和機翼組成，長2.6549 m、寬1.3280 m、高0.9276 m。

數據測量設備包括旋翼六分量天平、扭矩天平以及機翼六分量天平，六分量天平均為力傳感器組裝成的合式天平，載荷由應變式力傳感器及壓電晶體傳感器組成的測力器來測量，旋翼扭矩由扭矩傳感器測量。

數據采集為基于LX 總線的分布式模塊化EX1629系統，單臺為48 通道，能對天平信號進行實時選代解算得到六個分量。

包括旋翼和機身兩套支撐系統。旋翼支撐系統為α 機構，能實現俯仰角和偏航角的控制，由1 臺180 KW 電機連接，能驅動旋翼旋轉和旋翼軸傾轉，電機轉速由變頻器控制，用以控制旋翼旋轉速度和傾轉速度，旋翼軸傾轉的角度控制由專用控制系統控制，可以實現任意角度的傾轉定位；機身支撐系統為隨動機構，和旋翼支撐系統各自獨立，能實現水平和垂直兩個方向上的運動，以確保旋翼傾轉時旋翼/機身相對位置不變。圖1 為機翼攻角0°，懸停狀態試驗裝置圖。

圖1 試驗裝置圖Fig.1 Testing equipment

2 數值模擬

2.1 計算網格

計算網格采用結構運動嵌套網格，包括槳葉網格、機身網格和背景網格。槳葉網格為C 型網格，采用基于Poisson 方程的橢圓方程生成，周向、法向和徑向的網格數量為153×49×105，第一層網格距物面的距離為1×10-5倍弦長；機身網格數量為5.18×106；背景網格為笛卡爾網格，在旋翼/機身處進行了加密，整個背景網格數量為1.33×106。

2.2 計算方法

直角坐標系下，以三維可壓非定常N-S 方程組的守恒積分形式作為主控方程：

式中：

ρ 為 密度； (u,v,w) 速 度分量；e為單位質量氣體的總能量； ?V為某一固定區域V的邊界；n為邊界的外法向量。為封閉N-S 方程，引入狀態方程：

以上各式其他符號詳細描述見文獻[23]。

湍流模型采用一方程SA 模型，該模型是依據經驗、量綱分析和對分子黏性的選擇性依賴得到渦黏性系數的輸運方程，既不需要分成內外層模式、壁面模式和尾流模式，又不需要推導渦黏性系數的精確的輸運方程，而是采用近似的輸運方程，相對于兩方程湍流模型的計算量小，并具有較好的中等分離流動模擬能力，精度和效率較高，在工程實踐中得到了廣泛的運用。

離散格式為Jameson 二階中心差分格式，為了避免了數值振蕩，加入了由二階、四階混合導數組成人工黏性項。

時間推進為LU-SGS 格式，為提高非定常計算的效率，還耦合使用了雙時間方法，物理時間步過大容易帶來數值誤差，為了保證一定精度和分辨率以及計算效率考慮，物理時間步長取旋翼旋轉0.25°方位角所需時間。

物面采用無滑移邊界條件，即流體與物面的相對速度為零；遠離機翼和旋翼的遠場背景網格采用Riemann 不變量的遠場邊界條件。

2.3 算法驗證

為了確保試驗數據的準確性，進行了標定和重復性試驗。旋翼扭矩天平標定公式、旋翼和機翼六分量天平標定公式如下：

式(3)中：Q/(N·m)為扭矩天平測得的扭矩；ΔU為扭矩應變片測得的電壓差值；式(4)中左邊為三個方向的力以及力矩，右邊為各項系數，具體見表1；式(5)中左邊表示與初讀數的差值，右邊表示各應變片測得的電壓。三個天平應變片所測電壓以10 μV 表示1 個單位。

表1 天平標定系數表Table 1 Balance calibration coefficient

表1 為天平標定系數表，包括旋翼天平和機翼天平，計算迭代不少于7 次。扭矩天平標定正確度為0.22%，精密度為0.07%；旋翼天平和機翼天平力標定正確度為0.2%，精密度為0.05%，力矩標定正確度為0.3%，精密度為0.05%。表2 為槳葉總距16°、機翼攻角0°、槳尖馬赫數0.437 狀態的重復性試驗結果，從表2 中可知各測量值重復性相對誤差均在0.5%以下。

表2 重復性試驗Table 2 Repeatability test results

采用試驗模型依據試驗狀態對算法進行驗證，包括孤立旋翼懸停狀態和旋翼/機身懸停狀態。

圖2 為懸停狀態試驗模型扭矩系數隨拉力系數變化圖，機翼攻角0°，槳尖馬赫數為0.437。圖2中“半模模型旋翼+試驗”表示半模試驗狀態，拉力為旋翼拉力減去機翼升力(定義機翼升力方向向下為正，和升力方向定義相反)；“半模模型旋翼+計算”表示半模計算狀態，拉力為旋翼拉力減去機翼升力。從圖2 中可以看出，對于旋翼氣動力，計算結果和試驗結果總體保持一致。

圖2 試驗模型扭矩系數隨拉力系數變化圖Fig.2 CQ changing with CT of test model

圖3 為試驗模型機翼升力系數隨旋翼拉力系數變化圖，機翼升力系數計算時，參考速度為旋翼槳尖速度，參考面積為旋翼槳盤面積。從圖3可以看出，對于機翼氣動力，計算結果和試驗結果總體保持一致。

圖3 試驗模型機翼升力系數隨拉力系數變化圖Fig.3 CL of wing changing with CT of test model

從圖2 和圖3 可以看出，對于旋翼和機翼氣動力，計算結果和試驗結果總體保持一致，存在的差異主要原因有兩個：1)槳轂系統、動力系統和天平系統實際外形復雜，計算對各系統進行了簡化處理；2)試驗模型機身和機翼是分離設計，之間有機械間隙，存在一定的氣流繞流。經上述分析，判定計算方法可信。

3 計算結果分析

為了能反映真機狀態氣動特性，以 V22 為參考，采用半模對稱邊界條件，對全尺寸模型真機運行狀態進行模擬。旋翼直徑11.58 m，翼展13.96 m，弦長2.56 m，機翼無上反和前掠，安裝角為0°，槳尖馬赫數0.708。

結果分析中涉及拉力系數CT、升力系數CL、扭矩系數CQ、壓力系數CP和懸停效率FM的計算，具體公式如下：

式中：T/N 為拉力；L/N 為升力(定義方向向下為正)；Q/(N·m)為旋翼扭矩；Ω/(rad/s)為旋翼轉速；ρ/(kg/m3)為空氣密度；P/Pa 為當地壓力；P∞/Pa 為無窮遠壓力。

3.1 氣動力分析

圖4 為扭矩系數隨拉力系數變化圖，圖5 為懸停效率隨拉力系數變化圖，圖6 為機身升力系數隨旋翼拉力系數變化圖。圖4～圖6 中旋翼槳尖馬赫數均為0.708，數據為旋翼旋轉一圈的平均值。圖4 和圖5 中“機翼攻角0°+”表示機翼攻角0°狀態，拉力為旋翼拉力減去機身升力；“機翼攻角90°+”表示機翼攻角90°狀態，拉力為旋翼拉力減去機身升力。從圖4 和圖5 可以看出，不考慮機身升力時，機身對旋翼總體性能影響不明顯；考慮機身升力時，在機翼攻角0°時，全機懸停效率大幅降低；從圖6 看出，當機翼攻角0°時，機身升力隨旋翼拉力增大而增大，當機翼攻角90°時，機身升力小。

圖4 扭矩系數隨拉力系數變化圖Fig.4 CQ changing with CT

圖5 懸停效率隨拉力系數變化圖Fig.5 FM changing with CT

圖6 機身升力系數隨拉力系數變化圖Fig.6 CL of fuselage changing with CT

表3 為旋翼拉力系數與機身升力系數對比，表中φ7表示以0.7r/R處弦長為參考的槳葉總距。從表3 中可以看出，機翼攻角0°時，機身向下力與旋翼拉力平均比值為18.20%，導致全機懸停效率大幅降低；機翼攻角90°時，機身向下力與旋翼拉力平均比值為0.4%。這對機翼懸停狀態姿態設計、槳葉氣動設計以及指標提出能提供一定參考。

表3 拉力系數與機身升力系數對比Table 3 Comparison between CT and CL of fuselage

選取槳葉總距12°狀態分析氣動力非定常特性。圖7～圖10 分別為單片槳葉拉力系數、旋翼拉力系數、旋翼扭矩系數和機身升力系數隨方位角變化圖，定義槳葉處于機翼正上方時為0°方位角，方向同旋翼轉向一致，具體見圖7。從圖7 可以看出，對于單片槳葉非定常特性明顯；從圖8和圖9 可以看出，對于旋翼拉力系數和旋翼扭矩系數，機翼攻角0°時的非定常特性強于機翼攻角90°時狀態；從圖10 可以看出，機翼攻角0°時的向下氣動力明顯大于機翼攻角90°時狀態，均有明顯非定常性。

圖7 單片槳葉拉力系數隨方位角變化圖Fig.7 CTB of single blade changing with azimuth

圖8 拉力系數隨方位角變化圖Fig.8 CT changing with azimuth

圖9 扭矩系數隨方位角變化圖Fig.9 CQ changing with azimuth

圖10 機身升力系數隨方位角變化圖Fig.10 CL of fuselage changing with azimuth

表4 為機翼攻角0°、90°兩種狀態，各部件拉力/升力系數和扭矩系數的平均值與動態值對比表，平均值指旋翼旋轉一圈平均值，動態值指與平均值差值的最大值的絕對值。從表4 可以看出，0°機翼攻角時，對于單片槳葉，拉力系數動態值大，動態值與平均值比為9.8%；對于旋翼，拉力系數和扭矩系數動態值較??；對于機身，0°機翼攻角動態值與平均值比為18.38%，90°機翼攻角動態值與平均值比大，但其平均值小。這些結果對強度壽命評估能提供一定參考。

表4 平均值與動態值對比Table 4 comparison between average value and dynamic value

3.2 流場分析

選取槳葉總距12°狀態分析流場，圖11～圖16均由方位角0°數據繪制獲得。

圖11 機翼0°攻角下y 向速度云圖Fig.11 Vy cloud diagram at α=0°

圖11 為機翼0°攻角(α)下y向速度(Vy)云圖、圖12 為機翼90°攻角下y向速度云圖，云圖位置均為過旋翼中心且與x軸垂直的平面，圖11 和圖12中Vtip表示槳尖切向速度。從圖11 可以看出，氣流在對稱面存在明顯的向上速度，這是由于下洗流受到機翼機身的阻擋，改變流向向對稱面流動，相遇后再次改變方向向上流動；從圖12 可以看出，機翼傾轉90°后，對稱面上向上速度明顯減小，但受機身影響，也存在較小的向上速度。

圖12 機翼90°攻角下y 向速度云圖Fig.12 Vy cloud diagram at α=90°

圖13 為機翼0°攻角下機身表面壓力云圖，圖14為機翼90°攻角下機身表面壓力云圖。從圖13 可以看出，機翼攻角0°時，高壓區主要分布在槳葉正下方機翼上表面以及機身對稱面處；從圖14 可以看出，機翼攻角90°時，高壓區主要分布在槳葉正下方機翼前緣下表面處。

圖13 機翼0°攻角下機身表面壓力云圖Fig.13 Pressure cloud diagram of fuselage surface at α=0°

圖14 機翼90°攻角下機身表面壓力云圖Fig.14 Pressure cloud diagram of fuselage surface at α=90°

圖15 為機翼0°攻角下渦量云圖、圖16 為機翼90°攻角下渦量云圖，云圖位置均為過旋翼中心且與x軸垂直的平面。從圖15 和圖16 可以看出，在機身對稱面上形成一定渦，機翼攻角0°時，渦分布位置相對90°時更靠上方并且強度更強，受旋翼、短艙及機翼影響，槳葉根部短艙周圍存在復雜渦分布。

圖15 機翼0°攻角下渦量云圖Fig.15 Vorticity cloud diagram at α=0°

圖16 機翼90°攻角下渦量云圖Fig.16 Vorticity cloud diagram at α=90°

4 結論

采用設計的計算模型，在計算范圍內，通過上述分析，得出了以下結論：

(1)該文采用的數值模擬方法能有效地模擬傾轉旋翼機懸停狀態氣動特性；

(2)當不考慮機身氣動力時，機身對旋翼氣動特性影響不明顯，即孤立旋翼、機翼攻角0°和機翼攻角90°三種狀態下旋翼氣動特性差異不明顯；

(3)當考慮機身氣動力時，機翼攻角0°時，機身產生向下氣動力與旋翼拉力占比平均為18.2%，機翼攻角90°時，平均為0.40%，這對機翼懸停狀態姿態設計、槳葉氣動設計以及指標提出能提供一定參考；

(4)機翼攻角0°時，單片槳葉和機身氣動力出現強烈非定常特性，其中槳葉拉力系數動態值與平均值比為9.80%，機身升力系數動態值與平均值比為18.38%，這對槳葉、機翼強度與壽命評估能提供一定參考。