艙門開啟對直升機機身氣動特性的影響研究

宋子帥 潘喜英

（中國直升機設計研究所，天津 300300）

0.引言

由于直升機具有低空、低速的飛行特性，因此可以打開艙門飛行，武裝直升機或民用直升機開門飛行，由任務性質決定的，滿足安全許可。在武裝直升機中，開啟艙門可以提升作戰(zhàn)視野，提高生存能力，此外還可加裝艙門武器，提升作戰(zhàn)能力。在民用直升機中，執(zhí)行航拍、防汛、搜救、吊掛、物探等作業(yè)時，有時也需開門飛行。此外，有些特殊飛行中，還可拆掉艙門，減輕一部分起飛重量，增加商載。綜上，開門飛行能力也是直升機特有且必要的一種能力，它對機身氣動阻力與流場將產(chǎn)生影響。因此，研究艙門開啟與關閉對機身流場特性的影響有著重要意義。國內(nèi)外對直升機艙門的公開文獻較少，谷長河[1]采用動力學仿真對艙門滑行進行分析，優(yōu)化了滑軌軌跡。吳事兵[2]針對滑動艙門鎖閉系統(tǒng)報警故障進行排查，對鎖閉機構進行結構優(yōu)化。而研究直升機艙門氣動特性的文獻更少，因此參考了固定翼飛機及汽車等相關文獻。史愛明[3]對某固定翼轟炸機進行數(shù)值模擬，分析了內(nèi)埋式彈艙艙門氣動載荷與開啟角度間的關系，發(fā)現(xiàn)艙門載荷使艙門趨于關閉。在汽車領域，國內(nèi)對天窗、前窗、側窗等對車身氣動性能及噪聲的影響做了相應的分析[4-6]。對于直升機領域，由于打開艙門狀態(tài)的氣流變化是非穩(wěn)態(tài)的，風洞試驗難以提供直升機穩(wěn)定的氣動特性，暫時沒有相關的試驗數(shù)據(jù)用于參考。目前，國內(nèi)對艙門開啟飛行的研究大多數(shù)是以試飛及飛行員評價得出的，而采用CFD（Computational Fluid Dynamics）進行研究的較少。因此本文參考直升機機身[7]及部件氣動特性CFD分析方法[8]采用數(shù)值模擬方法對直升機開閉單側艙門情況下進行氣動分析對比，從阻力、氣動載荷、壓力、速度等多個參數(shù)分析，為直升機開啟艙門飛行的可行性提供一定的支撐。

1.數(shù)值模擬

1.1 數(shù)值計算方法及可靠性驗證

為了對CFD的可靠性進行驗證，本次計算選取AC313帶短翼機身模型，計算網(wǎng)格采用四面體非結構網(wǎng)格，在幾何外形曲率變化較大及流場比較復雜的區(qū)域進行網(wǎng)格局部加密。遠場在機體尾部取20倍機身長度，其余方向取10倍機身長度，對于艙門關閉狀態(tài)，最終與試驗進行阻力系數(shù)對比后最終選取網(wǎng)格總數(shù)為298萬，其中邊界層首層高度在10-5量級為合理值，總層數(shù)為10層，機身表面網(wǎng)格如圖1所示，圖中（紅色框中）藍色部分為右側客艙門。采用CFD軟件對雷諾平均N-S方程進行求解，湍流模型采用SST k-ω模型，工質為理想空氣，邊界條件設置為壓力遠場，給定總溫288.15K，總壓101325Pa。當全局殘差降至10-3以下且機身的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)保持恒定，誤差小于0.5%的情況下可認為計算收斂。

圖1 機身表面網(wǎng)格

光機身的實驗采用縮比1：8的模型進行，試驗風速為50m/s，對不同俯仰角進行風洞實驗。如圖2所示為CFD數(shù)值模擬結果與實驗結果的阻力系數(shù)對比，坐標系為風軸系。由圖可知，在俯仰角-16°～0°范圍內(nèi)，數(shù)值模擬與實驗值相差不大，而在0°～10°范圍內(nèi)，CFD結果略小于實驗值，但整體趨勢一致，最大誤差不超過5%。目前認為實驗與CFD結果存在差異較合理的原因有：一是在風洞實驗中機身底部安裝有支撐裝置，而CFD模擬中并未考慮該裝置對氣動參數(shù)的影響；二是由于網(wǎng)格數(shù)量及湍流模型選取的原因，可能對機身及尾梁底部的分離流動捕捉精度不夠。

圖2 光機身實驗與CFD阻力系數(shù)對比

由于機艙內(nèi)部細節(jié)部件比較多，且針對不同的用途艙內(nèi)布置不盡相同，因此建模時對艙內(nèi)進行了簡化處理。為了更精確模擬艙門對流場的影響，對艙門滑軌、艙門支架、艙門等部件建模較為細致，機身模型增加了垂尾及機頭雷達整流罩與真實機身更為接近，如圖3所示。

圖3 機身模型（艙門半開）

網(wǎng)格劃分方案及數(shù)值模擬策略沿用光機身模型，并對艙門處網(wǎng)格進行了局部加密，網(wǎng)格總數(shù)在412萬～422萬。圖4為艙門半開情況下艙門位置的局部網(wǎng)格圖。飛行工況為前飛狀態(tài)，速度50m/s，俯仰角α=0°，偏航角β=0°，分別對艙門開啟程度1/4、1/2（半開）、3/4、4/4（全開）狀態(tài)進行計算。

圖4 艙門位置網(wǎng)格

1.2 數(shù)值模擬結果分析

阻力是影響直升機性能的重要參數(shù)之一，表1列出了艙門不同開啟的阻力系數(shù)。從表中可以看出，當打開艙門的情況下，全機阻力系數(shù)均高于不開窗的情況，因為當艙門打開后，機艙內(nèi)將形成一個空腔，氣流在流經(jīng)腔體后會在內(nèi)部相互作用導致阻力增大。進一步對比發(fā)現(xiàn)，當艙門打開1/4時，全機阻力系數(shù)增加最大，較不開啟艙門情況下增長17.66%。從表中還可以看出，當艙門打開時，艙門處的氣動阻力急劇上升，在艙門關閉的情況下艙門阻力占全機阻力的0.47%，而在艙門開啟后，占比均超過3.5%，其中最高為艙門開啟1/4時，占比達到6.18%。

表1 各狀態(tài)氣動阻力

為分析艙門開啟程度對機身姿態(tài)的影響，取機身參考點（6.291m，-0.011m，0.884m）對全機力矩進行對比，見表2。在0攻角前飛狀態(tài)下，滾轉力矩在艙門未完全打開狀態(tài)下較艙門關閉狀態(tài)有所降低，當完全打開時，滾轉力矩較艙門關閉狀態(tài)增加11.66%。俯仰力矩在艙門打開情況較艙門關閉狀態(tài)增大很多，最大值出現(xiàn)在艙門半開狀態(tài)，較艙門關閉狀態(tài)增大了564.77N·m。偏航力矩艙門打開狀態(tài)較艙門關閉狀態(tài)也有所增加，隨著艙門開度的增加，偏航力矩也越大。綜合表中數(shù)據(jù)可知，當艙門開啟過程中力矩變化較大，機身姿態(tài)控制難度加大。

表2 艙門不同開度力矩對比

圖5給出了艙門不同開啟程度的機身總壓云圖（艙門中間位置截面z=0.8m）。當艙門關閉時，機身左右兩側的流場基本呈對稱分布，當艙門打開后，機身兩側的流場變得不對稱，機身右側的低壓區(qū)面積增大，機身尾部右側的低壓區(qū)也有所增大，隨著艙門開度的增加，低壓區(qū)面積也有所增大。通過進一步的流場分析來探究造成不對稱的原因。

圖5 艙門不同開度總壓云圖

圖6為不同艙門開度的速度云圖，當艙門關閉時，機身兩側的速度分布基本對稱，在機頭與短翼位置存在加速現(xiàn)象，在尾艙門存在低速區(qū)。從圖中看出，在艙門位置產(chǎn)生一個低速區(qū)，沿機身表面逐漸向后擴散，導致尾艙門渦脫落區(qū)面積增加，隨著艙門開度的增加，尾部低速區(qū)面積增加，機身左右兩側速度差異愈加明顯，導致偏航力矩逐步增大。艙門開啟后，在艙門前緣外側位置存在一個加速區(qū)，隨著艙門開度的增加該區(qū)域面積逐漸減小，艙門處的速度梯度減緩，導致艙門阻力降低。此外，在艙門附近及機身內(nèi)部將會產(chǎn)生渦流，導致噪聲增加，但在直升機噪聲中旋翼噪聲遠超過這一噪聲，因此在文中不展開分析。

圖6 艙門不同開度速度云圖

圖7為艙門開啟1/4時的流線圖，由圖可知，當艙門開啟后，氣流將通過艙門與機身的縫隙發(fā)生偏轉流入機身中，在機身內(nèi)部形成空腔流，存在多個低速渦，導致機身阻力增加。在艙門的上端與下端形成紊流，對機身各部件的流場形成干擾。

圖7 艙門1/4開度流線圖

為分析艙門開啟后全機俯仰力矩增加的原因，圖8給出了各部件的俯仰力矩。從圖中可知，垂尾與平尾對俯仰力矩的貢獻較大，為負值（即使機身低頭），其余部件為俯仰力矩為正值，使機身抬頭。艙門半開與艙門關閉狀態(tài)對比，只有垂尾的俯仰力矩有所增加，較艙門關閉增加了4.70%，其余部件較艙門關閉有所降低，其中降低最多的為光機身，降低了88.45%。因為提供抬頭力矩的部件貢獻有所降低，而垂尾提供的低頭力矩增加，導致艙門開啟后總俯仰力矩比艙門關閉狀態(tài)增加564.77 N·m。

圖8 俯仰力矩構成

2.結語

本文通過對AC313直升機客艙門不同開啟程度的復雜流場進行定常數(shù)值模擬，得出以下結論：

（1）艙門開啟后機身阻力有所增加，隨著艙門開度的增加，艙門所貢獻的阻力隨之降低。

（2）艙門開啟導致機身左右兩側的總壓、速度等流場變得不對稱，隨艙門開度增加，機身偏航力矩隨之增加。

（3）艙門、短翼、光機身所提供的抬頭力矩降低，垂尾提供的低頭力矩增加，導致艙門開啟后全機低頭力矩增大。