25临近空间旋翼气动性能分析研究崔钊6.docx

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1、临近空间旋翼气动性能分析研究崔钊李建波(南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京210016)摘要：旋翼应用于临近空间环境将面临极低的大气密度导致的低雷诺数问题，从而导致旋翼气动特性有显著变化。本文针对临近空间旋翼气动问题，进行了低密度下二维翼型升阻特性的数值计算，修正了经典的动量叶素理论，建立了临近空间旋翼气动模型，在此基础上分析了临近空间旋翼低雷诺数气动性能。关键词：临近空间：二维翼型：低雷诺数：气动性能0引言临近空间是指高于普通航空器飞行空间，而低于轨道飞行器运行空间的区域。国际上一般将距地面20-100千米的空域视为临近空间。该空域内飞行器具有一般飞机和卫星无法比拟的独特优势，

2、应用前景十分广阔。在民用上可以进行高空大气研究、天气预报、环境及灾害监测、交通管制监测、电信和电视服务；在军事上可用于国界巡逻、侦查、通信中继、电子对抗等，在空间攻防和信息对抗中能发挥重要作用，进步促进空天体化的发展，特殊的战略位置将为未来战争开辟一个新战场。其发展和应用将可能对未来整个作战体系和作战思维产生重大而深远的影响。但临近空间特有的环境特征使临近空间飞行器的研制具有相当的技术难度。常规升力型飞行器会因临近空间大气稀薄，无法获得足够气动升力而难以飞行，而卫星则在达到临近空间后因大气的耗散作用，速度迅速衰减导致陨落。目前国际上的临近空间飞行器多为太阳能飞机和平流层飞艇。本文提出临近空间旋

3、翼飞行器概念，即将旋翼应用于临近空间飞行器作为升力面和操纵面。旋翼依靠旋转过程中相对气流获取升力，因此能够实现飞行器定点悬停。以旋翼作为升力面，使临近空间飞行器的总体尺寸明显小于太阳能飞机、平流层飞艇或超高空气球，可以有效提高其空间机动能力。旋翼的桨叶离心力刚度易于克服太阳能飞机大柔性结构的刚度问题，旋翼的旋转挥舞运动还能保持升力面稳定性，提供较强的抗风能力，易于实现稳定飞行控制。依靠旋翼实现姿态操纵高效可靠，易于克服大柔性结构弹性变形导致常规副翼和舵面操纵失效问题。在动力失效时旋翼还能够实现自转下滑，有助于飞行器安全着陆。由于临近空间极低的大气密度，只有足够的升力面面积才能确保载荷能力，因此

4、旋翼要求较大实度，即较大旋翼桨叶弦长或较多的桨叶片数。同时考虑到降低旋翼质量，需要尽量简化桨毂结构。因此旋翼宜采用两片桨叶，桨叶展弦比大于常规旋翼桨叶。另外出于增大旋翼拉力的考虑，旋翼处于大总距工作状态。本文基于临近空间旋翼飞行器概念，针对旋翼应用于临近空间环境下面临的气动问题展开研究。1二维翼型数值计算低雷诺数下绕翼型的边界层流动粘性效应显著，边界层厚度与特征尺寸相比常常达到了一个不容忽视的程度，流动主要趋于层流特征，稳定性差，易发生分离。而临近空间由于其音速较低，导致相同转速下旋翼桨尖马赫数相对较高，翼型处于一个更加恶劣的工作状态。因而临近空间的低密度、低音速决定了临近空间飞行器的相对较低

5、雷诺数与相对较高马赫数。而雷诺数与马赫数决定了翼型的升阻特性，进而决定了旋翼的升阻特性。由于桨叶内段雷诺数马赫数很低，而外段的雷诺数与马赫数相对较高，本文进行EPPIer387翼型的低雷诺数低马赫数下升阻特性计算，而后推广到低雷诺数高马赫数状态，并将计算结果与国外文献计算结果进行了对比。计算网格采用双曲线方程生成的C型网格，采用此种方法生成网格在壁面区域的网格单元正交性好，能够较好的模拟边界层流动，计算外边界为翼型的14倍弦长。分别选取三种网格密度进行计算比较，以排除网格密度对计算结果的影响，最后确定使用300X119的网格密度进行计算。考虑低雷诺数下流场的气流粘性影响，低雷诺数低马赫数状态计

6、算的控制方程采用定常、不可压纳维一斯托克斯(N-S)方程。层流粘性系数通过萨特兰公式给出，湍流粘性系数由湍流模型给定。计算湍流模型分别采用Spa1art-A11maras模型和两方程K-W模型,压力速度耦合采用SIMP1E算法。动量方程、能量方程、湍流粘度均采用二阶迎风格式耗散。入口边界给定速度，出口边界给定大气压强，翼型壁面条件为无滑移边界条件。来流马赫数为0.08马赫，雷诺数为10万。翼型流场计算网格及计算结果如下：图1翼型流场网格图20.08马赫下升力系数图30.08马赫下阻力系数图中离散的点分别为1angIey风洞、DeIft风洞、StUttgart风洞的试验结果。三者之间有一定的差别

7、。实线表示采用S-A湍流模型的计算结果，虚线为采用KT两方程计算结果。从图2能够看到，S-A湍流模型和KZ两方程模型对翼型升力线性部分有非常好的模拟；S-A模型捕捉到的最大升力系数与1ang1ey风洞试验结果吻合，与其他两个略有差别；K-W两方程模型捕捉到得失速攻角与1ang1ey风洞结果一致，但最大升力系数略有减小。从图3看到，两种模型都没能够很到地模拟升阻比曲线中的凹陷部分，说明在小攻角范围内，对于翼型的阻力系数并不能十分精确的计算模拟；另外在负攻角范围内，两种模型计算得到的阻力系数偏小。总的来说，两种模型的计算结果具备一定的精确度，满足计算使用需求。低雷诺数高马赫数的计算中，湍流模型采用

8、SPa1art-AHmaraS湍流模型，理想可压气体模型，大气密度为三万米高空大气密度，耦合隐式算法。动量方程、能量方程、湍流粘度均采用二阶迎风格式耗散。入口边界和出口边界采用远场边界条件，来流马赫数从0.5到0.75日赫，雷诺数为10万。翼型壁面为无滑移边界条件。参考文献5中采用ADPAC(AdvancedDuctedPropfanAna1ysisCode,-Navie-Stokes分析代码)二维计算，计算结果与本文计算结果进行比较。图4、5为0.55马赫数下的升阻系数计算结果，本文计算结果与文献中ADPAC计算结果几乎一致，但失速攻角和最大升力系数偏小。由于目前并没有相同状态下的试验数据比

9、较，但通过与ADPAC的数据对比，以及趋势分析，计算结果可信。图6和图7为升阻系数随日赫数变化趋势图。随马赫数增加，升力线斜率变小，阻力系数增加，但失速攻角增大。因此在巡航攻角范围内升阻比显著变小。图40.55马赫下升力系数图5().55马赫下阻力系数图6升力系数随马赫数变化图7阻力系数随与赫数变化通过图6和图7的比较，可以看到随着马赫数增加，翼型最大升力系数降低，失速攻角减小，升阻比显著增加，压缩效应越来越明显。因此，为保证翼型处于最佳工作状态，采取旋翼桨叶后掠，能够保证桨叶的主要升力区域翼型处于较大的相对气流速度，并且减小压缩效应。2临近空间旋翼雷诺数临近空间两万米处大气密度仅为海平面的7

10、.2%,三万米处的大气密度仅为海平面的15%,如表1所示。极低的大气密度使得旋翼桨叶翼型所处的雷诺数明显低于海平面的水平，翼型升阻特性变差;而旋翼产生的拉力显著小于海平面处产生的拉力。*1设计环境叁数巡航高度大气温度大气密度大气动黏度大气压强当地音速mKkg/m3Nsim2Pam1sO2881.2251.7894XIO51013253402OOOO2170.0881.42161055475295300002270.0181.4760XIO-51172302木文以三万米处旋翼为例，旋翼半径为5米，如图8、图9所示，桨尖马赫数分别为0.5和0.6时，桨叶半径为5米，不同桨叶弦长下，随高度变化，桨尖

11、雷诺数的变化趋势。随高度增加，桨尖雷诺数下降，桨叶弦长导致桨尖雷诺数的变化，随高度的增加越来越小。在大部分桨尖马赫数和桨叶弦长范围内，旋翼桨尖雷诺数都在十万量级以上，五十万量级以下。这个雷诺数范围显著高于微型飞行器的雷诺数范围，但远远低于常规直升机的雷诺数范围。由此，采用小展弦比桨叶，即旋翼实度较大,能够提高旋翼雷诺数，改善旋翼气动性能。3临近空间旋翼气动性能U2c(c1sin+cdcos)8;ZT(VC+匕)本文采用修正的叶素动量理论建立旋翼气动模型，主要考虑了旋翼周向诱导诱导速度的影响，并考虑了大总距下小角度假设造成的误差。轴向诱导速度和周向诱导速度分别为：V2+%1U2(CtCoSo-C

12、dsin。)-Vc匕2r本别采用本模型与未考虑旋流的影响和未计入小角度假设影响的气动模型，计算临近空间旋翼的升阻特性，计算结果如下：图10旋翼升力系数比较r30图11旋翼扭矩系数比较图10、图11为旋翼两片桨叶，桨叶半径5米，弦长0.5米，桨尖马赫数0.5马赫时，采用不同的旋翼气动模型得到的旋翼升阻特性曲线。未考虑旋流的影响和未计入小角度假设的影响的模型，对于10iii!1520ii25.n2:一511三二图12不同桨叶半径下旋翼升力系数随实度变化图13不同总距下实度对功率系数的影响旋翼升力系数和阻力系数计算结果，略大于本文采用的修正模型计算结果。随总距增加差别越大。对于临近空间旋翼来说，提高

13、总距能够有效增加旋翼拉力，但总距较大导致诱导效应增加，加上雷诺数较小导致的粘性效应，因此周向诱导速度的影响需要考虑在内。大总距造成桨叶剖面较大的来流角，使得剖面升力矢量倾斜较大，采用小角度假设会造成一定的误差，因此临近空间旋翼气动模型需要考虑小角度假设造成的影响。图12到图15分别为实度对旋翼气动性能参数的影响。图14表明，随旋翼实度增加旋翼升阻比下降，桨盘载荷增加。周向诱导增加，功率增加。升阻比下降要求找到一个合适的实度达到功率和拉力的优化设计点。图14不同总距下旋翼实度对旋翼功率投荷的影响图15不同总距下旋翼实度对旋翼桨盘载荷的影响4总结临近空间下旋翼所处雷诺数范围远低于常规直升机旋翼雷诺

14、数。采用大实度旋翼有利于提高雷诺数，改善翼型剖面气动特性，增大升力。由于低大气密度，旋翼需要较高的转速提供足够的升力，因此旋翼桨叶采用后掠的平面形状，能够有效降低旋翼桨叶外端的马赫数。临近空间旋翼必须具备足够的半径长度，才能够产生足够的拉力，承担有效实用的任务载荷。但由于临近空间飞行器可用功率的限制，旋翼设计中需要找到一个半径、实度、桨盘教荷、拉力、需用功率等设计参数的最佳组合。临近空间不同高度下，大气密度变化较大，导致旋翼气动性能随之变化。因此临近空间旋翼应采用变直径、变转速设计以达到不同高度下的优化设计。5致谢本研究由江苏省研究生培养创新工程项目(CX1oB04Z)资助，特此表示衷心感谢。

15、参考文献1|Young1.A.,ChenR.T.N.,AikenE.W.,andBriggs.GA.DesignOpportunitiesandCha11engesintheDeve1opmentofVertica11iftP1anetaryAeria1Vehic1esC.AmericanHe1icopterSociety(AHS)Vertica11iftAircraftDesignConference,SanFrancisco,CA,January20002 Young.1.A.,Briggs.GA.,Derby.M.R.,andAiken.E.W.UseofVertica11iftP1anetaryAeria1Vehic1esfortheExp1orationofMarsR.NASAHeadquartersand1unarandP1anetaryInstituteWorkshoponMarsExp1orationConcepts,1PIContribution#1062.Houston,TX,Ju1y20003 Young.1.A.Vertica11iftNotJustForTerrestria1F1ightC.AHS/AIAA/SAE/RaeSInternationa1Powered1iftConference,Ar1ington,VA,Octob