辛 冀, 馬成江, 李 攀, 陳仁良

(1. 中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所, 江西 景德鎮(zhèn) 330001; 2. 南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院, 江蘇 南京 210016)

直升機(jī)旋翼的瞬態(tài)飛行地面效應(yīng)流場模擬

辛 冀1, 馬成江1, 李 攀2,*, 陳仁良2

(1. 中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所, 江西 景德鎮(zhèn) 330001; 2. 南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院, 江蘇 南京 210016)

發(fā)展了一種用于分析地面效應(yīng)中瞬態(tài)飛行狀態(tài)旋翼流場的理論模型，采用CB3D時(shí)間步進(jìn)自由尾跡格式求解旋翼的尾跡結(jié)構(gòu)，并采用面元法模擬地面對旋翼流場的影響，針對離散數(shù)值計(jì)算中出現(xiàn)的部分尾跡渦線落入地面下方的非物理現(xiàn)象，引入了“等體積”修正方法對地面下方尾跡節(jié)點(diǎn)的位置進(jìn)行修正。新模型計(jì)算結(jié)果顯示，計(jì)算所得到的地面效應(yīng)中“環(huán)流”和“地面渦”等特殊流動現(xiàn)象的位置和渦強(qiáng)與試驗(yàn)圖像符合良好，可以反映瞬態(tài)飛行旋翼地面效應(yīng)中的旋翼氣動力變化機(jī)理。

旋翼；地面效應(yīng)；瞬態(tài)飛行；時(shí)間步進(jìn)自由尾跡；面元法

0 引 言

近地飛行是直升機(jī)特有的飛行模式。當(dāng)直升機(jī)離地較近時(shí)，其旋翼會處于地面效應(yīng)(In Ground Effect，IGE)狀態(tài)中，此時(shí)由于地面的干擾，流場會表現(xiàn)出與無地效(Out of Ground Effect，OGE)狀態(tài)不同的某些特殊現(xiàn)象，需要專門研究。

在IGE懸停狀態(tài)下，地面的出現(xiàn)可以降低旋翼槳盤平面內(nèi)的誘導(dǎo)速度[1]，因而有利于提高直升機(jī)的懸停性能，這一方面的研究較多[2-3]。而當(dāng)旋翼在IGE狀態(tài)下由懸停轉(zhuǎn)入小速度前飛時(shí)，文獻(xiàn)[4-6]中的試驗(yàn)顯示該過程中需用功率會呈現(xiàn)出增大的趨勢，旋翼拉力和槳轂力矩隨前進(jìn)比的變化方式相比于OGE狀態(tài)也呈現(xiàn)出不規(guī)則的特點(diǎn)。

針對IGE狀態(tài)下的旋翼流場模擬，學(xué)者們開發(fā)過多種數(shù)值仿真模型，文獻(xiàn)[7-8]等采用自由尾跡和鏡像法對旋翼地面效應(yīng)進(jìn)行模擬；文獻(xiàn)[9-11]則采用面元法模擬地面對旋翼流場的影響。近年來關(guān)于旋翼IGE狀態(tài)的相關(guān)文獻(xiàn)[12-14]對于IGE瞬態(tài)飛行狀態(tài)關(guān)注較少。

對于瞬態(tài)運(yùn)動狀態(tài)下的孤立旋翼，已發(fā)表的時(shí)間步進(jìn)自由尾跡分析格式有PC2B[15-16]、CB2D[17]等。但它們在用于模擬更為復(fù)雜的旋翼地面效應(yīng)狀態(tài)時(shí)，暴露出數(shù)值穩(wěn)定性偏低的問題；自由尾跡模型在離散數(shù)值計(jì)算中，還容易出現(xiàn)部分渦線節(jié)點(diǎn)落入地面下方的“非物理”現(xiàn)象[11，18]。

針對這些問題，本文將引入穩(wěn)定性更高的時(shí)間步進(jìn)自由尾跡格式，以及對“落入”地面下方的尾跡渦線進(jìn)行位置修正的方法，建立起一個(gè)新的旋翼地面效應(yīng)流場分析模型，對IGE加速前飛時(shí)的旋翼氣動力變化特點(diǎn)進(jìn)行分析。

1 計(jì)算模型

1.1旋翼時(shí)間步進(jìn)自由尾跡模型

如圖1所示，旋翼槳葉使用升力面模型進(jìn)行建模，槳葉后緣拖出的近尾跡采用Weissinger-L模型建模[19]。因槳尖渦對旋翼流場的影響起主要作用，因此忽略槳葉內(nèi)側(cè)渦片的影響[20]。

本文引入一種CB3D格式[21]分析旋翼尾跡結(jié)構(gòu)，如式(1)所示：

根據(jù)文獻(xiàn)[21]的分析，式(1)是一種3階顯式格式，并且消去了二階誤差項(xiàng)中的反阻尼項(xiàng)，數(shù)值穩(wěn)定性更強(qiáng)。

1.2地面干擾模型

本文在地面上布置均布源面元網(wǎng)格以模擬地面效應(yīng)中地面對旋翼流場的影響，單個(gè)均布源面元對空間某點(diǎn)誘導(dǎo)速度計(jì)算和控制點(diǎn)坐標(biāo)求解可參考文獻(xiàn)[19]。各源面元的強(qiáng)度依據(jù)面元控制點(diǎn)處的流動不可穿透邊界條件求解得到。為減小地面離散引起的“噪聲”誤差[11]，本文根據(jù)瞬態(tài)飛行旋翼的尾跡特點(diǎn)，以圖2所示的環(huán)式網(wǎng)格加矩形正交網(wǎng)格相結(jié)合的方式布置地面網(wǎng)格。這種網(wǎng)格除了與前飛旋翼的尾跡形狀更加契合之外，還能比較方便地調(diào)整網(wǎng)格的密度分布，可在不降低計(jì)算精度的前提下減小模型的計(jì)算量。

自由尾跡方法在離散的時(shí)間和空間上求解旋翼尾跡結(jié)構(gòu)時(shí)，很容易發(fā)生渦元運(yùn)動至地面下方的非物理現(xiàn)象。針對瞬態(tài)飛行的特點(diǎn)，本文引入一種“等體積修正”法[18]，該方法在低速流場不可壓假設(shè)下，修正原理如圖3所示，假設(shè)尾跡節(jié)點(diǎn)位于一個(gè)壁厚為小量δr的薄壁中空“圓管氣團(tuán)”上，“圓管”的下底與地面重合。假定進(jìn)入地面下方尾跡節(jié)點(diǎn)的徑向位置滿足精度要求。據(jù)此根據(jù)體積守恒關(guān)系:

δr·2πrlast·hlast=δr·2πrorigin·hnew

求解圓管的新高度hnew。

式中，hnew是修正后節(jié)點(diǎn)所在“氣團(tuán)”的高度，hlast和rlast是上一步迭代結(jié)束時(shí)的“氣團(tuán)”厚度和半徑，rorigin是這一步迭代結(jié)束、但未修正時(shí)的“氣團(tuán)”半徑，zground是地面處的軸向坐標(biāo)，znew是修正后的節(jié)點(diǎn)軸向坐標(biāo)。

2 計(jì)算結(jié)果及分析

算例計(jì)算將針對旋翼穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)飛行地面效應(yīng)兩種狀態(tài)開展，以對新建立的模型進(jìn)行驗(yàn)證。

2.1IGE勻速飛行狀態(tài)下的旋翼流場計(jì)算

以2010年Nathan所進(jìn)行的試驗(yàn)[5]為參考算例，計(jì)算得到四種前進(jìn)比下的自由尾跡結(jié)構(gòu)如圖4所示。

各前進(jìn)比下流場渦量圖的計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對比如圖5所示。

由圖5可見，計(jì)算可以捕捉到地面流場中旋翼特殊的卷起渦流結(jié)構(gòu)，并且其形態(tài)和強(qiáng)度與試驗(yàn)值相符良好，驗(yàn)證了本文所建立模型的準(zhǔn)確性。

2.2IGE瞬態(tài)飛行狀態(tài)下的旋翼氣動力分析

由圖6可見，本文模型對IGE勻速和勻加速前飛兩種情況下旋翼氣動力隨前進(jìn)比變化趨勢的計(jì)算較為準(zhǔn)確，在前進(jìn)比μ小于0.04時(shí)，由于尾跡渦線波動劇烈[4-6]，導(dǎo)致計(jì)算值與試驗(yàn)值的偏差略大。

由圖7可以看出，勻加速前飛時(shí)，在時(shí)變的自由來流速度下，沒有足夠的時(shí)間形成勻速前飛對應(yīng)前進(jìn)比下那種充分發(fā)展的旋翼流場，導(dǎo)致旋翼前部(面對自由來流一側(cè))的特殊渦結(jié)構(gòu)，都會在時(shí)間上延遲形成、延遲消失，位置也更加靠前。由于這一原因，造成了圖6中勻速前飛時(shí)的旋翼氣動力變化趨勢相比于瞬態(tài)飛行更加靠前。

3 結(jié) 論

本文引入了穩(wěn)定性更高的時(shí)間步進(jìn)自由尾跡格式，以及對“落入”地面下方的尾跡渦線進(jìn)行位置修正的方法，建立起一個(gè)新的旋翼地面效應(yīng)流場分析模型，得到如下結(jié)果：

1) 新建立的旋翼地面效應(yīng)自由尾跡分析模型可以捕捉到有地效前飛中旋翼前部的特殊渦流結(jié)構(gòu),且其位置和形態(tài)與試驗(yàn)結(jié)果符合良好。

2) 新模型計(jì)算得到的IGE加速飛行狀態(tài)下旋翼力隨前進(jìn)比的變化趨勢同試驗(yàn)值符合良好，驗(yàn)證了新模型對IGE瞬態(tài)飛行狀態(tài)模擬的有效性。

3) IGE勻加速前飛狀態(tài)下，由于地面附近特殊渦流動的延遲形成，使得旋翼力隨前進(jìn)比的變化趨勢相比于IGE勻速前飛狀態(tài)出現(xiàn)了一個(gè)延遲。

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Flowfieldsimulationforahelicopterrotorintransientflyingwithgroundeffect

XIN Ji1, MA Chengjiang1, LI Pan2,*, CHEN Renliang2

(1.ChinaHelicopterResearchandDevelopingInstitute,Jingdezhen330001,China; 2.CollegeofAerospaceEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China)

A new aerodynamic model was developed for the flow field simulation of a rotor in transient flight with ground effect. In the new model, a stable and efficient time-stepping free-wake algorithm CB3D is used to determine the wake geometry, and the ground is modeled with a panel method. In consideration of unphysical phenomenon that a part of the wake vortices may be generated under the ground in the numerical prediction, a constant volume rectifying method is incorporated to rectify the position of the unphysical wake vortices. The analysis results of the new model show that, for a rotor at various advance ratios with ground effect, the predicted recirculation and ground vortex flow regimes agree well with the experimental images with respect to the location and vorticity, which could provide an insight for the rotor transient flying in ground effect.

rotor; ground effect; transient flight; time-stepping free-wake; panel method

V212.4

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0066

0258-1825(2017)05-0650-05

2016-05-22;

2016-09-28

中央高校基本科研業(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金資助(NS2014011)

辛冀(1988-)，男，博士，高級工程師，研究方向：直升機(jī)空氣動力學(xué). E-mail：xinji@nuaa.edu.cn

李攀*, E-mail：lipan@nuaa.edu.cn

辛冀, 馬成江, 李攀, 等. 直升機(jī)旋翼的瞬態(tài)飛行地面效應(yīng)流場模擬[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 35(5): 650-654.

10.7638/kqdlxxb-2015.0066 XIN J, MA C J, LI P, et al. Flow field simulation for a helicopter rotor in transient flying with ground effect[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(5): 650-654.