共轴式双旋翼直升机桨毂减阻设计方法研究

龙海斌，吴裕平，朱仁淼

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

共轴式双旋翼直升机桨毂减阻设计方法研究

龙海斌，吴裕平，朱仁淼

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

针对共轴式双旋翼直升机高速前飞时桨毂产生的阻力在全机阻力中占比很大的问题，采用参数化建模方法对某型共轴式双旋翼直升机的桨毂进行了减阻设计，然后采用CFD对该型机桨毂和各减阻方案进行了数值模拟计算。通过深入研究桨毂各部件的阻力特性和流场数据，剖析了桨毂阻力的产生机理，结果表明上下椭圆形回旋体+瘦腰圆柱体带切线后体整流罩的减阻方案能降低52%左右的阻力，中间轴整流罩尾缘的压力分布对减阻的效果有比较大的影响。类似地，该研究成果对降低共轴高速直升机的桨毂阻力具有显著效果。

直升机;共轴式双旋翼;桨毂;减阻;参数化

0 引言

单旋翼直升机无遮蔽的桨毂在前飞时产生的阻力约占全机阻力的25%～30%，而共轴式双旋翼直升机(包括卡式共轴直升机和共轴刚性双旋翼直升机)的桨毂由于表面结构复杂、迎风面积更大，前飞时其产生的阻力达到全机阻力的50%左右。近年来直升机不断地向高速化发展，而高速前飞时桨毂将产生更大的气动阻力，因此非常有必要对共轴式双旋翼直升机桨毂进行减阻设计与研究。国外从20世纪70年代末就开始对共轴式双旋翼直升机桨毂减阻进行研究。Felker等采用XH－59A共轴刚性双旋翼直升机的全尺寸和1/5缩比的机身模型，对影响桨毂阻力的参数进行了研究，同时研究了共轴双桨毂整流罩的阻力特性［1］。Young等通过风洞试验对比研究了单旋翼和共轴双旋翼直升机桨毂的减阻特性，结果表明桨毂减阻可通过选择合理的整流罩实现［2］。Brian等采用经试验数据验证过的CFD方法为X2型机设计了一个桨毂整流罩方案并进行了风洞试验［3］。文献［4］对XH－59A共轴刚性双旋翼直升机的桨毂模型进行了阻力计算，发展了采用非结构网格的不旋转的共轴刚性双桨毂阻力评估软件。

国内对共轴式双旋翼直升机桨毂减阻的研究相对比较少，起步也比较晚。曾伟、林永峰、黄水林等对三种不同构型的共轴刚性双旋翼桨毂模型进行了阻力计算，结果表明在上下桨毂布置钝椭圆整流罩和在桨毂轴布置翼型形状整流罩的组合减阻效果最好［5］。朱正、招启军、原昕等采用Fluent软件对五种高速直升机桨毂整流罩进行了大速度前飞状态下的阻力计算分析［6］。何龙、王畅、唐敏等对不同的共轴刚性旋翼直升机桨毂模型进行风洞试验发现对称光滑的桨毂是否旋转对阻力影响非常小，而各整流罩之间缝隙的宽窄对阻力影响比较大［7］。

本文首先对某型共轴式双旋翼直升机桨毂(简称某型机桨毂)的结构表面特征进行了分析，在此基础上采用参数化方法设计了三种不同减阻方案，并对该型机桨毂和三种减阻方案进行了大速度前飞状态下的阻力数值模拟。得到了该型机桨毂和三种减阻方案在不同攻角下的总阻力和压差阻力等气动力数据以及压力分布、流线等流场数据，最后根据计算结果分析了影响桨毂阻力的因素。

1 桨毂减阻设计方法

减阻设计的目标是降低共轴式双旋翼直升机桨毂的阻力，根据之前的研究成果与工程实践可知，比较有效的方法是在上、下桨毂及中间轴外围加装整流罩，以降低桨毂周围的流动分离，同时控制整个桨毂表面积增大过多。某型共轴式双旋翼直升机桨毂表面有各种拉杆、凸起等小部件，整流罩很容易与桨毂本身的部件产生干涉，同时还要考虑相互反向旋转的上、下桨毂之间的相对运动，因此减阻设计难度比较大。而参数化设计方法通过对几个关键参数的调整可以快速地设计出不同的产品，因此采用参数化设计方法来进行桨毂减阻设计。设计的流程如图1所示。

首先根据公开发表的资料绘制出某型机桨毂结构表面图。为了使迎风面积和与空气接触的表面积最小，同时考虑设计与制造的可行性等元素，采用两种方法来设计上、下桨毂整流罩。第一种方法是用最小旋转包络面的形式，选取a1，a2…a11这11个点的坐标为关键设计参数，以此来调整上桨毂整流罩的位置与形状，如图2(a)所示。第二种方法是用椭圆形回旋体的形式，选取椭圆形回旋体中心偏移量k、椭圆长半轴长度a和短半轴长度b为关键设计参数。上、下桨毂整流罩的方程式如下:

中间轴整流罩的设计过程与上桨毂整流罩类似，总共采用三种方式进行中间轴整流罩设计。第一种方式是用圆柱体形式，关键设计参数为圆柱体半径r，其中圆柱体圆截面中心在中间轴中心处。第二种方式是用瘦腰圆柱体带切线后体的形式，关键设计参数是上中下三个圆柱截面的半径r1，r2，r3以及对应后体尾缘三个点的坐标a4，a5，a6，其中圆柱体圆截面中心在中间轴中心处，如图3(a)所示。第三种方式是前缘翼型+切线后体的形式，关键设计参数为上下截面翼型参数k1，k2，翼型前缘点坐标a1，a2及对应后缘两个点的坐标a3，a4，如图3(b)所示。

参照之前共轴式双旋翼直升机桨毂阻力数值模拟的研究成果［5－6］，选取了三种组合减阻方案进行CFD计算:方案一为上下椭圆形回旋体+圆柱体的形式;方案二为上下椭圆形回旋体+瘦腰圆柱体带切线后体的形式;方案三为上下椭圆形回旋体+前缘翼型+切线后体的形式。

2 阻力计算与结果分析

2．1 网格划分与计算设置

某型机的桨毂有比较多的支臂、拉杆等结构，结构表面形状比较复杂。各减阻方案的上下整流罩也有部分伸出的支臂。因此对流动比较复杂的区域以及尾流区域进行了网格加密处理。网格划分示意图如图4所示。

针对直升机大速度前飞状态下的桨毂阻力计算，设置模拟风速为288Km/h，计算攻角分别为:－4°，0°，4°。飞行环境条件为海平面高度，温度为288K。计算过程中采用S－A湍流模式，空气为理想气体。由于风洞试验结果［7］显示上下桨毂整流罩是否旋转对阻力影响非常小，因此在计算过程中没有考虑上、下桨毂的旋转，同时认为各部件整流罩之间是密闭相接的。

2．2 气动力特性分析

通过CFD数值模拟得到了某型机桨毂和各减阻方案的总阻力、粘性阻力及压差阻力等气动力数据特性。

分析表1中的总阻力值可以看出，相比于某型机桨毂，三个减阻方案都有比较好的减阻效果，其中减阻方案二的总阻力降低了约52．4%，降幅最大。而粘性阻力主要与表面积大小相关，因此各减阻方案的粘性阻力都有所增加。从阻力随攻角的变化情况来看，0°攻角时总阻力最小，随着攻角的增大，总阻力和压差阻力都增大。

从表1中也可以看出各方案的压差阻力都占到总阻力的90%以上，粘性阻力所占的比例比较小。因此减阻设计时需重点考虑如何减少尾缘的流动分离，降低压差阻力，同时防止粘性阻力出现大幅度增长。

由于共轴式双旋翼直升机桨毂主要由上、下桨毂和中间轴组成，表2给出了这三个部件的阻力值、占总阻力的百分比和各减阻方案的阻力降低百分比。从部件的减阻效果来看，中间轴整流罩的减阻效果最好，其中减阻方案二中间轴部分的减阻幅度最大。上桨毂的阻力降低幅度比下桨毂大，这表明中间轴整流罩的形状对上、下桨毂整流罩尾部区域的流动都有影响，但是对上桨毂整流罩的影响更大。因此在中间轴整流罩设计时不仅要考虑其自身的减阻，更需要考虑它对上下桨毂整流罩尾流的影响。从各部件阻力对总阻力的贡献值来看，上桨毂阻力对总阻力的贡献变化比较小，中间轴阻力变化最大。对比分析可以发现下桨毂阻力对总阻力的贡献越大，则减阻效果越好。

表1 某型机桨毂和各减阻方案阻力值及组成

表2 0°攻角时桨毂部件阻力值特性

2．3 流场分析

CFD数值模拟结果中包含了流场压力分布、流线等流场数据，分析这些流场数据对认识桨毂减阻机理也非常有帮助。从图5桨毂尾缘的压力分布可以看出各方案尾缘的压力分布相差比较大，其中某型机桨毂与减阻方案一尾缘的压力比较小，方案二和方案三尾缘的压力相对比较大，其中减阻方案二尾缘的压力分布相对比较均匀。对比各方案可以看出尾缘的压力越大，分布越均匀，桨毂或整流罩在来流方向前后的压差就越小，压差阻力也越小，因此总阻力也越小。

图6给出了y=0截面的流线矢量图，从图中可以看出某型机桨毂周围的流动比较复杂，尾缘区域流动分离比较严重。加装整流罩之后气体流动变得更流畅，但是在上、下桨毂整流罩后缘附近区域的气体流动比较复杂，这些区域的气体流动很容易产生分离，因此会产生比较大的压差阻力。

3 结论

通过采用整流罩包裹桨毂与中间轴，然后采用CFD计算和分析共轴式双旋翼桨毂减阻前后的气动力特性与流场数据，得出如下结论:

1)共轴式双旋翼直升机桨毂阻力主要是桨毂前后压力差引起的，这是由于桨毂的结构复杂导致流动分离，减阻设计的主要目标是降低压差阻力。

2)在中间轴整流罩后缘增加带切线的后体能明显改变整流罩后缘的压力分布，同时也引起整个桨毂阻力的变化。中间轴整流罩尾缘的压力越大、分布越均匀，整个桨毂的总阻力越小。

3)从上、下桨毂和中间轴三个部件来看，中间轴整流罩的减阻效果最好，同时中间轴整流罩能影响上、下桨毂整流罩的减阻效果，从而引起整个桨毂减阻效果的变化。

［1］ FelkerF F．An experimental investigation of hub drag on the XH－59A［R］．AIAA－85－4065，1985．

［2］ Young L A，Graham D R，Stroub R H．Experimental investigation of rotorcraft hub and shaft fairing drag reduction［J］．AIRCRAFT，1987，24(12):110－123．

［3］ Wake B E，Hagen E，Ochs S S，et al．Assessment of Helicopter Hub Drag Prediction with an Unstructured Flow Solver［C］．Proceedings of American Helicopter Society 65th Annual Forum．Texas Grapevine，USA:United Technologies Research Center，2009．

［4］ OchsS S，Matalanis C G，Wake B E．Evaluation of Helios CFD Toolset for Faired Rotor－Hub Drag Prediction［C］．Proceedings of American Helicopter Society 67th Annual Forum．Virginia Beach，USA:United Technologies Research Center，2011．

［5］ 曾 伟，林永峰，黄水林，等．共轴双旋翼桨毂减阻初步分析研究［J］．直升机技术，2014(4):14－18．

［6］ 朱 正，招启军，等．高速直升机桨毂整流罩减阻设计［C］．第三十二届全国直升机年会，绵阳，2016

［7］ 何 龙，王 畅，唐 敏，等．共轴刚性旋翼直升机桨毂阻力特性试验［J］．南京航空航天大学学报，2016 (4):530－535．

Study on Drag Reduction Design Method of Coaxial Twin Rotor Helicopter Hub

LONG Haibin，WU Yuping，ZHU Renmiao
(China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China)

Aiming at the problem that the drag of hub accounted for a large proportion of the whole coaxial twin rotor helicopter drag in high－speed forward flight，adopted the method of parametric to design hub fairing for a coaxial twin rotor helicopter，then calculated and analyzed the drag of the helicopter hub and the drag reduction schemes by the CFD method。Through studying the drag characteristics and flow field data of all parts of the hub，analyzed the mechanism of hub drag，The results showed that the drag reduction scheme of upper and lower elliptical cyclotron add thin waist cylinder with tangent after body hub fairing could reduce about 52%of the drag，the pressure distribution of the trailing edge of the rotor shaft fairing had great influence on the drag reduction effect。Similarly，the research results had a significant effect on reducing the drag of the coaxial high－speed helicopter hub．

helicopter;coaxial rotors;hub;drag reduction;parameterization

V225

A

1673-1220(2017)02-022-05

2016－09－04

龙海斌(1989－)，男，湖南永州人，硕士，助理工程师，主要研究方向:直升机气动设计，流场CFD计算等。