前飞状态涵道尾桨气动特性CFD分析

2009年第2期HELICOPTERTECHNIQUENo.22009

　　文章编号:167321220(2009)022030205

前飞状态涵道尾桨气动特性CFD分析

宋长红,林永峰,陈文轩

(中国直升机设计研究所,景德镇,333001)

摘　要　本文利用CFD商业软件Fluent为平台,以动量源代替桨叶对流场的作用,通过编写UDF程序把动量源加入到N-S方程中。动量源方法的基本思想是利用作用力与反作用的规律,由于代表桨叶的薄圆柱体里的任一网格处动量源的表达式只与桨叶的几何参数与该网格的瞬时速度有关,从而建立了一套适合于悬停和前飞状态的能够实现尾桨和涵道相互耦合作用的CFD数值模拟方法。本文将在前面悬停流场模拟的基础上,进一步对前飞状态涵道尾桨系统的气动特性进行分析。关键词　CFD;涵道尾桨;动量源方法;相互耦合作用中图分类号:　V211.3　　　文献标识码:　A

CFDAnalysisfortheDuctedTailRotorinForwardFlight

SONGChanghong,LINYongfeng,CHENWenxuan

(ChinaHelicopterResearchandDevelopmentInstitute,Jingdezhen,333001)

Abstract　Therotorisevaluatedfromtwo2dimensionalairfoiltablesasafunctionoflocalMach

numberandangle2of2attackandappliedassourcetermsaddedbyUDFprocedureinthediscreteN-SequationsbasedtheCFDcommercialsoftwareFluentinthispaper.Gravitycentrifugalforceandtheotherforceoftherotorarenotconsideredinthisapproachbasedonthelawofforceandcounter2force,whattheduct2rotoraerodynamicinteractionisachieved.Inthispapersubsequenteffortsaremadetounderstandtheflowfieldcharacteristicsinforwardflight.Keywords　CFD;ductedtailrotor;momentum2sourcemethod;interaction

拟的基础上,进一步对前飞状态涵道尾桨系统的气动特性进行分析,由于国内试验条件的,现在只进行了悬停状态的试验,前飞的数值模拟结果将待下一步进行试验验证。

1　前言

与悬停相比,在前飞状态下,涵道处于前方来流

和尾桨吸流的复杂混合气流中,在不同方位角位置的压强、诱导速度以及涵道壁面周围的流场会出现不对称性,因此,前飞状态下的涵道尾桨系统的气动特性更为复杂。

本文利用CFD商业软件Fluent为平台,以动量源代替桨叶对流场的作用,通过编写UDF程序把动量源加入到N-S方程中。本文在前面悬停流场模

2　数学模型

为了简化尾桨模型,在计算中把桨盘简化成一个薄的圆柱体,把桨叶对流体的作用通过在N-S方程中加入动量源来实现,把周期性的流动通过时间平均方法转化成“准定常”流动。假设把薄圆柱

　　收稿日期:2009202225

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体分成n层,则该域内任一网格的动量源表达式为:

S′x=S′x

(Cl,Cd,θ,β,Vx,Vy,Vz,Veff,Ω,x,y,z,t,c,ρ,Nb,n,h,<)

S′y=S′x(Cl,Cd,θ,β,Vx,Vy,Vz,Veff,Ω,x,y,z,t,c,ρ,Nb,n,h,<)

S′z=S′x(Cl,Cd,θ,β,Vx,Vy,Vz,Veff,Ω,x,y,z,t,c,ρ,Nb,n,h)

其中,Cl,Cd分别为翼型升阻力系数,θ为桨叶

剖面在该网格处的安装角,β为入流角,Vx,Vy,Vz为该网格每个迭代步的速度,Veff为当地翼型有效速度,Ω为尾桨转速,x,y,z为该当地翼型的坐标位置,

t为单位时间里桨叶在该网格上的作用时间,c为翼

型弦长,Nb为桨叶片数,ρ为空气密度,h为网格的高度,<为该网格所处的方位角。

3　网格划分

在计算前飞时,尤其是大速度前飞时,涵道外壁面会作为一个圆形机翼而产生很大的升力,在涵道前缘,流场相对悬停时要剧烈的多,为了更为精确的计算前飞状态下涵道尾桨系统的气动特性,在涵道外段也需要较密的网格,同时由于要在涵道尾桨系统连接尾梁的正前方流域的边界条件上要加前飞速度,因此需要对悬停时网格划分的方案进行改进以便适合于前飞状态下涵道尾桨系统的数值模拟。在前飞时,外流体域由大圆柱体流体域改为长方体流体域,在长方体与涵道尾桨之间还是用一个小圆柱体对流场进行分割,在小圆柱体与涵道尾桨之间的流场空间仍然以非结构四面体网格进行离散,但是在小圆柱体与涵道壁面之间的网格由疏到密过渡变缓,并在不同方位角位置采取不同的加密方式以便更为精确地模拟前飞状态下流场在不同桨叶方位角时而出现的不对称性。在小圆柱体与长方体之间的流场空间采用O-O型网格拓扑结构分块,利用六面体结构网格进行离散,整个流场网格如图1所示。

图1　前飞时整个计算域网格划分示意图

4　不同前飞速度时涵道尾桨气动特性CFD分析

　　文中所选取的涵道尾桨基本参数为:在原始涵道尾桨系统基础上改扩散角为0°,0175半径处的桨距角为30°,其它几何参数不变。计算的前飞速度分别为22m/s,44m/s,88m/s。从表1可以看出,在桨距角为30°时,随着前飞速度的增加,尾桨拉力先是减少然后增加,但涵道拉力会显著增加。与悬停状态相比,涵道拉力急剧增加则是因为大速度前飞时,涵道外壁面会作为一个圆形机翼而产生很大

的升力。

表1　悬停状态及不同前飞速度时,涵道尾桨系统拉力

前飞速度/m

s

-1

尾桨推力/N

涵道推力/N

总推力/N

013217656150112622131175771692091434420317416317236714688

259195

534135

794130

图2、图3分别给出了前飞速度为44m/s和88m/s时,涵道气流入口与出口表面的压力分布情况。从图中可以看出,与悬停状态相比,涵道壁面压力分布是非对称的,并且随着前飞速度的增加,涵道壁面压力分布的非对称性更加突出,在方位角为0°时,在涵道出口处也出现了较大的负压,并且该负压值随前飞速度的增大而增大,而该负压很明显会卸掉一部分涵道拉力。

根据压强大小及在Z轴方向的投影面积这两个方面分析,可以知道在方位角为180°处涵道前缘唇口及涵道气流入口表面前后部区域的压力分布是涵道升力的主要来源。同理,从图中可看出,涵道与尾梁连接处及涵道正前部到垂尾的过渡段受到的正压是涵道阻力的主要来源,在方位角为0°附近的涵道内段的正压也极大的增加了涵道的阻力。从涵道气流出口表面的压力云图可看出,前部出口附近的正压可提高涵道拉力,但是前部靠近尾梁处出现的负压及后部出口附近的负压却减少了涵道拉力。

图4、图5分别给出了前飞速度为44m/s、88m/s时,y=0剖面流场的速度矢量图。从图中可以看出,前飞时,该剖面像翼型一样产生了绕流,因此整个涵道像个圆形机翼一样产生了很大的升力,结

32直升机技术　　　　　　　　　　　　　　　　　总第158期　

合图6、图7还可看出,尾桨下面以及涵道右部气流出口平面都会产生涡,并且该涡随着前飞速度的增大而增大,因此涵道右部气流出口平面会产生较大

的负压,所以最新“海豚”改进型直升机在该涵道出口处有一个唇口,尽管该唇口会产生更大的负压,但是气流从该唇口流过可以很快把涵道后部气流出口平面的涡吹散,从而降低该表面的负压值,由于该唇口在Z轴方向的投影面积比较小,而涵道后部气流出口平面在Z轴方向的投影面积比较大,因此加唇口比不加唇口会抵消更小的涵道推力,从而能产生

更大的收益。

图8给出了前飞速度为88m/s时,y=0剖面涵道后部流场细节图。从图中可以看出在涵道的后部也会产生涡,前飞速度越大,涡越大,壁面负压越大。之所以在该部分削平,而不是从美学的角度,把涵道上下部分用弧线过渡,是因为用弧线过渡会使该部分就像一个唇口一样,会产生更大的负压,而把该表面削平与用弧线过渡在x轴方向的投影面积却是一样的,这样削平该表面可以减少废阻,节省功率,还可以减轻直升机的结构重量。

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　　图9、图10、图11给出了不同前飞速度时,桨盘载荷分布云图。从图中可看出,与悬停状态相比,前

行桨叶区拉力较大,后行桨叶区拉力较少,并且随着前飞速度的增加,桨盘载荷分布的非对称性越明显。

5　结论

本文首先对原来计算悬停时的网格划分方案进

行调整,以便适合于前飞状态,然后对前飞状态下的涵道尾桨进行了计算与分析。计算表明:

1)相同桨距下,随着前飞速度的增加,在桨盘

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odynamicsConference,Anaheim,CA,2001

[2]　AvanziniG,MatteisG.Performanceandstabilityofaduc2

ted2fanuninhabitedaerialvehicle.39thAerospacesciencesmeeting&Exhibit,Reno,Nevada,2001

[3]　AbregoAI,BulagaRW.Performancestudyofaducted

fansystem.AHSAerodynamics,Acoustics,andTestandEvaluationTechnicalSpecialistsMeeting,SanFrancisco,CA,2002

[4]　LindR,NathmanJK,GilchristI.Ductedrotorperform2

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[5]　MendenhallMR,SpanglerSB.Theoreticalstudyofduc2

tedfanperformance.NASACR-1494,1970

[6]　MendenhallMR,SpanglerSB.Acomputerprogramfor

thepredictionofductedfanperformance.NASACR-1495,1970

下面形成的涡与涵道出口平面后部所形成的涡增强,同时,涵道尾桨系统的阻力则会急剧增加,与悬停状态相比,涵道拉力急剧增加则是因为大速度前

飞时,涵道外壁面会作为一个圆形机翼而产生很大的升力,因而涵道拉力会显著增加;

2)在涵道出口平面后部加唇口尽管在该部分会造成更大的负压,但能吹散后面所形成的涡,从而与不加该唇口相比能产生更大的涵道推力;

3)把涵道后部削平可以减少废阻,节省功率,同时也减轻了直升机的结构重量;

4)前飞状态下,桨盘处的速度,桨叶展向载荷,涵道壁面压力不对称性非常明显,并且,前飞速度越大,不对称性越严重。参考文献:

[1]　KondorS,AmitayM,ParekhD.Activeflowcontrolappli2

cationonaminiductedfanUAV.19AIAAAppliedAer2

th

印度直升机加装FAC及EW设备

　在2009年2月印度航展上,印度阿尔法设计技术公司在印度斯坦航空公司“印度豹”直升机后部座舱进行地面激光测距仪现场安装。印度计划给该型直升机以及更大型的“猎豹”直升机实现机载前方空中控制(FAC)能力,并在“轻型观测直升机”机身上加装防御辅助设备。

阿尔法公司将“手提式FAC组件”安装于直升机后部,占了一个座椅的位置。

该组件包括一副15×80双目望远镜用于白天观察;还有一个带激光测距仪的3～5微米热成像仪,这种设备不会伤害眼睛,测量范围从30米到30千米;双接口板都连接传感器;设备集成了指南能力;该组件还具备光学测角仪,不管在方位角还是仰

角都能精确到±1毫弧度。选装件包括机内GPS接收机、PLGR接口以及数字化通信用的调制解调器。

航展上,阿尔法设计技术公司还在“印度豹”直升机座舱内展示了一套电子战设备(EW)。这套EW设备将用于“猎豹”直升机,包括5组MILDS导弹发射探测及接近告警传感器。它是阿尔法公司、印度国防研发机构(DRDO)以及EADS公司合作研究开发的成果。EW设备还将补充由阿尔法公司和以色列军用工业公司联合开发的双分配器对抗投放器系统(CMDS),还有DRDO与巴拉特电子有限公司(BEL)合作开发的雷达告警接收机系统。

(朱)