共軸雙旋翼轉流氣動特性研究

雙發動機共軸傾斜是指具有雙發動機軸的傾斜結構。在沒有發動機驅動的情況下，可以通過前后傾斜和后降生產旋轉力的工作模式。特別是如果單發動機不能通過電機或電機的故障，則應依靠旋轉、傾斜和旋轉來提高生存能力。因此，旋轉性能是通用軸管理局的重要指標。公共軸向流量的誘導速度符合尾流的軸向方向，并且公共軸向的雙向加速度的誘導速度與尾流的軸向重量方向相反。當公共軸的雙向旋轉時，由于上下齒輪之間存在氣阻，兩個副翼的相對氣非常不均勻，并且從空氣中獲得的能量也不平等，這反映出向上、向下滑動的旋轉和升力非常不平等。雙發動機共軸旋轉的動力功能復雜，對共軸的安全設計具有重要的理論指導作用。Houston和Thomson建立了自轉旋翼機飛行動力學模型,對自轉旋翼機的配平及響應特性進行了深入研究.Cuerva和Sanz-Andres利用動量葉素理論以及改進的Froude-Finsterwalder方程來分析研究旋翼自轉狀態.Brindejonc和Sirohi等人考慮揮舞運動和入流變化,對旋翼機傳動系統的有效載荷進行了分析計算.McCormick采用簡單的揮舞運動方程并引入非均勻入流對旋翼自轉性能進行了計算.Floros和Johnson采用齊次揮舞方程和降速旋翼模型,對一復合直升機在大前進比下的自轉旋翼的配平進行了研究.Kim等人研究了自轉旋翼前飛狀態下的氣動特性,并利用Navier-Stokes(N-S)方程以及Pitt/Peters動態入流對旋翼揮舞運動方程與總距、前飛速度及后倒角之間的關系進行了研究.王煥瑾和高正建立了單旋翼自轉氣動模型,并對直升機正常工作狀態與自轉狀態進行了對比分析,討論了旋翼的轉速與總距角、前飛速度及槳盤迎角的關系.夏亮等從理論上研究了直升機在發動機停車后自轉著陸的安全性問題.朱清華和李建波進行了單旋翼自轉氣動特性的分析研究,采用葉素理論建立了自轉氣動模型,并進行了自轉氣動特性的試驗研究.本文基于葉素理論,利用數值積分法建立了共軸雙旋翼自轉氣動特性的數學模型,通過引入上/下旋翼干擾模型以及動態入流模型來捕捉旋翼流場的變化.對共軸雙旋翼的自轉氣動特性進行了理論分析和計算,并在南京航空航天大學直升機旋翼動力學國家級重點實驗室開展了共軸雙旋翼自轉氣動特性風洞吹風試驗研究.1軸流狀態下多條件影響上/下機翼的來流模式在自轉狀態下,旋翼產生升力的原理與驅轉旋翼不同.對于自轉單旋翼來說,槳盤上方無窮遠處的誘導速度是槳盤平面處的2倍.共軸雙旋翼自轉狀態下的各副旋翼的氣動特性與單旋翼自轉的氣動特性相同,但是共軸雙旋翼之間存在氣動干擾使得上/下兩副旋翼在同一流場中的相對氣流并不相同,軸流狀態下,共軸雙旋翼在自轉狀態下上/下旋翼的均勻來流情況如圖1.圖1所示,軸流狀態下,氣流自下而上,風速為V.當上/下旋翼都處于穩定自轉狀態的情況下,假設下旋翼產生的均勻誘導速度為vilow,方向向下,那么在下槳盤平面處的入流速度為V-vilow.下旋翼產生的誘導速度經過一定距離(上/下旋翼的間距),亦即下旋翼的誘導速度到達上槳盤平面時其量值變化為vih,且|vih|>|vilow|,方向向下.則有V>V-vih,也可以得到下旋翼的入流比上旋翼的入流大.同狀態下,上旋翼產生的誘導速度要比下旋翼的誘導速度小.令上旋翼產生的均勻誘導速度為viup,則有viup<vilow,方向向下,則有,上槳盤平面的入流速度為V-vih-viup,方向向上.由于上/下旋翼間距有限,則上旋翼處的誘導速度對下旋翼也產生影響.但是上旋翼的誘導速度相對下旋翼本來就小,然后再經過一定距離變化到達下旋翼處之后又變小很多,故其影響并不大.在軸流狀態穩定自轉時,由于存在氣動干擾,共軸雙旋翼的上/下旋翼的來流是不相同的.由此它們產生的氣動力和力矩也是不相同的,最終也導致了上/下旋翼產生的升力不相等.2葉素相對氣流動力學特性共軸雙旋翼自轉狀態下,上/下旋翼靠近槳尖的葉素氣動合力向后,形成自阻轉力矩,阻礙槳葉轉動;靠近槳根的葉素迎角過大,行成失速區;中間部分的葉素氣動合力向前,形成自驅轉力矩,驅使槳葉自轉.對于整個槳盤來講,不同方位角處受前方來流的影響不同,其葉素的氣動力也是不同的.本文采用葉素理論及數值積分方法求解旋翼產生的氣動力和力矩,葉素力如圖2、圖3.作用在葉素的氣動力的分量及反扭矩計算如公式(1)～公式(4)dFaX=ρ2bUb[(UtCl+UpCd)sinβcosψ-(-UpCl+UtCd)sinψ]dr(1)dFaY=ρ2bUb(UtCl+UpCd)cosβdr(2)dFaΖ=ρ2bUb[-(-UpCl+UtCd)sinβsinψ-(-UpCl+UtCd)cosψ]dr(3)dQ=ρ2bUb(e+rcosβ)(-UpCl+UtCd)dr(4)dFaX=ρ2bUb[(UtCl+UpCd)sinβcosψ?(?UpCl+UtCd)sinψ]dr(1)dFaY=ρ2bUb(UtCl+UpCd)cosβdr(2)dFaZ=ρ2bUb[?(?UpCl+UtCd)sinβsinψ?(?UpCl+UtCd)cosψ]dr(3)dQ=ρ2bUb(e+rcosβ)(?UpCl+UtCd)dr(4)其中Ut,Up分別為葉素相對氣流的切向速度和垂向速度;Ub為Ut和Up速度合量;Cl,Cd分別為翼型的升力系數和阻力系數;β,Ψ分別為揮舞角和方位角;e為揮舞偏置量.在計算上/下旋翼單片槳葉產生的氣動力和力矩時采用Simpson數值積分方法.將單片槳葉產生的氣動力和力矩坐標分解,通過復化拋物線積分方法分別求得上/下旋翼的氣動力和反扭矩.FX=Νb2π∫2πψ=0FXψdψ(5)[ΚΗ*4]FY=Νb2π∫2πψ=0FYψdψ(6)[ΚΗ*4]FΖ=Νb2π∫2πψ=0FΖψdψ(7)[ΚΗ*4]Q=Νb2π∫2πψ=0Qψdψ(8)FX=Nb2π∫2πψ=0FXψdψ(5)[KH*4]FY=Nb2π∫2πψ=0FYψdψ(6)[KH*4]FZ=Nb2π∫2πψ=0FZψdψ(7)[KH*4]Q=Nb2π∫2πψ=0Qψdψ(8)其中FXψ,FYψ,FZψ,Qψ為單片槳葉在方位角ψ上產生的氣動力分量和反扭矩.共軸雙旋翼處于穩定自轉狀態時,上/下旋翼各自產生的反扭矩都為零.揮舞響應采用韋恩·約翰遜給出經驗方法˙βn+1=˙βn+¨βnΔψ/Ω(9)[ΚΗ*4]βn+1=βn+˙βnΔψ/Ω+¨βn(Δψ)2/Ω2(10)[ΚΗ*4]¨βn+1=f(βn+1,˙βn+1,ψn+1)(11)β˙n+1=β˙n+β¨nΔψ/Ω(9)[KH*4]βn+1=βn+β˙nΔψ/Ω+β¨n(Δψ)2/Ω2(10)[KH*4]β¨n+1=f(βn+1,β˙n+1,ψn+1)(11)共軸雙旋翼自轉狀態下,上/下旋翼之間的干擾強弱與尾流強度以及相互干擾面積的大小直接相關,亦可看作誘導速度的大小與干擾面積的函數.干擾面積對于上/下旋翼的總距角和后倒角都較小的自轉旋翼來講,主要與共軸式雙旋翼在自轉飛行中的前飛速度、誘導速度和上/下旋翼的間距有關系.前飛速度與旋翼間距在理論計算中比較容易給出,而誘導速度的計算比較復雜.在共軸雙旋翼具有一定前方來流時,隨著方位角的變化,揮舞速度以及揮舞角的大小也是變化的,這對槳葉來流的大小具有一定的影響.為了能較準確地計算旋翼產生的誘導速度,本文引入了Pitt-Peters動態入流的計算模型.λ(r,ψ)=λ0+λsˉrsinψ+λcˉrcosψ(12)[ΚΗ*4]ˉr=r/R(13)[Μ]{˙ˉλ0˙ˉλs˙ˉλc}+[L]-1{ˉλ0ˉλsˉλc}={CtC1-C3}aero(14)λ(r,ψ)=λ0+λsrˉsinψ+λcrˉcosψ(12)[KH*4]rˉ=r/R(13)[M]?????????λˉ˙0λˉ˙sλˉ˙c?????????+[L]?1?????λˉ0λˉsλˉc?????=?????CtC1?C3?????aero(14)其中CT,C1和C3分別為升力系數、滾轉力矩系數和俯仰力矩系數,M和L為動態入流的相關系數矩陣.上/下旋翼產生的誘導速度隨著上/下間距的變化而變化,誘導速度隨間距的變化關系如式(15),并考慮到相互干擾作用,通過反復迭代可以求得共軸雙旋翼某一旋翼產生的誘導速度vi在另外一副旋翼槳盤平面處的誘導速度vih.vih=vi?f(15)vih=vi?f(15)其中f=1+[|ˉz|/√1+ˉz2]kˉz/|ˉz|[ΚΗ*4]ˉz=h/Rf=1+[|zˉ|/1+zˉ2?????√]kzˉ/|zˉ|[KH*4]zˉ=h/Rf為誘導速度隨間距的變化系數,此變化系數可以參考共軸雙旋翼直升機狀態時的誘導速度隨間距變化系數.k的值可根據試驗來獲取,取值為0.6.ˉzzˉ為間距與半徑之比,h向上為正方向,向下為負.3槳盤及槳葉的測量為了證明本文理論模型,開展了共軸雙旋翼自轉狀態氣動特性試驗研究.本次試驗的試驗設備有串置開口回流風洞(開口段參數長、寬和高分別為5,3.4,2.4m)、旋翼試驗臺、六分量天平、測速裝置、數據采集與處理系統等.本次試驗設計了兩套試驗裝置,裝置A和裝置B,如圖5.兩套裝置的槳轂機構形式相同,但與槳軸的連接方式不同.裝置A的上/下旋翼槳轂均與槳軸相連,這樣上/下旋翼產生的氣動合力和合力矩均通過槳軸傳遞到測量天平.裝置B的上槳轂與槳軸相連,而下旋翼槳轂與旋翼臺底座相連,由此,上旋翼產生的氣動力和力矩通過槳軸傳遞至天平,而下旋翼產生的力和力矩將傳遞到旋翼臺而不能傳遞到天平上,這樣就可以測得上/下旋翼同時自轉時上旋翼的氣動力和力矩.將兩套裝置的試驗數據進行對比,則可獲得共軸雙旋翼自轉時上/下旋翼各自產生的氣動力和力矩.試驗裝置的槳盤后倒角、總距、旋翼間距及風速均可調節.模型旋翼半徑R=1.275m、槳葉片數K=6片、弦長b=0.095m、揮舞偏置量e=0.08m,OA212翼型矩形槳葉、下旋翼左旋、上旋翼右旋.試驗過程中,進行了重復性試驗.不同的狀態下,風速變化先由10m/s逐步增加至30m/s,然后再由30m/s逐步減小至10m/s.結果顯示,重復性很好,試驗數據可靠.4轉速和風速對上家庭內旋轉的影響共軸雙旋翼自轉試驗給出了上/下旋翼的升力、轉速分別與總距角、后倒角及風速之間的相互關系,如圖6.當上/下旋翼的后倒角為2°,總距角和風速分別從0°,10m/s增至2°,30m/s時,上/下旋翼的轉速分別由27,40r/min增至638,660r/min.同時旋翼的升力也相應的增加,當總距角為2°時,兩副旋翼的合升力從初始狀態(后倒角0°和風速10m/s)的15N增加至343N(此時,后倒角4°,風速25m/s).在相同參數下,下旋翼的轉速和升力要高于上旋翼.而隨著風速的增加,上/下旋翼的轉速和升力的量值相差變小.當旋翼設計參數為總距角為2°,后倒角為4°,風速25m/s時,上旋翼的升力為下旋翼升力的94%.這是由于隨著風速的增加,下旋翼的尾流傾斜角度增加,吹至上旋翼的下旋翼尾流減少,旋翼間的氣動干擾變小的原因.為驗證所建立的理論計算模型,本文對試驗數據與理論計算結果進行了對比分析.設定總距角為2°、后倒角為4°、上/下旋翼間距480mm時,上/下旋翼各自轉速和升力隨風速的變化,如圖7.圖7顯示,隨著風速的增加,下旋翼的的轉速從183r/min增加至630r/min,上旋翼的轉速由78r/min增加至580r/min.轉速及風速的增加使得旋翼的來流加大,且兩副旋翼的氣動攻角均增大,上/下旋翼產生的拉力也明顯地增加,分別從5N和18N增加至164N和179N.理論計算與試驗數據比較一致,在風速為15～20m/s之間時,誤差在3%～7%之間,在風速25m/s時誤差在2%左右,而風速為10m/s時的誤差比較大.當總距角為2°、風速為25m/s、旋翼間距為480mm時,上/下旋翼各自轉速和升力隨后倒角的變化,如圖8.圖8顯示上/下旋翼的氣動力和轉速均隨著后倒角的增加而增加.后倒角增大時,旋翼的自轉力矩變大,上/下旋翼轉速均增加.旋翼來流與前行槳葉的夾角變大,旋翼氣動攻角增加,故升力也隨之增加.上旋翼的轉速和升力小于下旋翼的轉速和升力,這是由于在共軸雙旋翼自轉狀態下,旋翼間氣動干擾中上/下旋翼所起的作用大小是不同的,下旋翼誘導速度較大,以總距2°,后倒角4°,旋翼間距480mm為例,下旋翼在風速為10,15,20,25m/s時的平均誘導速度分別為0.415,0.708,0.981,1.183m/s,而上旋翼的平均誘導速度分別為0.371,0.651,0.911,1.140m/s.且由式(15)知,下旋翼平均誘導速度的量值到達上旋翼處時進一步增大,而上旋翼平均誘導速度至下旋翼時值減小.所以下旋翼尾流對上旋翼的實際攻角影響比較大,下旋翼在旋翼干擾之間處于主要地位,而上旋翼對下旋翼的影響則相比較小.理論計算和試驗數據在后倒2°和4°時的誤差較小,在2%～5%之間,而當后倒角為0°時最大誤差為11%.當總距角分別為0°和2°、后倒角為2°、上/下旋翼間距為480mm時,上旋翼升力和下旋翼轉速隨風速的變化,如圖9.旋翼總距增加時,旋翼的氣動攻角變大,旋翼的自驅轉力矩變大,故旋翼的轉速和升力均增加.另外,由于吹風揮舞的存在,旋翼的槳盤傾角變大,更進一步地增大了旋翼的氣動攻角.由此,增加旋翼的總距,相比僅增加后倒角,旋翼的轉速和升力增加的更快.風速較大時,上旋翼升力的理論計算和試驗數據在總距2°和0°時的誤差分別為3%和8%;下旋翼的轉速的理論計算和試驗數據在總距2°和0°時的誤差分別為1%和2%.當上/下旋翼間距分別為480mm和520mm時,總距角為2°、后倒角為4°時,上旋翼升力和轉速隨風速的變化,如圖10.由圖10可以得到隨著上/下旋翼間距的增加,下旋翼的誘導速度經過一定變化后到達上旋翼時,誘導速度的量值將變大,對上旋翼的干擾加強,從而使得上旋翼的轉速和升力變小.隨著風速的增大,下旋翼的尾流對