一種推進(jìn)式螺旋槳無人機(jī)滑流效應(yīng)影響研究

陳廣強(qiáng)，白 鵬，詹慧玲，紀(jì)楚群

(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院第一研究所，北京 100074)

一種推進(jìn)式螺旋槳無人機(jī)滑流效應(yīng)影響研究

陳廣強(qiáng)*，白 鵬，詹慧玲，紀(jì)楚群

(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院第一研究所，北京 100074)

針對推進(jìn)式高空長航時(shí)螺旋槳無人機(jī)布局，應(yīng)用基于多參考系模型的數(shù)值模擬方法開展無人機(jī)滑流效應(yīng)氣動(dòng)影響的三維數(shù)值模擬研究。研究結(jié)果表明多參考系模型的流動(dòng)現(xiàn)象能夠符合真實(shí)螺旋槳的前后流動(dòng)特征，并且可以較好地模擬螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動(dòng)性能的干擾。起飛狀態(tài)螺旋槳滑流效應(yīng)對全機(jī)氣動(dòng)特性影響最強(qiáng)，爬升狀態(tài)影響減弱，巡航狀態(tài)影響最小。滑流效應(yīng)影響隨著推力增加而增大，相同推力不同槳距條件下滑流效應(yīng)影響基本相同。起飛狀態(tài)無人機(jī)尾部受到螺旋槳大推力滑流效應(yīng)影響壓差阻力急劇增加，導(dǎo)致全機(jī)氣動(dòng)性能下降。

無人機(jī);螺旋槳滑流;多參考系模型;計(jì)算流體力學(xué);數(shù)值模擬

0 引言

渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)具有耗油率低，效率高和低速飛行時(shí)推力大等特點(diǎn)，所以當(dāng)前在戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸機(jī)和低速中小型無人機(jī)上依然廣泛采用螺旋槳推進(jìn)。如歐洲空客A400運(yùn)輸機(jī)、美國C130“大力神”運(yùn)輸機(jī)和捕食者系列無人機(jī)(如圖1)［1-3］，以及國產(chǎn)新舟60、運(yùn)七、運(yùn)八和運(yùn)十二飛機(jī)等均采用渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)。螺旋槳飛機(jī)在研制過程中其氣動(dòng)設(shè)計(jì)必須要著重考慮螺旋槳滑流對全機(jī)的氣動(dòng)性能干擾。這種滑流干擾比渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的影響更加突出，甚至可以決定整個(gè)飛機(jī)設(shè)計(jì)的成敗。因此，在研制初期開展螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動(dòng)性能干擾影響的研究是非常重要的［4-5］。螺旋槳飛機(jī)滑流影響的評估一直是螺旋槳飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)的難點(diǎn)之一。

圖1 A400M、C-130戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸機(jī)和捕食者無人機(jī)Fig.1 A400M、C-130 tactical transport aircraft and Predator UAV

對于螺旋槳產(chǎn)生的滑流流場，通常需要考慮流場的加速效應(yīng)，旋轉(zhuǎn)效應(yīng)、粘性效應(yīng)、湍流效應(yīng)，槳盤傾斜的影響以及軸轂的影響［6］。國內(nèi)外長期以來對螺旋槳滑流作了大量的研究工作，提出了一些簡化的計(jì)算方法，主要有面元法［7-8］、以動(dòng)量理論為基礎(chǔ)的等效盤模型(激勵(lì)盤)［9-11］和螺旋槳數(shù)值模擬［12-14］三種方法。面元法和等效盤模型具有方法簡單、計(jì)算網(wǎng)格量小和計(jì)算速度快等特點(diǎn)。等效盤模型方法假設(shè)螺旋槳前方氣流只有軸向速度，而未考慮螺旋槳前方氣流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)，不能滿足以尾部螺旋槳推進(jìn)為動(dòng)力的高空長航時(shí)無人機(jī)滑流效應(yīng)研究的要求，應(yīng)用等效盤模型的方法研究尾部推進(jìn)螺旋槳飛機(jī)的滑流效應(yīng)對全機(jī)的氣動(dòng)影響存在很大的局限性。螺旋槳數(shù)值模擬方法可以模擬螺旋槳的前后流動(dòng)現(xiàn)象，具有計(jì)算精度高等特點(diǎn)。在螺旋槳流場數(shù)值模擬中，目前主要采用以下三種計(jì)算模型:MRF模型、混合平面模型和滑動(dòng)網(wǎng)格模型［15］。前兩種模型均假設(shè)流動(dòng)是定常的，旋轉(zhuǎn)部件和靜止部件之間的效果是近似平均的。滑動(dòng)網(wǎng)格模型假定流動(dòng)是非定常的，因此可以更加真實(shí)地模擬旋轉(zhuǎn)部件和靜止部件之間的相互作用，但是滑動(dòng)網(wǎng)格模型使用非定常的數(shù)值模擬求解方法，在網(wǎng)格質(zhì)量和計(jì)算資源方面的要求比前兩種模型苛刻得多。對于相同的計(jì)算網(wǎng)格和計(jì)算設(shè)備，滑動(dòng)網(wǎng)格模型數(shù)值計(jì)算消耗時(shí)間約為MRF法的7～8倍。在迭代殘差方面，滑動(dòng)網(wǎng)格收斂的殘差需為MRF法的1/50～1/100。兩種方法計(jì)算結(jié)果偏差較小，考慮到節(jié)省計(jì)算的時(shí)間和資源，一般使用MRF模型［15］。

本文采用MRF模型模擬螺旋槳的旋轉(zhuǎn)，同時(shí)兼顧螺旋槳的軸向和旋轉(zhuǎn)效應(yīng)，應(yīng)用數(shù)值模擬方法開展對推進(jìn)式螺旋槳高空長航時(shí)無人機(jī)的滑流效應(yīng)影響研究。

1 MRF模型

1.1 MRF模型

MRF模型是一種常用而簡便有效的流體旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)定常計(jì)算方法，廣泛運(yùn)用于旋轉(zhuǎn)流體機(jī)械領(lǐng)域和螺旋槳設(shè)計(jì)領(lǐng)域。MRF模型的基本思想是把計(jì)算網(wǎng)格區(qū)域分為旋轉(zhuǎn)區(qū)域和固定區(qū)域。將螺旋槳所在的旋轉(zhuǎn)區(qū)域內(nèi)的流場簡化為槳葉在某一位置的瞬時(shí)流場，將非定常問題用定常方法計(jì)算。旋轉(zhuǎn)區(qū)域的網(wǎng)格在計(jì)算時(shí)保持靜止，在旋轉(zhuǎn)系坐標(biāo)系中以作用的科氏力和向心力進(jìn)行定常計(jì)算;而飛機(jī)所在的固定區(qū)域則按照慣性系坐標(biāo)進(jìn)行定常計(jì)算。在兩個(gè)子區(qū)域的交界處交換慣性坐標(biāo)系下的流體參數(shù)，保證了交界面的連續(xù)性，達(dá)到了用定常計(jì)算來研究非定常問題的目的［15］。

控制方程采用旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下的雷諾平均Navier-Stokes(N-S)方程，定義如下:

其中，Ω為控體體積，S為控體表面。U是守恒量矢量，F(xiàn)I為無粘通量，F(xiàn)v為粘性通量，ST為源項(xiàng)，定義如下:

靜壓和總能定義如下:

其中k為湍動(dòng)能定義如下:

其中，wi為相對速度w的xi方向分量;ω為旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下的角速率;τ為粘性應(yīng)力張量;ρ為流體密度;p為壓力;2ω×w為 MRF模型中的哥氏加速度，ω×(ω×r)為 MRF模型中的向心加速度。由于在定常計(jì)算中被忽略，因此MRF法不能精確表達(dá)運(yùn)動(dòng)隨時(shí)間變化的數(shù)值，得到定常解可以看成是非定常解對時(shí)間的平均值。所以，MRF又被形象地稱為流動(dòng)的“snapshot”(快照)解［16］。

1.2 算例驗(yàn)證

采用MRF方法對某雙葉螺旋槳進(jìn)行數(shù)值模擬研究，外形如圖2(a)所示。螺旋槳飛行高度H=0 km、來流速度Vo=8 m/s，特征剖面上的雷諾數(shù)Re=(0.3～0.5)×106，網(wǎng)格單元數(shù)約為150萬。計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對比如圖3所示。從圖中可以得出，MRF計(jì)算獲得的推力和扭矩結(jié)果與地面實(shí)驗(yàn)結(jié)果對比吻合較好，平均誤差在8%左右。

采用MRF方法對本文研究選用的三葉螺旋槳進(jìn)行數(shù)值模擬研究，外形如圖2(b)所示。飛行高度H =0 km、來流速度Vo=45 m/s，螺旋槳特征面的雷諾數(shù)Re=(2.0～3.0)×106，網(wǎng)格單元數(shù)約為200萬。應(yīng)用MRF計(jì)算和片條理論工程方法計(jì)算不同轉(zhuǎn)速的推力，如圖4所示。結(jié)果表明MRF計(jì)算螺旋槳的推力與工程算法結(jié)果相近，計(jì)算結(jié)果比工程估算略大，平均誤差在5%左右。以上兩個(gè)驗(yàn)證算例表明本文應(yīng)用的MRF模型計(jì)算結(jié)果合理可信，可以模擬螺旋槳的真實(shí)氣動(dòng)效應(yīng)。

圖2 螺旋槳外形表面網(wǎng)格示意圖Fig.2 The wall grid on propeller

圖3 螺旋槳推力MRF計(jì)算結(jié)果和實(shí)驗(yàn)測試結(jié)果比較Fig.3 Comparison of propeller thrust results between MRF and experiment of deferent rotate speed

圖4 螺旋槳MRF和片條理論計(jì)算推力結(jié)果比較Fig.4 Comparison of propeller thrust computational results between MRF and SSA (Standard Strip Analysis)of deferent rotate speed

2 滑流效應(yīng)影響計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 全機(jī)滑流效應(yīng)影響計(jì)算結(jié)果

本文研究的推進(jìn)式螺旋槳無人機(jī)布局如圖5所示，應(yīng)用MRF模型計(jì)算獲得全機(jī)起飛、爬升和巡航各飛行狀態(tài)有無螺旋槳旋轉(zhuǎn)下，滑流效應(yīng)對全機(jī)的氣動(dòng)特性影響。氣動(dòng)系數(shù)計(jì)算以機(jī)頭頂點(diǎn)為原點(diǎn)(0，0，0)，力矩參考點(diǎn)為無人機(jī)的重心位置(7.50 m，0，0)，俯仰力矩系數(shù)以低頭為正，抬頭為負(fù)。計(jì)算氣動(dòng)力系數(shù)以機(jī)翼面積作為參考面積Sref=32 m2，機(jī)翼的平均氣動(dòng)弦長為參考弦長Cref=1.76 m。各飛行狀態(tài)計(jì)算條件見表1所示。

圖5 計(jì)算坐標(biāo)和V尾截面位置定義Fig.5 Calculation coordinate and V-tail section defined

表1 各飛行狀態(tài)計(jì)算條件Table 1 Computational condition at different status

有無螺旋槳兩個(gè)模型計(jì)算網(wǎng)格單元分別為620萬和560萬。全機(jī)有無螺旋槳滑流效應(yīng)影響空間流線對比，如圖6所示，可以看出滑流對流線進(jìn)行收縮加速和旋轉(zhuǎn)。V尾表面壓力分布圖對比，如圖7所示。從圖7中可以看出無螺旋槳時(shí)左右V尾的壓力分布是對稱的，有螺旋槳?jiǎng)t壓力分布不對稱。全機(jī)有無螺旋槳滑流效應(yīng)影響計(jì)算數(shù)據(jù)見表2所示。

從表2中的計(jì)算結(jié)果可以得出，起飛時(shí)由于螺旋槳處于大功率工作狀態(tài)，滑流效應(yīng)對全機(jī)的氣動(dòng)特性影響非常明顯，相比無槳模型升力系數(shù) Cl增加0.0123，阻力系數(shù)Cd增加0.0105，升阻比下降5.2個(gè)點(diǎn)，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cmx增加-0.002，偏航力矩系數(shù)Cmy增加0.0057，俯仰力矩系數(shù)Cmz增加0.0372。從圖8機(jī)翼截面z=±0.80 m壓力分布以及圖9全機(jī)流線對比，可以看出起飛狀態(tài)，機(jī)翼已經(jīng)不受到滑流的加速效應(yīng)的影響，因此推斷爬升和巡航狀態(tài)機(jī)翼都不受到滑流效應(yīng)的影響。全機(jī)起飛狀態(tài)阻力系數(shù)急劇增加，主要原因還是由于槳盤載荷過大和螺旋槳轉(zhuǎn)速過高，使得V尾和機(jī)身尾段壓差阻力急劇增大造成的。起飛狀態(tài)由于螺旋槳滑流效應(yīng)影響，無人機(jī)的氣動(dòng)性能急劇下降，嚴(yán)重影響無人機(jī)的爬升性能，因此對于尾部螺旋槳推進(jìn)的高空長航時(shí)無人機(jī)的機(jī)身尾段氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)必須要考慮螺旋槳滑流的影響，進(jìn)行減阻優(yōu)化設(shè)計(jì)，提高無人機(jī)的爬升性能。

圖6 有無螺旋槳模型全機(jī)空間流線對比Fig.6 Comparison of stream trace of the UAV model with and without propeller

圖7 起飛狀態(tài)全機(jī)有無螺旋槳V尾壓力分布圖對比Fig.7 Comparison of pressure on V-tail with and without propeller slipstream effects at taking off status，attack angle α=4°

爬升狀態(tài)，螺旋槳功率減小，滑流效應(yīng)影響相對減弱。相比無槳狀態(tài)，升力系數(shù)Cl增加0.006，阻力系數(shù)Cd增加0.0052，升阻比下降2.8個(gè)點(diǎn)，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cmx增加-0.0003，偏航力矩系數(shù)Cmy增加0.004，俯仰力矩系數(shù)Cmz增加0.0204。

表2 有無螺旋槳?jiǎng)恿Φ臒o人機(jī)的氣動(dòng)力計(jì)算結(jié)果比較Table 2 Comparison of computational results with and without slipstream effects on the UAV model

圖8 起飛狀態(tài)α=4°，z=±0.80 m機(jī)翼截面壓強(qiáng)分布對比Fig.8 Comparison of pressure coefficient along section z=±0.80 m of wing with and without propeller slipstream effects at taking off status，attack angle α=4°

圖9 有無螺旋槳模型機(jī)翼空間流線對比Fig.9 Comparison of stream trace of the UAV wing with and without propeller

巡航狀態(tài)，螺旋槳功率最小。相比無槳狀態(tài)，升力系數(shù)Cl增加-0.0006，阻力系數(shù)Cd增加0.0011，升阻比下降0.9個(gè)點(diǎn)，俯仰力矩系數(shù)Cmz增加-0.0025。此時(shí)螺旋槳滑流效應(yīng)對全機(jī)的氣動(dòng)特性影響已經(jīng)很微弱。

2.2 加速效應(yīng)和旋轉(zhuǎn)效應(yīng)影響分析

推進(jìn)式螺旋槳布局無人機(jī)的加速效應(yīng)在全機(jī)上表現(xiàn)為氣動(dòng)力增加，如升力和低頭俯仰力矩的增加。部件上則是壓力分布的變化，如V尾截面壓力分布的面積增大;旋轉(zhuǎn)效應(yīng)在全機(jī)上的表現(xiàn)為全機(jī)Cmx變化，部件上則是V尾截面壓力分布出現(xiàn)偏轉(zhuǎn)。

圖10 起飛狀態(tài)α=4°，z=±0.50 m截面壓強(qiáng)分布對比Fig.10 Comparison of pressure coefficient along section z=±0.50 m with and without propeller slipstream effects at taking off status，attack angle α=4°

圖11 起飛狀態(tài)α=4°，z=±1.50 m截面壓強(qiáng)分布對比Fig.11 Comparison of pressure coefficient along section z=±1.50 m with and without propeller slipstream effects at taking off status，attack angle α=4°

圖12 起飛狀態(tài)α=4°，z=±2.50 m截面壓強(qiáng)分布對比Fig.12 Comparison of pressure coefficient along section z=±2.50 m with and without propeller slipstream effects at taking off status，attack angle α=4°

圖10～圖12為起飛狀態(tài)V尾截面壓強(qiáng)分布圖。如圖10所示，受滑流旋轉(zhuǎn)效應(yīng)影響z=0.50 m位置截面后緣壓強(qiáng)相對于z=-0.50 m位置截面后緣壓強(qiáng)往上翹，表現(xiàn)為螺旋槳的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)對V尾后緣處當(dāng)?shù)赜钱a(chǎn)生變化的影響，受到加速效應(yīng)影響V尾截面上壓強(qiáng)分布面積明顯比無滑流狀態(tài)時(shí)要大;如圖11所示在V尾截面z=±1.5 m位置，V尾截面上的壓強(qiáng)分布不對稱性基本消失，可以得出螺旋槳滑流旋轉(zhuǎn)效應(yīng)對V尾的影響范圍為槳徑1.2倍(螺旋槳半徑R=1.25 m);滑流加速效應(yīng)對V尾截面上壓強(qiáng)分布的影響由內(nèi)到外逐步減弱，如圖12所示，到 z= ±2.50 m截面處，V尾截面上環(huán)量已經(jīng)不受滑流效應(yīng)影響，滑流對V尾的加速效應(yīng)影響區(qū)域直徑約為螺旋槳直徑的2倍。

爬升狀態(tài)前進(jìn)速度V0增大以后，通過分析V尾各截面上的壓強(qiáng)分布得到旋轉(zhuǎn)效應(yīng)區(qū)域?yàn)闃獜街睆郊s0.8倍。滑流加速效應(yīng)影響區(qū)域?yàn)闃獜?.6倍。滑流效應(yīng)對V尾的影響明顯減弱。巡航狀態(tài)前進(jìn)速度V0進(jìn)一步增大，通過分析V尾各截面上的壓強(qiáng)分布得到旋轉(zhuǎn)效應(yīng)和加速效應(yīng)對V尾的影響已經(jīng)很微弱。

圖13 有無螺旋槳對V尾滾轉(zhuǎn)力矩和俯仰力矩的影響Fig.13 Comparison of Cmxand Cmzof the UAV V-tail with and without propeller

圖14 有無螺旋槳對機(jī)翼滾轉(zhuǎn)力矩和俯仰力矩的影響Fig.14 Comparison of Cmxand Cmzof the UAV wing with and without propeller

螺旋槳滑流對左右側(cè)V尾的影響，如圖13所示。從圖中可以得出在起飛狀態(tài)左右氣動(dòng)力出現(xiàn)極大不對稱，整副V尾的Cmx絕對值最大，左右側(cè)V尾的Cmz的偏差和相對無槳的增量也同時(shí)達(dá)到最大值;爬升狀態(tài)V尾的Cmx減小和左右側(cè)尾翼的Cmz偏差減小;巡航狀態(tài)V尾的Cmx最小，同時(shí)左右側(cè)Cmz偏差達(dá)到最小。從圖14得出滑流效應(yīng)對機(jī)翼的滾轉(zhuǎn)力矩和俯仰力矩基本上不影響。

2.3 起飛狀態(tài)滑流影響分析

本節(jié)針對起飛狀態(tài)無人機(jī)受滑流效應(yīng)影響氣動(dòng)特性急劇下降等問題開展進(jìn)一步研究，分析了起飛狀態(tài)H=0 km，α=4°和V0=45 m/s的不同推力和相同推力不同槳距兩種情況下滑流效應(yīng)對無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響，研究狀態(tài)如表3所示。研究結(jié)果表明全機(jī)的升力系數(shù)增量隨推力變化影響較小，阻力系數(shù)變化較大，導(dǎo)致全機(jī)升阻比隨著推力增加下降很大，如圖15所示。因此對于尾部螺旋槳推進(jìn)的飛機(jī)在進(jìn)行起飛-爬升狀態(tài)槳發(fā)匹配設(shè)計(jì)時(shí)，要充分考慮滑流對全機(jī)氣動(dòng)性能的影響，兼顧動(dòng)力匹配和滑流對爬升性能影響。設(shè)計(jì)目標(biāo)即要滿足飛機(jī)動(dòng)力要求，同時(shí)還必須保證飛機(jī)具有足夠的爬升性能。

不同槳距相同推力下得到螺旋槳滑流效應(yīng)影響全機(jī)的氣動(dòng)力系數(shù)增量基本相同，如圖16所示為不同槳距螺旋槳滑流效應(yīng)影響全機(jī)的升阻比增量對比，這表明在相同推力下滑流效應(yīng)影響基本相同與轉(zhuǎn)速無關(guān)。

表3 螺旋槳不同工作狀態(tài)參數(shù)表Table 3 Parameters of propeller at different status

圖15 不同推力狀態(tài)下滑流效應(yīng)對全機(jī)升阻比增量影響Fig.15 The increment of lift-to-drag of UAV in different thrust of propeller status

圖16 不同槳距螺旋槳滑流效應(yīng)對全機(jī)升阻比增量影響Fig.16 The increment of lift-to-drag of UAV in different blade attack angle status

表4 起飛狀態(tài)全機(jī)部件升阻系數(shù)增量分析Table 4 Increment of lift and drag analyze of UAV department at taking off status

本節(jié)最后分析了起飛狀態(tài)下滑流效應(yīng)對全機(jī)升阻特性的影響。如表4所示為滑流效應(yīng)對全機(jī)各部件的升阻力系數(shù)增量影響數(shù)據(jù)結(jié)果。從表5可以得出全機(jī)升力系數(shù)增加0.0123，相對于無滑流效應(yīng)狀態(tài)全機(jī)升力系數(shù)增加1.2%;阻力系數(shù)受到滑流效應(yīng)影響變化較大，全機(jī)阻力系數(shù)增加0.0105，主要是壓差阻力增大造成的，粘性阻力增加很小，相對無滑流效應(yīng)狀態(tài)全機(jī)阻力增加 26.6%;其中 V尾增加5.3%、機(jī)翼增加1.0%和機(jī)身增加20.3%;阻力系數(shù)增加主要來自機(jī)身，由于滑流效應(yīng)對機(jī)翼的影響非常小，因此阻力系數(shù)增量主要是來源于螺旋槳附近的機(jī)身后段。

本節(jié)從機(jī)身后段的各截面(截面定義如圖5所示)壓強(qiáng)分布變化情況，分析阻力系數(shù)急劇增加的主要原因。如圖17～圖19所示為機(jī)身尾部有無螺旋槳的壓強(qiáng)系數(shù)分布對比。機(jī)體截面的壓強(qiáng)受到滑流效應(yīng)影響以后，壓強(qiáng)分布往低壓方向平移量很大，而且截面上下物面壓差進(jìn)一步增大，同時(shí)壓強(qiáng)分布也出現(xiàn)劇烈的不對稱性，表明機(jī)身尾段受到加速效應(yīng)和旋轉(zhuǎn)效應(yīng)影響都非常明顯，這正是造成機(jī)身尾段壓差阻力增加的主要原因。

圖17 x=13.2 m截面機(jī)身+V尾表面壓強(qiáng)系數(shù)分布對比Fig.17 Comparison of coefficient pressure distribution in x=13.2 m section of UAV with and without propeller

圖18 x=13.6 m截面機(jī)身+V尾表面壓強(qiáng)系數(shù)分布對比Fig.18 Comparison of coefficient pressure distribution in x=13.6 m section of UAV with and without propeller

圖19 x=14.0 m截面機(jī)身表面壓強(qiáng)系數(shù)分布對比Fig.19 Comparison of coefficient pressure distribution in x=14.0 m section of UAV with and without propeller

起飛狀態(tài)時(shí)螺旋槳推力最大，螺旋槳對槳盤前方的氣流加功量達(dá)到最大。槳盤前方氣流流管急劇收縮加速和旋轉(zhuǎn)，使得V尾所在流場受到很強(qiáng)的加速和旋轉(zhuǎn)效應(yīng)影響，所以此時(shí)V尾受到加速效應(yīng)和旋轉(zhuǎn)效應(yīng)的影響范圍，以及全機(jī)氣動(dòng)力系數(shù)的影響增量均達(dá)到最大。爬升狀態(tài)時(shí)螺旋槳推力減小，槳盤前方氣流加速和旋轉(zhuǎn)特性影響減弱，因此滑流效應(yīng)對V尾的影響范圍減小，全機(jī)氣動(dòng)力系數(shù)增量影響也同時(shí)減弱。巡航狀態(tài)時(shí)螺旋槳推力最小，槳盤前方氣流加速和旋轉(zhuǎn)特性影響最弱，所以此時(shí)滑流對V尾的影響范圍是最小的，全機(jī)氣動(dòng)力系數(shù)基本不受影響。

總體來看，螺旋槳滑流效應(yīng)影響強(qiáng)度隨推力增加而增大，隨來流速度增大而減小，由無人機(jī)縱向?qū)ΨQ面向外逐漸減弱。無人機(jī)起飛升阻比隨著推力增大而急劇下降，相同推力不同槳距得到滑流效應(yīng)影響結(jié)果基本相同。起飛狀態(tài)飛機(jī)受滑流效應(yīng)影響機(jī)身尾部壓差阻力急劇增加，導(dǎo)致全機(jī)氣動(dòng)特性下降。滑流效應(yīng)只能夠影響到無人機(jī)后段機(jī)身和V尾部分的氣動(dòng)特性，對于機(jī)翼部分則基本上影響不到。加速效應(yīng)使得全機(jī)的氣動(dòng)力系數(shù)增大，造成俯仰力矩增加。旋轉(zhuǎn)效應(yīng)使得V尾表面壓力出現(xiàn)不對稱，造成全機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩增加。在滑流效應(yīng)影響下無人機(jī)的縱向、橫向和航向力矩均需要重新配平。

3 總結(jié)

本文應(yīng)用MRF模型的數(shù)值模擬方法開展對高空長航時(shí)無人機(jī)螺旋槳滑流效應(yīng)影響研究。計(jì)算獲得螺旋槳滑流效應(yīng)對V尾和全機(jī)氣動(dòng)力系數(shù)的影響結(jié)果，分析了螺旋槳滑流效應(yīng)對無人機(jī)的起飛、爬升和巡航氣動(dòng)特性的影響。通過對V尾+單槳組合和全機(jī)的滑流效應(yīng)影響研究得出以下結(jié)論:

(1)采用MRF模型的數(shù)值模擬方法能夠較好地模擬螺旋槳滑流加速效應(yīng)和旋轉(zhuǎn)效應(yīng)對氣動(dòng)特性的影響。該方法具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值，可以為螺旋槳飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供技術(shù)支持。

(2)起飛狀態(tài)螺旋槳滑流效應(yīng)對全機(jī)氣動(dòng)特性影響最強(qiáng)，氣動(dòng)力系數(shù)增量最大。爬升狀態(tài)螺旋槳滑流效應(yīng)影響減弱。巡航狀態(tài)螺旋槳滑流效應(yīng)的影響最小，氣動(dòng)特性基本不變。起飛狀態(tài)飛機(jī)受滑流影響機(jī)身尾部壓差阻力急劇增加，導(dǎo)致全機(jī)氣動(dòng)性能下降。

(3)螺旋槳滑流效應(yīng)影響強(qiáng)度隨推力增加而增大，隨來流速度增大而減小，由無人機(jī)對稱面向外逐漸減弱，相同推力條件下滑流效應(yīng)的影響基本相同。滑流效應(yīng)只能夠影響到機(jī)身后段和V尾部分的氣動(dòng)特性，對于機(jī)翼部分則基本上影響不到。對于機(jī)身尾段設(shè)計(jì)需要考慮滑流影響進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。槳發(fā)匹配時(shí)需要兼顧動(dòng)力設(shè)計(jì)和滑流效應(yīng)對全機(jī)氣動(dòng)性能的影響。

(4)加速效應(yīng)使得全機(jī)氣動(dòng)力系數(shù)增大，造成俯仰力矩增加。旋轉(zhuǎn)效應(yīng)使得V尾表面壓力出現(xiàn)不對稱，造成全機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩增加。

［1］ J.Aurg MAuller，Marianne Aschwandeny.Wind tunnel simulation of propeller effects in the A400M FLA-4 Model［R］.AIAA 2005-3706.

［2］ Li Zhengchu，Wang Xunnian，Chen Hong，et al.Experimental study on the influence of propeller slipstream on wing flow field［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2000，14(2):44-48.(in Chinese)

李征初，王勛年，陳洪，等.螺旋槳滑流對飛機(jī)機(jī)翼流場影響試驗(yàn)研究［J］.流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測量，2000，14(2):44-48.

［3］ Jiang Xiaoli，Yang Shipu.Analysis of propeller aircraft slip stream mechanism［J］.Journal of Design and Research in Civil Aviation Aircraft，2009，(4):34-38.(in Chinese)

蔣曉莉，楊士普.螺旋槳飛機(jī)滑流機(jī)理分析［J］.民航飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究，2009，(4):34-38.

［4］ Gilles Fratello，Daniel Favier，Christian Maresca.Experimental and numerical study of the propeller/fixed wing interaction［J］.Journal of Aircraft，1991，28(6):5-9.

［5］ Qin E，Yang Guowei，Li Fenglan，et al.Analysis of propeller slipstream on numerical aerodynamic effects［J］.Journal of Northwestern Polytechnical University，1997，15(4):511-516.(in Chiense)

鄂秦，楊國偉，李鳳蔚，等.螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動(dòng)特性影響的數(shù)值分析［J］.西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)，1997，15(4):511-516.

［6］ Conway J T.Analytical solutions for the actuator disk with variable radial distribution of load［J］.Fluid Mech.，1995，297:327-355.

［7］ Chaffin M S.A guide to the use of the pressure disk rotor model as implemented in INS3D-UP［R］.NASA CR4692，1995.

［8］ Veldhuis L L M，Nebiolo S.Analysis of calculated and measured wake characteristics of a propeller-wing model［R］.AIAA 2000-0908.

［9］ Zuo Suihan，Yang Yong.Numerical analysis of dynamic characteristics of propeller slipstream influence with the wing trailing edge flap gas［J］.Aeronautical Computing Technique，2007，37(1):54-57.(in Chinese)

左歲寒，楊永.螺旋槳滑流對帶后緣襟翼機(jī)翼氣動(dòng)特性影響的數(shù)值分析［J］.航空計(jì)算技術(shù)，2007，37(1):54-57.

［10］Li Bo，Liang Dewang，Huang Guoping.The slipstream impact on turboprop aircraft aerodynamic performance based on the equivalent plate model［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2008，29 (4):845-852.(in Chiense)

李博，梁德旺，黃國平.基于等效盤模型的滑流對渦槳飛機(jī)氣動(dòng)性能的影響［J］.航空學(xué)報(bào)，2008，29(4):845-852.

［11］ Moens F，Gardarein P.Numerical simulation of the propellering/ wing interactions for transport aircraft［R］.AIAA 2001-2404.

［12］Hall E Jo，Top D A，Delaney R A.Task 7-ADPAC users manual.cleveland:NASA Lewis Research Center［R］.NASA CR-195472.

［13］Xu Heyong，Ye Zhengyin.The unsteady flow numerical simulation of propeller slipstream［J］.Journal of Aerospace Power，2011，26 (1):148-153.(in Chinese)

徐和勇，葉正寅.螺旋槳非定常滑流數(shù)值模擬［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2011，26(1):148-153.

［14］He Wei.Comparison of multiple reference frame method and sliding mesh method in numerical simulation of automobile front air intaking［J］.Computer Aided Engineering，2007，(3):96-100.(in Chinese)

何煒.多參考坐標(biāo)系法和滑移網(wǎng)格法在汽車前端進(jìn)氣數(shù)值模擬中的比較［J］.計(jì)算機(jī)輔助工程，2007，(3):96-100.

［15］liu Peiqing.Air propeller theory and its application［M］.Beijing: Beihang University Press，2006，2.(in Chinese)

劉沛清.空氣螺旋槳理論及其應(yīng)用［M］.北京:北京航空航天大學(xué)出版社，2006，2.

［16］Deglon D A，Meyer C J.CFD modeling of stirred tanks numerical considerations［J］.Minerals Eng.，2006，19(10):1059-1068.

Numerical simulation study on propeller slipstream effect on unmanned air vehicle with propeller engine

Chen Guangqiang*，Bai Peng，Zhan Huiling，Ji Chuqun
(The Institute of aerodynamics theories and application of China Academy of Aerodynamic of Aerospace，Beijing 100074，China)

For the layout design of an Unmanned Air Vehicle(UAV)with propeller engine，application of three dimensional numerical simulation method on the slipstream aerodynamic effect is investigated based on Multiple Reference Frame(MRF)model.The reseach results shown that the flow field of the MRF model is consistent with true propeller flow，and MRF simulates aerodynamic interference accurately.The influence of propeller slipstream on the aerodynamic performance of an UAV at the status of taking off is most significant，becomes weaker at the status of climbing and the least at the status of cruising.The influence of propeller slipstream is enhanced with the increment of propeller thrust and keeps nearly the same if two sets of propeller who have same thrust but different blade attack angle.The pressure drag on the afterbody of the UAV fuselage increases rapidly because of the effect of propeller slipstream flow，deteriorates the aerodynamic performance of the UAV evidently.

Unmanned Air Vehicle(UAV);propeller slipstream;Multiple Reference Frame (MRF);Computational Fluid Dynamics(CFD);numerical simulation

V211.3

A

10.7638/kqdlxxb-2014.0013

0258-1825(2015)04-0554-09

2014-03-10;

2014-05-21

國家自然科學(xué)基金重點(diǎn)項(xiàng)目(90816026)

陳廣強(qiáng)*(1982-)，男，廣西合浦人，工程師，碩士，主要從事飛行氣動(dòng)設(shè)計(jì)與計(jì)算，螺旋槳?dú)鈩?dòng)設(shè)計(jì).E-mail:guangqiangchen@sina.com

陳廣強(qiáng)，白鵬，詹慧玲，等.一種推進(jìn)式螺旋槳無人機(jī)滑流效應(yīng)影響研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33(4):554-562.

10.7638/kqdlxxb-2014.0013 Chen G Q，Bai P，Zhan H L，et al.Numerical simulation study on propeller slipstream effect on unmanned air vehicle with propeller engine［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(4):554-562.