28无尾桨直升机航向控制系统气动特性分析-陈晨(6)

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1、第二十八届（2012）全国直升机年会论文无尾桨直升机航向控制系统气动特性分析陈晨土华明司英占（南京航空航天大学旋翼动力学重点实验室，南京210016）摘要：本文建立了无尾桨直升机航向控制系统的CFD计算模型，用动量源模拟旋翼流场，在FLUENT中计算了一无尾桨直升机在悬停状态下环量控制尾梁和喷气舵的气动性能，重点分析了尾喷口与狭缝的面积比、尾梁内部压力和扰流片对航向控制力矩的彩响。关键词：无尾桨直升机；NOTAR；环量控制；反扭矩1引言无尾桨直升机利用环量控制尾梁和尾喷口产生侧向力，平衡旋翼的反扭矩并实现航向操纵。上世纪七十年代，美国的麦道公

2、司（现为波音公司收购）利用环量控制技术首先开发成功了直升机无尾桨系统，随后国内外的研究人员対该系统进行了进一步研究。国外有些研究人员考虑了旋翼下洗流对尾梁的作用和气流在尾梁中的能量损失，提出了一种分析环量控制尾梁流场和计算侧向力的方法⑴；国内有研究人员提出了一种包含动量源项的N・S方程的旋翼流场求解方法，计算了实心开缝尾梁在旋翼流场中所产生的侧向力⑵；还有研究人员利用带机身和开缝尾梁的模型进行了风洞实验,测得固定來流速度下，缝隙宽度、开缝角度和流量系数对尾梁内外压差的影响⑶。本世纪初，国内有研究人员対带喷口的尾梁模型在风洞中进行了固定來流速度

3、的吹风实验，测定不同缝隙宽度和狭缝位置所产生的静压⑷。为综合分析无尾桨直升机航向控制系统的气动特性，本文建立了无尾桨直升机的环量控制尾梁与喷气舵组合计算模型，以-模型无尾桨直升机为样例，用动量源模拟旋翼流场，在Gambit中建立外部计算域，划分四面体非结构网格，在Fluent中计算悬停状态下环量控制尾梁上的压力分布以及环量控制尾梁与尾喷口上产生的侧向力。改变尾梁内部模拟风扇和尾喷口的参数，考虑尾梁上有、无扰流丿V的情况，研究参数对航向控制系统气动特性的影响。2数值模拟过程无尾桨直升机航向控制系统一般由带狭缝尾梁、尾梁内部增压风扇、尾喷口和喷口

4、叶片组成。木文首先在Cntia中建立了两种航向控制系统的结构模型，其中一种包括尾梁中段、尾梁、尾喷口和喷口叶片；另一种除了包括以上部件外，尾梁上还带有扰流片，扰流片长度与尾梁相同，位于开缝的另一侧。（图1）将Catia中建立的结构模型导入Gambit,在Gambit中建立桨盘和模拟增压风扇模型。用一个薄环形柱体模拟桨盘，用一个平面模拟增压风扇。建立正方体的外部计算域，计算域边长取20R,其中R为桨盘半径。对桨盘和尾梁划分非结构四面体网格，在桨盘、风扇、尾梁（扰流片）、尾喷口和叶片处划分细密的网格，其中，开缝边缘和喷口叶片处的网格要加密。设定尺

5、寸函数，让贴体网格逐渐向外渐变过渡为较疏的网格，填充整个外部计算域。图I环量控制尾梁与喷气舵组合模型定义各部件的边界条件。将尾梁屮段，尾梁（扰流片），喷口和叶片的边界条件都定义为wall；模拟风扇为fan,流过风扇的气流增加恒定的静压;计算域屮旋翼下洗流流出的表面为pressure_outlet,冋流来口于周围的网格；计算域其他农面为pressure_inlet；桨盘和外部计算域都定义为流体。用动量源法模拟桨盘下洗的作用⑹⑺同，采用FLUENT求解器进行计算。先选定紊流模型，根据自定义的流场初始条件，在迭代循环开始之前对所冇单元的属性进行初始

6、化。根据桨叶剖血的细节特征及升阻特性，计算动量源项，并将计算结果代入求解器中。釆用SIMPLE方法求解帯动量源项的控制方程组。设S为喷口血积比狭缝血积的值，P为尾梁内部模拟风扇的增压，T梁为尾梁产牛.的侧向力，M梁为喷口产生的航向控制力矩，T喷为喷口产生的侧向力，M喷为喷口产生的航向控制力矩。取S=4、7,计算P=1500pa>2000pa>2500pa、3000pa、35OOpa情况下的T菜、M梁、T喷和M啖。最后，计算带扰流片时的T梁扰、M梁扰、T喷扰和M喷扰。本文所计算样例直升机的环量控制尾梁直径为146mm,悬停时，旋翼反扭矩22.5

7、Nm。在尾梁上开两条狭缝，缝与來流的夹角分别是70。和140。，两条狭缝的长度都为550mm,宽度都为1mm。带扰流片的尾梁上，扰流片长度为550mm,宽度为2mm,厚度为1mm。3结果及分析图2所示的是S=7,P=2500pa时的流线图，流线的颜色代表速度。从图中町以看出，气流经增图2悬停时的流线图压风扇流入尾梁后，尾梁内部气体压力升高，高压气流在管道小向喷口方向的低压区流动。由于尾梁内夕卜的压差，一部分气体从双缝喷出，与旋翼尾流汇合形成环量，产生一个侧向力T梁。其余的大部分气体从尾喷口喷出，由于气体动量作用，在喷口处产生一个侧向力T瞬从图

8、中可以看出，喷口喷出的气流并不是沿水平方向，而是先向斜上方喷出，与旋翼尾流形成T扰,再随下洗流落下。双缝与喷口产生的单位长度的侧向力对旋翼中心积分得到航向控制力矩。