懸停狀態(tài)下傾轉旋翼機向下載荷被動減緩措施研究

陳 皓, 陸志良, 郭同慶

(南京航空航天大學, 江蘇 南京 210016)

0 引 言

傾轉旋翼機是一種獨特的飛行器，它可以像螺旋槳飛機一樣快速有效地向前飛行，同時，也可以像普通直升機一樣垂直起降、懸停。然而，在懸停狀態(tài)下，旋翼下洗氣流直接沖擊到機翼上表面，使傾轉旋翼機有效載重大大降低。這種垂直方向的阻力，又稱為向下載荷，大約占了旋翼總拉力的10%[1]。

對于懸停狀態(tài)下傾轉旋翼機向下載荷減緩措施國外學者已開展了大量的研究，國內公開發(fā)表的相關

文獻則較少。目前最常見的策略是采用后緣襟翼。通過偏轉后緣襟翼使翼型在來流方向投影面積變小，可以顯著地減小垂直阻力。Maisel等[2]通過實驗方法研究了不同長度后緣襟翼以及襟翼偏角對翼型向下載荷影響，研究結果表明當偏轉角超過某個最優(yōu)角度后，阻力系數(shù)又會上升，這是由于在襟翼上表面出現(xiàn)了流動分離現(xiàn)象；Felker等[3]采用了縮比為0.658的V-22傾轉旋翼機旋翼與機翼模型，開展了懸停狀態(tài)下旋翼不同拉力系數(shù)對機翼垂直阻力的影響；Wood等[4]通過在機翼上安裝一種被稱為“wind plow”的裝置使有效載重提高了0.8%～2.4%；文獻[5]提出在翼型上下表面分別安裝平板來減小垂直方向阻力，并詳細分析了平板安裝位置和高度對氣動特性影響。近年來，歐洲ERICA項目[6]發(fā)展了一種新型傾轉機翼構型，通過偏轉外側段機翼可以使阻力大大降低，但機構實施起來復雜、難度大。另一種減阻策略是采用主動流動控制技術(AFC)，例如定常吹吸氣技術[7]、周期激勵技術[8]等，文獻[9]詳細介紹了波音公司AFC在V-22傾轉旋翼機上的應用。

由于在-90°來流迎角下，機翼下表面處于非定常分離區(qū)，對數(shù)值方法的精度和效率提出了更高要求。高精度的計算方法也能更好地為開展降載措施研究提供依據(jù)。傾轉旋翼機通常采用直機翼，但倘若直接基于三維構型開展降載研究，不僅網(wǎng)格數(shù)多、占用計算資源大，而且計算時間難以忍受，因而現(xiàn)有CFD計算研究通?；诙S剖面開展。Stremel[10]通過求解二維不可壓層流N-S方程比較了相同計算條件下不同翼型所受到的垂直阻力；文獻[11]研究了雷諾數(shù)和湍流模型對翼型向下載荷的影響；El-Alti等[12]采用大渦模擬方法對NACA 64A223翼型流場特性進行了研究。

為了進一步提高傾轉旋翼機懸停狀態(tài)下的有效載重，本文采用CFD方法系統(tǒng)研究了被動控制技術在向下載荷減緩方面的應用，具體策略包括后緣襟翼、克魯格襟翼、前緣下垂以及擾流板，并詳細分析了各影響參數(shù)，研究成果能為工程型號設計提供參考。

1 CFD計算方法

1.1 非定常N-S方程求解

直角坐標系下二維非定常N-S方程為[13]：

(1)

式中W為守恒量，f、g為對流通量，R、S為黏性通量。

采用有限體積空間離散法、雙時間推進法求解非定常N-S方程。遠場采用無反射邊界條件。

1.2 DES方法

(Cb2(

(2)

當湍流生成項與物面衰減項達到平衡時，即：

(3)

(4)

(5)

Δ=max(Δx,Δy,Δz)

(6)

比較式(4)和(5)可知：如果把式(4)中的d置換為Δ，則SA模型就充當了Smagorinski大渦模擬。因此，基于SA模型的DES方法將d替換為[15]：

(7)

CDES=0.65

(8)

則當d?Δ時，DES模型充當SA模型；當d?Δ時，DES模型就充當了Smagorinski大渦模擬。

2 驗證計算

以具有豐富實驗數(shù)據(jù)的NACA 64A223翼型[2]為研究對象驗證本文計算方法的可靠性。選取的計算狀態(tài)為Ma=0.138,α=-90°,Re=1.0×106。圖1給出了物面附近計算網(wǎng)格，采用O型網(wǎng)格，第一層網(wǎng)格高度為1.0×10-6，遠場邊界位于50倍弦長處。DES模型從RANS到LES的轉換是由網(wǎng)格控制的，因而網(wǎng)格的規(guī)模和質量會影響湍流模型的轉換進而嚴重影響計算結果[16]。本文在驗證算例中生成了粗、中、細三套計算網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)分別為159×121，239×177和319×235，并分別記作Mesh1、Mesh2和Mesh3；表1給出了計算得到的一個周期內三種不同網(wǎng)格平均氣動力系數(shù)和實驗值[2]的對比，Mesh2計算結果和實驗值吻合得最好。圖2給出了Mesh2翼型非定常升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨時間的變化曲線，大約在1s后氣動系數(shù)呈現(xiàn)出周期變化。

CDCLCmExperiment1.733-0.1490.532Mesh11.644-0.1390.465Mesh21.737-0.1430.537Mesh31.771-0.1430.549

圖3給出了流場瞬時壓力云圖。當阻力系數(shù)最大時，如圖3(a)，在翼型后緣下方1倍弦長處有一順時針方向的渦；而當阻力系數(shù)最小時，如圖3(b)，在翼型前緣下方1倍弦長處出現(xiàn)了一逆時針方向的渦，在后緣下方1.5倍弦長處有一順時針方向的渦。正是由于渦的周期性脫落變化導致氣動系數(shù)呈現(xiàn)出周期結果。

3 被動控制技術

V-22傾轉旋翼機機翼采用的翼型為A821201，相對厚度為23%[3]。本文采用CFD方法研究被動控制技術在A821201翼型向下載荷被動減緩中的應用，具體措施包括后緣襟翼、克魯格襟翼、前緣下垂以及擾流板。計算馬赫數(shù)Ma=0.2，來流迎角為-90°，雷諾數(shù)Re=4.66×106。

(a) 阻力系數(shù)最大時

(b) 阻力系數(shù)最小時

圖3流場瞬時壓力云圖
Fig.3Computedinstantaneouspressurecontours

3.1 后緣襟翼

A821201翼型后緣襟翼長度為30%c(c為翼型弦長)，偏轉角δf的定義如圖4所示。

通過偏轉后緣襟翼可以減小翼型在來流方向投影面積，并且增大后緣彎度，使氣流在通過襟翼時發(fā)生加速。圖5給出了平均阻力系數(shù)隨后緣襟翼偏轉角δf的變化。阻力系數(shù)最小值在60°左右，與文獻[17]得出的結論一致。δf=60°時阻力系數(shù)相對于原始翼型減小了32.5%。當δf>60°后，由于襟翼上表面已處于完全分離狀態(tài)，如圖6所示，阻力系數(shù)會進一步增大,并趨于收斂。圖7給出了不同后緣襟翼偏轉角下平均壓力系數(shù)分布。各構型下，翼型前緣都會產(chǎn)生較小的向上作用力。由于翼型下表面處于分離區(qū)，壓力系數(shù)值相同。隨著偏轉角增加，下表面壓力系數(shù)增大。后緣襟翼偏轉改變了翼型后緣附近流場特性，當δf=60°時襟翼產(chǎn)生的向上作用力最大。

3.2 克魯格襟翼

現(xiàn)有向下載荷減緩研究通常集中在后緣，而對前緣減阻措施研究開展較少。鑒于前緣減阻措施對后緣流場特性影響較小，下文研究中令后緣襟翼偏角60°保持不變。采用的克魯格襟翼長度為25%c，其偏轉角δk定義如圖8所示。

圖9給出了平均阻力系數(shù)隨δk的變化曲線。隨著δk增大，阻力系數(shù)先減小后增大。在δk=85°時達到最小值，其相對于δf=60°無克魯格襟翼時阻力系數(shù)減小了33.9%。在δf=60°、δk=85°組合構型下，阻力系數(shù)相對于原始A821201翼型減小了55.4%。當δk>85°后，阻力系數(shù)呈直線上升趨勢，這主要是由于組合構型在來流方向投影面積不斷增大。

克魯格襟翼增大了翼型前緣彎度，使氣流通過前緣時發(fā)生加速。圖10給出了有/無克魯格襟翼作用時流場馬赫數(shù)云圖。圖11給出了平均壓力系數(shù)分布對比。克魯格襟翼增大了翼型下表面壓力系數(shù)，并且能使前緣產(chǎn)生更大的向上作用力，前緣壓力系數(shù)最低點的位置保持不變。

(a) 沒有克魯格襟翼

(b) 有克魯格襟翼，δk=85°

圖10流場瞬時馬赫數(shù)云圖
Fig.10ComputedinstantaneousMachcontours

3.3 前緣下垂

為了和克魯格襟翼減阻能力進行比較，前緣下垂長度同樣選取為25%c，偏轉角δd的定義如圖12所示。

前緣下垂同樣增大了翼型彎度，使氣流通過前緣時發(fā)生加速。圖13給出了平均阻力系數(shù)隨δd變化曲線。隨著偏轉角增大，阻力系數(shù)迅速下降，并在δd=45°達到最小值，相對于只偏轉60°后緣襟翼的構型減小了14.7%；當δd>45°后，阻力系數(shù)則先上升后下降，但數(shù)值上差異較小，這主要是由于彎度太大使翼型前緣上表面出現(xiàn)了流動分離。圖14給出了有/無前緣下垂時翼型平均壓力系數(shù)分布。相比來說，前緣下垂減阻效果不如克魯格襟翼。

3.4 擾流板

通過在翼型上表面安裝擾流板，進一步開展減阻措施研究。安裝位置位于15%弦長處，擾流板高度h的定義如圖15所示。本文研究不同高度擾流板對翼型阻力系數(shù)的影響。

圖16給出了計算得到的平均阻力系數(shù)隨擾流板高度的變化曲線。當h/c=0.05時，翼型阻力最小，相對于只偏轉60°后緣襟翼，阻力系數(shù)減小了11.1%；當h/c>0.05，阻力系數(shù)突升，這是由于擾流板高度太高，超過臨界高度使翼型前緣上表面完全分離。圖17給出了有無擾流板作用時翼型平均壓力系數(shù)分布，氣流在擾流板右側發(fā)生滯止，壓力系數(shù)達到駐點值1；氣流在擾流板左側出現(xiàn)分離區(qū)，并迅速加速，使得翼型前緣上表面壓力系數(shù)降低，因而前緣會產(chǎn)生較大的向上作用力。圖18給出了有無擾流板作用時流場壓力云圖，從圖18(b)可以看出，在擾流板左側存在一個低壓區(qū)。

(a) 沒有擾流板

(b) 有擾流板，h/c=0.05

圖18流場瞬時壓力云圖
Fig.18Computedinstantaneouspressurecontours

4 結 論

采用雙時間步長、有限體積法求解非定常N-S方程，基于SA一方程湍流模型的DES方法，發(fā)展了一種翼型在-90°迎角下非定常大分離流數(shù)值模擬方法，計算結果和實驗值吻合很好。

對懸停狀態(tài)下傾轉旋翼機向下載荷被動減緩措施進行了研究。通過研究得到以下結論：

(1) 通過偏轉后緣襟翼可以減小向下載荷，在δf=60°時，阻力系數(shù)達到最小值，相對于原始翼型阻力系數(shù)減小了32.5%；

(2) 在δf=60°基礎上，分別研究了克魯格襟翼、前緣下垂和擾流板的減阻能力。當δk=85°時，阻力系數(shù)達到最小值；當δd=45°時，阻力系數(shù)達到最小值；當h/c=0.05時，阻力系數(shù)最小。減阻能力比較：克魯格襟翼>前緣下垂>擾流板。

(3) 最優(yōu)組合構型為δf=60°、δk=85°，其向下載荷相對于原始A821201翼型減小了55.4%。

參 考 文 獻：

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