轻型无人直升机部件气动特性CFD计算方法研究

龙海斌，吴裕平

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

0 引言

常规单旋翼直升机主要由机身、升力系统、起落架、动力装置等组成，其中对直升机气动特性影响比较大的是机身、桨毂、起落架、平尾和垂尾等。桨毂、起落架等部件改变了机身外侧的空气流动情况，而平尾和垂尾对直升机的纵向、横向和航向稳定性有比较大的影响。因此通常会在风洞试验时采用增量法来得到这些部件的气动特性。随着数值计算技术的发展，CFD方法在航空工程领域得到了广泛的应用[1]。采用CFD计算方法可以获得这些部件的气动特性。目前国内外已经开展了相关研究。文献[2]采用风洞试验的方法对不同迎角、风速等条件时外挂救生绞车对直升机气动特性的影响进行了研究。文献[3]采用CFD方法对某四桨叶单旋翼桨毂的阻力和力矩特性进行了计算，包括旋转与非旋转以及0°和45°方位。文献[4]运用CFD方法计算分析了某共轴式直升机桨毂的阻力特性。文献[5]首先分析了直升机平尾和垂尾的气动环境和工作原理，之后在分析各型直升机平尾和垂尾设计规律的基础上，提出了一种改进的平尾和垂尾设计方案。文献[6]分析了可动平尾对直升机纵向飞行品质的有利影响。但是国内外对直升机的桨毂、起落架、平尾和垂尾等部件气动特性的试验和计算方法的研究比较少。本文采用两种CFD方法对某无人直升机算例的桨毂、起落架、平尾和垂尾四个部件的气动特性进行了数值计算，并与风洞试验值进行了对比分析。

1 研究方法概述

1.1 风洞试验

目前世界上各大直升机公司研制新直升机都会先进行风洞试验，风洞试验结果的准确性和可靠性已经在各个直升机型号研制中得到验证。风洞试验一般采用增量法来获得桨毂、起落架、平尾和垂尾等部件的气动特性结果。即先进行全机状态的风洞试验，然后进行将单个相应部件去掉之后(简称去桨毂状态等)进行风洞试验，将两次试验的结果相减得到相应部件的气动特性。

1.2 数值计算

数值计算一般采用求解N-S方程的CFD方法来计算直升机各部件的气动特性。可以采用两种CFD方法来计算直升机部件的气动特性。一是在全机网格划分之前对各部件进行单独区分，然后可以在全机CFD计算中取出各个部件的气动特性结果；二是采用与风洞试验类似的增量法，分别对全机和去掉某个部件的状态进行计算，再将计算结果相减得到对应部件的气动特性结果。

1.3 算例简介

本次计算采用的直升机算例为某常规单旋翼无人直升机，旋翼有两片桨叶，旋翼轴为一段圆柱体；起落架为滑撬式；平尾为高置平尾方案，平尾安装在垂尾顶端。计算模型包含机身、稳瞄、主桨毂、起落架、尾梁、垂尾、平尾和尾桨毂等部分。

本次计算网格是借助于成熟的商业软件ICEM CFD生成的，采用四面体非结构网格。在几何外形曲率变化较大和流场比较复杂的地方进行了网格的局部加密处理。计算过程中空间离散采用Roe格式的通量差分分裂格式，湍流模型采用一方程S-A模型。为了方便与风洞试验结果对比分析，本次计算设置来流速度为60m/s。

2 主桨毂气动特性研究

桨毂部分的气动外形比较复杂，尾部流动分离比较严重。通常桨毂阻力占直升机总废阻的20%～30%，随着前飞速度的增大，可能占到40%以上。因此桨毂部分的阻力特性与减阻设计是型号研制中比较关注的问题。在计算过程中，主桨毂部分包括两片桨叶的桨根部分和旋翼轴，桨根指向机头和机尾方向。主桨毂的阻力系数随攻角变化的曲线如图1所示。

图1 桨毂阻力系数随攻角变化曲线

图中CFD取值表示从全机CFD计算结果中取出的气动特性结果；CFD差值表示通过CFD计算去掉某部件之后的状态，之后再相减得到相应部件的气动特性结果。从图中可以看出，桨毂阻力系数随攻角α变化的趋势基本相同，随着攻角α的增大，阻力系数也逐渐增大。风洞试验与两种CFD方法的计算结果相差比较大，其中风洞试验值相对较大。图2给出了桨毂阻力风洞试验值分别与CFD计算取值的比值和CFD计算差值的比值。从图中可以看出，在负攻角范围内，风洞试验值比CFD计算取值大35%左右，在4°攻角之后增大到60%左右，说明CFD方法对大攻角状态尾部分离流动的模拟能力还有待提高。同时CFD计算取值与CFD计算差值相差比较小。

图2 桨毂阻力系数比值变化曲线

3 起落架气动特性研究

直升机起落架的气动外形也比较复杂，起落架阻力占全机总废阻的20%以上。滑撬式起落架的横向迎风面积比较大，而且到重心的垂向距离比较远，因此起落架引起的侧向力和滚转力矩对直升机的影响比较大。在计算过程中，起落架的四个支柱加装了整流罩。从图3中可以看出，在负攻角范围内起落架阻力风洞试验值F变化比较小，从0°攻角开始逐渐增大。而CFD计算取值基本上不随攻角的变化而变化，CFD计算差值的变化趋势与风洞试验值基本上一致。图4给出了起落架阻力风洞试验值分别与CFD计算取值的比值和CFD计算差值的比值。从图中可以看出风洞试验与CFD计算差值的比值比较平稳，说明采用CFD计算对应状态再相减的方法比较适合计算起落架的阻力特性。

起落架的侧向力和滚转力矩系数随侧滑角的变化趋势分别如图5、图6所示。从图5中可以看出，起落架侧向力风洞试验值与CFD计算取值的差别比较小，而风洞试验值与CFD计算差值的差别比较大，但是变化趋势基本一致。从图6中可以看出起落架滚转力矩系数的CFD计算取值与CFD计算差值的差别很小，但是两者与风洞试验值相差比较大。

图3 起落架阻力系数随攻角变化曲线

图4 起落架阻力系数比值变化曲线

图5 起落架侧向力系数随侧滑角变化曲线

图6 起落架滚转力矩系数随侧滑角变化曲线

4 平尾气动特性研究

平尾的主要作用是改善直升机的迎角稳定性，从而改善纵向操纵性和稳定性，保证直升机具有良好的飞行姿态。通常平尾翼型反装，飞行时产生向下的升力。算例无人直升机为高置平尾布局方案，平尾的升力系数和俯仰力矩系数随攻角的变化情况如图7和图8所示。

图7 平尾升力系数随攻角变化曲线

图8 平尾俯仰力矩系数随攻角变化曲线

从图中可以看出升力和俯仰力矩的风洞试验值、CFD计算取值和CFD计算差值三者之间的差别比较小，其中升力系数的风洞试验值偏小，对应的俯仰力矩系数的风洞试验值偏大，说明两种CFD方法都适用于计算平尾的气动特性，而且计算的准确度很高。

5 垂尾气动特性研究

在正常飞行状态，垂尾可为尾桨卸载，从而增加全机的航向稳定性且提高尾桨的寿命。而一旦尾桨失效，可以借助垂尾，通过小心侧滑使直升机安全返航。由于算例直升机的平尾安装在垂尾的顶端，因此在风洞试验时将平尾和垂尾同时去掉。垂尾的气动特性结果由去平尾状态与去垂尾和平尾状态相减得到。垂尾的侧向力、滚转力矩和偏航力矩系数随侧滑角的变化情况如图9、图10和图11所示。

图9 垂尾侧向力系数随侧滑角变化曲线

图10 垂尾滚转力矩系数随侧滑角变化曲线

从图9可以看出，三种方法得到的垂尾侧向力系数随侧滑角的变化趋势一致，但是风洞试验得到的侧向力系数的斜率比较大，而CFD计算差值方法在小侧滑角时与风洞试验值相差比较大。分析图10可以看出，风洞试验得到的垂尾滚转力矩系数值比较大，两种CFD方法得到的结果相差很小。由图11可以得出，三种方法得到的垂尾偏航力矩系数值相差很小，说明CFD方法计算垂尾偏航力矩的准确度比较高。

图11 垂尾偏航力矩系数随侧滑角变化曲线

6 总结与讨论

通过对某无人直升机算例的桨毂、起落架、平尾和垂尾等部件的气动特性的风洞试验和两种CFD计算方法计算得到的气动特性结果进行对比分析，得出如下结论：

1)各部件的阻力、侧向力和滚转力矩系数的风洞试验值与两种CFD方法的计算结果都相差比较大。采用CFD计算差值的方法能在一定程度上使阻力的变化趋势与风洞试验值更接近。

2)各部件的升力、俯仰力矩和偏航力矩系数的风洞试验值与两种CFD方法的计算结果非常接近。CFD方法在计算各部件的升力、俯仰力矩和偏航力矩系数时有比较高的准确性。

3)两种CFD方法计算得到的各部件的气动特性结果相差比较小，因此在实际工程应用中可以采用CFD计算取值的方法。

4)未来需要在各部件的阻力、侧向力和滚转力矩系数的CFD计算方法上进行研究，以提高计算准确性。