基于的环量尾梁设计及性能研究王龙.doc

第二十八届（2012）全国直升机年会论文基于NURBS的环量尾梁设计及性能研究王 龙1 李家春2 杨卫东2 陈 琨2 田 泽1 钟易成1 （1.南京航空航天大学能源与动力学院，南京，210016；2.南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京，210016）摘 要：新型环量尾梁能够将旋翼下洗流的动能转换为平衡反扭矩的侧力并自动补偿旋翼反扭矩，该技术可取消直升机尾桨。基于C+平台采用NURBS参数化方法开发全三维环量尾梁造型软件，该软件可根据设计变量输出相应模型文件。运用数值模拟手段分析了新型环量尾梁气动性能及流场特性，对比分析了不同设计参数的环量尾梁在105到120Kpa进口总压下的的侧向力与扭矩变化规律。结果表明：1缝宽度增加可使尾梁在不同工作压力下提供侧向力与扭矩变化较为平缓；2高压工作环境下，导流片适当缩短，尾梁气动性能明显提高。关键词：科恩达效应; 环量控制尾梁; 计算流体力学; NURBS1 引言1935年，亨利科恩达发现流体在凸出的物面流动时，由来流方向改为随着凸出的物体表面流动的倾向，即此时流体会表现出附壁流动效应，该效应也被称作科恩达效应。科恩达效应在外流空气动力学发展过程中的成功应用是环量控制翼型的出现。这种翼型具备低速飞行时升力大、巡航时阻力小的优点1-7。1976年，美国麦道公司首次把环量控制的概念引入到直升机系统中来，开始了直升机的无尾桨设计与研究8。无尾桨设计就是对尾梁采用环量控制的手段从而把旋翼尾流的动能转换成平衡反扭矩的侧力，可取代常规尾桨。与常规尾桨相比，采用环量控制的尾梁具备以下特点：一是噪音水平降低了25%-40%；二是消除了带尾桨直升机撞击障碍物和受外来物损坏的可能性以及对地面工作人员的威胁；三是不需要减速器，尾传动机构大大简化，维护成本降低；四是不会产生气流干扰，改善了直升机的驾驶品质，机动性能提高；五是减轻了驾驶员的负担，直升机悬停时会增大旋翼下洗流速，因此增大了环量控制尾桨产生的侧向力，能够自动补偿旋翼反扭矩的变化。1995年南京航空航天大学罗晓平9等人首先对环量尾梁开展试验研究，研究结果表明双缝效果较好，但是由于当时条件所限，并没有研究设计参数变化对尾梁性能的影响。此外，国内全三维尾梁环量控制气动性能研究文献报道较少10-11。NURBS仅需较小的变量输入就可完成复杂模型的描述及生成，现已作为一种参数化曲线/曲面设计方法广泛地用于工程各领域中12。采用NURBS方法开发环量尾梁几何造型软件的意义在于其便捷高效，即通过修改相应参数可获取所需模型，因此极大提高了人工效率节约人力资源。本文以双缝结构为基础采用参数化手段设计三维完整尾梁结构，运用CFD仿真手段研究了双缝位置角度改变、双缝喷射角度、导流片长度改变对尾梁性能的影响。2 基于NURBS的参数化模型k次NURBS曲线的有理分式形式如下： （2.1）式中为控制顶点，为权因子，k为幂次，节点矢量，为k次B样条基函数。kl次NURBS曲面有理分式形式： （2.2）式中（i=0,1,m;j=0,1,n）为控制顶点，呈拓扑矩形阵列，形成一个控制网格。是与顶点联系的权因子，四角顶点处用正权因子，其余0且顺序kl个权因子不同时为零。和分别为u向k次和v向l次的规范B样条基。利用上述NURBS理论开发出环量尾梁造型生成软件。为叙述简明扼要，根据环量尾梁部件特点本文依次命名为直通段、节流段及尾喷段，如图1(a)所示。图2（b）为尾梁相关参数标准，缝的位置角度从y轴正方向顺时针旋转相应角度给出，缝的喷射角度是指缝的中心与该处法矢量的夹角。图1(c)为环量尾梁设计流程图，读入相应控制参数(双缝角度、双缝喷射角度、双缝宽度、导流片长度、尾梁半径、远场半径、节流段参数及尾喷段参数)执行程序输出Gambit接口文件，采用Gambit商业软件读入接口文件并对模型进行网格剖分，最后采用Fluent对其进行数值模拟。 (a) 环量尾梁设计结构图(b)参数说明图(c)设计流程图图1 环量尾梁模型及设计流程3 计算结果3.1 网格及计算条件为模拟环量尾梁实际工作环境，设计了截流段与尾喷段，通过改变直通尾梁设计，来对比不同参数对环量尾梁性能的影响。尾梁直通段共设计4种三维模型，依次命名“M1-M4”。模型1的两道缝位置相对于Y轴正方向分别顺时针旋转100度、150度，宽度为4mm，尾梁管内径12.2cm，长1m，其他模型相对于模型1改变的部分见表1。表1 直通段模型参数模型编号参数描述M1狭缝喷射角为 30，狭缝宽度为4mm M2把导流片尾部位置逆时针旋转，缩短5M3把狭缝宽度改为6mmM4把狭缝喷射角由30改为50边界条件设置如下：进口采用压力边界条件，给定总压105KPa-120KPa，计算间隔为5KPa，静压为101325Pa；远场边界条件给定下洗气流速度20m/s；出口采用压力边界条件，给定背压101325Pa。图2为环量网格计算示意图，图2(a)表示尾梁直通段喷射缝的网格，图2(b)表示整体网格。上述模型的第一层网格高度对应的壁面Y+均小于1，满足湍流湍流模型对壁面Y+的要求，湍流模型采用k-e模型。 (a)尾梁喷射缝局部网格图(b)尾梁总体网格图图2 环量尾梁网格图3.2 三维尾梁性能分析图3为环量尾梁的4种不同直通段模型所提供的侧向力与扭矩对比图，“M1_F、M2_F、M3_F、M4_F” 表示模型1至4所产生的侧向力，“M1_T、M2_T、M3_T、M4_T” 表示模型1至4所产生的扭矩。从图3(a)和(b)可看出：(1)在低压工作区105KPa时，模型1、2的侧向力与扭矩比模型3、4小，其中模型1、2产生的侧向力与扭矩几乎相同，该结果说明导流片长度改变在低压时作用较小。(2)在高压区110KPa-120KPa，模型2的性能较好，不利之处在于随着进口压力改变所产生的侧向力与扭矩波动较大。(3)模型3在不同的工作压力环境下所提供的侧向力及扭矩波动较小，但是其性能有限。(4)缝的喷射角度变大时，在105KPa-115KPa可提高侧向力与扭矩，其中在105KPa提升较为明显，分别为26.2%和22%。(a) 侧向力 (b)扭矩图3 尾梁直通段性能图图4(a)(b)分别为环量尾梁的4种不同直通段模型缝喷射流量与总流量，由图可知在不考虑计算机误差的情况下，在不同进口总压条件下4种模型直通段缝的喷射流量几乎相同，模型设计的差异会造成总流量有所变化。如图(b)所示，与其他模型相比“M3”缝的宽度增加2mm，总流量随着进口总压升高而增加，多余的流量从尾喷段排出。 (a) 缝喷射流量 (b)总流量图4 尾梁流量变化图由图3计算结果可知，在120KPa时模型2与模型1、3、4性能有较大差异，故选取模型1和模型2的流场加以说明。图5为进口总压120KPa下模型1、2的流线图，对比流场可以发现由于喷射能量较大，模型1，2的分离再附涡的位置几乎相同，并且位置很接近尾梁来流驻点，不同之处在于左侧流场脱离涡的位置有所差异；此外模型1尾梁右端气流在喷射气流的作用下在到达分离涡之前开始分成2股，一股继续向分离涡的方向前进，另一股与左侧下洗气流混合。而模型2的气流在达到分离涡前流线没有分岔，整个流场出现一对涡旋，模型2在这种进口总压条件下优于其余模型的原因可能是由于成对涡旋的存在使得喷射气流能量损失相对较小，从而在出现“高位分离流”的情况下提高了尾梁的侧向力和扭矩。 (a) M1 (b) M2图5 流线图4 结论本文对环量尾梁进行相关研究，得到如下结论：1)基于NURBS原理所开发的造型软件可根据不同设计参数输出相应模型文件，进一步提高尾梁设计效率，缩短设计周期，具有重要的工程应用前景和实用价值。2)模型的改变对缝的喷射流量没有影响，其中缝的宽度增加会使总流量增加；模型3随进口压力改变所产生的侧向力及扭矩变化较小；模型2在高压区具有明显优势；缝的喷射角度改变可以在较大工作压力范围(105KPa-115 KPa)提高尾梁性能。3)与传统尾梁相比环量尾梁可以充分利用旋翼下洗流提供侧向力与平衡扭矩，其操作复杂性及机械设计难度大大降低，安全性高。参 考 文 献1 Englar,Robert J.,Smith,Marilyn J.,Kelley,Sean M. and Rover,Richard C., Application of Circulation Control to Advanced Subsonic Transport Aircraft,Part 1:Airfoil Development, Journal of Aircraft,Vol.31 No.5,pp.1160-1168 Step.19942 Julianna B. de la Montanyaand David D. 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AIAA2006-30126 张仕玉，钟易成，付鹏哲，赵士洋. 双圆弧环量控制翼型数值研究 航空发动机，2011.31(4):1-67 张仕玉 翼身融合体的环量控制动力增升技术研究D, 南京：南京航空航天大学，20118 Dudley E.Smith,Walter C.Joiner,Paul J.Hollimon PROPULSIVE ANTI-TORQUE SYSTEM FOR ROORCRAFT, ,United States Patent Application Publication-2008/00935009 沈梦山，罗晓平，张呈林. 无尾桨及其实验研究J. 航空动力学报, 1996. 11(1): 15-1810 牟晓伟,环量控制尾梁系统设计与分析D, 南京：南京航空航天大学，2010.11 董振兴,圆柱体尾梁环量参数控制研究D, 南京：南京航空航天大学，201012 孟军强,基于NURBS的涡轮叶片造型技术研究D,南京：南京航空航天大学，2007Design and Numerical Investigation of Circulation Control Tail Boom based on NURBSWang Long1 Li Jiachun2 Yang Weidong2 Chen Kun2 Tian Ze1 Zhong Yicheng1（1College of Energy & Power，Nanjing University of Aeronautics & Astronautics，Nanjing 20116，China;2National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics，Nanjing University of Aeronautics & Astronautics，Nanjing210016，China)Abstract: Circulation control tail boom converted the kinetic energy of the rotor downwash to balance the torque of the lateral force and automatic compensate for the rotor torque, the technology could replace the helicopter tail rotor. Using C+ write a three-dimensional circulation modeling software with NURBS method, it can output model file according to the design variables. Using numerical simulation method to analyze the