倾转旋翼机悬停状态气动干扰分析

李尚斌; 江露生; 林永峰

doi:10.6052/j.issn.1000-4750.2022.04.0279

倾转旋翼机悬停状态气动干扰分析

中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室，景德镇 333000

基金项目: 国家高新技术研究发展计划项目(2012AA112201)；航空支撑项目(61901010402)；航空基金项目(20175702001)

详细信息

作者简介:
江露生(1991−)，男，福建人，工程师，硕士，主要从事旋翼空气动力学研究(E-mail: jiangls@avic.com)

林永峰(1964−)，男，江西人，研究员，学士，主要从事旋翼空气动力学研究(E-mail: 602lyf@sina.cn)

通讯作者:
李尚斌(1985−)，男，江西人，高工，硕士，主要从事计算和实验流体力学研究(E-mail: lsbjjs@163.com)

中图分类号: V211.52
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出版历程
- 收稿日期: 2022-04-01
- 修回日期: 2022-07-11
- 网络出版日期: 2022-07-18
- 刊出日期: 2024-03-24

THE ANALYSIS OF AERODYNAMIC INTERFERENCE OF TILT ROTOR AIRCRAFT IN HOVER

Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory, China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333000, China

摘要

摘要:
针对倾转旋翼机，开展了悬停状态气动干扰风洞试验和数值模拟研究。试验中，测量了悬停状态下的旋翼升力、扭矩以及半模机翼的气动力。同时，采用运动嵌套网格方法，通过求解N-S方程对机翼倾角0°和90°两种状态进行数值模拟，开展了数值模拟与风洞试验的相关性分析研究，验证了该数值模拟方法的有效性。结果表明：不考虑机身气动力时，孤立旋翼、机翼攻角0°和机翼攻角90°三种状态下旋翼气动特性差异不明显；考虑机身气动力时，机翼攻角0°时，机身产生约18.2%向下载荷，单片桨叶和机身出现强烈非定常气动特性，其中桨叶升力系数动态值与平均值比为9.8%，机身升力系数动态值与平均值比为18.38%。
- 倾转旋翼机 /
- 气动干扰 /
- 风洞试验 /
- 数值模拟 /
- 悬停状态
Abstract:
A wind tunnel test and numerical simulation of aerodynamic interference in hover are carried out for tiltrotor aircraft. In the test, the rotor lift, torque and aerodynamic force of half model wing are measured. At the same time, the moving overset grids method is used to numerically simulate the two states of Isorotor, wing angle of attack 0° and 90°, by solving the N-S equation. The correlation between numerical simulation and wind tunnel test is carried out to verify the effectiveness of the numerical simulation method. The results show that when the aerodynamic force of fuselage is not considered, the difference of rotor aerodynamic characteristics is not obvious under the three states; when the aerodynamic force of fuselage is considered, in the wing angle of attack 0° state, the fuselage generates about 18.2% downward load, the single blade and fuselage have strong unsteady aerodynamic characteristics, in which the ratio of dynamic value to average value of single blade lift coefficient is 9.8%, and the ratio of dynamic value to average value of fuselage lift coefficient is 18.38%.
- tiltrotor aircraft /
- aerodynamic interference /
- wind tunnel test /
- numerical simulation /
- hover

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图 1 试验装置图

Figure 1. Testing equipment

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图 2 试验模型扭矩系数随拉力系数变化图

Figure 2. C_Q changing with C_T of test model

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图 3 试验模型机翼升力系数随拉力系数变化图

Figure 3. C_L of wing changing with C_T of test model

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图 4 扭矩系数随拉力系数变化图

Figure 4. C_Q changing with C_T

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图 5 悬停效率随拉力系数变化图

Figure 5. FM changing with C_T

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图 6 机身升力系数随拉力系数变化图

Figure 6. C_L of fuselage changing with C_T

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图 7 单片桨叶拉力系数随方位角变化图

Figure 7. C_TB of single blade changing with azimuth

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图 8 拉力系数随方位角变化图

Figure 8. C_T changing with azimuth

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图 9 扭矩系数随方位角变化图

Figure 9. C_Q changing with azimuth

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图 10 机身升力系数随方位角变化图

Figure 10. C_L of fuselage changing with azimuth

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图 11 机翼0°攻角下y向速度云图

Figure 11. V_y cloud diagram at α=0°

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图 12 机翼90°攻角下y向速度云图

Figure 12. V_y cloud diagram at α=90°

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图 13 机翼0°攻角下机身表面压力云图

Figure 13. Pressure cloud diagram of fuselage surface at α=0°

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图 14 机翼90°攻角下机身表面压力云图

Figure 14. Pressure cloud diagram of fuselage surface at α=90°

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图 15 机翼0°攻角下涡量云图

Figure 15. Vorticity cloud diagram at α=0°

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图 16 机翼90°攻角下涡量云图

Figure 16. Vorticity cloud diagram at α=90°

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表 1 天平标定系数表

Table 1 Balance calibration coefficient

变量	旋翼天平
变量	x方向力F_x	y方向力F_y	z方向力F_z	x向力矩M_x	y向力矩M_y	z向力矩M_z
F_x	0	4.099×10^-2	2.246×10⁻¹	9.297×10⁻³	−5.394×10⁻²	−2.148
F_y	8.296×10⁻³	0	3.785×10⁻²	1.971×10⁻³	−1.451×10⁻³	8.502×10⁻³
F_z	−3.530×10⁻³	9.169×10⁻²	0	−2.167	−2.481×10⁻²	1.167×10⁻²
M_x	1.657×10⁻²	7.826×10⁻²	1.079×10⁻¹	0	1.255×10⁻²	3.766×10⁻²
M_y	−1.628×10⁻¹	−8.071×10⁻²	−1.373	7.355×10⁻⁵	0	−6.806×10⁻²
M_z	−4.286×10⁻²	−7.983×10⁻²	1.010×10⁻¹	3.089×10⁻²	−6.227×10⁻²	0
ΔU_x	9.645	0	0	0	0	0
ΔU_y	0	9.847	0	0	0	0
ΔU_z	0	0	9.909	0	0	0
$\Delta {U_{M_x}}$	0	0	0	1.571	0	0
$\Delta {U_{M_y}}$	0	0	0	0	1.027	0
$\Delta {U_{M_{\textit{z}}}}$	0	0	0	0	0	1.577

变量	机翼天平
变量	x向力F_x	y向力F_y	z向力F_z	x向力矩M_x	y向力矩M_y	z向力矩M_z
F_x	0	−7.919×10⁻³	2.472×10⁻³	0	−4.684×10⁻²	6.551
F_y	0	0	1.964×10⁻⁴	−1.841×10⁻¹	0	0
F_z	−5.022×10⁻²	−7.742×10⁻²	0	1.419×10¹	6.984×10⁻²	0
M_x	0	−3.017×10⁻²	1.521×10⁻¹	0	0	−8.800×10⁻²
M_y	0	0	9.521×10⁻²	0	0	−4.837×10⁻²
M_z	3.004×10⁻²	−4.564×10⁻³	2.520×10⁻³	0	0	0
ΔU_x	1.101×10¹	0	0	0	0	0
ΔU_y	0	1.509×10¹	0	0	0	0
ΔU_z	0	0	1.499×10¹	0	0	0
$\Delta {U_{M_x}}$	0	0	0	1.887	0	0
$\Delta {U_{M_y}}$	0	0	0	0	2.270	0
$\Delta {U_{M_{\textit{z}}}}$	0	0	0	0	0	3.390

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表 2 重复性试验

Table 2 Repeatability test results

试验次数	拉力系数C_T	扭矩系数C_Q	升力系数C_L
1	0.029 134	0.003 702	0.002 672 6
2	0.029 356	0.003 676	0.002 671 8
3	0.029 151	0.003 677	0.002 654 0
4	0.029 297	0.003 698	0.002 668 9
5	0.029 122	0.003 679	0.002 652 9
6	0.029 373	0.003 694	0.002 673 2
7	0.029 174	0.003 673	0.002 654 8
最大相对误差/(%)	0.491	0.446	0.418

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表 3 拉力系数与机身升力系数对比

Table 3 Comparison between C_T and C_L of fuselage

总距φ₇/(°)	机翼攻角0°
总距φ₇/(°)	拉力系数C_T	机身升力系数C_L	C_L/C_T/(%)
12	0.026 589	0.004 872	18.32
14	0.031 391	0.005 598	17.83
16	0.035 610	0.006 451	18.12
18	0.038 865	0.007 199	18.52
平均值			18.20

总距φ₇/(°)	机翼攻角90°
总距φ₇/(°)	拉力系数C_T	机身升力系数C_L	C_L/C_T/(%)
12	0.026 698	0.000 080	0.30
14	0.031 587	0.000 133	0.42
16	0.035 749	0.000 157	0.44
18	0.038 959	0.000 177	0.45
平均值			0.40

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表 4 平均值与动态值对比

Table 4 comparison between average value and dynamic value

变量	机翼攻角0°
变量	单片桨叶拉力系数C_TB	拉力系数 C_T	扭矩系数 C_Q	机身升力系数C_L
平均值	0.008 823 2	0.026 531 7	0.002 679 5	0.004 861 7
动态值	0.000 864 7	0.000 594 3	0.000 045 7	0.000 893 7
动态值与平均值比值/(%)	9.80	2.24	1.71	18.38

变量	机翼攻角90°
变量	单片桨叶拉力系数C_TB	拉力系数 C_T	扭矩系数 C_Q	机身升力系数C_L
平均值	0.008 909 8	0.026 795 4	0.002 686 2	0.000 098 9
动态值	0.000 516	0.000 185 9	0.000 020 5	0.000 325 8
动态值与平均值比值/(%)	5.79	0.69	0.76	329.49

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作者简介: 江露生(1991−)，男，福建人，工程师，硕士，主要从事旋翼空气动力学研究(E-mail: jiangls@avic.com) 林永峰(1964−)，男，江西人，研究员，学士，主要从事旋翼空气动力学研究(E-mail: 602lyf@sina.cn)

通讯作者: 李尚斌(1985−)，男，江西人，高工，硕士，主要从事计算和实验流体力学研究(E-mail: lsbjjs@163.com)

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