陳 晨，王華明，孫 鵬

(1.中國民用航空飛行學(xué)院 航空工程學(xué)院，四川 廣漢 618307；2.南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院，江蘇 南京 210000)

無尾槳直升機航向操縱系統(tǒng)參數(shù)影響分析

陳 晨1，王華明2，孫 鵬1

(1.中國民用航空飛行學(xué)院 航空工程學(xué)院，四川 廣漢 618307；2.南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院，江蘇 南京 210000)

針對無尾槳直升機的航向操縱系統(tǒng)進行參數(shù)影響分析。目前針對整個航向操縱系統(tǒng)的建模研究難度很大，成果很少，多數(shù)研究集中于其中的一個部件-環(huán)量控制尾梁，分析時無法考慮部件間的相互影響規(guī)律與整體特性。建立了包括旋翼和航向操縱系統(tǒng)的三維CFD計算模型，在驗證模型正確性后，對其參數(shù)影響進行了計算與分析。突破傳統(tǒng)二維建模只分析尾梁截面特性只關(guān)注動量系數(shù)的方法，基于三維建模優(yōu)勢，考慮部件間的綜合影響。開展了尾梁長度、噴氣舵噴口面積、風(fēng)扇增壓與狹縫形狀等參數(shù)對機身航向穩(wěn)定性的影響分析，得到了一些參數(shù)影響規(guī)律，為后續(xù)設(shè)計和研究提供了依據(jù)和參考。

無尾槳直升機；航向操縱系統(tǒng)；環(huán)量控制；CFD；參數(shù)影響

0 引言

無尾槳直升機利用航向操縱系統(tǒng)平衡旋翼的反扭矩并實現(xiàn)航向操縱。航向操縱系統(tǒng)主要包括環(huán)量控制尾梁和尾部噴氣舵。20世紀70年代，美國的麥道公司(現(xiàn)為波音公司收購)利用環(huán)量控制技術(shù)首先開發(fā)成功了直升機無尾槳系統(tǒng)。國外有些研究人員考慮了旋翼下洗流對尾梁的作用和氣流在尾梁中的能量損失，通過試驗提出了一種分析環(huán)量控制尾梁流場和計算側(cè)向力的方法[1,2]；對整個環(huán)量控制系統(tǒng)，尤其是雙縫結(jié)構(gòu)形式進行了介紹與試驗分析[3,4]；國內(nèi)有研究人員提出了一種包含動量源項的N-S方程的CFD旋翼流場求解方法，模擬計算了實心開縫尾梁在旋翼流場中所產(chǎn)生的側(cè)向力[5-7]；還有研究人員利用帶機身和開縫尾梁的模型進行了風(fēng)洞試驗，測得固定來流速度下，縫隙寬度、開縫角度和流量系數(shù)對尾梁內(nèi)外壓差的影響[8]。由于技術(shù)保密等原因，國內(nèi)在這方面起步較晚，研究成果很少。21世紀初，國內(nèi)有研究人員對帶噴口的尾梁模型在風(fēng)洞中進行了固定來流速度的吹風(fēng)試驗，測定不同縫隙寬度和狹縫位置處的靜壓分布規(guī)律[9]。

目前的研究基本都針對環(huán)量控制尾梁的氣動特性進行試驗與二維建模分析。風(fēng)洞試驗以勻直來流代替旋翼下洗流進行研究，忽略了旋翼下洗流旋流、扭轉(zhuǎn)效應(yīng)，邊界條件與實際系統(tǒng)稍有差異，得到的氣流駐點角度也略有差異，且成本高昂[10-11]。二維建模方法只能分析環(huán)量控制尾梁上一個截面的特征，采用“設(shè)定”噴氣速度，進而“設(shè)定”動量系數(shù)的方式進行研究和分析，但這種方式過于理想化，忽略了噴氣舵、風(fēng)扇、尾梁長度效應(yīng)等變化對整體效率帶來的影響，并不符合實際情況。為分析無尾槳直升機航向操縱系統(tǒng)的氣動特性與參數(shù)影響規(guī)律，文中突破傳統(tǒng)只考慮環(huán)量控制尾梁截面加勻直來流的算法，采用三維建模[12]，建立包括環(huán)量控制尾梁、噴氣舵、旋翼和風(fēng)扇的三維模型，并首次將動量源方法應(yīng)用到環(huán)量控制計算中，模擬旋翼尾跡。綜合考慮航向操縱系統(tǒng)各個部件間的參數(shù)影響規(guī)律，從影響動量系數(shù)的有關(guān)參數(shù)入手，研究尾梁長度、噴氣舵噴口面積、風(fēng)扇增壓和狹縫截形狀對航向操縱力矩以及氣動效率的影響規(guī)律，最終，得到參數(shù)影響規(guī)律，找出合理設(shè)計點，為設(shè)計與進一步研究提供一些有參考意義的結(jié)論。

1 數(shù)值分析模型

文中忽略了機身和平尾、垂尾，僅對航向操縱系統(tǒng)進行建模。

1.1 數(shù)學(xué)模型建立

無尾槳直升機環(huán)量控制的原理是將旋翼下洗流作為外流場流過尾梁，同時尾梁內(nèi)部氣流從狹縫噴出，內(nèi)外流匯合，形成環(huán)繞尾梁流場的科恩達效應(yīng)。在建模計算時首先建立外流場的計算域模型(如圖1a)，經(jīng)試算驗證，當計算域邊長大于20R時，網(wǎng)格模型數(shù)量對結(jié)果的影響可以忽略，其中R代表旋翼半徑。在計算域內(nèi)建立航向操縱系統(tǒng)的計算模型，具體包括旋翼、動力段、增壓風(fēng)扇(位于動力端內(nèi)部)、環(huán)量控制尾梁、噴氣舵以及噴口葉片(如圖1b)。對槳盤以及計算域進行離散，采用自適應(yīng)功能劃分非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。網(wǎng)格數(shù)量約130,0000左右。

1.2 加載動量源項

為避免對旋翼槳葉劃分繁復(fù)的貼體網(wǎng)格，文中用動量源方法模擬旋翼槳盤的下洗流場[13-16]，即在旋翼處給動量方程中加載一個源項以模擬旋翼對流場的影響(圖2)。

根據(jù)圖2流程，計算動量源項，結(jié)果為：

(1)

此時，質(zhì)量方程和動量方程分別為：

(2)

(3)

(4)

(5)

1.3 邊界條件與計算方法

設(shè)定邊界條件，如圖1a，計算域旋翼尾跡出口為pressure outlet，其余都為pressure inlet。風(fēng)扇為尾梁內(nèi)部提供氣源，設(shè)置為fan。其余壁面都設(shè)置為wall?；赟-A湍流模型能較好地模擬壁面射流的特性[17]，選用S-A模型求解定?？蓧旱腘-S方程，基于有限體積Simple算法計算不可壓流場。在FLUENT中計算整個航向操縱系統(tǒng)的內(nèi)、外流場分布、靜壓與速度矢量分布情況。當殘差以及側(cè)向力穩(wěn)定到精度10-5后判定為結(jié)果收斂。

文中所計算樣例直升機的旋翼直徑2200mm，環(huán)量控制尾梁直徑146mm，懸停時，旋翼反扭矩22.5Nm。在尾梁上開兩條狹縫，狹縫長度與尾梁相同，狹縫與尾梁立軸間的夾角分別是70°和140°，兩條狹縫的寬度都為1mm。

1.4 算法驗證

通過改變航向操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)、特性參數(shù)，可以改變其工作特性與效率。其中與環(huán)量控制效應(yīng)最為相關(guān)的動量系數(shù)為：

(6)

其中，Cμ是動量系數(shù)，ρj是狹縫噴氣的氣流密度，ρ∞是遠前方來流密度，h是狹縫寬度(對于雙縫是兩條狹縫寬度之和)，D是尾梁截面直徑，Vj是狹縫噴氣速度，V∞是遠前方來流速度。

計算動量系數(shù)Cμ從0.1變化到0.5時，整個航向操縱系統(tǒng)所能產(chǎn)生的無量綱化側(cè)向力系數(shù)為Cy。

根據(jù)參考文獻[18]，完成了本文方法與試驗結(jié)果的驗證對比分析。圖3給出了機身側(cè)向力系數(shù)隨動量系數(shù)的變化趨勢?？梢钥闯觯嬎闼玫臋C身側(cè)向力系數(shù)與試驗值[18]基本吻合。在實際應(yīng)用中，為取得功率與氣動效率的平衡，一般選擇動量系數(shù)的設(shè)計點在0.4左右，此時，計算得到側(cè)向力系數(shù)相對誤差僅為0.85%，計算精度誤差符合要求，驗證了文中建模、湍流模型的選擇和分析計算方法都基本切合實際。

2 參數(shù)影響分析

在狹縫噴氣速度沒有形成激波時，噴氣密度與遠前方來流密度近似相等；而在激波形成時，整個系統(tǒng)氣動效率大為降低，不作為設(shè)計方案考慮，故文中研究時認為狹縫噴氣密度ρj與遠前方來流密度ρ∞相同。尾梁直徑D保持不變，根據(jù)經(jīng)驗與試驗結(jié)果[5,6]，設(shè)計時可選取狹縫寬度與尾梁直徑的最優(yōu)比例。則綜合考慮，可以設(shè)計的參數(shù)僅為狹縫噴氣速度。基于三維建模，文中摒棄傳統(tǒng)二維“設(shè)定”噴氣速度的方式，而是綜合考慮了整個系統(tǒng)和部件間的相互作用，對影響?yīng)M縫噴氣速度的主要因素進行計算分析，研究內(nèi)容包括尾梁長度、噴氣舵噴口面積、風(fēng)扇的增壓以及狹縫唇口形狀這四個因素。

2.1 尾梁長度

尾梁是產(chǎn)生環(huán)量控制效應(yīng)的關(guān)鍵部件，尾梁長度直接影響環(huán)量控制效應(yīng)的氣動效果。文中保持其他結(jié)構(gòu)參數(shù)相同，對尾梁長度為550mm、650mm、750mm、850mm、950mm這幾種情況分別進行了側(cè)向力Fy和側(cè)向力矩My的計算分析。其中，力矩中的力臂是力到旋翼軸之間的距離。計算結(jié)果如圖4所示。

當尾梁長度由550mm增大到950mm時，噴氣舵產(chǎn)生的力曲線趨勢平穩(wěn)，變化較小，說明噴氣舵對尾梁長度的結(jié)構(gòu)參數(shù)變化并不敏感。

隨著尾梁長度的增加，噴氣舵產(chǎn)生的力變化不大，而力臂在增大，故最終噴氣舵產(chǎn)生的反扭矩也在緩慢增大。

尾梁產(chǎn)生的力曲線波動較大，先增大，再保持平穩(wěn)，最后下降。在尾梁長度為650mm時達到最大值，在尾梁長度達到950mm時達到最小值。說明尾梁長度太短、太長都會影響結(jié)構(gòu)的氣動效率：太短使氣流沒有充分形成環(huán)量控制效應(yīng)便流向噴氣舵，也因此氣流與內(nèi)壁摩擦、能量損耗較少，減速較少，使噴氣舵產(chǎn)生的反推力較大，但綜合來看，整個航向操縱系統(tǒng)效率不高；相對的，尾梁太長會使尾梁長度效應(yīng)明顯[19]，前半段環(huán)量控制效應(yīng)充分完成，但隨著管道加長，能量損耗，在管道中末端的氣流速度下降太多，尾梁內(nèi)外壓差減小，使Vj減小，此時動量系數(shù)Cμ也隨之減小，不再是最佳設(shè)計點，導(dǎo)致環(huán)量控制效應(yīng)的氣動效率大大降低，故此時，尾梁產(chǎn)生的力也比較小。

隨著尾梁長度的增加，尾梁對旋翼軸的力臂也在增大。力矩變化趨勢與力相似，但隨著力臂的增大，在尾梁長度950mm時，力矩下降趨勢有所緩和。

隨尾梁長度變化，整個航向操縱系統(tǒng)產(chǎn)生的力矩變化較為平穩(wěn)，先增大后減小，在尾梁長度850mm時達到最大值；力變化也是先增大后減小，在650mm時達到最大值。

2.2 噴氣舵噴口面積

由質(zhì)量守恒定理可知，風(fēng)扇處入流總量與狹縫噴氣和噴氣舵排氣總量相等。故狹縫噴出氣流的速度也與噴氣舵噴口面積有關(guān)。

設(shè)S為噴口相對面積，即噴氣舵噴口面積與狹縫面積的比值。保持其他結(jié)構(gòu)參數(shù)相同，取S=3、4、5、6、7幾種情況，計算環(huán)量控制尾梁產(chǎn)生的航向操縱力矩和噴口產(chǎn)生的航向操縱力矩。計算結(jié)果如圖5所示。

在S=4時，兩條力矩曲線都產(chǎn)生一個拐點，之后分別呈遞增或遞減趨勢變化。噴氣舵與尾梁的合力矩在這點達到最大，即S=4時，環(huán)量控制尾梁和噴氣舵組合的氣動效率最好。

在S=3即噴氣舵面積較小時，氣流流道在狹縫處驟然收縮，導(dǎo)致環(huán)量控制的氣動效率嚴重下降，尾梁產(chǎn)生的側(cè)向力矩較??；而噴氣舵噴出的氣流速度較大，形成的反推作用較強，故噴氣舵產(chǎn)生的力矩較大。隨著噴口面積的增大，氣流出口面積逐漸增大，流速降低，多數(shù)氣流趨于從噴氣舵排出，環(huán)量控制效應(yīng)效率有所降低，形成的側(cè)向力矩曲線呈直線下降；而噴氣舵形成的側(cè)向力矩曲線直線上升。但考慮兩者的綜合效率，S=4時，合力矩達到最大值，可作為設(shè)計的參考點。

2.3 風(fēng)扇增壓

風(fēng)扇是整個航向操縱系統(tǒng)的動力來源，是功率與流量的輸入端，直接影響動量系數(shù)。本文主要研究風(fēng)扇增壓對航向操縱系統(tǒng)的影響規(guī)律。

假設(shè)風(fēng)扇功率足夠，增壓恒定，且不考慮風(fēng)扇葉片上氣流分離與激波的影響。選擇S=4和S=7兩種結(jié)構(gòu)形式，分別考慮風(fēng)扇增壓對航向操縱力矩的影響。選擇風(fēng)扇增壓為1500Pa、2000Pa、2500Pa、3000Pa、3500Pa幾個參數(shù)進行計算分析。計算結(jié)果如圖6。

尾梁和噴氣舵產(chǎn)生的力矩隨風(fēng)扇壓力增大而增加，符合能量守恒原理。在S=4時，噴氣舵力矩呈線性緩慢增長，尾梁力矩開始增長迅速，之后緩慢遞增。說明并非隨風(fēng)扇提供能量增大，力矩也會一直增大，而是能量利用效率在不斷降低。在S=7時，變化規(guī)律與前者相似。風(fēng)扇消耗功率與增壓大小正相關(guān)，當航向操縱系統(tǒng)產(chǎn)生的力矩剛好平衡旋翼反扭矩時，是風(fēng)扇增壓值的經(jīng)濟設(shè)計點。

S=4時，環(huán)量控制尾梁所產(chǎn)生的力矩始終大于S=7的模型，但在S=7時，噴氣舵所產(chǎn)生的力矩更大。當噴口面積變大時，更多氣流從噴口流出，由噴口直接噴氣產(chǎn)生的側(cè)向力就會增大；但同時管道內(nèi)壓降加快，從狹縫處噴出的氣流速度降低，動量系數(shù)減小，環(huán)量控制尾梁所產(chǎn)生的側(cè)向力便會減小。這也驗證了之前力矩隨噴口面積變化研究中所得到的結(jié)論。

2.4 狹縫形狀

由前三種參數(shù)變化規(guī)律可知，旋翼下洗速度、風(fēng)扇增壓、尾梁長度和噴口面積都相同時， 在尾梁截面上的相同位置，尾梁內(nèi)部靜壓幾乎相同。而Vj主要由尾梁內(nèi)、外壓差決定[1]，因此Cμ也相差不大。但動量系數(shù)Cμ并不能作為判斷環(huán)量控制效率的唯一標準，狹縫唇口形狀對尾梁外表面的流場分布與氣動效率也有著很大影響。

在尾梁截面上，環(huán)量控制效應(yīng)產(chǎn)生的側(cè)向力主要由尾梁外表面靜壓積分所得。對尾梁截面的靜壓分布分析發(fā)現(xiàn)，側(cè)向力的大小與尾梁兩側(cè)靜壓壓差大小以及壓力中心的位置都有關(guān)系：

(7)

式中，F(xiàn)x是尾梁截面上側(cè)向力的大小，P是尾梁兩側(cè)靜壓的差值，θ是截面上任一微段與尾梁橫軸，即Y軸的夾角(圖7)。

定義環(huán)量控制尾梁所能產(chǎn)生的無量綱化側(cè)向力系數(shù)Cy來判斷環(huán)量控制的氣動效率：

(8)

其中，F(xiàn)y是側(cè)向力大小，ρ是空氣密度，V∞是旋翼下洗速度，D是尾梁截面直徑。

在風(fēng)扇增壓2500Pa時，對航向操縱系統(tǒng)進行氣動特性分析。比較了三種不同唇口形狀(圖7～圖9)的靜壓分布以及氣動效率。

三種結(jié)構(gòu)均采用收縮噴口形式，以增大動壓以及狹縫射流速度。對于這三種結(jié)構(gòu)形式，側(cè)向力系數(shù)的計算結(jié)果分別為Cy1=1.96，Cy2=2.66，Cy3=4.64。

第一種結(jié)構(gòu)尾梁上、下表面重合部分較長，且狹縫寬度恒定，在噴口內(nèi)部唇口處設(shè)置了凸起，以達到急劇收縮流道、壓縮氣流的作用。計算結(jié)果表明，在氣流流過內(nèi)部唇口上的凸起時，有了一定減速和旋轉(zhuǎn)，使得動壓較小，造成靜壓降低緩慢，形成力矩較小。第二種結(jié)構(gòu)尾梁的上表面和下表面之間重合部分較小，形成寬度收縮的狹縫，縫隙的結(jié)構(gòu)形狀對氣流進行了較好的整流和壓縮。矢量圖表明，由于沒有保證氣流沿壁面切向噴出，氣流流出狹縫后，給邊界層補充能量的效率較低，且低壓區(qū)中心偏移Y軸較多，故氣流產(chǎn)生的側(cè)向力系數(shù)也較小。第三種結(jié)構(gòu)兩弧面重合面積較大，狹縫寬度保持恒定。在進入狹縫唇口前流道收縮，在氣流流經(jīng)狹縫時壓縮氣流，增大動壓，形成較大的低壓區(qū)，且低壓區(qū)中心在Y軸附近，故環(huán)量控制效果最好。

3 結(jié)束語

文中建立了包括旋翼、動力段、增壓風(fēng)扇、環(huán)量控制尾梁、噴氣舵以及噴口葉片的無尾槳直升機航向操縱系統(tǒng)模型。用動量源方法模擬了旋翼流場，用S-A湍流模型求解定常可壓的N-S方程，在FLUENT中計算了整個航向操縱系統(tǒng)的流場分布，并給出隨不同邊界條件的變化，對尾梁力矩和噴氣舵力矩的參數(shù)影響規(guī)律，為今后的設(shè)計工作提供了一些指導(dǎo)作用，主要結(jié)論如下：

1)隨著尾梁長度增加，尾梁產(chǎn)生的力和力矩大小會有波動變化，噴氣舵產(chǎn)生的力和力矩不斷增大。為提供較高的氣動效率，尾梁長度要選擇適中， 針對旋翼直徑2200mm左右的直升機，尾梁長度選擇650mm～850mm范圍內(nèi)較為適宜。

2)噴氣舵的噴口面積對環(huán)量控制效應(yīng)的效果影響明顯。噴口面積太小造成紊流，噴口面積太大會使環(huán)量控制效率下降，選擇S=4時，效果較好。

3)隨著風(fēng)扇壓力的增大，整個航向操縱系統(tǒng)產(chǎn)生的力矩不斷增大，但風(fēng)扇功耗也迅速增大，此時，要選取經(jīng)濟與效率的平衡點。對旋翼直徑2200mm左右的直升機，其反扭矩大小約為22.5Nm，此時，風(fēng)扇增壓在2500Pa就能產(chǎn)生足夠的反扭矩，達到要求。

4)航向操縱系統(tǒng)的氣動效率還與狹縫唇口形狀相關(guān)，保證氣流沿尾梁切向噴出,提升尾梁兩側(cè)靜壓的差值P和移動低壓區(qū)中心至Y軸附近(即θ=0°)都能增大尾梁產(chǎn)生的側(cè)向力。

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Parameter Analysis on Yaw Control System of Tail Boom of a NOTOR

CHEN Chen1,WANG Huaming2,SUN Peng1

(1.Civil Aviation Flight University of China, College of Aviation Engineering, Guanghan 618307, China；2.Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, College of Aerospace Engineering, Nanjing 210000, China)

This paper focused on parameter analysis on a yaw control system of a no tail helicopter (NOTAR). The domestic and foreign research almost concentrated on aerodynamic experiment and two-dimensional modeling on one part of the component, which is the circulation controlled tail boom till now. While it is difficult, few study took the whole yaw control system into account and modeling, thus the whole aerodynamic influence and effect between parts could not be considered. The traditional method set two-dimensional model and only paid attention on a section of tail boom and momentum coefficient. Instead of that, this paper established a three-dimensional CFD model including rotor and yaw control system, took advantage of the model to consider influence between parts and focused on parameter analysis based on verified model. Influence of parameters including length of tail boom, nozzle area of thrust, fan compressor, and shape of slots were concerned in the paper. Finally, got parameter influence and offer conference for further design and research.

NOTAR; yaw control system; circulation control; CFD; parameter analysis

2016-06-03

無尾槳直升機環(huán)量控制系統(tǒng)氣動分析與方案設(shè)計(XM1741)

陳 晨(1987-)，女，吉林長春人，碩士研究生，助教，主要研究領(lǐng)域為直升機結(jié)構(gòu)設(shè)計，直升機空氣動力學(xué)。

1673-1220(2017)01-018-07

V249.122+.2; V227

A