龍海斌，吳裕平，朱仁淼

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

共軸式雙旋翼直升機槳轂減阻設(shè)計方法研究

龍海斌，吳裕平，朱仁淼

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

針對共軸式雙旋翼直升機高速前飛時槳轂產(chǎn)生的阻力在全機阻力中占比很大的問題，采用參數(shù)化建模方法對某型共軸式雙旋翼直升機的槳轂進(jìn)行了減阻設(shè)計，然后采用CFD對該型機槳轂和各減阻方案進(jìn)行了數(shù)值模擬計算。通過深入研究槳轂各部件的阻力特性和流場數(shù)據(jù)，剖析了槳轂阻力的產(chǎn)生機理，結(jié)果表明上下橢圓形回旋體+瘦腰圓柱體帶切線后體整流罩的減阻方案能降低52%左右的阻力，中間軸整流罩尾緣的壓力分布對減阻的效果有比較大的影響。類似地，該研究成果對降低共軸高速直升機的槳轂阻力具有顯著效果。

直升機;共軸式雙旋翼;槳轂;減阻;參數(shù)化

0 引言

單旋翼直升機無遮蔽的槳轂在前飛時產(chǎn)生的阻力約占全機阻力的25%～30%，而共軸式雙旋翼直升機(包括卡式共軸直升機和共軸剛性雙旋翼直升機)的槳轂由于表面結(jié)構(gòu)復(fù)雜、迎風(fēng)面積更大，前飛時其產(chǎn)生的阻力達(dá)到全機阻力的50%左右。近年來直升機不斷地向高速化發(fā)展，而高速前飛時槳轂將產(chǎn)生更大的氣動阻力，因此非常有必要對共軸式雙旋翼直升機槳轂進(jìn)行減阻設(shè)計與研究。國外從20世紀(jì)70年代末就開始對共軸式雙旋翼直升機槳轂減阻進(jìn)行研究。Felker等采用XH－59A共軸剛性雙旋翼直升機的全尺寸和1/5縮比的機身模型，對影響槳轂阻力的參數(shù)進(jìn)行了研究，同時研究了共軸雙槳轂整流罩的阻力特性［1］。Young等通過風(fēng)洞試驗對比研究了單旋翼和共軸雙旋翼直升機槳轂的減阻特性，結(jié)果表明槳轂減阻可通過選擇合理的整流罩實現(xiàn)［2］。Brian等采用經(jīng)試驗數(shù)據(jù)驗證過的CFD方法為X2型機設(shè)計了一個槳轂整流罩方案并進(jìn)行了風(fēng)洞試驗［3］。文獻(xiàn)［4］對XH－59A共軸剛性雙旋翼直升機的槳轂?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了阻力計算，發(fā)展了采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的不旋轉(zhuǎn)的共軸剛性雙槳轂阻力評估軟件。

國內(nèi)對共軸式雙旋翼直升機槳轂減阻的研究相對比較少，起步也比較晚。曾偉、林永峰、黃水林等對三種不同構(gòu)型的共軸剛性雙旋翼槳轂?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了阻力計算，結(jié)果表明在上下槳轂布置鈍橢圓整流罩和在槳轂軸布置翼型形狀整流罩的組合減阻效果最好［5］。朱正、招啟軍、原昕等采用Fluent軟件對五種高速直升機槳轂整流罩進(jìn)行了大速度前飛狀態(tài)下的阻力計算分析［6］。何龍、王暢、唐敏等對不同的共軸剛性旋翼直升機槳轂?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行風(fēng)洞試驗發(fā)現(xiàn)對稱光滑的槳轂是否旋轉(zhuǎn)對阻力影響非常小，而各整流罩之間縫隙的寬窄對阻力影響比較大［7］。

本文首先對某型共軸式雙旋翼直升機槳轂(簡稱某型機槳轂)的結(jié)構(gòu)表面特征進(jìn)行了分析，在此基礎(chǔ)上采用參數(shù)化方法設(shè)計了三種不同減阻方案，并對該型機槳轂和三種減阻方案進(jìn)行了大速度前飛狀態(tài)下的阻力數(shù)值模擬。得到了該型機槳轂和三種減阻方案在不同攻角下的總阻力和壓差阻力等氣動力數(shù)據(jù)以及壓力分布、流線等流場數(shù)據(jù)，最后根據(jù)計算結(jié)果分析了影響槳轂阻力的因素。

1 槳轂減阻設(shè)計方法

減阻設(shè)計的目標(biāo)是降低共軸式雙旋翼直升機槳轂的阻力，根據(jù)之前的研究成果與工程實踐可知，比較有效的方法是在上、下槳轂及中間軸外圍加裝整流罩，以降低槳轂周圍的流動分離，同時控制整個槳轂表面積增大過多。某型共軸式雙旋翼直升機槳轂表面有各種拉桿、凸起等小部件，整流罩很容易與槳轂本身的部件產(chǎn)生干涉，同時還要考慮相互反向旋轉(zhuǎn)的上、下槳轂之間的相對運動，因此減阻設(shè)計難度比較大。而參數(shù)化設(shè)計方法通過對幾個關(guān)鍵參數(shù)的調(diào)整可以快速地設(shè)計出不同的產(chǎn)品，因此采用參數(shù)化設(shè)計方法來進(jìn)行槳轂減阻設(shè)計。設(shè)計的流程如圖1所示。

首先根據(jù)公開發(fā)表的資料繪制出某型機槳轂結(jié)構(gòu)表面圖。為了使迎風(fēng)面積和與空氣接觸的表面積最小，同時考慮設(shè)計與制造的可行性等元素，采用兩種方法來設(shè)計上、下槳轂整流罩。第一種方法是用最小旋轉(zhuǎn)包絡(luò)面的形式，選取a1，a2…a11這11個點的坐標(biāo)為關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)，以此來調(diào)整上槳轂整流罩的位置與形狀，如圖2(a)所示。第二種方法是用橢圓形回旋體的形式，選取橢圓形回旋體中心偏移量k、橢圓長半軸長度a和短半軸長度b為關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)。上、下槳轂整流罩的方程式如下:

中間軸整流罩的設(shè)計過程與上槳轂整流罩類似，總共采用三種方式進(jìn)行中間軸整流罩設(shè)計。第一種方式是用圓柱體形式，關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)為圓柱體半徑r，其中圓柱體圓截面中心在中間軸中心處。第二種方式是用瘦腰圓柱體帶切線后體的形式，關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)是上中下三個圓柱截面的半徑r1，r2，r3以及對應(yīng)后體尾緣三個點的坐標(biāo)a4，a5，a6，其中圓柱體圓截面中心在中間軸中心處，如圖3(a)所示。第三種方式是前緣翼型+切線后體的形式，關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)為上下截面翼型參數(shù)k1，k2，翼型前緣點坐標(biāo)a1，a2及對應(yīng)后緣兩個點的坐標(biāo)a3，a4，如圖3(b)所示。

參照之前共軸式雙旋翼直升機槳轂阻力數(shù)值模擬的研究成果［5－6］，選取了三種組合減阻方案進(jìn)行CFD計算:方案一為上下橢圓形回旋體+圓柱體的形式;方案二為上下橢圓形回旋體+瘦腰圓柱體帶切線后體的形式;方案三為上下橢圓形回旋體+前緣翼型+切線后體的形式。

2 阻力計算與結(jié)果分析

2．1 網(wǎng)格劃分與計算設(shè)置

某型機的槳轂有比較多的支臂、拉桿等結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)表面形狀比較復(fù)雜。各減阻方案的上下整流罩也有部分伸出的支臂。因此對流動比較復(fù)雜的區(qū)域以及尾流區(qū)域進(jìn)行了網(wǎng)格加密處理。網(wǎng)格劃分示意圖如圖4所示。

針對直升機大速度前飛狀態(tài)下的槳轂阻力計算，設(shè)置模擬風(fēng)速為288Km/h，計算攻角分別為:－4°，0°，4°。飛行環(huán)境條件為海平面高度，溫度為288K。計算過程中采用S－A湍流模式，空氣為理想氣體。由于風(fēng)洞試驗結(jié)果［7］顯示上下槳轂整流罩是否旋轉(zhuǎn)對阻力影響非常小，因此在計算過程中沒有考慮上、下槳轂的旋轉(zhuǎn)，同時認(rèn)為各部件整流罩之間是密閉相接的。

2．2 氣動力特性分析

通過CFD數(shù)值模擬得到了某型機槳轂和各減阻方案的總阻力、粘性阻力及壓差阻力等氣動力數(shù)據(jù)特性。

分析表1中的總阻力值可以看出，相比于某型機槳轂，三個減阻方案都有比較好的減阻效果，其中減阻方案二的總阻力降低了約52．4%，降幅最大。而粘性阻力主要與表面積大小相關(guān)，因此各減阻方案的粘性阻力都有所增加。從阻力隨攻角的變化情況來看，0°攻角時總阻力最小，隨著攻角的增大，總阻力和壓差阻力都增大。

從表1中也可以看出各方案的壓差阻力都占到總阻力的90%以上，粘性阻力所占的比例比較小。因此減阻設(shè)計時需重點考慮如何減少尾緣的流動分離，降低壓差阻力，同時防止粘性阻力出現(xiàn)大幅度增長。

由于共軸式雙旋翼直升機槳轂主要由上、下槳轂和中間軸組成，表2給出了這三個部件的阻力值、占總阻力的百分比和各減阻方案的阻力降低百分比。從部件的減阻效果來看，中間軸整流罩的減阻效果最好，其中減阻方案二中間軸部分的減阻幅度最大。上槳轂的阻力降低幅度比下槳轂大，這表明中間軸整流罩的形狀對上、下槳轂整流罩尾部區(qū)域的流動都有影響，但是對上槳轂整流罩的影響更大。因此在中間軸整流罩設(shè)計時不僅要考慮其自身的減阻，更需要考慮它對上下槳轂整流罩尾流的影響。從各部件阻力對總阻力的貢獻(xiàn)值來看，上槳轂阻力對總阻力的貢獻(xiàn)變化比較小，中間軸阻力變化最大。對比分析可以發(fā)現(xiàn)下槳轂阻力對總阻力的貢獻(xiàn)越大，則減阻效果越好。

表1 某型機槳轂和各減阻方案阻力值及組成

表2 0°攻角時槳轂部件阻力值特性

2．3 流場分析

CFD數(shù)值模擬結(jié)果中包含了流場壓力分布、流線等流場數(shù)據(jù)，分析這些流場數(shù)據(jù)對認(rèn)識槳轂減阻機理也非常有幫助。從圖5槳轂尾緣的壓力分布可以看出各方案尾緣的壓力分布相差比較大，其中某型機槳轂與減阻方案一尾緣的壓力比較小，方案二和方案三尾緣的壓力相對比較大，其中減阻方案二尾緣的壓力分布相對比較均勻。對比各方案可以看出尾緣的壓力越大，分布越均勻，槳轂或整流罩在來流方向前后的壓差就越小，壓差阻力也越小，因此總阻力也越小。

圖6給出了y=0截面的流線矢量圖，從圖中可以看出某型機槳轂周圍的流動比較復(fù)雜，尾緣區(qū)域流動分離比較嚴(yán)重。加裝整流罩之后氣體流動變得更流暢，但是在上、下槳轂整流罩后緣附近區(qū)域的氣體流動比較復(fù)雜，這些區(qū)域的氣體流動很容易產(chǎn)生分離，因此會產(chǎn)生比較大的壓差阻力。

3 結(jié)論

通過采用整流罩包裹槳轂與中間軸，然后采用CFD計算和分析共軸式雙旋翼槳轂減阻前后的氣動力特性與流場數(shù)據(jù)，得出如下結(jié)論:

1)共軸式雙旋翼直升機槳轂阻力主要是槳轂前后壓力差引起的，這是由于槳轂的結(jié)構(gòu)復(fù)雜導(dǎo)致流動分離，減阻設(shè)計的主要目標(biāo)是降低壓差阻力。

2)在中間軸整流罩后緣增加帶切線的后體能明顯改變整流罩后緣的壓力分布，同時也引起整個槳轂阻力的變化。中間軸整流罩尾緣的壓力越大、分布越均勻，整個槳轂的總阻力越小。

3)從上、下槳轂和中間軸三個部件來看，中間軸整流罩的減阻效果最好，同時中間軸整流罩能影響上、下槳轂整流罩的減阻效果，從而引起整個槳轂減阻效果的變化。

［1］ FelkerF F．An experimental investigation of hub drag on the XH－59A［R］．AIAA－85－4065，1985．

［2］ Young L A，Graham D R，Stroub R H．Experimental investigation of rotorcraft hub and shaft fairing drag reduction［J］．AIRCRAFT，1987，24(12):110－123．

［3］ Wake B E，Hagen E，Ochs S S，et al．Assessment of Helicopter Hub Drag Prediction with an Unstructured Flow Solver［C］．Proceedings of American Helicopter Society 65th Annual Forum．Texas Grapevine，USA:United Technologies Research Center，2009．

［4］ OchsS S，Matalanis C G，Wake B E．Evaluation of Helios CFD Toolset for Faired Rotor－Hub Drag Prediction［C］．Proceedings of American Helicopter Society 67th Annual Forum．Virginia Beach，USA:United Technologies Research Center，2011．

［5］ 曾 偉，林永峰，黃水林，等．共軸雙旋翼槳轂減阻初步分析研究［J］．直升機技術(shù)，2014(4):14－18．

［6］ 朱 正，招啟軍，等．高速直升機槳轂整流罩減阻設(shè)計［C］．第三十二屆全國直升機年會，綿陽，2016

［7］ 何 龍，王 暢，唐 敏，等．共軸剛性旋翼直升機槳轂阻力特性試驗［J］．南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2016 (4):530－535．

Study on Drag Reduction Design Method of Coaxial Twin Rotor Helicopter Hub

LONG Haibin，WU Yuping，ZHU Renmiao
(China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China)

Aiming at the problem that the drag of hub accounted for a large proportion of the whole coaxial twin rotor helicopter drag in high－speed forward flight，adopted the method of parametric to design hub fairing for a coaxial twin rotor helicopter，then calculated and analyzed the drag of the helicopter hub and the drag reduction schemes by the CFD method。Through studying the drag characteristics and flow field data of all parts of the hub，analyzed the mechanism of hub drag，The results showed that the drag reduction scheme of upper and lower elliptical cyclotron add thin waist cylinder with tangent after body hub fairing could reduce about 52%of the drag，the pressure distribution of the trailing edge of the rotor shaft fairing had great influence on the drag reduction effect。Similarly，the research results had a significant effect on reducing the drag of the coaxial high－speed helicopter hub．

helicopter;coaxial rotors;hub;drag reduction;parameterization

V225

A

1673-1220(2017)02-022-05

2016－09－04

龍海斌(1989－)，男，湖南永州人，碩士，助理工程師，主要研究方向:直升機氣動設(shè)計，流場CFD計算等。