倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰研究

王琦, 曾祥伟

(南昌航空大学 飞行器工程学院, 江西 南昌 330063)

倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰研究

王琦, 曾祥伟

(南昌航空大学 飞行器工程学院, 江西 南昌 330063)

基于FLUENT流体力学软件,进行了倾转旋翼机旋翼/机翼干扰流场的模拟和分析。描述了计算模型的建立和模型网格划分的过程,为数值模拟提供了一个完整的流动模型,并模拟了机翼的压力分布;通过改变旋翼桨叶安装角和旋翼相对机翼高度得出机翼所受压力的变化规律。计算结果表明,悬停状态下,倾转旋翼机旋翼与机翼之间存在气流干扰,其中机翼上表面受到旋翼下洗气流的压力沿展向某一较小范围发生明显突变;机翼上表面受到旋翼下洗气流的气动干扰中心点压力和最大压力范围,在一定范围内随着旋翼安装角增加而增大,但中心位置变化不大;随旋翼相对机翼高度减小而增大,气动干扰中心点向机身方向前移。根据这一规律,对倾转旋翼机的倾转布局提出了一种改进的方法。

倾转旋翼机; 旋翼; 机翼; 气动干扰

0 引言

与固定翼飞机和直升机相比,倾转旋翼机兼具两者的优势,不仅可以像直升机一样垂直起降、悬停,还可以以较高的速度平飞。但在垂直起降和悬停状态,倾转旋翼机的旋翼和机翼之间的气动干扰又使旋翼的效率大为降低,因而旋翼和机翼之间的气动干扰问题成为倾转旋翼机的研究热点。现阶段的研究方法主要有试验、数值模拟(CFD)以及试验和CFD相结合等。近年来,随着CFD方法的发展,国内外工作者进行了大量的研究。文献[1]应用试验和CFD相结合的方法分析了倾转旋翼机超重状态下的性能及气动干扰效果。文献[2]针对四倾转旋翼飞行器的飞机模式前飞状态和准定常过渡状态的流场进行了数值模拟,分析了前旋翼对后旋翼的气动干扰及前后机翼的气动力。但文献[1-2]的研究只针对于单独旋翼,没有涉及旋翼/机翼之间的气动干扰。在国内,文献[3]应用自由尾迹方法对旋翼性能进行了计算和分析。文献[4-7]则应用CFD方法分析旋翼机翼流场,分别对旋翼/机翼/机身流场进行了详细分析,但是没有着重研究旋翼流场对机翼产生的影响。目前的研究表明,在悬停状态下,机翼的存在大大降低了旋翼的效率。

本文在前人的研究基础上,利用FLUENT软件进行流场分析,着重模拟沿机翼展向旋翼产生的流场对机翼的影响规律,以提高倾转旋翼飞机的气动效率。

1 计算模型

采用NACA0012翼型作为旋翼翼型。通过Profile导出翼型,采用AutoCAD对翼型进行光顺和封闭处理后导出旋翼翼型。由于形状对展向受力影响不大,为简化计算模型,将机翼简化为一块平板。倾转旋翼机左右旋翼/机翼对称,因此以机翼的中点作对称化处理。采用CATIA创建倾转旋翼机的简化物理模型,旋翼/机翼参数为:旋翼半径2 m;机翼翼展3 m;旋翼相对机翼高度1.5 m;旋翼坐标(3.0, 0.0, 1.5) m。

对所建模型采用CATIA建立三个计算域:圆柱形加密计算域a;整个模型的长方体加密计算域b和整个模型的计算域c。计算域a的几何尺寸为2π×4.4 m×0.1 m,计算域b为16 m×10 m×12 m,计算域c为50 m×50 m×50 m。依次将建好的物理模型及计算域导入Gambit进行布尔运算操作。最终得出计算模型以及局部放大图如图1所示。

图1 计算模型图Fig.1 Calculation model

2 控制方程和模型网格

2.1 控制方程

针对建立的计算模型选择合理的计算方法。计算区域分为旋转区域和固定局域,固定局域采用定常、可压N-S流动模型,计算湍流模型选择k-ε模型;对于旋转区域,采用流体相对旋翼旋转的动参考系方法,选择和固定局域相同的湍流模型。

由于悬停时旋翼转速恒定不变,为了研究旋翼与机翼之间的干扰现象,本文仅讨论稳定状态下的流场情况。在固连于旋翼并以Ω角速度旋转的笛卡尔坐标系下,得到的非定常N-S方程为:

∭VSdV=0

(1)

式中,V为控制体;∂V为其边界面积,法向为n;W为守恒矢量;H和Hv为通量张量;S为源项。

其中,f5,g5和h5分别为:

式中,ρ为密度;p为压强;E为总转能;q=(u,v,w)为绝对速度相对坐标系的投影;r为位置矢量;ω=(0,-Ω,0)为角速度;ix,iy和iz为坐标系单位矢量;K为传热系数;T为温度。湍流脉动动能k方程和湍流能量耗散率ε方程分别为:

Gk+Gb-ρε-YM+Sk

(2)

(3)

式中,粘性系数μ通过Sutherland公式求得;模型常量C1ε=1.44,C2ε=1.92,Cμ=0.09,σk=1.0,σε=1.3。上述常量均由试验获得。采用中心格式的有限体积法对式(1)进行空间离散。将任一个网格单元作为一个有限体积单元(i,j,k),得到如下微分方程:

(4)

式中,Vi,j,k为控制单元体积;Wi,j,k为小单元体的守恒变量;Ci,j,k为升力系数;Di,j,k为人工粘性项。采用高斯-赛德尔迭代法,由式(4)求解原始变量(静压和速度矢量)来确定流场。上述方程采用有限体积方法进行离散,数值格式为Roe格式,空间精度为二阶。

2.2 网格划分

采用非结构网格对模型进行网格划分,整个计算模型以旋翼机翼简化物理模型的原点作为计算模型的原点,计算模型主要为旋翼旋转,因此旋翼、机翼及圆柱形的计算域较密。为了清晰显示流场细节,对模型周围的长方体计算域进行加密;整个大计算域网格较疏,约生成120万网格。旋翼/机翼计算网格如图2所示。

图2 计算网格Fig.2 Computational grid

3 计算与分析

设定旋翼的初始安装角为-8°,计算域c的外表面为压力远场边界条件,机翼、旋翼为壁面边界条件。三个计算域均设置为流体,圆柱形计算域a内流体相对旋翼转速为136 rad/s,以旋翼中心点为旋转原点的轴系为旋转轴系。采用隐式算法进行计算。计算模型先采用层流粘性模型对所建倾转旋翼机简化物理模型进行迭代计算,收敛后选用k-ε湍流模型进行迭代计算,直至收敛。最后对数据结果进行处理分析,得到倾转旋翼机旋翼对机翼气动干扰的规律,分析结果如图3～图6所示。

图3 旋翼速度流场图Fig.3 Flow field chart of rotor velocity

由图3可以看出,在模拟过程中旋翼产生的气流均匀分布,翼尖处未产生激波。翼尖周围速度较大,翼根周围速度较小。气流由于受到旋翼壁面的作用,在翼尖处形成一片阻塞区域。

图4 机翼表面压力云图Fig.4 Pressure chart of wing surface

由图4可以看出,机翼上表面受到旋翼下洗气流的影响,在旋翼掠过的机翼上表面区域压强明显较大,且该区域弦向两端受到的压力最大。

图5 旋翼/机翼干扰速度流线图Fig.5 Streamline of interference velocity between wing and rotor

由图5可以看出,旋翼下洗气流对机翼的影响很明显,尤其在旋翼翼尖投影到机翼上表面的部分区域,下洗气流汇聚在一起流向机翼,随后气流再沿反方向反弹,流向旋翼周围,从而形成旋翼机翼之间气流相互干扰,对倾转旋翼机的稳定性造成影响。

图6 机翼沿展向受到的压力图Fig.6 Pressure chart of the wing in span-wise direction

由图6可知,在机翼1.5～2 m处受力最大,对机翼的影响最大。

其它条件不变,改变旋翼桨叶安装角,由-8°变成-15°,则机翼上表面压力云图和机翼沿展向受到的压力分别如图7、图8所示。

图7 桨叶安装角-15°时机翼上表面压力云图Fig.7 Wing surface pressure chart with a blade installation angle of-15°

图8 桨叶安装角-15°时机翼沿展向受到的压力图Fig.8 Wing surface pressure chart with a blade installation angle of-15°in span-wise direction

与图4和图6相比较,当旋翼桨叶安装角增大时,旋翼产生的升力相应增大,对机翼产生压力也增大,机翼沿展向最大受力处范围也增大,但最大压力中心点变化不大。

桨叶安装角-15°不变，旋翼相对机翼高度由1.5 m变为1 m,机翼上表面压力云图和机翼沿展向受到的压力分别如图9和图10所示。

与图7和图8相比较,当旋翼与机翼相对高度变小时,旋翼对机翼产生的压力和最大压力范围明显增大,最大受力点向机身方向前移,桨叶根部投影到机翼的区域受到的压力依然是最小。

图9 旋翼相对机翼高度为1 m时机翼上表面压力云图Fig.9 Wing surface pressure chart with the height of the rotor relative to the wing being 1 m

图10 旋翼相对机翼高度为1 m时机翼沿展向受到的压力图Fig.10 Wing surface pressure in span-wise direction with the height of the rotor relative to the wing being 1 m

为了减小倾转过程中旋翼/机翼间的气动干扰,可将机翼和发动机短舱同时旋转,但机翼同时旋转势必增加转动惯量。了解了机翼展向所受压力的分布情况,可尽可能地处理好减小转动惯量和减小气动阻力的关系。如选择合适的位置将襟翼分解,外侧与发动机短舱同时旋转,可大大降低悬停状态下旋翼对机翼的气动干扰,同时,也可将转动惯量控制在尽可能小的范围内。

4 结论

对倾转旋翼简化模型进行了建模、网格划分和计算。由计算结果可知,旋翼和机翼流场之间的相互干扰主要来源于旋翼的下洗气流,下洗气流会对机翼产生压力,机翼所受压力在旋翼翼尖附近垂直投影在机翼的区域最大,且机翼前后缘受力较大。随着旋翼安装角的增大,机翼所受压力增大,最大压力范围也有所增大,但是最大受力区域变化不大。随着旋翼相对机翼高度的减小,机翼所受压力增大,最大压力范围也增大,且最大受力区域向机身方向前移。但是在旋翼桨叶根部投影在机翼的区域始终受力最小。可以根据这一规律,对旋翼、机翼之间的关系进行优化,或在压力变化较大的附近将机翼分成两部分,一部分与旋翼短舱同时旋转,另一部分保持不动,这样既大大提高了旋翼气动效率,也不至使转动部分的转动惯量过大。

[1] Hyeonsoo Yeo,Wayne Johnson.Performance and design investigation of heavy lift tilt-rotor with aerodynamic interference effects[J].Journal of Aircraft,2009,46(4):1231-1239.

[2] Sheng C H,Jim C N.Computational simulation and analysis of Bell Boeing quad tiltrotor aero interaction [J].Journal of the American Helicopter Society,2009,54(4):78-195.

[3] 李春华.时间准确自由尾迹方法建模及(倾转)旋翼气动特性分析[D].南京:南京航空航天大学,2007.

[4] 徐恺.倾转旋翼飞行器旋翼/机翼/机身气动干扰计算[D].南京:南京航空航天大学,2007.

[5] 王博.基于CFD方法的直升机旋翼/机身流场模拟及分析[D].南京:南京航空航天大学,2007.

[6] 刘全.悬停和前飞状态倾转旋翼机流场的数值分析[D].南京:南京航空航天大学,2008.

[7] 成宝峰.倾转旋翼机旋翼/机翼/机身干扰流场的数值分析[D].南京:南京航空航天大学,2010.

Researchondynamicsinterferencebetweentherotorandwingoftilt-rotoraircraft

WANG Qi, ZENG Xiang-wei

(School of Aircraft Engineering, Nanchang University of Aeronautics, Nanchang 330063, China)

This paper simulates and analyzes the tilt-rotor/wing interference flow field based on the CFD software FLUENT. It describes the process of the model building and the model grids dividing. The present numerical simulation provides a complete scenario of flow patterns and pressure distribution on the wing. By changing the angle of the rotor blade and the relative height between the rotor and the wing of the tilt-rotor aircraft, it obtains the variation of the pressure which the wing bears. The results show that the airflow interference exists between the rotor and the wing of the tilt-rotor aircraft in the hovering condition. Because of the downwash flow generated by rotor of the tilt-rotor aircraft, the upper surface of the wing suffering from the downwash flow shows a sudden change in a small range along the span-wise direction. The range of maximal pressure and the center point of aerodynamic interference are strengthened by increasing rotor mounting angles, however, the position of the center point changes rarely; which are increased by reducing the relative height between the wing and the rotor of the tilt-rotor aircraft, and the position of the center point move toward the body of the tilt-rotor aircraft. According to the results, the aerodynamic layout can be optimized to enhance the flight efficiency and stability.

tilt-rotor aircraft; rotor; wing; aerodynamic interference

V221.3

A

1002-0853(2013)05-0407-04

2012-12-17;

2013-04-16; < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间:2013-08-21 18:47

航空科学基金资助(2010ZA5603)

王琦(1963-)，男，浙江东阳人，教授，博士，研究方向为飞机总体设计与结构优化、飞行控制;曾祥伟(1985-)，男，江西南康人，硕士研究生，研究方向为飞行器设计。

(编辑：李怡)