龍海斌，吳裕平

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

垂直起降、左右側(cè)飛和后飛是直升機獨具特色的飛行狀態(tài)，這些狀態(tài)對應(yīng)的攻角和側(cè)滑角都比較大。因此計算上述飛行狀態(tài)時的直升機飛行品質(zhì)、載荷和平垂尾部件氣動載荷等需要大攻角(0～360°攻角)和大側(cè)滑角(0～360°側(cè)滑角)狀態(tài)的平尾和垂尾氣動特性數(shù)據(jù)。目前可以采用風洞試驗和CFD計算兩種方法來獲得平尾和垂尾的大角度氣動特性數(shù)據(jù)。近幾十年來， CFD計算方法已經(jīng)在汽車、高鐵和航空航天等領(lǐng)域廣泛應(yīng)用[1]。針對大攻角和大側(cè)滑角狀態(tài)的氣動特性計算與風洞試驗，目前國內(nèi)外已經(jīng)開展了部分研究。文獻[2]采用雷諾平均N-S方程方法對某三角翼在0°～90°范圍內(nèi)的繞流進行了計算分析，湍流模型分別為SA模型和LES中的SA-DDES模型。與風洞試驗結(jié)果對比分析之后發(fā)現(xiàn)SA-DDES模型得到的結(jié)果更加準確。文獻[3]對某武裝直升機機身模型的計算域進行了非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，之后分別計算了0°～360°側(cè)滑角范圍內(nèi)的阻力、側(cè)向力和升力系數(shù)，±45°側(cè)滑角范圍內(nèi)的力矩系數(shù)，并與風洞試驗結(jié)果進行了對比分析。文獻[4]采用求解N-S方程的方法對某共軸式直升機在5種不同飛行速度下的氣動特性進行了計算分析，并分析了平尾和垂尾氣動特性隨飛行速度變化的情況。文獻[5]首先分析了直升機平尾和垂尾的工作環(huán)境，并參照國外相關(guān)經(jīng)驗提出了相應(yīng)的設(shè)計標準和設(shè)計參數(shù)體系，并對一種直升機的尾部氣動面提出了改進設(shè)計方案。文獻[6]采用兩種不同的計算方法對某輕型無人直升機的平尾和垂尾氣動特性進行了計算分析，并與風洞試驗結(jié)果進行了對比分析。結(jié)果表明采用差值計算方法能使CFD計算值與風洞試驗更接近。文獻[7]采用CFD計算方法分別對S-97直升機光機身和帶平、垂尾的機身模型進行了氣動特性計算，得到了光機身和帶平、垂尾機身在-25°～25°攻角范圍內(nèi)的氣動特性數(shù)據(jù)，選用的湍流模型為S-A模型。文獻[8]在風洞試驗過程中分別對類S-97機身和帶平、垂尾的類S-97機身模型進行了測力試驗，得到了兩個狀態(tài)的俯仰力矩和偏航力矩系數(shù)。文獻[9]分別對SB>1的光機身和帶平、垂尾的機身模型進行了測力試驗，得到了兩個狀態(tài)的俯仰力矩和偏航力矩系數(shù)。綜上所述，目前國內(nèi)外已經(jīng)在大攻角和大側(cè)滑角氣動特性CFD計算、直升機平尾和垂尾氣動特性的CFD計算和風洞試驗方面做了一些研究，但是關(guān)于直升機平尾和垂尾在大攻角和大側(cè)滑角狀態(tài)的氣動特性CFD計算值與風洞試驗結(jié)果的相關(guān)性的研究非常少。本文首先采用CFD計算方法對某常規(guī)單旋翼直升機和某共軸式直升機的機身氣動特性進行計算，計算模型包括全尺寸模型和縮比模型(與風洞試驗?zāi)Ｐ统叽缫恢?，計算狀態(tài)包括大攻角和大側(cè)滑角狀態(tài)；之后分別取出平尾和垂尾的氣動特性數(shù)據(jù)，并與風洞試驗結(jié)果進行對比分析，研究它們之間的相關(guān)性。

1 研究方法概述

1.1 風洞試驗

目前在風洞試驗過程中主要采用增量法來獲得平尾和垂尾的大角度氣動特性數(shù)據(jù)：首先進行全機狀態(tài)的大攻角和大側(cè)滑角狀態(tài)測力試驗；之后將平尾和垂尾同時去掉，再進行大攻角和大側(cè)滑角狀態(tài)的測力試驗；最后將上述大攻角和大側(cè)滑角狀態(tài)的兩組數(shù)據(jù)相減，即得到平尾和垂尾兩者的大攻角和大側(cè)滑角狀態(tài)氣動特性數(shù)據(jù)。由于直升機平尾和垂尾的安裝平面基本上成90°垂直，因此兩種的氣動耦合相對比較小，可認為得到的隨攻角變化的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)為單獨平尾的氣動特性數(shù)據(jù)，而得到的隨側(cè)滑角變化的側(cè)向力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和偏航力矩系數(shù)為單獨垂尾的氣動特性數(shù)據(jù)。風洞試驗在某閉口回流風洞中進行，試驗段的截面為八邊形。由于受風洞試驗段尺寸的限制，風洞試驗?zāi)Ｐ筒捎每s比模型。某常規(guī)單旋翼直升機風洞試驗?zāi)Ｐ桶鈾C身、主槳轂、起落架、排氣管、平尾、垂尾和尾槳葉等部件；某共軸式直升機風洞試驗?zāi)Ｐ桶鈾C身、主槳轂、排氣管、平尾和垂尾等部件。試驗過程中來流速度為40m/s。在進行大攻角試驗時采用機身側(cè)面支撐方式，大側(cè)滑角試驗時采用腹部支撐形式。

1.2 數(shù)值計算

CFD計算是以有限個離散點上的變量值的集合來代替在時間域及空間域上連續(xù)的物理量的場，因此首先要對機身模型計算域進行網(wǎng)格劃分。直升機機身模型表面比較復(fù)雜，因而采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。運用八叉樹方法對計算域進行網(wǎng)格劃分，該方法首先生成獨立于幾何模型的體網(wǎng)格，之后將網(wǎng)格節(jié)點映射到模型表面、線和點上，同時產(chǎn)生表面網(wǎng)格。因此網(wǎng)格與幾何表面的構(gòu)成不關(guān)聯(lián)，劃分速度比較快。由于分別對全尺寸和縮比機身模型進行計算，因此在網(wǎng)格劃分過程中對全尺寸計算模型和縮比計算模型分別設(shè)置不同的面網(wǎng)格和體網(wǎng)格尺寸，以保證全尺寸和縮比計算模型的網(wǎng)格數(shù)量基本上相等。

采用求解Navier-Stokes方程的方法對流場進行計算，考慮可壓縮雷諾平均Navier-Stokes方程的積分守恒形式：

(1)

其中W為守恒變量，F(xiàn)c和Fv分別為對流通量和粘性通量。

目前求解Navier-Stokes方程的數(shù)值計算方法主要有雷諾應(yīng)力平均N-S方程(Reynolds Average N-S，RANS)方法、大渦模擬(Large Eddy Simulation，LES)方法、直接N-S方程求解(Direct N-S，DNS)方法和格子-波爾茲曼(Lattice Boltzmann Method，LBM)方法等。目前RANS方法應(yīng)用最廣泛，而且對計算機內(nèi)存和計算能力的要求相對比較低，能夠滿足工程上對計算準確度和計算速度的要求。

在RANS方法中采用S-A湍流模式，該湍流模式計算量小且能給出較好的數(shù)值結(jié)果。該模型為一方程模型，增加的輸運方程如下：

(2)

全尺寸機身計算模型和縮比機身計算模型包含的部件與風洞試驗?zāi)Ｐ鸵恢?。在網(wǎng)格劃分時對平尾和垂尾進行單獨命名，計算完成之后取出平尾和垂尾的氣動特性數(shù)據(jù)。在計算過程中設(shè)置來流速度為40m/s，遠場邊界條件設(shè)置為壓力遠場條件。在計算過程中首先計算0°攻角和0°側(cè)滑角狀態(tài)，之后逐漸增大攻角或側(cè)滑角進行計算。

2 平尾氣動特性研究

平尾在大攻角狀態(tài)的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)如圖1-圖3所示，其中的C-縮比風洞表示某常規(guī)單旋翼直升機的縮比模型風洞試驗結(jié)果，C-全尺寸計算表示常規(guī)單旋翼直升機的全尺寸模型計算結(jié)果，C-縮比計算表示常規(guī)單旋翼直升機的縮比模型計算結(jié)果；G表示某共軸式直升機相應(yīng)的試驗和計算結(jié)果。從圖1-圖3中可以看出，CFD計算得到的平尾氣動特性變化趨勢與風洞試驗結(jié)果基本一致，即阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的極值的大小及其對應(yīng)的攻角與風洞試驗結(jié)果基本一致。同時全尺寸計算模型和縮比計算模型得到的平尾氣動特性結(jié)果相差很小。從圖1中的阻力系數(shù)對比可以看出，相比于常規(guī)單旋翼直升機，共軸式直升機的平尾阻力系數(shù)CFD計算值與風洞試驗結(jié)果相差比較小。這是由于共軸式直升機的平尾安裝在尾梁兩側(cè)，尾梁的直徑比較小，因此尾梁等部件對平尾的氣動干擾比較小；而常規(guī)單旋翼直升機的平尾安裝在垂尾的頂端，因此垂尾等部件對平尾阻力的干擾比較大。分析圖2中的升力系數(shù)變化可以發(fā)現(xiàn)，在150°～240°攻角范圍內(nèi)，升力系數(shù)的CFD計算值與風洞試驗結(jié)果相差比較大。這是由于平尾的截面為NACA系列翼型，目前的CFD計算方法對翼型的反流區(qū)的流動模擬能力有限，導(dǎo)致誤差相對比較大。由圖3中的俯仰力矩系數(shù)變化可以看出，由于共軸式直升機的平尾面積比較大，因此在90°和270°攻角附近時，共軸式直升機的平尾俯仰力矩系數(shù)的CFD計算值與風洞試驗結(jié)果相差比較大。

圖1 平尾阻力系數(shù)隨攻角變化曲線

圖2 平尾升力系數(shù)隨攻角變化曲線

圖3 平尾俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線

3 垂尾氣動特性研究

在大側(cè)滑角狀態(tài)時的垂尾側(cè)向力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和偏航力矩系數(shù)的CFD計算值與風洞試驗結(jié)果的變化趨勢如圖4-圖6所示。從圖中可以看出，垂尾大側(cè)滑角狀態(tài)的側(cè)向力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和偏航力矩系數(shù)的CFD計算值的變化趨勢與風洞試驗值基本上一致。從圖4中的變化趨勢可以看出，在135°和225°側(cè)滑角附近，共軸式直升機垂尾側(cè)向力系數(shù)的風洞試驗值變化比較大，而CFD計算值的變化趨勢比較光順。這可能是由于在上述兩個側(cè)滑角附近，共軸式直升機的垂尾與機身其他部件之間有一定的氣動干擾，而CFD方法采用取出垂尾氣動特性數(shù)據(jù)的處理方法，兩種方法得到的結(jié)果存在一定的誤差。分析圖5中的變化情況可以發(fā)現(xiàn)，大側(cè)滑角狀態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的CFD計算值與風洞試驗結(jié)果差別相對比較大。這是由于直升機機身的幾何外形左右比較對稱，其中共軸式直升機機身的幾何外形完全對稱，因此機身的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的數(shù)值比較小。因而在試驗和計算過程中存在的小擾動等導(dǎo)致結(jié)果產(chǎn)生比較大的偏差。由圖6中的變化趨勢可以看出，在45°～135°和225°～315°側(cè)滑角范圍內(nèi)，垂尾偏航力矩系數(shù)的CFD計算值與風洞試驗結(jié)果的差別相對比較大。這是由于在這些側(cè)滑角范圍內(nèi)垂尾表面流動產(chǎn)生了一些分離流動，而目前CFD計算方法對分離流動的模擬能力相對比較弱，因此CFD計算值與風洞試驗結(jié)果相差比較大。

圖4 垂尾側(cè)向力系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

圖5 垂尾滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

圖6 垂尾偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

4 總結(jié)與討論

通過對兩種不同構(gòu)型的直升機算例樣機的平尾和垂尾大角度氣動特性進行CFD計算，并與風洞試結(jié)果進行對比分析，得出如下結(jié)論：

1) 采用CFD方法計算得到的平尾大攻角氣動特性數(shù)值與風洞試驗結(jié)果變化趨勢一致，在大部分攻角范圍內(nèi)數(shù)值上相差比較小。

2)大側(cè)滑角狀態(tài)垂尾氣動特性CFD計算值的變化趨勢與風洞試驗結(jié)果基本相同，但是在部分側(cè)滑角狀態(tài)誤差比較大。

3)在風洞試驗縮比模型尺寸至直升機全尺寸的范圍內(nèi)，CFD計算得到的平尾和垂尾的氣動特性結(jié)果與計算模型尺寸基本上無關(guān)。

4)在部分典型攻角或側(cè)滑角狀態(tài)，CFD計算值與風洞試驗結(jié)果相差比較大。下一步需要進一步研究提高CFD計算方法的模擬能力，減小與風洞試驗結(jié)果之間的誤差。