孫會迅，孫朋朋，林永峰，曾 偉

(中國直升機設(shè)計研究所 直升機旋翼動力學(xué)重點實驗室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

平尾起到改善直升機縱向操作性及穩(wěn)定性的作用。小速度前飛時受旋翼尾跡作用，平尾的氣動力突然變化，將引起直升機俯仰力矩的突變，對直升機的操作帶來不利影響[1]。由于現(xiàn)代直升機槳盤載荷增加和機身結(jié)構(gòu)愈發(fā)緊湊，旋翼與平尾干擾問題更加突出。常規(guī)直升機平尾為單層平尾，設(shè)計時考慮平尾的布置位置等參數(shù)來減弱旋翼/平尾干擾[2]。然而，最先進的H160 直升機創(chuàng)新地采用雙層平尾設(shè)計，給未來直升機平尾設(shè)計帶來新的思路。因此，針對雙層平尾的旋翼/平尾氣動干擾問題的研究具有重要意義。

對于旋翼/平尾的氣動干擾問題，國外研究者通過試驗和數(shù)值模擬方法開展了大量研究。1998年,Erwin等[3]采用風洞試驗測量了旋翼和T型平尾干擾流場，研究了T型平尾的載荷隨前進比的變化規(guī)律，對不同前進比下的旋翼尾跡特點與平尾載荷變化規(guī)律進行了詳細分析。2002年，Susan等[4]采用激光測速系統(tǒng)測量了平尾前方流場速度，結(jié)果表明：由于旋翼尾跡影響，平尾來流迎角非定常變化，變化范圍達30°。在前進比0.1時，旋翼尾跡對該T型平尾影響最大。在GOAHEAD項目支持下，2012年，意大利宇航局建立了GOAHEAD 直升機模型，F(xiàn)abrizio[5]試驗研究其三維速度場和流動干擾，分析了平尾引起的抬頭現(xiàn)象,認為槳尖渦沖擊到平尾，產(chǎn)生抬頭現(xiàn)象。M. Biava等[6]采用ROSITA求解器模擬了整個GOAHEAD 直升機模型流場，與試驗結(jié)果進行了詳細對比，分析了平尾流場及其平均攻角，認為旋翼尾跡通過增加平尾平均攻角來影響平尾性能。2019年，Markus等[7]采用CFD方法(Computational Fluid Dynamics)和結(jié)合自由尾跡模型的非定常面元法模擬了旋翼/平尾干擾問題，模擬結(jié)果與全尺寸飛行試驗數(shù)據(jù)符合較好，同時分析了低平尾和T型平尾氣動干擾規(guī)律。國外研究者對單層平尾構(gòu)型的旋翼/平尾的干擾問題展開了大量研究，目前沒有對雙層平尾構(gòu)型的旋翼/平尾氣動干擾問題的相關(guān)研究。

在國內(nèi)，中國空氣動力研究與發(fā)展中心的孫正榮以及清華大學(xué)的譚劍鋒等對單層平尾在不同前進比狀態(tài)的旋翼/平尾氣動干擾問題進行了試驗和計算研究[8-9]；王鑫磊等[10]采用數(shù)值計算方法研究了前緣縫翼構(gòu)型平尾氣動特性。然而，針對雙層平尾的旋翼/平尾氣動干擾研究還沒開展過。

鑒于此，本文采用數(shù)值計算的方法研究了雙層平尾對旋翼/平尾干擾的抑制機理。流場計算基于動量源模型的CFD方法，采用典型氣動干擾試驗數(shù)據(jù)對氣動干擾計算精度進行了驗證。參考H160直升機，建立單層和雙層平尾的旋翼/平尾計算模型，對多個前進比下的旋翼/平尾氣動干擾流場進行了計算，分析了單層和雙層平尾的干擾載荷變化規(guī)律和流場特征，研究了雙層平尾對旋翼/平尾干擾的抑制機理，為未來直升機平尾設(shè)計做有益探索。

1 計算方法及驗證

1.1 基于動量源模型的數(shù)值計算方法

采用包含動量源項的CFD方法來計算旋翼/平尾干擾流場，由槳盤模型代替旋翼，即通過作用盤理論將旋轉(zhuǎn)的槳葉等效為作用盤，作用盤對流場的力來模擬旋翼槳葉對流場的影響。用時間平均的動量源項代替旋翼對流場的效用，再將動量源項添加到控制方程。N-S方程計算時采用有限體積法對空間進行離散；時間離散采用五步Runge-Kutta格式；梯度方法選擇格林高斯方法；湍流模型選擇SA模型；壁面邊界條件為無滑移壁面；遠場邊界條件為壓力遠場?；趧恿吭茨Ｐ偷腃FD方法計算流程如圖1所示。

圖1 基于動量源模型的CFD方法計算流程圖

1.2 計算方法驗證

為證明本文使用的計算方法準確可靠，采用經(jīng)典的Robin模型驗證計算方法。Robin模型包含超橢圓機身和四片槳葉，旋翼參數(shù)如表1所示[11]。

表1 Robin旋翼參數(shù)

對計算模型劃分網(wǎng)格，網(wǎng)格類型為四面體和棱柱體混合網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)約為435萬。圖2為計算網(wǎng)格圖。

圖2 Robin模型計算網(wǎng)格

計算懸停(μ=0.01)和前飛(μ=0.15)兩個狀態(tài)，與公布的試驗數(shù)據(jù)進行對比。配平方法采用牛頓迭代法，配平目標為計算拉力系數(shù)與試驗拉力系數(shù)一致。

圖3為機身上兩個流向位置的時均壓力分布，計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)擬合較好，但在x/l等于1.17位置處，有較大偏差。這是由于數(shù)值計算時沒有考慮試驗中的支架影響導(dǎo)致的。對比結(jié)果表明計算方法能夠準確預(yù)測氣動干擾問題。

圖3 機身上兩個流向位置的時均壓力分布

2 雙層平尾的旋翼/平尾干擾研究

2.1 計算模型

旋翼/平尾氣動干擾引起嚴重的直升機穩(wěn)定性和操縱性問題。旋翼尾流位置隨飛行狀態(tài)改變而改變。尾流與平尾干擾，使得平尾處產(chǎn)生很大的力和力矩。本節(jié)采用CFD方法獲得了旋翼/平尾干擾計算結(jié)果，分析了雙層平尾與單層平尾的氣動干擾特征。

參考H160平尾結(jié)構(gòu)和相對位置，建立雙層平尾與旋翼干擾計算模型，旋翼采用Robin模型中旋翼。本論文目前只考慮旋翼和平尾的氣動干擾問題，因此計算模型中只包含旋翼和平尾。雙層平尾結(jié)構(gòu)如圖4所示，其具體參數(shù)如表2所示。

表2 雙層平尾參數(shù)

圖4 雙層平尾幾何模型

建立單層平尾為對比模型。平尾主要作用是改善直升機迎角靜穩(wěn)定性，因此，要保證單層平尾與雙層平尾的的俯仰力矩系數(shù)斜率和截距基本相同。如圖5所示，單層和雙層平尾的俯仰力矩系數(shù)的斜率和截距基本相等。單層平尾具體參數(shù)如表3所示。

圖5 平尾俯仰力矩系數(shù)與迎角關(guān)系曲線

表3 單層平尾參數(shù)

對幾何模型劃分四面體/棱柱混合網(wǎng)格，對平尾周圍進行局部加密。單雙層平尾計算模型的網(wǎng)格設(shè)置基本一致，雙層平尾計算模型網(wǎng)格數(shù)約為713萬，單層平尾計算模型網(wǎng)格數(shù)約為347萬。網(wǎng)格如圖6所示。

圖6 計算模型網(wǎng)格截面圖及局部放大圖

在相同旋翼拉力系數(shù)(CT=0.0064)下，計算不同前進比下的旋翼/平尾干擾流場。配平方法為牛頓迭代法，配平變量為總距、橫向和縱向周期變距，軸傾角按照Robin試驗結(jié)果給定。

2.2 旋翼/平尾氣動干擾結(jié)果分析

本節(jié)對計算結(jié)果進行分析，分析雙層平尾與單層平尾的氣動干擾特征。首先探討平尾的干擾載荷隨前進比的變化規(guī)律；之后通過流場分析和壓力分布對比，探討雙層平尾對旋翼/平尾干擾的抑制機理。

2.2.1 干擾載荷

圖7為平尾干擾載荷隨前進比變化的關(guān)系曲線，干擾載荷為扣除無干擾情況的平尾載荷(垂向力)。在前進比0.01～0.05之間，隨著前進比的增加，旋翼尾跡向尾部移動并撞擊平尾，兩種構(gòu)型的平尾干擾載荷顯著增加。在前進比0.05狀態(tài)，干擾載荷最大，但雙層平尾的干擾載荷約為單層平尾干擾載荷的57%，證明雙層平尾構(gòu)型可以在小前進比狀態(tài)抑制旋翼/平尾干擾，能夠改善過渡飛行狀態(tài)下機體姿態(tài)劇烈變化。在前進比0.05～0.15之間，旋翼尾跡繼續(xù)向后移動，兩種構(gòu)型平尾的干擾載荷減小。在前進比0.15～0.23時，隨前進比增加，干擾載荷繼續(xù)增加。在前進比0.1～0.23之間，單層平尾和雙層平尾的干擾載荷相差不大。

圖7 平尾干擾載荷與前進比關(guān)系曲線

圖8為雙層平尾干擾載荷隨前進比變化的關(guān)系曲線。上層平尾的干擾載荷隨前進比變化規(guī)律與單層平尾的干擾載荷變化規(guī)律基本一致，但是上層平尾的干擾載荷數(shù)值較低：強干擾狀態(tài)(μ=0.05)下，上層平尾干擾載荷約為單層平尾干擾載荷的56%。這是由于雙層平尾的上下雙層設(shè)計降低了單層平尾弦長，從而降低了旋翼尾跡撞擊在平尾上而產(chǎn)生的干擾載荷。

圖8 雙層平尾干擾載荷與前進比關(guān)系曲線

對于下層平尾，在前進比0.01～0.05之間，下層平尾干擾載荷很小且基本不變，表明下層平尾受旋翼尾跡干擾較?。辉谇斑M比0.1～0.23之間，下層平尾干擾載荷變化規(guī)律與上層平尾干擾載荷變化規(guī)律基本一致。

2.2.2 旋翼/平尾干擾流場

以單層平尾流場為例分析旋翼/平尾的干擾過程。如圖9所示，近懸停狀態(tài)(μ=0.01)，在旋翼下方尾流向內(nèi)收縮，平尾沒有受到旋翼尾流干擾；前進比為0.05時，旋翼尾流向后方偏斜，尾流撞擊平尾，平尾沉浸在旋翼尾流中，此時旋翼/平尾干擾嚴重，平尾干擾載荷很大；前進比為0.15時，旋翼尾流繼續(xù)向后方偏斜，尾流不再直接撞擊平尾，對應(yīng)平尾載荷顯著下降；前進比為0.23時，尾流繼續(xù)向后方偏斜，此時平尾干擾載荷仍比較大，有文獻[12-13]指出這是與渦線的扭曲和拉伸作用有關(guān)的另一種形式的干擾，此時干擾峰值比尾流撞擊平尾時的干擾峰值小。

圖9 不同前進比下，旋翼誘導(dǎo)速度分布及流線圖

2.2.3 雙層平尾抑制干擾機理分析

由圖7平尾干擾載荷與前進比關(guān)系曲線可知，在前進比0.05狀態(tài)下，旋翼/平尾干擾效應(yīng)顯著，雙層平尾對旋翼/平尾干擾有明顯的抑制作用。本節(jié)對前進比0.05狀態(tài)下的流場展開分析，對雙層平尾干擾抑制機理進行討論。

如圖10(a)旋翼干擾下的單層平尾表面壓力云圖所示，在強干擾狀態(tài)下(μ=0.05)，旋翼尾流沖擊單層平尾，氣流沖擊使得單層平尾上翼面壓力增大。如圖10(b)旋翼干擾下的雙層平尾表面壓力云圖所示，上層平尾的壓力分布與單層平尾壓力分布相似，也受到旋翼尾流的沖擊，但雙層平尾的上下雙層設(shè)計降低了上層平尾的面積，從而降低了旋翼尾跡撞擊在平尾上而產(chǎn)生的干擾載荷。除端部外，下層平尾壓力較小，與無旋翼干擾狀態(tài)下的下層平尾壓力分布(如圖10(c)所示 )基本相同。這是由于上層平尾對下層平尾的遮擋作用，減弱了下層平尾受到的旋翼尾跡干擾。

圖10 前進比為0.05時，平尾表面壓力

定義壓力系數(shù)為：

Cp=(P-P∞)/(0.5×ρV∞2)

(1)

其中，P∞為遠場壓力，V∞為自由來流速度。

由圖11Y=0(平尾的對稱截面)剖面的壓力系數(shù)分布發(fā)現(xiàn)，單層平尾和雙層平尾的上層平尾的剖面壓力分布基本一致。壓力分布特征表明，受旋翼尾跡影響，平尾處于大負迎角環(huán)境。由于旋翼尾跡的撞擊，單層平尾和雙平尾的上層平尾的上表面壓力系數(shù)為正。而下層平尾的翼型剖面壓力系數(shù)全為負，下層平尾載荷較小，表明下層平尾受旋翼尾跡影響較小。

圖11 前進比0.05時，平尾Y=0剖面壓力系數(shù)分布

下層平尾展向剖面的壓力分布如圖12所示，不同剖面處壓力分布特點不同，大部分剖面處流動為逆壓流動。由圖13雙層平尾Y=0截面的壓力云圖和流線圖可知，旋翼尾流撞擊上層平尾，氣流在上層平尾上表面滯止，壓力增大。

圖12 前進比0.05時，下層平尾展向剖面的壓力系數(shù)分布

圖13 前進比0.05時，Y=0截面的壓力云圖和流線圖

上層平尾阻擋旋翼尾流，從而避免了下層平尾受到旋翼尾流沖擊，因此上層平尾的遮擋作用抑制了旋翼尾流對下層平尾的干擾。

3 結(jié)論

本文建立了單層和雙層平尾的旋翼/平尾氣動干擾計算模型，分析了旋翼干擾下的平尾氣動特性和流場，研究了雙層平尾抑制旋翼/平尾干擾的機理，主要得到以下結(jié)論：

1)雙層平尾對旋翼/平尾干擾有抑制作用，能夠改善過渡飛行狀態(tài)下機體姿態(tài)劇烈變化。小前進比(μ=0.05)狀態(tài)下，相比單層平尾，雙層平尾的干擾載荷下降約43%。

2)上層平尾的干擾載荷變化規(guī)律與單層平尾的干擾載荷變化規(guī)律基本一致，表明上層平尾干擾載荷主要是受旋翼尾跡影響。強干擾狀態(tài)(μ=0.05)上層平尾干擾載荷約為單層平尾的干擾載荷的56%，這是由于雙層平尾的上下雙層設(shè)計降低了單層平尾弦長，從而降低了由于旋翼尾跡撞擊而產(chǎn)生的干擾載荷。

3)小前進比狀態(tài)，下層平尾處在上層平尾的尾流區(qū)中，其周圍流動十分復(fù)雜；上層平尾的遮擋作用減弱了旋翼尾跡對下層平尾的沖擊干擾，抑制了旋翼/平尾干擾。