雷諾數對直升機機身氣動特性的影響

高 暢,毛 旭

(中國直升機設計研究所,江西 景德鎮 333001)

0 引言

雷諾數為慣性力與粘性力的比值,對于流動中邊界層的類型、厚度及速度分布,以及流動分離點的位置、分離形態和分離區大小有著重要影響,并進而對飛行器氣動特性產生影響[1]。

國外對固定翼飛機,尤其是客機、運輸機等的高升力構型做過大量系統性的變雷諾數研究:The Fluid Dynamics Panel of AGARD[2-4]發表專集,對波音、空客等飛機進行了風洞和飛行試驗數據分析對比;歐盟框架計劃(European Framework Program)[5-7]針對低速高升力構型飛機開展了HiReTT、EUROLIFT[8]等研究項目,研究重點在于機翼及增升裝置,結合風洞試驗與CFD方法探究雷諾數對升力、阻力、失速特性的影響,旨在提高飛機設計階段對飛行性能預測的準確性。國內各研究所進行了較多的雷諾數影響研究。風洞試驗方面:鄭隆乾等[9]在法國ONERA F1風洞進行了某民機著陸構型的半模-地板鏡像試驗,結果表明雷諾數對增升裝置氣動特性的影響存在敏感區域;巴玉龍等[10]在哈爾濱氣動院FL-9風洞進行了大型客機的半模增壓試驗,發現雷諾數對升力線斜率、最大升力系數、失速攻角和失速特性都有影響。數值模擬方面:馬明生[11]基于CFD方法對運輸機單獨機身、翼身組合體及不同厚度和彎度的翼型進行了研究,探討了翼身組合體、機身不同的雷諾數效應及關鍵影響參數;張培紅等人[12]基于自研軟件探究了雷諾數對戰斗機和運輸類飛機影響強弱不同的原因;張耀冰等人[13]探究了亞聲速、跨聲速、超聲速等不同馬赫數下雷諾數對小展弦比飛翼標模氣動特性及流場特征的影響規律及機理;毛一青[14]分析了低速翼型升阻力、轉捩點等隨雷諾數變化的規律,并證實變化規律對于三維全機同樣適用;許瑞飛等[15]詳細分析了雷諾數對民用渦槳飛機增升裝置構型的升力系數、失速特性以及附面層速度特性的影響。

直升機具有垂直起降、空中懸停性能和機動靈活的優點[9]。目前國內外關于雷諾數對直升機機身氣動特性方面的影響的研究較少。法國ONERA F1增壓風洞基于歐直的DGV200直升機開展了專門的試驗研究[10],探索雷諾數對直升機機身氣動特性的影響。但試驗結果介紹較為簡略,僅提到雷諾數對機身阻力的影響,對于其他氣動特性以及影響機理未有闡述。直升機研制過程中,有時會采用不同縮比模型開展多輪風洞試驗[11]。Sikorsky S97直升機通過多輪風洞試驗總結了雷諾數影響趨勢[13]:20%機身縮比模型,雷諾數增大3倍后負失速迎角推遲2°;30.3%機身縮比模型對比10%模型(試驗風速、機身狀態略有不同),二者雷諾數相差1個量級,正失速迎角推遲4°。

相對于輕型和中型直升機,運輸類直升機較大的機身尺寸,使常規風洞試驗縮比比例降到10%以下,試驗雷諾數與飛行雷諾數的差距也擴大到了2個量級,使得風洞試驗結果外推到飛行條件的雷諾數影響修正成為焦點問題。因此,探究雷諾數對直升機機身氣動特性影響規律及影響機理至為重要。本文基于風洞試驗結果,采用CFD方法進行進一步研究,捕獲流場分布細節,分析氣動特性和流場分布隨雷諾數變化的規律,為直升機機身風洞試驗結果的雷諾數修正提供一定的參考。

1 數值計算方法及驗證

為了更好地與風洞試驗數據進行對比分析,本文的計算模型采用直升機風洞試驗機身縮比模型。坐標軸系定義:以機身重心為坐標原點,沿機身軸線由機頭指向機尾為x軸正方向,垂直于機身軸線豎直向上為z軸正方向,y軸采用右手定則來確定。迎角α的方向定義為機身抬頭為正,低頭為負。

1.1 數值計算方法

本文計算基于雷諾平均Navier-Stokes方程,其表達形式如下[14]:

(1)

式中,Ω表示控制體的體積, ?Ω表示控制體封閉面的面積,W為守恒變量,Fe為無粘通量,Fv為粘性通量。

對控制方程采用有限體積法進行離散,采用基于壓力法的求解器?？臻g離散采用二階迎風格式。湍流模型采用Realizablek-ε模型。該模型可較好地模擬分離流計算和帶二次流的復雜流動計算。流場邊界條件采用速度入口、壓力出口。機身采用無滑移固定壁面。

由于機身外形復雜,部件繁多,因此本文采用非結構化的網格生成方法,以八叉樹法生成四面體網格,幾何外形曲率變化較大和流場變化劇烈的區域進行了網格加密,以提高流場捕捉精度,同時在機身表面生成附面層,網格量約為1600萬。

1.2 方法驗證

為驗證本文所采用的數值計算方法,采用該機身模型風洞試驗的相同工況進行CFD計算,得到的阻力系數隨機身迎角變化曲線對比如圖1所示?？梢钥闯?CFD計算結果與風洞試驗數據吻合較好,驗證了本文網格策略及數值方法的有效性。

圖1 阻力系數隨機身迎角變化曲線對比

2 雷諾數影響分析

本文計算采取與風洞試驗相同的改變雷諾數的方式,即保持來流速度相同,采用增加壓力的方式使雷諾數增加,討論不同雷諾數下機身氣動特性的差異及變化機理。

2.1 氣動特性及雷諾數自準區

圖2為不同雷諾數下阻力系數隨迎角的變化曲線。其中,Reexp為機身測力風洞試驗的雷諾數?？梢钥闯?CFD計算結果與試驗結果趨勢吻合較好,隨著雷諾數的增大,阻力系數降低。這是由于雷諾數較大時流動粘性弱,一方面直接影響了摩擦阻力,另一方面分離減弱減小了壓差阻力。

圖2 不同雷諾數下阻力系數隨機身迎角變化曲線

隨著雷諾數增大,阻力系數降低量不斷減小,如圖3所示,當Re/Reexp>6時,雷諾數增加,阻力系數不再有明顯的改變,可以認為對于該機身模型已經達到自準區雷諾數。圖4為6Reexp狀態與8Reexp狀態阻力系數隨機身迎角變化的對比,二者幾乎沒有差別。

圖3 阻力系數隨雷諾數變化曲線(α= 0°)

圖4 阻力系數隨機身迎角變化曲線

8Reexp(Refly)狀態與0.5Reexp狀態相比,阻力系數減小12%;8Reexp狀態與Reexp狀態相比,阻力系數減小6%。該計算結果可對風洞試驗縮比1：16模型與1：8模型的試驗結果修正提供一定參考。

圖5為試驗與CFD計算的不同雷諾數下俯仰力矩系數隨迎角的變化曲線,可以看出CFD計算結果與試驗結果趨勢相近。機身迎角為0°左右時,不同雷諾數下全機縱向靜穩定性差異不大。在機身正迎角狀態下,雷諾數增大,全機縱向靜穩定性明顯提升;雷諾數沒有改變全機的失速迎角,均為16°;但全機失速后,雷諾數增加使全機的縱向穩定性顯著改善。達到雷諾數自準區后,俯仰力矩系數幾乎不再變化,如圖6。

2.2 流場分布

結合上述雷諾數對氣動特性的影響規律,通過研究不同迎角、不同機身部件的流場分布分析雷諾數對直升機機身氣動特性的影響機理。

圖7為0°迎角下機身主減速器整流罩后部的流場流線圖,氣流流經主減整流罩兩側后在此處匯聚,受逆壓梯度影響形成一對分離渦。在0.5Reexp狀態,主減整流罩后的分離渦尺寸較大,且有顯著的不對稱性;隨著雷諾數增大,分離區不斷縮小,分離渦的對稱性逐漸變好,分離減弱使得機身阻力系數下降;達到自準區雷諾數后,分離渦尺寸與對稱性不再有明顯的變化。

圖7 主減速器整流罩后流線圖(α = 0°)

油箱尾部、尾梁尾艙門處的表面壓力系數分布云圖及流線圖如圖8、圖9所示,可以看出隨著雷諾數增大,流動分離減弱,使其阻力系數下降。

圖8 油箱尾部壓力系數分布云圖及流線圖(α = 0°)

圖9 尾梁尾艙門壓力系數分布云圖及流線圖(α = 0°)

平尾是影響全機縱向靜穩定性的重要部件,因此針對平尾開展失速角前后的3個迎角狀態的流場分布分析。

在機身迎角為14°工況下,如圖10、圖11所示,不同雷諾數的平尾表面流線附體,均未發生流動分離現象。

圖10 機身迎角14°時平尾表面流線圖

圖11 機身迎角14°時平尾剖面流線圖

機身迎角為16°時,如圖12、圖13,低雷諾數工況下平尾表面的后緣出現流動分離,隨著雷諾數增大,分離渦尺寸減小,4Reexp工況平尾外側幾乎不發生分離,內側分離減弱。

圖13 機身迎角16°時平尾剖面流線圖

機身迎角為18°時,平尾表面氣流分離更為劇烈,且主分離渦誘導產生了二次渦,隨著雷諾數增大,主渦與二次渦尺寸減小。雷諾數對分離位置也有一定的影響,雷諾數較小時,分離渦尺寸較大,渦的位置在平尾弦向靠前緣,展向靠近平尾外側;雷諾數增大后,分離渦向平尾的后緣及內側收縮,雷諾數增加可以延緩平尾上的流動分離,如圖14、圖15。

圖14 機身迎角18°時平尾表面流線圖

圖15 機身迎角18°時平尾剖面流線圖

圖16-圖18為不同機身迎角狀態下平尾后緣某點的附面層速度型。在機身迎角為14°工況下,如圖16所示,雷諾數較小時附面層較厚,壁面附近速度相對較低;雷諾數越大,平尾表面附近的速度越大,速度型越飽滿,對逆壓梯度的抵抗作用越強。因此,在迎角增加到16°、18°時(圖17、圖18),全機發生失速后,大雷諾數下附面層的抗分離能力強,使得壁面上的回流較弱。

圖18 機身迎角18°時平尾后緣某點的附面層速度型

圖19為6Reexp狀態與8Reexp狀態下機身迎角16°時平尾某站位剖面的流線圖,2種工況下平尾表面流線附體,無明顯的流動分離現象。截取該剖面平尾后緣某點的附面層速度型,如圖20所示,2種工況下附面層厚度相近,且飽滿的速度型對逆壓梯度有較強的抵抗作用,該處未發生流動分離。

圖19 不同雷諾數下平尾剖面流線圖(α= 16°)

圖20 不同雷諾數下平尾后緣某點的附面層速度型(α= 16°)

2.3 氣動干擾

主槳轂結構復雜,該處劇烈的氣流流動分離嚴重降低了機身靜穩定性。如圖21,機身迎角在0°～-8°范圍內,相同雷諾數下去主槳轂后的機身縱向穩定性顯著提高。

圖21 去主槳轂前后不同雷諾數下俯仰力矩系數隨機身迎角變化曲線

對比全機去主槳轂前后,不同機身迎角下的機身縱向靜穩定性(圖20)、機身阻力系數在不同雷諾數時的差值(圖22、圖23),幾乎沒有差別,即對于主槳轂這類結構復雜、氣流流動分離劇烈的部件,其流場對雷諾數變化不敏感。

圖22 去主槳轂前后不同雷諾數下阻力系數隨機身迎角變化曲線

圖23 不同雷諾數下主槳轂部件阻力隨機身迎角變化曲線

圖24為不同雷諾數下去主槳轂前后平尾的縱向靜穩定性隨機身迎角的變化曲線?？梢钥闯?相較于帶主槳轂狀態,去主槳轂后平尾的縱向靜穩定性明顯提升,尤其是機身迎角為負的工況下,即主槳轂的尾流會對平尾產生一定氣動干擾,從而降低平尾的靜穩定性。去主槳轂前后,雷諾數增大后平尾的縱向靜穩定性的變化較帶主槳轂狀態的變化相差不大,說明主槳轂的尾流對平尾的氣動干擾幾乎不隨雷諾數增大而改變。

圖24 去主槳轂前后不同雷諾數下平尾俯仰力矩系數隨機身迎角變化曲線

3 結論

為探究雷諾數變化對直升機機身氣動特性的影響,本文基于一直升機風洞試驗模型機身縮比模型及試驗結果,采用CFD方法開展深入分析,得到結論如下:

1)CFD計算結果與試驗結果趨勢吻合較好;隨著雷諾數的增大,流動粘性減弱,主減速器整流罩、尾艙門等部件的流動分離減弱,阻力系數降低;雷諾數增大到6Reexp后達到自準區雷諾數,阻力系數不再有明顯的降低。

2)0°迎角下8Reexp狀態與0.5Reexp狀態相比,阻力系數減小12%;8Reexp狀態與Reexp狀態相比,阻力系數減小6%。該計算結果可對1：16與1：8縮比模型的風洞試驗結果修正提供一定參考。

3)雷諾數增大沒有改變全機的失速迎角,但全機失速后,雷諾數增加使全機的縱向穩定性顯著改善。失速迎角前后,雷諾數增大后影響平尾表面分離的位置與程度:分離渦向平尾的后緣及內側收縮,分離減弱、延緩。

4)主槳轂這類分離劇烈的部件對雷諾數變化不敏感,且雷諾數變化也幾乎不影響主槳轂尾流對平尾的氣動干擾。