ACTA Scientiarum Naturalium Universitatis Pekinensis
外挂组合体对无人直升机气动特性影响分析
摘要 为研究某型无人直升机机身两侧的外挂组合体对其气动特性的影响, 采用求解 Navier⁃stokes 方程的方法, 对直升机机身的气动特性进行数值计算, 并与风洞试验结果进行对比, 验证CFD (computational fluid dynamics)计算方法的准确性和可靠性。计算加装外挂组合体前后的无人直升机气动特性, 包括不同侧滑角和不同挂载状态, 并进行对比分析。结果表明, 外挂组合体对无人直升机的阻力影响较大, 对升力和俯仰力矩等影响较小。加装外挂组合体后, 无人直升机气动特性受侧滑角变化的影响更大, 外挂组合体中的导弹数量变化对无人直升机的阻力影响较大。研究结果可为加装外挂组合体的气动布局和减阻设计提供参考。关键词 外挂; 组合体; 无人直升机; 气动特性; CFD
[5]螺旋桨滑流对全机气动特性的影响。Adrezin 等采用动力相似法和缩比模型, 研究直升机外挂物投放过程的气动特性。李家旭等[6]采用两种气动力模型, 分别计算机翼/外挂物的颤振特性, 并提出一种气动修正方法。聂光戍等[7]采用理论和实验相结合的方法, 定性地评估外挂武器对载机气动系数和飞行性能的影响。童中翔等[8]在分析现役某型战机外挂 ZC-1航空侦察吊舱对飞机气动特性影响的基础上, 得出一种可应用于计算外挂对飞机气动特性影响的工程算法。Kozlovsky等[9]研究了Mi-26直升机吊运平行六面体外挂物时的减阻方法。
[10] [11–12]数值计算方法在航空 和列车 等领域得到较广泛的应用。也有研究人员采用CFD (computational fluid dynamics)方法对外挂组合体与直升机
[13]之间的气动干扰进行研究。吴刚 采用基于动量源的CFD方法, 研究吊挂物对重型直升机气动特性的影响。Sviridenko等[14]针对直升机受平行六面体外挂物的影响进行研究。关于加装外挂组合体对气动特性影响的定量研究集中在固定翼飞机领域, 对直升机气动特性受外挂组合体影响的研究较少。本文采用求解 Navier ⁃ Stokes (N-S)方程的 CFD 方法,计算某型无人直升机的气动特性, 并与风洞试验数据进行对比分析, 验证CFD计算方法的准确性和工程实用性。然后采用CFD方法计算并分析外挂组合体对某型无人直升机气动特性的影响。
1 数值计算概述1.1 计算模型
某型无人直升机的外挂组合体布局方式如图1所示。悬挂导弹的管梁加装在机身左右两侧, 挂架连接在管梁的端部, 两枚导弹通过两个导发架安装在挂架上。
1.2 网格划分
进行气动特性计算前, 需对流体域进行网格划分, 其实质就是用有限个离散的点代替连续空间。目前, 网格划分在CFD模拟过程中占60%左右的工作时间, 而且网格的品质直接决定数值模拟结果的精度。
首先对计算模型进行几何修理, 将对气动特性影响较小的部分去掉, 以减少网格数量, 从而提高计算速度。采用八叉树(Octree)方法对整个流体域进行四面体非结构化网格划分, 该方法的基本思想是先用一个比较粗的立方体包含整个计算域, 然后按照网格的尺度要求, 将一个立方体不断地细分为八个子立方体。最后将各立方体划分为四面体。八叉树方法的优点是网格划分速度快, 同时也可根据需要捕捉物体表面的线和点等局部特征, 网格划分如图 2 所示。
加装外挂组合体前, 计算模型中四面体网格数量为 543 万, 加装外挂组合体后, 四面体网格数量为 812万。将四面体网格导入流体求解器中, 再将其转化为多面体网格, 转化后的网格数量只有原来的20%左右, 进一步提高了CFD的计算速度。
1.3 计算方法
空气流动的控制方程为Navier-stokes 方程, 其积分守恒形式如下:
W d F Fv d S 0, (1)
t c其中, W 为守恒变量, Fc和 Fv分别为对流通量和黏性通量。式(1)的求解方法为有限体积法, 采用ROE-FDS格式求解对流项, 并通过解的线性重构, 获得二阶
精度, 采用二阶中心型格式离散黏性项。时间离散采用隐式时间推进技术。在雷诺时均(Reynolds-averaged Navier-stokes equations, RANS)方法中, 由于对 Navier-stokes 方程进行时间平均而引入新的未知量, 因此方程组不再封闭。为了求解方程组, 需要假设并创建相应的模型, 建立湍流模式。本文计算时采用S-A (Spalartallmaras)湍流模式。s-a模式能很好地处理低雷诺数流动中黏性影响的边界层区域, 主要用于求解空气动力学和流体机械等问题(如飞行器绕流和边界层分离等)。该模式需要增加一个方程使得方程组封闭, 增加的输运方程如下: 1 v ( pv ) ( pvvi ) Gv ( v) + t xi xj xj v v C Sv, (2) Yv b 2 xj 其中, v为平均速度, b为湍流黏性系数, Gv为湍流黏性产生项, Yv为湍流黏性耗散项, Sv 为自定义源项, 和 Cb2为常数, 为分子黏性。v 流体域远场设置为压力远场条件, 设置来流速度为60 m/s, 与风洞试验来流速度一致。计算模型包括机身、主桨毂、稳瞄、尾梁、垂尾和平尾等部件, 与风洞试验模型相同, 以便对结果进行对比分析。在风洞试验和计算过程中, 主桨毂和尾桨毂都
处于静止状态。计算过程中只考虑静止的主桨毂部分, 这是因为在大速度前飞状态下, 外挂组合体基本上不受旋翼下洗流场的影响。
1.4 计算方法验证
为了验证CFD计算方法的准确性, 计算了某型无人直升机算例样机的气动特性, 包括阻力系数(Cx)、升力系数(cz)、俯仰力矩系数(my)、侧向力系数(Cy)、滚转力矩系数(mx)和偏航力矩系数(mz), 并与风洞试验结果进行对比分析。某型无人直升机的风洞试验在某回流式风洞中完成, 试验段的截面尺寸为2 m×3 m, 截面形状为扁八角形。风洞试验过程中, 采用塔式六分量机械–应变式天平测量力和力矩。该型天平量程范围适当, 在测量中受外界环境的干扰较小。CFD计算中采用八叉树方法进行网格划分, 其中机身表面网格尺寸和空间体网格尺寸在全文所有网格划分中保持一致, CFD求解过程中的湍流模式选取、来流速度和边界条件等设置也全文保持一致。CFD计算值和风洞试验结果的对比如图3所示, 可以看出, CFD计算结果与风洞试验结果的变化趋势一致, 大部分状态下误差较小, 说明CFD计算方法具有一定的准确性和工程实用性。
2 气动特性对比分析
某型无人直升机加装外挂组合体前后气动特性的CFD计算结果如图4所示。
由图4(a)可以看出, 由于外挂组合体使直升机的迎风面积增大, 因此在0°攻角时, 加装外挂组合体后直升机的阻力也有所增大(18.6%)。加装外挂组合体前后机身的阻力随攻角的变化趋势一致。从图 4(b)可以看出, 在大部分攻角范围内, 加装外挂组合体后机身的升力变小, 并且在0°攻角附近, 升力呈降幅增长趋势, 说明外挂组合体产生的升力较小。从图4(c)可以看出, 加装外挂组合体后机身的俯仰力矩变小, 说明外挂组合体是纵向静不稳定的,但两者的俯仰力矩线斜率基本上一致。从图4(d)可以看出, 加装外挂组合体前后, 机身的侧向力相差很小, 但两者的变化趋势基本上一致。从图4(e)可以发现, 加装外挂组合体前后, 滚转力矩相差很小。从图4(f)可以看出, 加装外挂组合体前后, 偏航力矩都随侧滑角的增大而减小, 说明两者都是航向稳定的。在−4°~4°范围内, 直升机偏航力矩线斜率为−0.0725 rad–1, 加装外挂组合体后的偏航力矩线斜率为−0.102 rad–1。
如图5所示, 加装外挂组合体前后机身附近的流线基本上一致。这是由于外挂组合体采用管梁的方式加装, 并且距离机身表面较远, 因此加装外挂组合体对机身气动特性的影响较小。
3 侧滑角变化对气动特性影响
直升机在前飞时经常受到侧风的影响, 不同侧滑角时的气动特性如图6所示。加装外挂前(β=6)和加装外挂后(β=6)表示某型机加装外挂组合体前后在侧滑角为6°时的气动特性计算结果。由于无人直升机两侧的外挂组合体气动外形相同, 左右对称地安装在机身左右两侧, 因此本研究只分析侧滑角为0°~6°时的气动特性。
由图 6(a)可以看出, 当侧滑角变化时, 加装外挂前的阻力呈震荡增长的趋势, 其中侧滑角为2°时阻力最小。加装外挂组合体后, 阻力随侧滑角增大而不断增大。在0°攻角时, 加装外挂前侧滑角为6°时的阻力比0°时增大 2.47%, 而加装外挂组合体后在侧滑角为6°时的阻力比0°时增大 9.64%, 说明加装外挂组合体后, 侧滑角的变化会引起更大的阻力增长。从图6(b)可以看出, 在–4°~4°攻角, 加装外挂前侧滑角时为0°的升力线斜率为1.16 rad–1, 6°时的升力线斜率为0.56 rad–1; 加装外挂组合体后, 侧滑角为 0°时的升力线斜率为 1.01 rad–1, 6°时的升力线斜率为0.85 rad–1, 说明在小攻角范围内, 升力线斜率受侧滑角的影响较大, 也说明加装组合体使直升机在小攻角范围内的升力降低。分析图6(c)中俯仰力矩系数的变化趋势可以发现, 加装外挂组合体前后俯仰力矩受侧滑角的影响较小, 俯仰力矩线的斜率基本上一致。从图6(d)可以看出, 加装外挂组合体前后侧向力系数随侧滑角的变化趋势基本上一致, 但加装外挂组合体后的变化幅度比加装前大。
这是由于外挂组合体主要安装在机身左右两侧, 受左右侧向来流的影响较大。由图6(d)中的滚转力矩系数变化趋势可以看出, 侧滑角变化时, 加装外挂组合体后的滚转力矩变化较大, 并且随着攻角增大,两者的滚转力矩随侧滑角增大而不断减小。从图6(e)可以看出, 随着侧滑角增大, 两者的偏航力矩