倾转过渡状态旋翼-机翼气动干扰特性

2023-01-10刘佳豪李高华王福新

航空学报 2022年12期

刘佳豪，李高华，王福新

上海交通大学航空航天学院，上海 200240

倾转旋翼机既可以像直升机一样垂直起降、定高悬停，也可以像固定翼飞机一样水平飞行、高速巡航。这类飞行器飞行包线宽泛、执行飞行任务能力强，在军事领域和民用方面都具有广阔的应用前景[1]。但倾转过渡状态飞行环境复杂，旋翼-机翼等部件气动力变化大，是典型的非定常情况；且该状态是气动设计与外形优化不可避免的研究内容，故研究倾转过渡状态旋翼-机翼气动干扰特性具有重要的理论和工程应用意义。

试验研究在倾转旋翼机的发展中起到了至关重要的作用，但是由于试验获取的数据有限、数据测量难度大、试验设施成本高等原因，在倾转旋翼过渡状态研究中获取全息流场数据有限[2-6]。随着数值方法发展和计算机算力的增强，数值模拟在倾转旋翼研究中逐渐得到广泛应用。根据是否需要对尾迹单独建模，倾转旋翼的数值模拟分为自由尾迹法和CFD仿真两类。Johnson[7]发展了多拖拽(Mutiple-trailer)尾迹模型与桨尖涡形成过程模拟相结合的自由尾迹几何计算方法, 计算结果与测量值符合良好。李春华等[8]建立了倾转旋翼机旋翼尾迹模拟和气动力计算方法，并开展了悬停和过渡状态尾迹预测及气动力计算的研究，尾迹与气动力的预测与实际尾迹符合良好。Zhang等[9]基于作用盘理论和装配网格技术实施倾转过渡状态数值模拟，成功预测了旋翼附近干扰流场，因而提高了旋翼拉力系数预测的准确性。Droandi等[10]对倾转旋翼旋翼/机翼组合体倾转第1阶段进行了非定常数值仿真，描述了机翼与旋翼之间的气动干扰，得到了旋翼性能和机翼气动载荷。李鹏等[11]基于重叠网格采用虚拟桨叶模型和真实桨叶模型对过渡状态开展了仿真研究，并得到了倾转过渡状态旋翼附近流场和旋翼桨盘受力分布。陈皓[12-13]采用作用盘理论和变形网格技术对倾转过渡状态进行不同飞行状态的研究，预测了机翼在过渡过程气动力变化情况。李欢等[14]基于非定常预处理方法、非结构混合网格技术和重叠网格插值技术，对倾转旋翼悬停状态和过渡状态开展了准定常模拟，得到了各倾转角下干扰流场和各部件气动力情况。Takii等[15-16]为了实现倾转旋翼飞行器数字飞行，基于移动计算域方法和多轴滑移网格技术对V-22模型进行了数字飞行仿真计算，得到了倾转过渡状态飞行器附近的复杂流场。Zanotti等[17]基于涡粒子法的中精度数值模拟软件(DUST)对VX-15飞行器典型飞行状态进行研究，捕捉到了倾转旋翼在飞行包线中旋翼与机翼之间相互作用的物理过程。

以上计算方法中，自由尾迹法和作用盘理论简化旋翼后提高了计算效率，气动力预测准确性较好；但也因为旋翼的简化使得流场细节未能完全体现，数值模拟精度不高。计入桨叶干扰并采用真实桨叶模型能够体现桨叶周围的流场，但计算时未考虑倾转过渡状态旋翼总距角随前进比的变化，与真实飞行状态还有一定差距。因此，本文针对倾转旋翼机倾转过渡状态旋翼-机翼气动干扰特性问题，基于课题组发展的适用于倾转旋翼机气动研究的高分辨率数值模拟方法，首先对孤立旋翼不同总距角悬停状态进行计算验证，计算所得气动力结果与实验结果符合良好；计算旋翼-机翼组合体悬停状态流场结果符合已有文献描述结论，能够捕捉到悬停状态流场精细的涡结构，并对比了该状态下IDDES与RANS计算结果。在此基础上，开展旋翼-机翼组合体倾转过渡状态不同倾转角飞行状态状态数值模拟，得到各倾转角下旋翼-机翼之间相互干扰流场，探究了旋翼-机翼间的相互作用机理。

1 数值方法

为改善对低马赫数流动模拟的收敛性和精度，在积分形式的非定常Navier-Stokes方程中加入Weiss-Smith低速预处理矩阵P[18]，得到如下形式的控制方程：

(1)

式中：Q=[ρρu1ρu2ρu3E]T为守恒变量，E为单位体积总能量；Fi和Fv,i分别表示i方向的无黏和黏性通量，具体表达式为

(2)

其中：p为压力；ui为速度分量；τi为黏性应力；θi为热流通量；n=[δi1δi2δi3]为法向向量；ui=V·n;ub,i=(ω×r)·n表示控制体边界速度；黏性通量Fv,i的更详细表达式见文献[19]。

对于完全绝热气体，气体状态可以写为

(3)

由萨瑟兰定理确定的分子黏性系数为

(4)

式中：C=110.4 K为萨瑟兰温度；Tref为计算时的参考温度；μref为参考温度Tref对应的分子黏性系数。

采用基于Spalart-Allmaras的改进延迟分离涡模拟(Improved Delayed Detached Eddy Simulation， IDDES)方法来模化湍流的影响[20]。IDDES方法不同于通常的LES、DES和DDES，其定义依靠壁面距离的新的子网格长度，能够得到更好的流动结果[21]。

使用重叠网格方法。桨叶周围生成贴体结构网格用于模拟边界层流动，背景网格采用基于八叉树的块结构化笛卡尔网格，并使用基于无量纲Q准则的自适应方法，以提高流场中漩涡的空间分辨率。采用三线性插值方法耦合这两种网格。使用有限体积法对上述方程进行离散，网格单元边界的对流通量采用Roe格式计算，其中左右状态变量使用5阶WENO格式和6阶中心混合格式重构，以减小数值黏性的影响。黏性项使用2阶中心方法求解。桨叶表面使用无滑移物面边界条件，远场采用基于预处理欧拉方程的特征边界条件。

2 算例验证

2.1 孤立旋翼

使用NASA Ames Research Center(ARC)研究中心V-22[22-24]0.658缩比旋翼模型进行验证，如图1所示。该模型包含3片桨叶，桨叶弦长c及扭转角变化规律如图2所示，图中：R为桨叶半径。旋翼的翼剖面为XN系列翼型，旋翼参数如表1所示。

图1 旋翼-机翼外形及工作状态

图2 桨叶扭转角及弦长随桨叶半径分布

图3给出了孤立旋翼悬停状态计算网格系统，其中图3(a)为桨叶附近的贴体网格，图3(b)为远场自适应网格。每片桨叶贴体网格为280万，远场网格根据流场信息自适应，其网格数量在3 000～5 000万之间。

表1 桨叶几何参数

图3 流场计算网格

在不同总距角θ下对该孤立旋翼开展了数值模拟，桨尖马赫数为0.708，基于等效弦长的雷诺数为8.4×106，每个旋转周期真实时间步长为720步。θ取值范围为-2.5°～20°，每2.5°选取一个状态点进行计算，并将计算结果与试验数据进行对比。

图4给出了拉力系数CT及品质因数(F,M)对比结果。图中：σ为桨盘实度。图4(a)表明，在整个总距角范围内，计算得到的拉力系数基本与试验数据契合，计算得到的旋翼品质因数与试验数据总体保持一致，存在的差异可能源于计算模型与试验模型的差别。同时，当总距角增大到一定程度(约为16°)后，旋翼拉力系数不再继续增大，而品质因数急剧减小。图5给出了不同总距角下旋翼尾迹，图中各状态旋翼气动力均已收敛，但随着流场的继续迭代，旋翼尾迹仍处于发展中，图中个状态启动涡结构并不影响旋翼近场尾迹及总体特征[25-26]。从图中可以看出，当总距角超过上述值后，旋翼下方出现尾迹破碎、尾迹涡排列不规则等现象，这表明桨叶部分区域已经失速，从而导致气动载荷表现出图4所示的变化趋势。

图4 计算结果与试验数据对比

图5 不同总距角下旋翼尾迹(Q=0.05)

图6是计算得到的旋翼下方1.646 m处(即机翼位置)压力径向分布与试验数据的对比，其中θ=10°，压力以环境压力为参考归一化处理。结果表明计算得到的压力分布情况与实验测量得到的压力分布情况一致，两者的变化趋势相同，误差小于5%。

图6 旋翼下方1.646 m处压力径向分布对比(θ =10°)

2.2 旋翼-机翼组合体悬停计算

完成孤立旋翼计算后，对旋翼-机翼组合体悬停状态流场进行了计算。其中，机翼几何数据如表2所示。

表2 机翼参数及相对位置

计算某时刻瞬态流场如图7所示，从图7(a)中可以看出旋翼尾迹涡在机翼侧受到阻挡不能继续向下运动，转而向对称面运动，导致尾迹涡在对称面附近聚集并上涌形成“喷泉效应”[27]；在“喷泉效应”的影响下，机翼上方桨叶压力分布受到影响，“喷泉效应”涡系卷入桨盘导致桨尖下方流场压力相对孤立旋翼情况减小，桨尖压差减小，桨尖拉力损失增大。此外，尾迹下洗被机翼阻挡使机翼与旋翼之间产生了一定的高压区(地面效应)，高压区主要位于旋翼内侧0.15R～0.8R处，如图7(b)所示。

图7 旋翼-机翼组合体悬停状态流场

图8中桨叶拉力呈现周期性，且在一个旋转周期内各相位角处均在变化，表明机翼对桨叶的影响不局限于机翼上方区域。根据表3各部件受力情况，在所考察的总距角下，机翼对旋翼拉力系数影响不大，但旋翼的下洗气流对机翼载荷影响很大，以至于使组合体净拉力系数比孤立旋翼减少了13.44%，此结果符合文献[28]结论。

图8 单片桨叶拉力系数历程

表3 悬停状态各部件受力

图9 悬停状态下洗速度分布及尾迹结构

图9为悬停状态瞬态速度vz分布与尾迹结构IDDES和RANS计算结果对比(马赫数着色)，在相同计算设置条件下，IDDES对旋翼尾迹涡结构演化的预测更为细致，能够捕捉到旋翼附近更加精细的漩涡结构；且对于“喷泉效应”流场尾迹发展预测也更加具体、清晰，可以看到漩涡结构的向内运动和向上涌起。图8中为两者计算单片旋翼拉力系数对比，IDDES计算得到的结果中，桨叶在旋转至机翼上方时拉力会出现一定的振荡，而RANS计算结果在运动至机翼上方位置拉力变化较为缓和，并未出现明显的突变；这主要是由于桨叶运动至机翼上方时“喷泉效应”涡系干扰桨叶所致，IDDES模型中对于此过程的演化能够完整捕捉，而RANS只能预测该处湍流作用的平均量，因此对于桨叶力的突变不能较好体现。通过以上验证可以说明采用IDDES模型的高分辨率求解器对于旋翼气动力预测的准确性和旋翼尾迹结构演化的高分辨率特性。

3 倾转过渡状态准定常计算

针对倾转旋翼倾转过渡状态旋翼-机翼组合体气动干扰特性问题，对倾转过渡状态不同倾转角旋翼-机翼组合体模型进行了计算，通过分析各个倾转角度下旋翼、机翼附近流场演化特征获取了准定常条件下的气动干扰特性。使用的计算模型与前述悬停状态一致。计算条件见表4[29]，其中每组参数值均与真实的倾转过渡飞行条件类似。

表4 仿真计算环境条件[29]

3.1 流场分析

图10给出了倾极角β=0°、θ=7.7时的旋翼尾迹结构。由于前进比很小(接近于悬停状态)，旋翼尾迹涡缠绕在机翼上，与机翼发生严重干扰。在尾迹影响范围内，旋翼下洗气流对机翼产生下洗冲击，因而影响机翼上表面附近的流动，进而影响压力Cp分布。图11左上为有旋翼情况机翼上表面压力系数分布，对比无旋翼情况(图11右上)，旋翼的下洗流使机翼外侧上表面的压力增大，原本为负压的区域变成正压。根据机翼上方流场速度变化和图中上表面流线表明机翼上方气流受到旋翼尾迹下洗流影响而向机翼内侧运动，导致气流流速增加、机翼表面负压更大；但这一现象并未导致机翼升力增加，原因是下洗载荷使机翼升力亏损。图11显示，有旋翼情况机翼的压力系数分布不规则且外侧载荷较大，无旋翼时机翼上下表面压差分布稳定，导致组合体中机翼产生的升力实际要小于单独机翼情况产生的升力。

图10 旋翼尾迹Q等值面(β=0°，θ=7.7°)

图11 机翼上表面压力系数分布和机翼不同站位压力系数

图12为β=10°时尾迹结构，由于前进比增加，旋翼尾迹随来流向下游传递远离机翼，旋翼尾迹与直升机前飞状态相似，机翼受到旋翼涡系的直接干扰效应减小。

图12 旋翼尾迹Q等值面图(β=10°)

根据图13机翼上不同站位压力分布及流线图可以看出，在有旋翼情况下，Y=4.5 m处机翼上方的压力极小值要小于无旋翼情况，低压区域也更大。图13中流场流线特征表明，旋翼的尾流使得旋翼附近气流发生一定偏折，并使机翼前方的气流角度发生变化，该现象在桨尖附近更为明显；受到旋翼间接影响，机翼的“驻点”向下移动，前方高压区域增大并向下方偏移，使得机翼的有效迎角增大，因此有旋翼情况机翼总升力比无旋翼情况大。

图13 机翼不同站位压力分布及流线图

β=45°时，旋翼-机翼组合体处于倾转过渡中期阶段。图14所示旋翼尾迹在来流的影响下向后方移动，尾迹排列规则；机翼处于旋翼尾迹之中，尾迹对机翼气动影响较为明显。图14流场三维流线图表明，前方气流在旋翼的作用下产生了明显的加速效果，且流动方向也发生一定角度的偏折。图15表明流场中有旋翼情况机翼上方的低压区域要比无旋翼情况要大，对应地机翼上表面的压力也要小于同位置无旋翼情况机翼上表面压力，且低压面积更大。同时机翼前缘下方驻点附近高压区面积扩大，且压力峰值更大，机翼上下方压差增加导致有旋翼情况机翼升力大于无旋翼情况。

图14 旋翼尾迹Q等值面及三维流线图(β=45°)

在倾转过渡结束状态(即β=90°)，此时旋翼为水平状态，流场类似于带螺旋桨的固定翼飞行器。根据图16有/无旋翼情况下机翼上表面压力分布图可以看出机翼上表面的压力分布有一定的差异，有旋翼情况上表面前部压力极小值更小且低压面积比无旋翼情况要大；但有旋翼情况机翼上表面后部压力比无旋翼情况大，在此现象的作用下，机翼前部升力增大，后部升力减小，从而导致机翼总体升力增益不明显。

图15 机翼流场不同站位压力分布对比

图17和图18为机翼附近流场来流角α分布，来流角α的定义为气流方向与机翼弦线夹角，表示为

(5)

式中：α0为机翼迎角，此处α0=0°；Vx、Vz为沿弦向速度和垂直弦向速度。

从图中可以看出，在旋翼影响范围内机翼上方来流角为正的区域大于无旋翼情况，下方负来流角区域小于无旋翼情况，旋翼影响范围外来流角变化不明显，根据以上来流角度分布特征可以判断旋翼使得机翼有效迎角增大。

图16 机翼上表面压力分布

图17 机翼不同站位流场来流角分布(有旋翼)

图18 机翼不同站位流场来流角分布(无旋翼)

根据以上分析表明旋翼的存在能明显影响机翼周围流场，除改变气流速度及方向外，还会改变机翼表面压力分布，进而对机翼气动力产生显著的干扰。分析上述流场结果后，从旋翼与机翼气动力出发，进一步分析在倾转过渡状态旋翼与机翼之间的相互影响。

3.2 倾转过渡过程气动性能变化

图19为各倾转角下机翼不同站位压力系数分布图，图中结果表明有旋翼情况机翼上表面负压要比无旋翼情况大，主要是因为气流被旋翼加速导致上表面气流速度增大，以及来流角度的改变使机翼的有效迎角增加。同时，有旋翼情况压力系数所围面积要比无旋翼情况大，说明有旋翼情况机翼产生的升力要比无旋翼情况机翼升力大，说明旋翼对于机翼有着一定的增升作用。

图20结果显示小倾转角时，旋翼对机翼的下洗载荷使有旋翼情况机翼升力小于无旋翼情况。随着倾转角度的增加，旋翼尾迹开始离开机翼并且机翼前方来流角度发生变化，使机翼的有效迎角增加。旋翼滑流会加速机翼上表面气流，导致机翼上下表面压差增大，因此有旋翼情况下机翼升力要大于无旋翼情况。在倾转过渡后期，此时旋翼X方向(飞行方向)的拉力系数很小，气流经过旋翼后加速效果不明显，旋翼尾流对机翼的增升作用减弱，两种情况下机翼升力差距很小。

图19 机翼不同站位压力系数分布图

图20 机翼升力系数随倾转角变化

对倾转过渡过程旋翼X方向和Z方向(机翼升力方向)气动力变化进行分析。实际飞行中倾转初期旋翼产生的拉力主要用以平衡机体的重力。随着倾转过程的继续进行，Z方向的力为旋翼拉力的分量，且机体重力由旋翼拉力与机翼升力一同承担。当倾转角为90°时，旋翼转为水平状态，因此Z方向力的分量接近于0。图21(a)中计算所得旋翼Z方向拉力随着倾转角的增大而减小，表明旋翼Z方向拉力变化与实际飞行过程拉力变化相符。图21(b)显示旋翼X方向力的变化是先增大后减小。具体原因为：倾转初期随着倾转角的增大，桨盘向水平位置倾转使旋翼X方向拉力增大，提供机体前飞加速的拉力；倾转后半段，机体完成加速接近巡航状态，飞行速度稳定，拉力减小至平衡机体飞行产生的阻力。

图21给出了单独旋翼的倾转过渡气动力变化情况，与组合体受力对比发现两者在两个方向的气动力变化趋势相近，旋翼气动力差距只出现在倾转初期与结束过程中，说明在倾转过渡阶段机翼的对旋翼影响甚微。