后缘小翼对旋翼翼型动态失速特性的影响分析.pdf 8页

'中国科技论文在线http://www.paper.edu.cn后缘小翼对旋翼翼型动态失速特性的影响#分析**马奕扬，招启军5（南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，江苏南京，210016）摘要：针对后缘小翼（Trailing-EdgeFlap，TEF）的运动参数对旋翼翼型动态失速特性进行了研究。建立了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度CFD方法。为保证后缘小翼附近的网格生成质量，建立了基于翼型点重构的方法来描述后缘小翼的偏转运动。以有试验结果验证10SC1095翼型为算例，精确捕捉了动态失速状态下的气动力迟滞效应，验证了本文方法的有效性。着重针对SC1095旋翼翼型的动态失速状态开展后缘小翼的控制分析，提出了可以体现翼型升力、阻力及力矩综合特性的关系式Po和Pc，揭示了后缘小翼振荡频率对动态失速特性影响的规律。研究结果表明：当后缘小翼偏转的无量纲频率为1.0时，后缘小翼能够更好地抑制翼型动态失速现象；在此状态下，当偏转幅值为10°时，SC1095翼型最大阻力系数和最大力矩系数可以分别降低19%和27%。15关键词：飞行器设计；旋翼；翼型；动态失速；后缘小翼；URANS方程中图分类号：V211.3,V211.52AnalysesonEffectsofTrailing-edgeFlapontheDynamicStallCharacteristicsofRotorAirfoil20MAYiyang,ZHAOQijun(NationalKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonRotorcraftAeromechanics,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing,210016,China)Abstract:Effectsofmotionparametersoftrailing-edgeflap(TEF)onthedynamicstallcharacteristicsofrotorairfoilareinvestigated.Ahigh-efficiencyandhigh-precisionCFDmethodforpredictingthe25unsteadyflowcharacteristicsofrotorairfoilwithTEFcontrolhasbeenestablished.InordertokeepthequalityofthegridsaroundTEF,areconstructionofgridpointsonairfoilhasbeenconductedtodescribethemotionofTEF.ThedynamicstallcasesofSC1095rotorairfoilsarecalculatedusingthepresentmethod,itisdemonstratedthatthehysteresiseffectsarewellcaptured,whichverifiestheeffectivenessofnumericalsimulationmethodondynamicstallthroughthecomparisonwith30experimentaldata.FocusingonthedynamicstallcasesofSC1095rotorairfoil,analysesondynamicstallcontrolviatrailing-edgeflaparecarriedout.ThefunctionPoandPcwhichcanreflectthelift,dragandmomentcharacteristicsofairfoilareproposed.Theeffectsofthenon-dimensionalfrequencyofthetrailing-edgeflaphavebeenrevealed.Theresultsindicatethatdynamicstallphenomenonofanoscillatoryairfoilcouldbesignificantlysuppressedwhennon-dimensionalfrequencyofthe35trailing-edgeflapis1.0.Atthisstate,themaximumdragandnegativemomentcoefficientsofSC1095airfoilcanbereducedbyabout19%and27%respectivelyviaTEFcontrolwiththeangularamplitudeis10°.Keywords:aircraftdesign;rotor;airfoil;dynamicstall;trailing-edgeflap;URANSequations400引言旋翼工作在严重非对称、非定常的涡流场中，容易产生气流分离进而在桨叶后行侧出现[1-2][3]复杂的非定常动态失速现象,制约了直升机气动性能和飞行速度的提高。因此，研究旋翼（翼型）动态失速的发生机理，抑制动态失速引起的阻力和力矩的发散具有重要意义。基金项目：高等学校博士学科点专项科研基金（20133218110007）作者简介：马奕扬（1992年-），男，博士研究生。主要研究方向：主动流动控制、旋翼气动噪声、旋翼计算流体力学等通信联系人：招启军（1977年-），男，教授，博士生导师，主要研究方向：直升机计算流体力学、直升机空气动力学及流动控制、气动噪声、总体设计.E-mail:zhaoqijun@nuaa.edu.cn-1- 中国科技论文在线http://www.paper.edu.cn[4]45通过主动流动控制技术来抑制旋翼动态失速是当前研究的一个新方向。由于翼型前缘形成脱体涡和产生的气流分离现象是动态失速的原因，动态失速主动控制的研究大都集中于[5][6]翼型前缘，包括翼型固定前缘条和翼型前缘下垂装置等。但是由于桨叶属细长梁结构、旋转气动面处在非定常气动环境中，翼型前缘的变化往往会引起较大的重心位置变化和载荷[7]变化，因此这些方法在直升机桨叶上实现都比较困难。相比于前缘，桨叶后缘部分的结构50较为简单，有较大的操作空间。因此，旋翼（翼型）后缘附加小翼（TEF）是一种很有潜力的主动流动控制形式。[8]2004年，Feszty等人通过离散涡方法，对NACA0012翼型进行了后缘小翼对俯仰力矩影响研究，结果初步表明当翼型的迎角较大时，通过脉冲形式的小翼控制可以降低动态失速过[9]程中附加的低头力矩峰值。2007年，Gerontakos和Lee对带有脉冲形式后缘小翼运动的55NACA0015翼型在动态失速情况下的气动力进行了测量，后缘小翼的运动规律与Feszty相似，发现脉冲形式的后缘小翼相对于翼型振荡规律作用越晚，控制力矩系数效果越好。2011年，[10]Lee和Su进一步发展Gerontakos的工作，对低速状态下带后缘小翼的NACA0015翼型进行了风洞试验，后缘小翼按正弦规律变化。试验结果进一步说明了后缘小翼对动态载荷迟滞回线有很大的影响，且情况较为复杂，尚未有定性的结论；但是通过试验研究，他们发现正弦运60动形式的后缘小翼与脉冲形式的后缘小翼均可以有效地抑制阻力和力矩系数发散，并且与后者相比，控制参数大大减少，因此更具发展潜力。[11]国内通过后缘小翼控制旋翼动态失速的研究较少。王进等人利用Fluent计算平台对在小角度变化条件下，后缘襟翼（小翼）参数以及马赫数等因素对翼型气动特性进行了仿真，[12]获得了一些计算结果，但尚未对动态失速控制进行研究。王荣和夏品奇采用经验模型进65行了后缘小翼用于控制桨叶动态失速的研究，表明后缘小翼的合理偏转可延迟动态失速的发生，但由于模型精度和适用范围的限制，尚未开展系统性的参数影响分析。尽管先期的试验和数值研究已表明后缘小翼在控制动态失速方面有很大的应用潜力，但目前关于按正弦规律运动的后缘小翼控制旋翼翼型动态失速特性的系统性参数分析依然缺乏。此外，面对动态失速环境下的气流分离、再附等非定常粘性流动现象，需要采用高精度70的CFD方法来进行有效模拟，这在目前仍有很大的难度。一方面，翼型及小翼空间位置的不断变化对翼型贴体网格生成提出了很高的要求，单纯采用变形网格方法很难满足网格正交性和贴体性的控制要求，且当运动幅度较大时，变形网格方法可能导致网格畸变；另一方面，由于旋翼复杂的运动特征和气动环境，后缘小翼控制下的旋翼翼型非定常涡流动特性的捕捉对CFD方法提出了很高的精度要求。75针对这些问题，本文采用发展的Top-Map法生成围绕带有后缘小翼的旋翼翼型运动嵌套网格；为了提高求解的精度，将Roe-MUSCL格式，隐式LU-SGS方法相结合，以基于S-A湍流模型的URANS方程模拟大范围气流分离现象以及翼型前缘脱体涡的流动过程。并通过对SC1095翼型动态失速状态的计算，验证了该数值方法的有效性。最后着重开展了对带有后缘小翼的旋翼翼型进行系统性的参数分析，通过提出的综合体现翼型升力、阻力及力矩特性的关系表80达式Po和Pc，研究了无量纲频率对气动力特性的影响，获得了一些有意义的结论。-2- 中国科技论文在线http://www.paper.edu.cn1网格生成方法1.1翼型网格点重构在模拟旋翼翼型振荡的动态失速特性过程中，本文只考虑平均攻角0和迎角的一阶正弦变化量m，所以翼型的振荡规律可以写为0msin(2)kt，k为减缩频率。后缘小翼的85运动规律为：sin(2kkt)(1)0m式中，为翼型后缘小翼瞬时偏转角，0和m分别为基准偏转角和偏转幅值，当为正数*时，表示后缘小翼顺时针偏转；k为翼型振荡的减缩频率，k为相对于k的无量纲频率。在对翼型网格修正之前，需要对翼型后缘附近的网格点进行重构。本文采用B样条插值90法，对后缘小翼偏转后的翼型进行网格点的重构，避免小翼上下表面网格点分布过于集中或稀疏对后续网格生成质量的不利影响。图1给出了翼型后缘小翼及网格点重构的示意图，从图中可以分别看出后缘小翼的偏转点、翼型的振荡中心、后缘小翼的偏转角和翼型的迎角。同时给出了初始翼型和带有后缘小翼翼型的网格点分布。需要指出的是带有后缘小翼的旋翼翼型瞬时攻角的定义与初始翼型瞬时攻角的定义相同。后缘小翼偏转角翼型点重构翼型振荡中心（25%c）偏转中心翼型迎角水平基准线95图1翼型振荡中心和后缘小翼示意图Fig.1SketchofoscillatorycenterofairfoilandTEF1.2运动嵌套网格方法考虑到旋翼翼型的振荡以及后缘小翼的周期性偏转运动，本文发展了一套适用于带有后100缘小翼的旋翼翼型非定常流动特性模拟的运动嵌套网格方法，并以此研究后缘小翼对旋翼翼型动态失速的控制效果。主要步骤有：第一步：围绕带有后缘小翼的旋翼翼型，通过求解Poisson方程的方法快速生成高质量的贴体网格。计算平面的Poisson控制方程为：-3- 中国科技论文在线http://www.paper.edu.cnx2xx(xx)12313(2)y2yy(yy)12313105式中，,是网格点坐标，分别代表弦向和法向。,,是坐标变换引入的参数。,是123用来控制网格分布质量的源项。图2展示了围绕初始翼型以及带有后缘小翼翼型生成的贴体网格。带有后缘小翼的旋翼翼型通过迭代求解Poisson方程后的新网格(a)OriginalgridwithTEF(b)RefinedgridwithTEF110图2生成带有后缘小翼的翼型新网格Fig.2RegeneratedgirdsaroundanairfoilwithTEF[13]第二步：生成固定不动的笛卡尔背景网格；然后，采用发展的Top-Map方法确定背景[14]网格在翼型网格上的洞边界，在此基础上，通过最小距离法进行背景网格人工内边界的贡献单元搜索，从而获得翼型与背景网格的运动嵌套关系。115翼型网格边界单元的贡献单元由两个一维搜索得到，嵌套网格之间的信息传递通过双线性插值完成。为减小插值过程中引入的数值误差，在生成背景网格洞边界时，使其远离流场梯度较大的翼型表面。图3给出了翼型网格运动、网格嵌套关系及贡献单元搜索结果示意图。0.40.2I=I=0.0-0.2-0.40.00.20.40.6ZONE0.81.0图3围绕带有后缘小翼的运动嵌套网格系统示意图120Fig.3Sketchofmoving-embeddedgridsystemaroundoscillatedairfoilwithTEF2数值方法2.1非定常流场求解方法综合考虑带有后缘小翼的振荡翼型非定常流场的复杂性，本文采用URANS方程模拟整个流场：-4- 中国科技论文在线http://www.paper.edu.cn125WdWd(FF)dS0(3)ct其中，W是守恒变量，F和F分别为修正对流通量和粘性通量。和t分别为虚拟时间和c物理时间，为单元体的体积，S表示网格单元的边界。基于控制体表面的逆变速度V和初始的对流通量F，修正后的对流通量F为：tc,0cFFVW(4)cc,0t130本文采用格心有限体积法在空间方向上进行离散，对流通量采用Roe-MUSCL格式进行计算，粘性通量采用Jameson二阶中心差分方法求解。湍流粘性系数计算采用S-A湍流模型，因为S-A模型中没有转捩点，所以对流动做了全湍流假设。为模拟带有后缘小翼的翼型流场非定常特性，采用双时间方法进行时间推进。在进行虚拟时间推进时，考虑流场的收敛性，显式方法的时间步长要求取得较小，这降低了数值模拟135的效率。针对这一问题，本文虚拟时间步采用隐式LU-SGS格式的方法进行推进，从而有效加大时间步长，提高计算效率。此外，由于网格的位置、形状均随时间不断变化，为了避免由于网格运动引入的额外误差，几何守恒律必须得到严格的满足。2.2数值方法的验证[15]为验证本文CFD方法的有效性，分别SC1095翼型在37107状态下的动态失速特性进行140了数值模拟，图4给出了两种翼型的升力、阻力和力矩系数随迎角的变化。由图可知，本文计算获得的翼型升力、阻力和力矩系数与试验值吻合较好，特别是对于力矩和阻力系数的峰值以及再附过程中的升力系数等的模拟，表明本文的数值方法能有效地模拟旋翼翼型动态失速状态下的非定常气动特性。2.52.01.5Cl1.00.50.00.10.0-0.1Cm-0.2-0.3-0.4-0.50.9SC1095airfoil371070.6Cd计算值0.3试验值0.005101520/°145图4SC1095翼型的气动力分布图Fig.4DistributionsofaerodynamicforcesofSC1095airfoil3动态失速的控制机理及综合控制分析采用建立的CFD方法开展后缘小翼运动参数对旋翼翼型动态失速特性的控制机理研*究，参数包括后缘小翼的运动频率k和偏转幅值δm。150为合理地表述旋翼翼型在动态失速过程中的气动特性，并能直观地反映参数分析中计算结果的差异性，本文提出了体现翼型升力、阻力及力矩特性的关系表达式Po和Pc，具体表示为：-5- 中国科技论文在线http://www.paper.edu.cnNNPoa12MaxCd,0aCmii11(5)NPcb12KClClbi1Clmax式中，Cl，Cd和Cm分别为不同迎角下翼型的升力系数、阻力系数和力矩系数，N为一155个周期的计算时间步数，Cl为一个翼型振荡周期内的最大升力系数，K为升力系数线性maxCl增长段的斜率。参数a1、a2、b1、b2为非负权重系数，并且需要满足a1+a2=1.0和b1+b2=1.0，为一正值常数，用来保证Pc中的升力系数的最大值倒数项与前一项有相当的值。可以看出Po表征了翼型阻力和力矩特性，较小的Po代表翼型动态振荡过程中有较小的阻力系数和力矩系数；Pc在一定程度上反映了翼型升力迟滞回线偏离线性增长段的程度及最160大升力系数，Pc较小时表示翼型动态失速程度较弱。为统一起见，这里表达式中的权重系数设定为a1=0.4、a2=0.6、b1=0.8、b2=0.2和σ=10。以SC1095翼型动态失速的后缘小翼控制作为算例，翼型的振荡规律为1010sin(2)kt，减缩频率k=0.1，来流马赫数为M0.3。3.1无量纲频率的影响*165以后缘小翼的无量纲频率k作为研究对象，按照1.1节给出的翼型和后缘的运动规律，分别在一系列无量纲频率下分析后缘小翼对SC1095翼型动态失速特性控制效果的影响。图5给出了Po和Pc随后缘小翼无量纲频率的变化情况。从图中可以明显看出，无量纲**频率k对动态失速过程中翼型特性的影响并非线性关系。整体来看，当k=1.0时，体现翼型阻力和力矩综合特性的Po有一个最小值，表明当后缘小翼的偏转频率与翼型的振荡频率**170相同时，后缘小翼对翼型阻力和力矩发散的控制效果最好。当k>4.0时，随着k的增大Po值的变化幅度很小。与Po值的变化情况不同，代表动态失速过程中翼型升力特性的Pc值的**变化情况更为复杂，Pc值在k=1.0时也有一个最小值。从整体趋势来看，当k<5.0时，Pc值会随着无量纲频率的增大而增大，这表明翼型升力系数偏离线性段的幅度也越大，即动态*失速现象越明显。当k>5.0时，Pc值略有下降并趋于平缓。60Po50Pc40c30andPoP20100024k*6810175图5Po和Pc随动态振荡频率k*的变化*Fig.5PoandPcagainstvariedkofTEF图6给出了在不同无量纲频率的后缘小翼控制下的翼型阻力和力矩系数迟滞回线的对*比，可以看出，当k<5.0时，随着无量纲频率的增大，后缘小翼对翼型阻力和力矩系数发180散的抑制效果逐渐减弱，这与前文通过Po和Pc值分析得到的结果一致。-6- 中国科技论文在线http://www.paper.edu.cn1.00.20.90.10.8k*=10.00.7k*=20.6k*=3-0.1k*=4C0.5dCm-0.20.40.3-0.3k*=1k*=20.2-0.4k*=30.1k*=4-0.50.0-0.1-0.60510152005101520/°/°(a)Dragcoefficient(b)Momentcoefficient图6翼型一个振荡周期内阻力和力矩系数变化Fig.6Dragandmomentcoefficientvariationofairfoilinoneoscillatoryperiod1853.2动态失速的综合控制分析*通过上述不同参数的影响研究表明，后缘小翼的无量纲减缩频率k=1.0时有较好的控制效果，并且当偏转角δm>5°时，控制效果趋于最佳，为此后缘小翼的偏转规律选择了10sin(2*)kkt。下面给出上述参数组合影响下的动态失速控制特性。图7给出了SC1095翼型在有无后缘小翼控制时的翼型阻力、力矩系数的计算值。可以看190出，后缘小翼可以有效地抑制阻力和低头力矩的发散，阻力系数和低头力矩系数峰值分别减小了19%和27%。0.80.10.7TEF控制19%0.00.6基准状态0.5-0.10.4CmCd-0.2TEF控制0.3基准状态0.2-0.30.1-0.427%0.0-0.1-0.50510152005101520/°/°(a)Dragcoefficient(b)Momentcoefficient图7SC1095翼型加上控制前后的气动力分布图195Fig.7DistributionsofaerodynamicforcesofSC1095airfoilwithTEFandbaseline4结论（1）基于URANS方程建立的非定常流场求解方法在内的数值模拟方法可以有效地模拟带有后缘小翼控制的旋翼翼型的非定常气动特性；*（2）当后缘小翼偏转的无量纲频率k=1.0时，后缘小翼对翼型阻力和力矩系数发散的控制*200效果最好，随着k的增大，后缘小翼的控制效果减弱。（3）当后缘小翼逆时针偏转时，可以较好地抑制翼型动态失速现象。[参考文献](References)[1]CONLISKAT.Modernhelicopterrotoraerodynamics，ProgressinAerospaceSciences[J],2002,37(5):417-476.205[2]VIEIRABAO,MaughmerMD.AnEvaluationofDynamicStallOnsetPredictionMethodsforRotorcraft-7- 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