龍海斌，吳裕平

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

在直升機(jī)設(shè)計(jì)中，光機(jī)身通常指去掉各種部件之后的機(jī)身和尾梁等部分。光機(jī)身是直升機(jī)駕駛員和乘員乘坐，安裝發(fā)動(dòng)機(jī)、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)和油箱，裝載貨物和任務(wù)設(shè)備等的主要空間，因此空間體積比較大。通常在光機(jī)身外側(cè)會(huì)安裝主槳轂、起落架、天線等部件，光機(jī)身外形不僅與內(nèi)部各系統(tǒng)的布置緊密相關(guān)，而且光機(jī)身在人的觀察視野中所占的比例比較大，通常給人留下比較深刻的印象，大多數(shù)觀察者通過光機(jī)身的外形來初步評(píng)價(jià)直升機(jī)設(shè)計(jì)是否美觀、舒適等。由于直升機(jī)駕駛艙頂棚的高度受到駕駛員身高和頭盔的限制，機(jī)身腹部受到乘員乘坐、貨物裝載和布置任務(wù)設(shè)備等的限制，機(jī)身尾部受到貨物裝卸(如有尾艙門)和減重設(shè)計(jì)等限制，因此大部分直升機(jī)光機(jī)身的減阻設(shè)計(jì)受到很大的限制。根據(jù)以往的型號(hào)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，光機(jī)身的氣動(dòng)阻力通常占全機(jī)廢阻的20%～40%，是直升機(jī)前飛時(shí)的主要阻力來源之一。目前在直升機(jī)光機(jī)身氣動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD計(jì)算方面開展了一部分研究。在型號(hào)研制過程中，通常在風(fēng)洞中會(huì)對(duì)光機(jī)身進(jìn)行風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)，得到一定攻角和側(cè)滑角范圍內(nèi)的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)。文獻(xiàn)[1]對(duì)AH-64最新改進(jìn)型直升機(jī)的光機(jī)身俯仰力矩特性進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，并與帶平尾等部件的氣動(dòng)特性進(jìn)行了對(duì)比分析。文獻(xiàn)[2，3]通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲得了兩種直升機(jī)光機(jī)身的縱向氣動(dòng)特性，并與加裝渦流發(fā)生器之后的縱向氣動(dòng)特性進(jìn)行了對(duì)比分析。文獻(xiàn)[4]在某非定常低噪聲低湍流風(fēng)洞對(duì)某直升機(jī)光機(jī)身進(jìn)行了氣動(dòng)特性測(cè)量試驗(yàn)，得到了不同風(fēng)速、攻角和側(cè)滑角狀態(tài)的光機(jī)身氣動(dòng)特性；之后采用CFD方法計(jì)算了該風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)特性，與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析表明：CFD計(jì)算得到的氣動(dòng)特性結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果相差比較小。文獻(xiàn)[5]對(duì)S-97共軸高速直升機(jī)的光機(jī)身縱向氣動(dòng)特性進(jìn)行了CFD計(jì)算，網(wǎng)格為笛卡爾網(wǎng)格，湍流模式采用S-A模式。并與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析，結(jié)果表明CFD計(jì)算值與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果相差比較小。文獻(xiàn)[6]采用CFD計(jì)算方法對(duì)某共軸式直升機(jī)的機(jī)身氣動(dòng)特性進(jìn)行了計(jì)算分析，提取出了光機(jī)身部分氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。本文首先采用CFD計(jì)算方法對(duì)三種不同類型直升機(jī)的光機(jī)身氣動(dòng)特性進(jìn)行了計(jì)算分析，包括某常規(guī)單旋翼直升機(jī)、某無人直升機(jī)和某共軸式直升機(jī)，之后運(yùn)用增量法和比例法與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了相關(guān)性分析。

1 研究方法概述

1.1 風(fēng)洞試驗(yàn)

直升機(jī)光機(jī)身氣動(dòng)特性測(cè)量試驗(yàn)在某閉口回流式風(fēng)洞中進(jìn)行，試驗(yàn)段的截面形狀為扁八角形。在風(fēng)洞試驗(yàn)過程中采用腹部支撐方式安裝模型，支撐機(jī)構(gòu)主要由兩根圓柱形的支桿組成，在靠近風(fēng)洞地板的一側(cè)加裝了翼型整流罩。采用塔式六分量機(jī)械應(yīng)變外天平測(cè)量光機(jī)身的力和力矩。該類型的天平穩(wěn)定性比較好，受外界電磁干擾比較少。在風(fēng)洞試驗(yàn)過程中有實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，每次試驗(yàn)待測(cè)量結(jié)果穩(wěn)定之后進(jìn)行數(shù)據(jù)采集。最終的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了支架干擾修正和洞壁干擾修正。支架干擾修正采用鏡象兩步法，即首先將光機(jī)身反裝在支架上，進(jìn)行一次風(fēng)洞試驗(yàn)，然后在機(jī)身腹部上加裝外形相同的支架，再進(jìn)行一次風(fēng)洞試驗(yàn)，得到支架的氣動(dòng)干擾數(shù)據(jù)。光機(jī)身風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯ǔ０瑱C(jī)身部分和尾梁部分。某常規(guī)單旋翼直升機(jī)和某共軸式直升機(jī)光機(jī)身的氣動(dòng)布局如圖1(a)和(b)所示，某無人直升機(jī)光機(jī)身的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1(c)所示。其中某常規(guī)單旋翼直升機(jī)和某無人直升機(jī)光機(jī)身的機(jī)腹到尾梁的過渡段外形變化比較劇烈，而某共軸式直升機(jī)光機(jī)身的流線型比較好。由于風(fēng)洞試驗(yàn)段截面尺寸的限制，風(fēng)洞試驗(yàn)過程中采用縮比模型，三種類型直升機(jī)光機(jī)身的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷拈L(zhǎng)度大致相等。

圖1 光機(jī)身氣動(dòng)布局與風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛨D

1.2 CFD計(jì)算

光機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算模型與風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷耐庑我恢?，某無人直升機(jī)的計(jì)算模型如圖1(c)所示。在對(duì)直升機(jī)光機(jī)身氣動(dòng)特性進(jìn)行CFD計(jì)算之前，首先要對(duì)光機(jī)身周圍的流體域進(jìn)行網(wǎng)格劃分。在整個(gè)氣動(dòng)特性計(jì)算過程中，網(wǎng)格劃分約占用60%～80%的時(shí)間，網(wǎng)格質(zhì)量對(duì)計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確度和速度有比較大的影響。目前CFD計(jì)算中主要采用結(jié)構(gòu)化和非結(jié)構(gòu)化兩種類型的網(wǎng)格。結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的優(yōu)勢(shì)主要是網(wǎng)格生成質(zhì)量比較好，同時(shí)更容易接近實(shí)際的模型，對(duì)區(qū)域的邊界擬合也更容易實(shí)現(xiàn)。但是結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格通常只適用于比較簡(jiǎn)單的區(qū)域。非結(jié)構(gòu)化可以實(shí)現(xiàn)對(duì)任意形狀和任意連通區(qū)域的網(wǎng)格劃分，對(duì)不規(guī)則區(qū)域的適應(yīng)能力很強(qiáng)，近年來獲得了快速發(fā)展。為了滿足工程計(jì)算中的快速實(shí)現(xiàn)和操作簡(jiǎn)單的需求，本次計(jì)算采用八叉樹方法對(duì)計(jì)算域進(jìn)行非結(jié)構(gòu)化四面體網(wǎng)格劃分，劃分得到的四面體網(wǎng)格數(shù)量在40萬左右，沒有劃分邊界層網(wǎng)格。之后在求解器中將四面體網(wǎng)格轉(zhuǎn)化為多面體網(wǎng)格，得到的多面體網(wǎng)格數(shù)量約為原來四面體網(wǎng)格數(shù)量的20%～40%，同時(shí)可以提高計(jì)算速度和精度。某共軸式直升機(jī)光機(jī)身的四面體網(wǎng)格劃分如圖2所示。

圖2 網(wǎng)格劃分示意圖

空氣流動(dòng)的控制方程為Navier-Stokes方程，其積分守恒形式如下：

(1)

式中：W為守恒變量，F(xiàn)c和Fv分別為對(duì)流通量和粘性通量。

采用有限體積方法(Finite Volume Method, FVM)求解方程式(1)，對(duì)流項(xiàng)采用Roe-FDS格式求解，并通過解的線性重構(gòu)獲得二階精度，粘性項(xiàng)采用二階中心型格式離散。時(shí)間離散采用隱式時(shí)間推進(jìn)技術(shù)。

目前求解N-S方程的方法主要有以下四種：直接數(shù)值模擬(DNS)方法、大渦模擬(LES)方法、雷諾平均N-S方程(RANS)方法和格子玻爾茲曼(LBM)方法。受計(jì)算資源和計(jì)算時(shí)間的限制，通常采用雷諾平均N-S方程(RANS)方法計(jì)算光機(jī)身的氣動(dòng)特性。雷諾平均N-S方程方法的基本思想是把湍流瞬時(shí)運(yùn)動(dòng)分解為平均運(yùn)動(dòng)和脈動(dòng)運(yùn)動(dòng)兩部分，之后把脈動(dòng)運(yùn)動(dòng)部分對(duì)平均運(yùn)動(dòng)的貢獻(xiàn)通過雷諾應(yīng)力項(xiàng)來模化，即通過湍流模式來封閉雷諾平均N-S方程，使之可以求解。通常采用的湍流模式有零方程模式、一方程模式和兩方程模式等。本次計(jì)算采用一方程S-A湍流模式，該湍流模式能夠比較好地模擬含逆壓梯度的邊界層流動(dòng)，同時(shí)對(duì)網(wǎng)格的適應(yīng)性比較強(qiáng)，廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域中的氣動(dòng)特性計(jì)算之中。在計(jì)算過程中設(shè)置計(jì)算域遠(yuǎn)場(chǎng)邊界為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件，來流速度設(shè)置為60m/s，與風(fēng)洞試驗(yàn)中的來流速度一致。

2 結(jié)果對(duì)比分析

三種類型直升機(jī)光機(jī)身氣動(dòng)特性的CFD計(jì)算值和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果如圖3所示。圖中C-風(fēng)洞表示某常規(guī)單旋翼直升機(jī)光機(jī)身氣動(dòng)特性風(fēng)洞試結(jié)果，C-計(jì)算表示某常規(guī)單旋翼直升機(jī)光機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算結(jié)果，W表示某無人直升機(jī)氣動(dòng)特性結(jié)果，G表示某共軸式直升機(jī)氣動(dòng)特性結(jié)果，下文相同。從圖中可以看出，光機(jī)身氣動(dòng)特性的CFD計(jì)算值與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的變化趨勢(shì)一致。從圖3(a)中可以看出，某無人直升機(jī)光機(jī)身的阻力系數(shù)絕對(duì)值比較大。分析圖3(b)中的升力系數(shù)變化趨勢(shì)可以看出，常規(guī)單旋翼直升機(jī)光機(jī)身的升力系數(shù)比較小，三種類型直升機(jī)光機(jī)身升力系數(shù)的斜率基本相等。由圖3(c)中可以發(fā)現(xiàn)，某共軸式直升機(jī)光機(jī)身的俯仰力矩系數(shù)的斜率比較大。隨著攻角的增大，光機(jī)身俯仰力矩系數(shù)不斷增大，因此需要設(shè)計(jì)更大面積的平尾來保證直升機(jī)在俯仰方向上的穩(wěn)定性。

分析圖3(d)中側(cè)向力系數(shù)的變化可以看出，三種類型直升機(jī)光機(jī)身的側(cè)向力系數(shù)的大小基本相等。從圖3(e)中可以發(fā)現(xiàn)某常規(guī)單旋翼直升機(jī)和某無人直升機(jī)光機(jī)身的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)比較小。由圖3(f)中的偏航力矩系數(shù)變化圖可以看出，某共軸式直升機(jī)光機(jī)身的偏航力矩系數(shù)斜率比較大。同時(shí)由于光機(jī)身在航向方向上是不穩(wěn)定的，這也導(dǎo)致某共軸式直升機(jī)的垂尾面積相對(duì)比較大。

3 相關(guān)性分析

3.1 增量法分析

針對(duì)三種類型直升機(jī)光機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算值與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果之間的差別，首先采用增量法分析了兩者之間的差值隨攻角或側(cè)滑角的變化情況。從圖4(a)中可以看出，在0°～16°攻角范圍內(nèi)，相比于其他類型直升機(jī)光機(jī)身風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與CFD計(jì)算值之間的差值，某共軸式直升機(jī)光機(jī)身兩種結(jié)果的差值比較小。這是由于某常規(guī)單旋翼直升機(jī)和某無人直升機(jī)機(jī)身腹部到尾梁的過渡段外形變化比較劇烈，因此壓差阻力比較大。分析圖4(b)中的升力系數(shù)差值變化趨勢(shì)可以發(fā)現(xiàn)，在0°攻角時(shí)，三種類型直升機(jī)光機(jī)身升力系數(shù)的差值最大，隨著攻角絕對(duì)值的增大，升力系數(shù)CFD計(jì)算值與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果之間的差值逐漸減小。由圖4(c)可以發(fā)現(xiàn)，在正攻角范圍內(nèi)，某常規(guī)單旋翼直升機(jī)光機(jī)身俯仰力矩系數(shù)兩種結(jié)果的差別比較大。某共軸式直升機(jī)光機(jī)身俯仰力矩系數(shù)兩種結(jié)果的差值隨攻角絕對(duì)值的增大不斷增大。

圖3 機(jī)身氣動(dòng)特性計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比圖

圖4 氣動(dòng)特性試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果差值對(duì)比圖

綜合圖4(d)到圖4(f)中橫向氣動(dòng)特性CFD計(jì)算值與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果之間的差值可以看出，某常規(guī)單旋翼直升機(jī)光機(jī)身的側(cè)向力、滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩系數(shù)的差值比較大，其他兩種類型直升機(jī)光機(jī)身橫向氣動(dòng)特性兩種結(jié)果的差值比較小。這是由于某常規(guī)單旋翼直升機(jī)光機(jī)身在橫向方向上的氣動(dòng)外形變化比較大，因此流動(dòng)分離比較大。

3.2 比例法分析

三種類型直升機(jī)光機(jī)身氣動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與CFD計(jì)算值之間的比值變化趨勢(shì)如圖5所示。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，在部分攻角或側(cè)滑角范圍內(nèi)氣動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與CFD計(jì)算值之間的比值變化比較劇烈。從圖5(a)中可以看出，在正攻角范圍內(nèi)某無人直升機(jī)光機(jī)身氣動(dòng)特性兩種結(jié)果的比值比較大，某共軸式直升機(jī)光機(jī)身兩種結(jié)果的比值比較小。這是由于某共軸式直升機(jī)光機(jī)身的流線型比較好，因此流動(dòng)分離比較小。分析圖5(b)至圖5(f)中的結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)，在小攻角或小側(cè)滑角狀態(tài)，升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、側(cè)向力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和偏航力矩系數(shù)的兩種結(jié)果的比值比較大，而且變化劇烈。這是由于在小攻角或小側(cè)滑角狀態(tài)，上述力和力矩系數(shù)的數(shù)值比較小，CFD計(jì)算過程中的一些小擾動(dòng)或小誤差都可能導(dǎo)致比值變化非常大。隨著攻角或側(cè)滑角絕對(duì)值的增大，兩種結(jié)果的比值基本上趨于某個(gè)固定值。

圖5 氣動(dòng)特性試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果比值對(duì)比圖

4 總結(jié)與討論

通過對(duì)三種類型直升機(jī)光機(jī)身氣動(dòng)特性進(jìn)行CFD計(jì)算，并與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，可得出如下結(jié)論：

1)直升機(jī)光機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算值的變化趨勢(shì)與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果一致。結(jié)合增量法和比例法分析得到的相關(guān)性結(jié)果，可以發(fā)現(xiàn)在大部分攻角或側(cè)滑角范圍內(nèi)，光機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算結(jié)果具有一定的可靠性。

2)在小攻角或側(cè)滑角范圍內(nèi)，光機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算值與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果之間的差值比較小，但是兩種結(jié)果的比值比較大且變化劇烈。

3)在大部分攻角或側(cè)滑角范圍內(nèi)，光機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算值與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果之間的比值約為某個(gè)固定值。這為光機(jī)身氣動(dòng)特性CFD計(jì)算結(jié)果的修正提供了一定的參考。