旋轉(zhuǎn)機(jī)翼飛機(jī)旋翼模式前飛狀態(tài)干擾氣動(dòng)特性

孫威， 高正紅， 姜杰出

西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安　710072

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旋轉(zhuǎn)機(jī)翼飛機(jī)旋翼模式前飛狀態(tài)干擾氣動(dòng)特性

孫威， 高正紅*， 姜杰出

西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安710072

和傳統(tǒng)直升機(jī)相比，旋轉(zhuǎn)機(jī)翼(CRW)飛機(jī)在旋翼模式前飛時(shí)各部件之間存在更為嚴(yán)重的氣動(dòng)干擾。為了獲得旋轉(zhuǎn)機(jī)翼/機(jī)身/鴨翼/平尾之間的非定常氣動(dòng)干擾規(guī)律，基于運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格技術(shù)，通過求解三維非定常雷諾平均Navier-Stokes(URANS)方程，建立了旋翼前飛流場(chǎng)數(shù)值模擬方法。首先對(duì)傳統(tǒng)直升機(jī)旋翼/機(jī)身干擾模型進(jìn)行了計(jì)算，驗(yàn)證了方法的可靠性，然后對(duì)某旋轉(zhuǎn)機(jī)翼飛機(jī)全機(jī)在旋翼模式前飛狀態(tài)下的非定常流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，并對(duì)各個(gè)氣動(dòng)部件上的非定常氣動(dòng)力和力矩的變化進(jìn)行了分析。結(jié)果表明：飛機(jī)在旋翼模式前飛時(shí)，機(jī)身部件對(duì)旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的干擾較弱，在經(jīng)過機(jī)身上方時(shí)拉力峰值僅略有增加；旋轉(zhuǎn)機(jī)翼對(duì)鴨翼和垂尾干擾較弱，對(duì)機(jī)身和平尾干擾較強(qiáng)，隨著前飛速度增大，旋轉(zhuǎn)機(jī)翼對(duì)平尾的干擾會(huì)產(chǎn)生較大的升力損失和抬頭力矩，需要引起重視。計(jì)算結(jié)果為該類飛行器的總體綜合設(shè)計(jì)提供了參考。

旋轉(zhuǎn)機(jī)翼飛機(jī)； 非定常流場(chǎng)； 氣動(dòng)干擾； 嵌套網(wǎng)格； 數(shù)值模擬

旋轉(zhuǎn)機(jī)翼(Canard Rotor Wing，CRW)飛機(jī)是一種先進(jìn)的高速直升機(jī)方案，其最顯著特點(diǎn)是具有一副既可以高速旋轉(zhuǎn)作為旋翼，又可以鎖定作為固定翼的旋轉(zhuǎn)機(jī)翼。波音公司的X-50A“蜻蜓”無人機(jī)為該類飛行器的代表，由于旋轉(zhuǎn)機(jī)翼鎖定之后飛機(jī)完全轉(zhuǎn)換為固定翼飛機(jī)，旋翼的速度限制不復(fù)存在，飛機(jī)可以實(shí)現(xiàn)真正的高速飛行，應(yīng)用前景較為廣闊[1-2]。

但是，CRW飛機(jī)在旋翼模式下的氣動(dòng)特性與傳統(tǒng)直升機(jī)有很大差異，主要表現(xiàn)在以下3個(gè)方面：① 由于要兼顧旋翼和固定翼的使用要求，旋轉(zhuǎn)機(jī)翼采用前后對(duì)稱的橢圓翼型。橢圓翼型的鈍后緣使得槳葉即使工作在小的總距角下后緣也會(huì)存在非定常流動(dòng)分離[3-4]；② 由于要考慮固定翼模式的性能要求，旋轉(zhuǎn)機(jī)翼設(shè)計(jì)的比傳統(tǒng)直升機(jī)槳葉要寬大得多，高速旋轉(zhuǎn)的“機(jī)翼”會(huì)產(chǎn)生更復(fù)雜的渦尾跡。這些渦環(huán)繞在機(jī)身周圍，引起機(jī)身氣動(dòng)力的波動(dòng)，對(duì)飛機(jī)的操縱性、穩(wěn)特性和振動(dòng)水平產(chǎn)生深遠(yuǎn)影響；③ 由于要考慮過渡模式的安全和平穩(wěn)性，CRW飛機(jī)設(shè)計(jì)有較大尺寸的鴨翼與平尾用于升力轉(zhuǎn)移。在旋翼模式下，這些部件對(duì)下洗氣流的遮擋使得旋翼/機(jī)身之間氣動(dòng)干擾更強(qiáng)[5]。正是這些強(qiáng)非定常氣動(dòng)特性使得CRW飛機(jī)不易控制，著名的X-50A“蜻蜓”的墜機(jī)事故[6]也證實(shí)了這一點(diǎn)?？偠灾珻RW方案要進(jìn)入實(shí)用階段還需要開展大量的研究，而準(zhǔn)確模擬CRW飛機(jī)的流場(chǎng)，研究旋轉(zhuǎn)機(jī)翼/鴨翼/機(jī)身/平尾之間的非定常氣動(dòng)干擾特性具有重要的理論價(jià)值和實(shí)際意義。

近年來，除了波音公司針對(duì)X-50A模型作了試驗(yàn)研究外[7]，大部分文獻(xiàn)以數(shù)值計(jì)算研究為主[8]。國際上，Saeid等[9]曾使用動(dòng)量源方法對(duì)CRW飛機(jī)近地懸停時(shí)的非定常氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究，但由于動(dòng)量源方法將旋翼簡(jiǎn)化為無限薄的圓盤[10]，無法得到槳葉表面的流動(dòng)細(xì)節(jié)。很顯然，對(duì)這類特殊的飛行器，只能通過運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法求解非定常流場(chǎng)才能準(zhǔn)確模擬。中國的Li和Ma[11]采用運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格對(duì)CRW飛機(jī)的干擾流場(chǎng)進(jìn)行了模擬，但是對(duì)模型進(jìn)行了過度簡(jiǎn)化：忽略全部機(jī)身，并只考慮了懸停狀態(tài)。

由于X-50A“蜻蜓”無人機(jī)的詳盡幾何參數(shù)并未公布，根據(jù)僅有的大概尺寸無法對(duì)其進(jìn)行準(zhǔn)確建模，本文選取課題組的CRW無人驗(yàn)證機(jī)為研究對(duì)象，采用運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法，通過求解三維非定常Navier-Stokes方程對(duì)全機(jī)旋翼模式前飛干擾流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，期望揭示旋轉(zhuǎn)機(jī)翼與各部件之間的干擾規(guī)律。

1　數(shù)值計(jì)算方法

1.1控制方程

采用三維非定?？蓧嚎s雷諾平均方程作為控制方程，在笛卡兒坐標(biāo)系下可寫為

(1)

式中：S為控制體的表面面積；n為控制體邊界面外法向矢量；V為控制體的體積；W為狀態(tài)變量，W=[ρρuρvρwe]T，ρ、u、v、w和e分別為流體的密度、速度矢量在3個(gè)坐標(biāo)方向上的分量和單位體積的總能量；F(W)和G(W)分別為控制體邊界面上的對(duì)流通量和黏性通量。

時(shí)間推進(jìn)方法采用隱式LU-SGS(Lower-UpperSymmetric-Gauss-Seidel)[12]雙時(shí)間迭代；空間離散格式采用二階Roe格式[13]；黏性項(xiàng)采用二階中心格式離散。本文所有算例均為全湍流計(jì)算，湍流模型采用Spalart-Allmaras[14]模型。為了加速收斂，計(jì)算中應(yīng)用了多重網(wǎng)格技術(shù)與低速時(shí)間項(xiàng)預(yù)處理技術(shù)[15]。

1.2模型與網(wǎng)格系統(tǒng)

本文選取的CRW無人驗(yàn)證機(jī)與X-50A總體布局相同，主要由旋轉(zhuǎn)機(jī)翼、機(jī)身、鴨翼、平尾以及H型立尾構(gòu)成。鴨翼為全動(dòng)形式，尾翼上安裝有升降舵和方向舵。旋轉(zhuǎn)機(jī)翼為兩片無扭轉(zhuǎn)的梯形槳葉，根梢比為2，采用相對(duì)厚度為16%的橢圓翼型。旋轉(zhuǎn)機(jī)翼半徑為R=0.978m，機(jī)身總長為3m。為了簡(jiǎn)化問題，計(jì)算建模時(shí)忽略了槳轂、起落架以及操作舵面的影響，且不考慮槳葉的揮舞和變距運(yùn)動(dòng)。

針對(duì)旋翼前飛流場(chǎng)的特點(diǎn)，網(wǎng)格系統(tǒng)采用較為成熟的結(jié)構(gòu)化動(dòng)態(tài)嵌套網(wǎng)格方法。嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)分為兩個(gè)層次，分別是貼體網(wǎng)格和背景網(wǎng)格。建立網(wǎng)格系統(tǒng)的具體步驟如下：

1) 圍繞各部件(機(jī)身、鴨翼、尾翼及旋轉(zhuǎn)機(jī)翼等)生成貼體網(wǎng)格，貼體網(wǎng)格由雙曲方程控制生成，為了更好地描述附面層，網(wǎng)格增長率控制為1.1。為了在重疊區(qū)域獲得相當(dāng)?shù)木W(wǎng)格密度和均勻程度，最外層網(wǎng)格形狀基本控制為正方形。

2) 生成背景網(wǎng)格，背景網(wǎng)格為基于逐級(jí)二倍加密的笛卡兒直角網(wǎng)格，背景網(wǎng)格最密層間距取為貼體網(wǎng)格最外層網(wǎng)格尺寸。

3) 將貼體網(wǎng)格嵌入到背景網(wǎng)格中建立起網(wǎng)格系統(tǒng)。本文的計(jì)算模型與網(wǎng)格如圖1所示，網(wǎng)格總量約為1 300萬。

圖1　旋轉(zhuǎn)機(jī)翼(CRW)飛機(jī)計(jì)算模型與網(wǎng)格示意圖Fig.1　Schematic of computational model and grid for canard rotor wing (CRW) aircraft

1.3洞點(diǎn)識(shí)別與插值尋址

網(wǎng)格生成好以后，采用X射線方法實(shí)現(xiàn)快速挖洞，其步驟如下：

1) 將物面直接作為挖洞曲面，構(gòu)造笛卡兒網(wǎng)格塊包圍挖洞曲面，將笛卡兒網(wǎng)格塊底面xOy平面作為像平面，對(duì)該平面上所有網(wǎng)格點(diǎn)沿z方向作射線。記錄每條射線與挖洞曲面的交點(diǎn)信息。

2) 對(duì)于空間任意一點(diǎn)p(xp,yp,zp)，由

(2)

判斷p點(diǎn)在像平面中的位置。式中：ip和jp為p點(diǎn)在像平面中的位置索引；xmin和xmax為像平面的橫坐標(biāo)的邊界值；ymin和ymax為像平面的縱坐標(biāo)的邊界值。對(duì)該位置對(duì)應(yīng)的單元的4個(gè)角點(diǎn)作射線，由zp計(jì)算p點(diǎn)在這4條射線上的投影點(diǎn)相對(duì)于挖洞曲面的位置關(guān)系，并用4個(gè)參數(shù)Bip,jp、Bip+1,jp、Bip,jp+1和Bip+1,jp+1記錄(洞內(nèi)記為0，洞外記為1)。

3) 有了4個(gè)投影點(diǎn)與挖洞曲面的位置關(guān)系以后，通過雙線性插值計(jì)算p點(diǎn)與挖洞曲面位置關(guān)系的判據(jù)Bp：

Bp=C1Bip,jp+C2Bip+1,jp+C3Bip,jp+1+

C4Bip+1,jp+1

(3)

式中：C1～C4為插值系數(shù)，其表達(dá)式分別為

(4)

式中：Δx、Δy為像平面的網(wǎng)格間距。如果Bp<0.5則p點(diǎn)在洞內(nèi)，否則p點(diǎn)在洞外。

完成洞點(diǎn)識(shí)別之后，通過以下步驟建立自適應(yīng)叉樹(AlternatingDigitalTree，ADT)。

1) 對(duì)網(wǎng)格點(diǎn)集建立一個(gè)包圍它的空間，任取一點(diǎn)A，作為樹的根節(jié)點(diǎn)，根節(jié)點(diǎn)對(duì)應(yīng)整個(gè)空間。

2) 用垂直于坐標(biāo)軸的平面二等分節(jié)點(diǎn)A對(duì)應(yīng)的空間區(qū)域，得到下一層節(jié)點(diǎn)對(duì)應(yīng)的空間區(qū)域。

3) 取點(diǎn)B，判斷其落入節(jié)點(diǎn)A的左子空間還是右子空間，若位于左子空間，則檢查左子空間是否為空，若為空將B點(diǎn)插入在A的左子空間，否則繼續(xù)在左子空間進(jìn)一步剖分與判斷；若B位于右子空間，處理與此類似；其他點(diǎn)的插入過程與B點(diǎn)類似。

ADT建立好以后，通過遞歸算法，即可快速實(shí)現(xiàn)對(duì)指定點(diǎn)的查詢，在對(duì)插值點(diǎn)定位后，采用三線性插值方法實(shí)現(xiàn)區(qū)域間的流場(chǎng)信息傳遞：

φ=a1+a2ξ+a3η+a4ζ+a5ξη+a6ξζ+

a7ηζ+a8ξηζ

(5)

式中：(ξ,η,ζ)為插值點(diǎn)在貢獻(xiàn)單元中的相對(duì)位置，且0<ξ,η,ζ<1；a1～a8為插值系數(shù)，由六面體8個(gè)頂點(diǎn)處的流場(chǎng)變量確定。

2　數(shù)值方法驗(yàn)證

為驗(yàn)證方法的可靠性，本文首先對(duì)具有豐富試驗(yàn)數(shù)據(jù)的ROBIN(ROtor-Body-INteraction)旋翼/機(jī)身干擾算例進(jìn)行模擬。ROBIN旋翼系統(tǒng)是NASA專門針對(duì)旋翼/機(jī)身干擾問題而設(shè)計(jì)的，該旋翼系統(tǒng)包含一副四葉槳旋翼和接近真實(shí)直升機(jī)外形的機(jī)身。模型的具體參數(shù)見文獻(xiàn)[16]。

選取驗(yàn)證較多的狀態(tài)μ=0.151，CT=0.006 4進(jìn)行計(jì)算，由于本文未考慮旋翼配平，周期變距角取自文獻(xiàn)[17]，具體表達(dá)式為θ=12.8-8r/R+2.2cosΨ-2.0sinΨ，Ψ為槳葉方位角，指向后機(jī)身時(shí)為0°。計(jì)算模型與網(wǎng)格如圖2所示，物面第一層網(wǎng)格高度取0.5×10-5倍機(jī)身長度，滿足y+小于1。為了更好地捕捉旋翼尾跡的發(fā)展，對(duì)下游3倍機(jī)身長度內(nèi)的背景網(wǎng)格區(qū)域進(jìn)行了加密。網(wǎng)格單元總量約1 100萬。

圖2　ROBIN計(jì)算模型與網(wǎng)格Fig.2　Computational model and grid for ROBIN

機(jī)身上表面中線上典型站位測(cè)壓孔處的壓力系數(shù)隨旋翼方位角的非定常變化如圖3所示，瞬時(shí)壓力系數(shù)定義為Cp=100×(p-p∞)/ρ∞(ΩR)2，Ω為槳葉轉(zhuǎn)速，R為槳盤半徑。

測(cè)壓孔x/l=0.096位于機(jī)身鼻子上，x/l=0.256位于機(jī)頭靠近引擎艙處，x/l=1.180和x/l=1.368于機(jī)身后部。圖3給出了文獻(xiàn)[17]中采用FUN3D(FullyUnstructuredNavier-Stokes3D)的計(jì)算結(jié)果作為對(duì)比，其中FUN3D為NASALangley研究中心開發(fā)的基于非結(jié)構(gòu)嵌套網(wǎng)格的求解器，是世界上著名的旋翼CFD代碼之一。可見本文計(jì)算結(jié)果基本捕捉到了旋翼與機(jī)身之間的氣動(dòng)干擾規(guī)律，即每當(dāng)槳葉掃過機(jī)身時(shí)，壓力就出現(xiàn)一個(gè)峰值，相位和振幅都吻合一致。但計(jì)算值與試驗(yàn)數(shù)據(jù)之間誤差也較為明顯，一個(gè)可能的原因是周期變距的不確定性[17-20]。文獻(xiàn)中由于對(duì)旋翼及機(jī)身的支架均進(jìn)行了建模，計(jì)算結(jié)果吻合更好，總的來說，采用本文方法能捕捉到旋翼/機(jī)身干擾規(guī)律，可以用來模擬旋翼前飛干擾流場(chǎng)。

圖3　機(jī)身上測(cè)壓孔處的非定常壓力系數(shù)變化Fig.3　Unsteady pressure coefficient at different fuselage orifices

3　結(jié)果與分析

CRW飛機(jī)在旋翼模式下主要考慮低速前飛，為了對(duì)CRW飛機(jī)旋翼模式前飛氣動(dòng)特性有較深刻的理解，本文選取3種前飛狀態(tài)進(jìn)行計(jì)算作對(duì)比。前飛時(shí)構(gòu)造迎角αs=-4°，計(jì)算狀態(tài)如下：

計(jì)算狀態(tài)1：μ=0.05，Matip=0.6，θ=10°，Re=2.095×106

計(jì)算狀態(tài)2：μ=0.10，Matip=0.6，θ=10°，Re=4.190×106

計(jì)算狀態(tài)3：μ=0.15，Matip=0.6，θ=10°，Re=6.285×106

每一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期被分為180個(gè)物理時(shí)間步，子迭代步數(shù)為20步，以保證子迭代殘差至少下降兩個(gè)量級(jí)，為了讓旋翼尾跡充分發(fā)展，一共計(jì)算10個(gè)周期。

3.1機(jī)身部件對(duì)旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的干擾

旋轉(zhuǎn)機(jī)翼與機(jī)身部件的干擾主要包括機(jī)身部件對(duì)旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的干擾和旋轉(zhuǎn)機(jī)翼對(duì)機(jī)身部件的干擾兩個(gè)部分，首先對(duì)旋轉(zhuǎn)機(jī)翼受到的干擾進(jìn)行考察，為了對(duì)比，對(duì)單獨(dú)旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的情況進(jìn)行了計(jì)算。圖4為旋轉(zhuǎn)機(jī)翼拉力系數(shù)的非定常時(shí)間歷程(旋轉(zhuǎn)機(jī)翼初始位置為Ψ=0°)，表1給出了相應(yīng)的拉力系數(shù)的平均值和振幅對(duì)比，拉力系數(shù)定義為CT=T/ρ∞(πR2)(ΩR)2，T為旋翼產(chǎn)生的拉力，表中，μ為前進(jìn)比?？偟膩砜矗ο禂?shù)在3個(gè)旋轉(zhuǎn)周期后基本達(dá)到周期性變化狀態(tài)。在機(jī)身部件的干擾下，拉力系數(shù)曲線最主要的變化為當(dāng)旋轉(zhuǎn)機(jī)翼掃過機(jī)身時(shí)，拉力系數(shù)的最大值比單獨(dú)旋翼的要略大，但旋轉(zhuǎn)機(jī)翼遠(yuǎn)離機(jī)身時(shí)，拉力系數(shù)最小值與單獨(dú)旋翼的相同，因此拉力平均值和振幅均略微增大，但不明顯，且隨著前飛速度增大，這一差異越來越小。表明干擾減弱。

圖4　旋轉(zhuǎn)機(jī)翼拉力系數(shù)的時(shí)間歷程Fig.4　Thrust coefficient history of canard rotor wing

表1　拉力系數(shù)平均值及振幅

Table 1　Mean value and amplitude of thrust coefficient

TypeConditionCTμ=0.05μ=0.10μ=0.15MeanvalueIsolatedrotor0.007420.008500.00961CRW0.007590.008520.00961AmplitudeIsolatedrotor0.000580.001850.00276CRW0.001360.002450.00328

3.2旋轉(zhuǎn)機(jī)翼對(duì)機(jī)身部件的干擾

旋轉(zhuǎn)機(jī)翼對(duì)機(jī)身部件的干擾則直接影響整個(gè)飛機(jī)的飛行性能和操縱品質(zhì)，圖5和圖6分別為機(jī)身上平均的氣動(dòng)力和力矩隨前進(jìn)比的變化曲線，其中氣動(dòng)力系數(shù)的定義為CF=2F/ρ∞(πR2)(ΩR)2，F(xiàn)為機(jī)身上的3個(gè)方向的氣動(dòng)力，圖中CFx為軸向力系數(shù)，CFy為側(cè)向力系數(shù)，CFz為法向力系數(shù)；氣動(dòng)力矩系數(shù)的定義為CM=2M/ρ∞(πR2)(ΩR)2R，M為機(jī)身上3個(gè)方向的氣動(dòng)力矩，圖中CMx為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，CMy為俯仰力矩系數(shù)，CMz為偏航力矩系數(shù)。力矩參考點(diǎn)位于旋翼中心下方0.585 m處，數(shù)值計(jì)算結(jié)果由最后一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期取平均得到。

由圖可見，隨著前飛速度的增大，全機(jī)法向力和俯仰力矩發(fā)生顯著變化，表現(xiàn)為升力損失增大和抬頭力矩增大，而其他方向的力和力矩變化不明顯，這表明相比于法向力和俯仰力矩，旋轉(zhuǎn)機(jī)翼下洗氣流對(duì)機(jī)身其他方向的力和力矩干擾都比較小，因此法向力和俯仰力矩更能反映出CRW飛機(jī)旋翼對(duì)機(jī)身部件的干擾特性。

圖5　機(jī)身平均氣動(dòng)力隨前進(jìn)比的變化Fig.5　Mean aerodynamic forces on fuselage at different advance ratios

圖6　機(jī)身平均氣動(dòng)力矩隨前進(jìn)比的變化Fig.6　Mean aerodynamic moments on fuselage at different advance ratios

為了進(jìn)一步分析旋轉(zhuǎn)機(jī)翼對(duì)機(jī)身部件的干擾特性，圖7和圖8分別給出了飛機(jī)各個(gè)部件的法向力系數(shù)CFz和俯仰力矩系數(shù)CMy在一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)的非定常變化。由圖7可見，垂尾對(duì)法向力的貢獻(xiàn)為零，鴨翼和機(jī)身上法向力隨前飛速度變化不大，相比之下，平尾上的法向力變化最為劇烈。當(dāng)前進(jìn)比μ=0.05時(shí)，全機(jī)的法向力主要來自于機(jī)身，當(dāng)前進(jìn)比增大到μ=0.10時(shí)，平尾上的法向力迅速增大，當(dāng)前進(jìn)比增大到μ=0.15時(shí)，全機(jī)的法向力則主要來自于平尾。由圖8可見，由于俯仰力矩主要受法向力影響，其變化趨勢(shì)與法向力相似：垂尾對(duì)俯仰力矩的貢獻(xiàn)可以忽略，鴨翼和機(jī)身上的俯仰力矩變化不大，平尾上的俯仰力矩變化劇烈。當(dāng)前飛速度較低時(shí)，各部件引起的俯仰力矩相差不多，均維持在較低水平，隨著前飛速度增大，平尾上的法向力迅速增大，又平尾的力臂大，因此平尾引起的抬頭力矩也迅速增大，導(dǎo)致全機(jī)的抬頭力矩也迅速增大。

圖7　各部件的法向力系數(shù)隨槳葉方位角的變化Fig.7　Normal force coefficient of each componentvariation as a function of blade azimuth

圖8　各部件的俯仰力矩系數(shù)隨槳葉方位角的變化Fig.8　Pitching moment coefficient of each component variation as a function of blade azimuth

眾所周知，旋翼對(duì)機(jī)身部件的干擾主要是旋翼產(chǎn)生的尾跡流動(dòng)撞擊機(jī)身部件或者貼近其表面經(jīng)過所引起的，為了找出法向力和俯仰力矩如此變化的原因，圖9通過等Q圖(Q=0.01)的形式給出了不同前飛速度下的旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的尾跡結(jié)構(gòu)示意圖，由圖9可見，當(dāng)前進(jìn)比μ=0.05時(shí)，鴨翼盡管處于旋轉(zhuǎn)機(jī)翼下方位置，但避開了旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的下洗流，而平尾離開旋轉(zhuǎn)機(jī)翼較遠(yuǎn)，此時(shí)也不在下洗流范圍之內(nèi)，因此全機(jī)的法向力主要來自于機(jī)身；當(dāng)前進(jìn)比增大到μ=0.10時(shí)，旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的下洗進(jìn)一步后移，平尾進(jìn)入到下洗流范圍之內(nèi)，下洗氣流的沖擊使其法向力迅速增加，俯仰力矩也因此迅速增加；當(dāng)前進(jìn)比增大到μ=0.15時(shí)，平尾幾乎與旋轉(zhuǎn)機(jī)翼拖出的強(qiáng)烈的槳尖渦處于同一水平位置，下洗氣流覆蓋了整個(gè)平尾表面，因此產(chǎn)生更大的法向力和俯仰力矩。

綜合以上分析可以看出，在旋翼模式前飛狀態(tài)下，隨著前飛速度增大，旋轉(zhuǎn)機(jī)翼對(duì)平尾的氣動(dòng)干擾越來越嚴(yán)重。在下洗氣流的干擾下，平尾上將產(chǎn)生一個(gè)大的法向力和抬頭力矩，這對(duì)CRW飛機(jī)的穩(wěn)定性十分不利，在CRW飛機(jī)設(shè)計(jì)中需要重點(diǎn)考慮平尾的設(shè)計(jì)。理論分析表明，適當(dāng)調(diào)整氣動(dòng)面的位置、面積或者偏轉(zhuǎn)一定的角度可以在一定程度上減小氣動(dòng)干擾，但平尾作為飛機(jī)在過渡轉(zhuǎn)換模式下的主要升力面之一，不能采用減小面積的方式來減小干擾，X-50A飛機(jī)為了減小前飛時(shí)旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的干擾，將機(jī)身后部設(shè)計(jì)的較為細(xì)長，然而這一措施效果甚微，在其第2次試飛時(shí)，飛機(jī)從懸停轉(zhuǎn)入前飛，很快因抬頭力矩過大而失去控制?？梢姡舾蓴_引起的抬頭力矩過大，偏轉(zhuǎn)翼面角度也不一定能夠平衡飛機(jī)，因此可以考慮改變平尾的位置以減小旋轉(zhuǎn)機(jī)翼帶來的氣動(dòng)干擾。

圖9　旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的槳尖渦結(jié)構(gòu)隨前進(jìn)比的變化(Q = 0.01)Fig.9　Blade tip wake structure of canard rotor wing at different advance ratios (Q = 0.01)

4　結(jié)　論

1) 本文的方法能較好地捕捉旋翼與機(jī)身部件的非定常氣動(dòng)干擾，適合用于旋翼前飛流場(chǎng)數(shù)值模擬。

2) 前飛狀態(tài)下，機(jī)身部件對(duì)旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的干擾較弱，當(dāng)旋轉(zhuǎn)機(jī)翼掃過機(jī)身時(shí)拉力系數(shù)峰值僅略微增大，且隨著前飛速度增大，這一差異減小，旋轉(zhuǎn)機(jī)翼受到的干擾減弱。

3) 前飛狀態(tài)下，旋轉(zhuǎn)機(jī)翼對(duì)全機(jī)的法向力和俯仰力矩干擾較強(qiáng)，對(duì)其他方向的力和力矩干擾較弱。法向力表現(xiàn)為升力損失，俯仰力矩表現(xiàn)為抬頭力矩，前飛速度越高，升力損失越多，抬頭力矩越大。

4) 前飛狀態(tài)下，旋轉(zhuǎn)機(jī)翼對(duì)鴨翼和垂尾干擾較弱，旋轉(zhuǎn)機(jī)翼對(duì)機(jī)身和平尾的干擾較強(qiáng)；隨著前飛速度增大，旋轉(zhuǎn)機(jī)翼對(duì)平尾的干擾越來越嚴(yán)重，平尾的設(shè)計(jì)在CRW飛機(jī)設(shè)計(jì)中需要重點(diǎn)考慮。

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孫威男， 博士研究生。主要研究方向： 理論與計(jì)算流體力學(xué)， 飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)。

E-mail: 8532623@163.com

高正紅女， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)、 計(jì)算流體力學(xué)和飛行力學(xué)。

Tel.: 029-88495971

E-mail: zgao@nwpu.edu.cn

Interactive aerodynamic characteristics of canard rotor wing aircraft in helicopter forward flight

SUN Wei, GAO Zhenghong*, JIANG Jiechu

School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an710072, China

Compared with the traditional helicopter, the aerodynamic interaction of rotor wing, fuselage, canard and horizontal tail of canard rotor wing (CRW) aircraft in forward flight is severer. In order to get better understanding of the unsteady aerodynamic interaction, the moving structural chimera grid is used to model the moving rotor and three-dimensional unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes (URANS) equations are solved to simulate the flow fields of rotor in forward flight. The traditional helicopter’s rotor-body interaction model is computed first to validate the method. Then the analyses on rotor wing/fuselage/canard/horizontal tail/vertical tail interactive flow field for an unmanned CRW aircraft in helicopter forward flight are given using the present method. The variations of unsteady aerodynamic forces and moments of the rotor-wing, fuselage, canard, horizontal tail and vertical tail with respect to the rotor azimuth are obtained. The result shows that the fuselage and other components have little effect on the rotor wing, resulting in a slight increase in thrust; the rotor wing has almost no impact on the aerodynamics of canard and vertical tail, but does have strong interference on fuselage and horizontal tail. The horizontal tail produces large vertical force and nose-up pitching moment as the forward flight speed increases, to which great attention should be paid. The research could provide some guidance for the design of a CRW aircraft.

canard rotor wing aircraft; unsteady flow filed; aerodynamic disturbance; overset grids; numerical simulation

2016-01-13； Revised： 2016-02-17； Accepted： 2016-03-14； Published online： 2016-03-2414:12

National Natural Science Foundation of China (11372254)

. Tel.： 029-88495971E-mail: zgao@nwpu.edu.cn

2016-01-13； 退修日期： 2016-02-17； 錄用日期： 2016-03-14；

時(shí)間： 2016-03-2414：12

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160324.1412.004.html

國家自然科學(xué)基金 (11372254)

.Tel.： 029-88495971E-mail: zgao@nwpu.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0092

V211.4

A

1000-6893(2016)08-2498-09

引用格式： 孫威， 高正紅， 姜杰出． 旋轉(zhuǎn)機(jī)翼飛機(jī)旋翼模式前飛狀態(tài)干擾氣動(dòng)特性[J]． 航空學(xué)報(bào), 2016, 37(8): 2498-2506. SUN W, GAO Z H, JIANG J C. Interactive aerodynamic characteristics of canard rotor wing aircraft in helicopter forward flight[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(8): 2498-2506.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160324.1412.004.html