涵道共軸雙旋翼空氣動力學(xué)特性分析

1、涵道共軸雙旋翼空氣動力學(xué)特性分析楊加明，戴良忠，叢偉(南昌航空大學(xué)飛行器工程學(xué)院，南昌330063)摘要:利用數(shù)值模擬對涵道共軸雙旋翼的空氣動力學(xué)特性進行研究。探討在涵道的影響下，雙旋翼距離的變化對上下旋翼拉力和扭矩的影響。通過與共軸雙旋翼的對比確定涵道共軸雙旋翼產(chǎn)生拉力的機理并分析涵道本體對共軸雙旋翼氣動特性的影響。數(shù)值結(jié)果表明:隨著旋翼間距的增大，開始時上旋翼拉力大于下旋翼拉力，后來發(fā)生逆轉(zhuǎn)。最后計算了上旋翼拉力占總拉力比值的變化關(guān)

2、系。關(guān)鍵詞:涵道共軸雙旋翼空氣動力學(xué)數(shù)值模擬拉力扭矩中圖分類號:V21145文獻標志碼:AAerodynamicacteristicsofDuctedCoaxialRotYANGJiaming，DAILiangzhong，CONGWei(SchoolofAircraftEngineering，NanchangHangkongUniversity，Nanchang330063，China)Abstract:Theaerodynamicac

3、teristicsofductedcoaxialrotwereanalyzedbasedonthenumericalsimulationmethodTheinfluenceofductedbodyonaerodynamicacteristicsoftheductedcoaxialrotwasdiscussedalsotheinfluenceofcoaxialrotspacingwasinvestigatedonlifttqueacqui

4、redbyrotsabovebelowThemechanismofliftproducedbytheductedisolatedcoaxialrotwasdeterminedbycomparisonofdifferencebetweenductedcoaxialrotcoaxialrotNumericalresultsshowthattheliftofrotaboveisgreaterthanthatofrotbelowatfirst，

5、butthenitbecomesreverseastherotspacingisgrowingThecurvesofratioofliftattainedbytherotabovetototaltensionarefinallyestablishedKeywds:ductedcoaxialrotaerodynamicsnumericalsimulationlifttque及尾跡畸變，預(yù)定尾渦模型需要用實驗給出尾跡，自由渦模型也不能很好的

6、給出尾跡和兩旋翼的干擾作用，無法對槳葉附近的細致流動和尾跡中的槳葉渦系0引言共軸反槳涵道無人機與傳統(tǒng)的無人直升機相比，［8］進行模擬。許和勇、葉正寅利用非結(jié)構(gòu)動態(tài)嵌套網(wǎng)格方法，通過求解三維非定常Euler方程對懸停共軸雙旋翼直升機的復(fù)雜流場進行了數(shù)值模擬，探討兩旋翼相互干擾的特性及有關(guān)參數(shù)的影響。但對于共軸反槳涵道無人機的研究并不多見。文中針對涵道共軸雙旋翼機構(gòu)中上下旋翼間距與拉力分配之間的關(guān)系做出相應(yīng)研究，確定其變化規(guī)律。有其獨特的優(yōu)

7、點。首先，在同等功率消耗下，其產(chǎn)生的拉力要大于孤立的旋翼系統(tǒng)，原因是涵道本體提供了相當一部分升力。其次，上下旋翼共軸反槳，產(chǎn)生的反向扭矩可以相互抵消，省去了無人直升機的尾槳。再則，涵道結(jié)構(gòu)使無人機結(jié)構(gòu)更加緊湊，低空飛行安全性高，噪聲低，隱蔽性好。國外關(guān)于單旋翼涵道無人機的研究已經(jīng)相當成熟［1－2］。對于共軸雙旋翼的理論計算也由來已久，早先采用滑流理論［3］，后來發(fā)展到預(yù)定尾渦模型［4－5］，再后來發(fā)展到自由渦模型［6］。國內(nèi)的童自立、孫

8、茂［7］采用了動量源項法對雙旋翼的干擾流動進行了NavierStokes(NS)方程數(shù)值計算，將旋翼對流場的影響用槳葉施與流體的動量來計及，在NS方程中引入動量源項。動量源項法基于流場解，可較好的描述尾渦系的畸變和兩旋翼尾跡的干擾。但滑流理論無法計1計算方法計算模型及網(wǎng)格模型都進行了一定程度的簡化。因模型為中心對稱結(jié)構(gòu)，所以只需對四分之一模型進行分析。計算域大小為實體的十倍，進出口邊界條件分別為壓力進出口，上下旋翼計算區(qū)域之間以及上下計

9、算區(qū)域與外計算域之間采用Interface邊界條件進行信收稿日期:2012－09－27基金項目:國家自然科學(xué)基金(11102079)南昌航空大學(xué)無損檢測技術(shù)教育部重點實驗室基金(ZD201129006)資助作者簡介:楊加明(1963－)，男，江西南昌人，教授，博士，研究方向:力學(xué)的數(shù)值計算方法。128彈箭與制導(dǎo)學(xué)報第33卷機翼部分進行網(wǎng)格加密，確保網(wǎng)格質(zhì)量，網(wǎng)格數(shù)量在150萬左右，如圖4所示。同樣對4種不同槳葉間距的涵道旋翼結(jié)構(gòu)進行了數(shù)

10、值模擬，計算結(jié)果如表3所示。表格中Fd為涵道本體產(chǎn)生的拉力。大，孤立共軸雙旋翼該比值略微增大而涵道共軸雙旋翼該比值在逐漸減小。圖6旋翼扭矩與旋翼間距之間的關(guān)系圖7FN上FN總與旋翼間距之間的關(guān)系圖4涵道共軸雙旋翼網(wǎng)格切片圖文中將涵道當成一個環(huán)形機翼來處理［9］，所以涵道唇口剖面形狀相當于翼型的前緣。圖8是涵道共軸雙旋翼的速度流線圖。從圖可以發(fā)現(xiàn)，旋翼的高速旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生了對外界氣流的抽吸作用，并在涵道唇口產(chǎn)生繞流。該繞流在唇口附近產(chǎn)生一個負壓

11、區(qū)域，使涵道本體產(chǎn)生了一定的拉力。由上面分析所得結(jié)果可以看出，涵道本體產(chǎn)生的拉力與共軸雙旋翼產(chǎn)生的拉力之和要大于孤立共軸雙旋翼產(chǎn)生的總拉力。這一結(jié)論與文獻［10］所證明的單旋翼涵道系統(tǒng)的結(jié)果類似。由于研究的涵道本體翼型以及涵道結(jié)構(gòu)參數(shù)并沒有做進一步的優(yōu)化設(shè)計，所以在文中顯示的涵道本體產(chǎn)生的拉力并不大。同時文中研究的狀態(tài)并沒有實行前飛，所以涵表3涵道共軸雙旋翼拉力和扭矩HR狀態(tài)02750040000525006500FN上NFN下NT上(

12、Nm)T下(Nm)FN上FN總196614912200208005688197417562140218005291194118272050226005151171618712010243004784FdN4925355766144對比分析圖5是涵道共軸雙旋翼和孤立共軸雙旋翼的旋翼拉力與旋翼間距之間的關(guān)系。可以發(fā)現(xiàn)，涵道共軸雙旋翼的上旋翼拉力和總拉力均小于孤立共軸雙旋翼。開始上圖8涵道共軸雙旋翼氣流跡線道沒有做傾斜，使得涵道本體產(chǎn)生拉力的

13、能力沒有得到更好的體現(xiàn)，但涵道共軸雙旋翼的總拉力依然要大于孤立共軸雙旋翼的總拉力。說明了涵道共軸雙旋翼的工作效率比孤立共軸雙旋翼的要高，即如果保持相同的拉力，涵道共軸雙旋翼機構(gòu)只需較小的輸入功率。另外涵道本體實現(xiàn)了整體機構(gòu)的隱身、飛行安全和噪音控制。圖9和圖10分別為HR=0275和HR=065時涵道共軸雙旋翼速度矢量。從圖可以看出，當HR較小，也就是上旋翼離涵道上唇口距離較遠時，涵道唇口繞流對上旋翼的影響較小。觀察圖10可以知道，隨著

14、HR逐漸增大，上下旋翼之間的氣動干擾隨之減弱，上旋翼逐漸處于涵道唇口繞流內(nèi)，使其氣動特性發(fā)生很大變化，拉力不斷下降，從而使下旋翼產(chǎn)生的拉力要大于上旋翼。(下轉(zhuǎn)第132頁)圖5旋翼拉力與旋翼間距之間的關(guān)系旋翼拉力隨著HR增加而逐漸減小，并始終小于孤立共軸雙旋翼的上旋翼拉力。涵道共軸雙旋翼下旋翼拉力隨著HR的增加逐漸增大，當HR增大到一定程度后，下旋翼拉力要大于共軸雙旋翼的。涵道共軸雙旋翼在HR很小的時候，上旋翼拉力一直大于下旋翼拉力，這與