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摘 要： 摘要：為了研究地面效應下共軸剛性旋翼的氣動特性，建立了一套基于非定常雷諾平均Navier-Stokes方程的氣動干擾數值方法，采用運動嵌套網格模擬雙旋翼的反轉運動。地面采用無滑移邊界條件，并對旋翼和地面附近的網格進行加密，以更好地捕捉旋翼的流場細節(jié)和尾
摘要：為了研究地面效應下共軸剛性旋翼的氣動特性，建立了一套基于非定常雷諾平均Navier-Stokes方程的氣動干擾數值方法，采用運動嵌套網格模擬雙旋翼的反轉運動。地面采用無滑移邊界條件，并對旋翼和地面附近的網格進行加密，以更好地捕捉旋翼的流場細節(jié)和尾跡特征。計算結果與Lynx尾槳試驗結果進行對比，驗證了所建立方法的有效性。對地面效應下共軸剛性旋翼的氣動性能和流場進行分析，結果發(fā)現：相對于單獨的上下旋翼而言，共軸旋翼地面效應下的拉力增益更大，這是由于上下旋翼槳葉表面的壓強干擾受地面高壓的影響而減弱;地面的干擾主要影響雙旋翼尾跡的徑向位置，對其軸向位置影響不大，上下旋翼尾跡在地面附近相互融合、分裂，形成復雜的槳尖渦尾跡;雙旋翼在地效下的尾跡徑向擴張半徑比單旋翼大，這是由于雙旋翼的徑向射流速度更大;隨著旋翼距地面高度的增加，雙旋翼間的氣動干擾強度逐漸恢復，因此下旋翼拉力增益的下降速度比上旋翼更大;共軸旋翼槳尖渦相對卷起高度和擴張半徑均隨離地高度增加而減小。
關鍵詞：共軸剛性旋翼;地面效應;氣動干擾;旋翼尾跡;計算流體力學;嵌套網格
直升機在垂直起降和貼地飛行時，必然會經歷有地面效應的飛行狀態(tài)。此時，地面對旋翼的性能有顯著影響，在相同功率條件下，旋翼近地時產生的拉力與遠離地面時相比明顯增大，這種現象稱之為“地面效應”(GroundEffect)。相對于傳統(tǒng)的單旋翼直升機而言，共軸剛性旋翼直升機的地面效應更加復雜。這是由于共軸剛性旋翼由兩副轉向相反的旋翼構成，其下旋翼大部分區(qū)域處于上旋翼的下洗流和尾跡渦中，雙旋翼間的氣動干擾以及地面都會對旋翼的氣動性能產生重要影響。旋翼靠近地面時，地面的存在也會使共軸旋翼間的氣動干擾更加復雜。因此，針對共軸剛性旋翼地面效應狀態(tài)進行氣動性能和流場計算，分析其干擾特性和尾跡特征是十分必要的。
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關于地面干擾對旋翼氣動性能的影響，在試驗和理論分析方面已有諸多研究。在試驗方面，Sheridan和Weisner[1]在風洞中測量了不同飛行狀態(tài)模型直升機貼地飛行時氣動力和力矩的變化。Curtiss[2]、Light[3]和Ganesh[4]等分別以煙流法、寬場流動顯示法和粒子圖像測速(PIV)技術對地面效應下單旋翼尾跡渦線的幾何形狀進行了測量。在理論研究方面，何承健和高正[5]使用渦流理論研究了地面效應狀態(tài)下單旋翼地面渦的變化。Curtiss等[2，6]基于自由尾跡方法采用鏡像法求解地面效應下的旋翼前飛流場。計算流體力學(CFD)方法近年來逐步被應用于旋翼地面效應下的氣動特性研究[7-16]。康寧和孫茂[16]提出了一個簡化的單旋翼貼地流場數值模擬方法，采用動量源模型模擬旋翼對流場的作用。Bhatta-charyya和Conlisk[7]采用結構的嵌套網格方法進行了旋翼/地面干擾流場的數值計算。Kutz等[12]通過求解雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程來對地面效應下的單旋翼流場進行求解并針對旋翼離地高度對尾跡空間位置的影響進行了研究;朱明勇等[14]建立了一套基于嵌套網格的流場求解方法，運用該方法計算了單旋翼直升機小前進比貼地飛行時的流場。
目前，國內外針對雙旋翼地面效應的研究較為稀少。康寧和孫茂[17]采用動量源方法，通過求解RANS方程，得到前飛地面效應狀態(tài)下橫列式、縱列式和共軸雙旋翼的流場形態(tài)。覃燕華等[18]用自由尾跡方法計算了地面效應下的共軸雙旋翼流場及誘導速度。陸陶冶等[19]研究了共軸雙旋翼的地面效應及參數影響。譚劍鋒等[20]采用渦粒子方法，計算了縱列式旋翼地面效應下的氣動性能和流場特征，并與試驗結果進行了比較。目前，關于共軸雙旋翼地面效應的研究多采用動量源方法和尾跡方法，這些方法無法模擬雙旋翼地面效應干擾狀態(tài)下的流場細節(jié)。針對共軸雙旋翼地面效應下的氣動干擾，仍有很多方面需要研究。
鑒于此，本文在國內外研究工作的基礎上，建立了一套適用于共軸雙旋翼地面效應的流場分析方法，通過與地面效應下的試驗結果進行對比，驗證了該方法的有效性。在此基礎上研究了共軸剛性旋翼地面效應下的氣動性能和流場特性;通過與單旋翼地面效應的對比，分析了地面對雙旋翼間氣動干擾的影響;研究了雙旋翼拉力增益特性及尾跡的幾何形狀特征;分析了旋翼離地高度對共軸旋翼地面效應下氣動性能和流場特征的影響。
1計算方法
1.1共軸旋翼網格系統(tǒng)
本文采用運動嵌套網格方法對共軸旋翼地面效應的流場進行數值模擬。圖1為共軸旋翼地面效應網格系統(tǒng)示意圖。計算中對旋翼和地面附近的背景網格進行加密處理，以便更好地捕捉旋翼尾跡。圖2為雙旋翼對齊時嵌套網格系統(tǒng)展向截面示意圖。計算中采用的笛卡爾背景網格節(jié)點數為264×320×264，分別對應X、Y、Z方向。同時，對槳葉貼體網格獎尖區(qū)域進行加密，每片槳葉網格節(jié)點數為215×94×124，分別對應槳葉周向、法向和展向。采用的嵌套網格總網格量約為3.2千萬。
1.2.2邊界條件
本文在使用CFD方法計算共軸旋翼地面效應下的流場時，地面采用無滑移、不可穿透的物面邊界條件，遠場邊界條件采用一維Riemann不變量進行設置。在無地效狀態(tài)下，旋翼流場底面邊界與旋翼的距離增大，且與遠場邊界設置相同。
2算例驗證
圖3和圖4分別為Lynx尾槳有地面效應(InGroundEffect，IGE)下槳尖渦等渦量圖和槳尖渦空間位置分布。Lynx尾槳由4片無扭轉的矩形槳葉構成，其半徑R為1.105m、弦長c為0.18m、翼型為NPL9615。尾槳在懸停狀態(tài)下，旋翼距離地面的高度h/R=0.52、總距為15°、槳尖馬赫數為0.56。為了研究網格尺寸對槳尖渦計算結果的影響，本文生成了3套不同尺寸的嵌套網格來計算地效狀態(tài)的尾槳槳尖渦。由于旋翼槳尖區(qū)域和尾跡區(qū)域的網格尺寸對其尾跡計算影響較大，因此在這兩個區(qū)域進行加密。網格1的槳尖部分網格尺寸為0.08c，尾跡區(qū)域的背景網格尺寸為0.15c;網格2對應的尺寸分別為0.05c和0.08c;網格3為0.025c和0.05c。由圖3可見，網格尺寸對槳尖渦空間位置分布影響較小，主要影響槳尖渦的渦強及耗散情況，更密的網格能夠減小槳尖渦的耗散，捕捉到更長的尾跡。根據本文對槳尖渦的計算需求，選擇網格2的尺寸來對后續(xù)的地面效應下共軸旋翼流場進行計算。如圖4所示，其中r為槳尖渦半徑，槳尖渦位置的計算值在100°渦齡角前與試驗吻合良好，隨著渦齡角增大，槳尖渦空間位置分散程度增加，這表明尾跡在地面附近的非定常性增加，這可能是由于地面阻塞改變流場中氣流的流動方向，進而影響槳尖渦的空間位置;且地面的黏性作用會增大槳尖渦的耗散，使得槳尖在地面附近拉伸擴展[20]。因此，地面附近槳尖渦的空間位置分布更加分散。
圖5給出了Lynx尾槳[3]拉力增益隨離地高度的變化曲線。對比試驗值可見，計算值與其基本吻合，說明本文所建立的旋翼地面效應計算方法是可靠的。同時由圖可見，當離地高度h/R>2時，地面對其拉力基本沒有影響。
3共軸旋翼地面效應計算與分析
3.1拉力增益與流場
本文以Harrington-2共軸旋翼為計算模型，計算了其在有/無地面效應狀態(tài)下的懸停干擾流場和氣動性能。該旋翼參數如表1所示，其采用對稱翼型，厚度沿展向呈線性分布。計算中采用本文課題組[24]所建立的共軸雙旋翼配平方法對無地面效應下的雙旋翼進行扭矩配平，得到上旋翼總距為9.71°，下旋翼為10.41°。地面效應狀態(tài)下，上旋翼離地面高度為0.5R，在滿足上下旋翼扭矩平衡、雙旋翼總功率與無地效狀態(tài)相同兩個條件下，對共軸旋翼進行配平得到上旋翼總距為9.63°，下旋翼為10.12°。
圖6為共軸旋翼在有地效(InGroundEffect，IGE)和無地效(OutGroundEffect，OGE)兩種狀態(tài)下旋翼瞬時拉力系數CT對比。可見，在有/無地效兩種狀態(tài)，上下旋翼瞬時拉力均呈現明顯的周期性波動。這是因為雙旋翼旋轉一周，上下槳葉相遇4次，拉力也隨之產生4次劇烈波動。在無地效狀態(tài)，由于下旋翼一直處于上旋翼的尾流之中，有效迎角減小，所以雖然下旋翼總距比上旋翼大，其拉力卻較小。在地效狀態(tài)，上下旋翼拉力除了周期性波動外，還有地面干擾引起的小幅度非定常波動。而且下旋翼的平均拉力略高于上旋翼，這是因為下旋翼更接近地面，拉力增益更為明顯。
為了捕捉共軸旋翼槳盤內的瞬時軸向誘導速度Vy，在槳葉展向0.4R～0.9R的位置設置監(jiān)測點，監(jiān)測點的位置如圖7所示。其中，采用槳尖速度Vtip對其進行無量綱化。在0°和180°方位角附近，由于槳葉穿過監(jiān)測點，因此產生誘導速度斷點。如圖8所示，誘導速度隨著展向位置的增大而增加;且上旋翼的誘導速度分布更為均勻，而受到上旋翼尾流干擾，下旋翼的誘導速度隨展向位置變化更為劇烈。在無地面干擾時，下旋翼的槳盤誘導速度受到上旋翼下洗流的作用，其槳葉展向外側(0.6R～0.9R)誘導速度明顯大于上旋翼。地面的干擾使得上下旋翼誘導速度整體降低，槳葉的有效迎角因誘導速度的減小而增加，引起旋翼拉力增加。且地面的干擾主要降低槳葉0.4R～0.8R處的誘導速度，而槳尖部分(0.9R)卻有所增加，這主要是由地面卷起的尾跡渦對槳尖的干擾所引起的。
旋翼拉力增益現象是直升機旋翼貼地飛行時出現的重要特征。在功率相同的條件下，旋翼有地效狀態(tài)下的拉力與其在無地效狀態(tài)下的拉力比值即為拉力增益。表2給出了懸停時有/無地效狀態(tài)下，單旋翼與共軸旋翼的拉力系數對比。其中，單獨的上(下)旋翼是指去除共軸旋翼的下(上)旋翼后得到的旋翼。單獨的上下旋翼地效下的拉力增益分別為1.309和1.318。共軸旋翼的上旋翼拉力增益為1.390，下旋翼拉力增益為1.494。與單旋翼相比，共軸旋翼地效下的拉力增益更大，且下旋翼的拉力增益增幅更加明顯。無地效狀態(tài)下，由于上下旋翼間存在氣動干擾，因此雙旋翼的拉力均低于單旋翼，且受上旋翼下洗流的影響，雙旋翼間的氣動干擾對下旋翼拉力影響更大。地效狀態(tài)下，地面的干擾使得雙旋翼間的氣動干擾減弱，因此雙旋翼拉力增益比單旋翼更大，且下旋翼拉力增益比上旋翼更明顯。
為了進一步研究地面效應對雙旋翼氣動干擾的影響，圖9給出了上下旋翼槳葉相遇時刻的展向剖面壓力系數Cp分布。無地效狀態(tài)下，由于下旋翼槳葉上方的低壓與上旋翼槳葉下方的高壓相互影響，使得兩者的槳葉上下表面壓強差均減小，因此拉力減小。地效狀態(tài)下，由于地面的阻塞及黏性作用，地面附近氣流速度減小，壓強增大，槳葉下表面的壓強受地面產生的高壓影響而增加，因此槳葉上下表面壓強差增大，拉力增加。由于下旋翼距地面更近，因此其拉力增益比上旋翼更大。如圖9所示，受地面高壓影響，雙旋翼槳葉間的壓強干擾也隨之減弱，可見地面的存在使上下旋翼間的干擾減弱，因此地面效應下的旋翼拉力增益相對于單旋翼更明顯。
圖10為共軸旋翼有/無地效兩種狀態(tài)槳葉表面壓力系數Cp分布。其中，雙旋翼位置與圖8相同。對比可見，地效狀態(tài)下共軸旋翼的上旋翼槳葉下表面壓強較無地效有所增大，而下旋翼的上表面壓強則比無地效狀態(tài)降低。這也表明了上旋翼下表面的高壓與下旋翼上表面的低壓間的干擾減弱，上下槳葉表面壓強均向無干擾狀態(tài)靠近，這與圖9所述結論一致，表明地面效應減弱了共軸旋翼間的氣動干擾強度。
