計入螺旋槳干擾的傾轉機翼飛行器氣動特性研究

韋煒，韓慶，桑曉慶，劉星

(1.西安愛生技術集團公司 飛行器研發中心，西安 710065)(2.西北工業大學 航空學院，西安 710072)(3.深圳市大疆創新科技有限公司 結構部，深圳 518000)(4.西安航空學院 飛行器學院，西安 710077)

0 引 言

隨著新一代陸軍戰略轉型以及機械化裝備的快速發展，陸軍對無人機的能力提出了更高要求，而目前在役的無人直升機和固定翼無人機都有其先天缺陷，很難進一步滿足現代化部隊的作戰使用需求。因此，同時兼具無人直升機(垂直起降、懸停作業)和固定翼無人機(快速、長時間高效飛行)優勢的傾轉旋翼/傾轉機翼無人機技術亟待發展。

理論研究方面，國外對傾轉機翼式布局飛行器的研究涉及了樣機試飛[1]、氣動性能研究[2-4]和飛行控制測試[3]等方面。螺旋槳滑流作用會在很大程度上影響全機的氣動特性，國內外對螺旋槳/機翼/機身之間的干擾作用進行了一系列探索[5-11]，但并未涉及到傾轉機翼式布局螺旋槳/機翼氣動干擾特性的研究。

本文基于提高動力系統氣動效率、簡化傾轉機構、模塊化設計和延長續航時間等設計目標，提出四發串列式傾轉機翼的布局形式，對該布局飛行器進行氣動布局設計和氣動特性分析，并制作縮比驗證機進行試飛驗證。

1 飛行器氣動布局設計

本文提出四發串列式傾轉機翼的氣動布局，即串列式傾轉機翼結合四個螺旋槳安裝于兩個機翼的布局形式，如圖1所示。

(a)巡航狀態

(b)懸停狀態圖1 飛行器飛行模擬效果示意圖Fig.1 Flight simulation for quad-rotor tandem tilting wing aircraft

在進行飛行器氣動布局設計時，要充分考慮前后翼間的干擾效應，除常規的機翼外形參數，還需要重點設計前后翼的安裝參數。

(1)機翼氣動外形設計

該串列翼無人機的巡航速度為72 km/h，故總體設計時機翼平面形狀采用低速飛機常用的直機翼，翼型選擇NACA4415翼型[12]。飛機總體設計中起飛總質量定為20 kg，參照文獻[4]中的樣機，取該飛機翼載荷為12.5 kg/m2，則串列翼布局參考面積為1.6 m2。串列翼布局參考面積為前后翼面積之和，為了方便研究前后翼的氣動干擾特性，將前后翼設計為相同的直機翼，前后翼面積為S1=S2=0.8 m2，取展弦比A=10。

(2)機翼安裝參數設計

串列翼布局前后翼變量示意圖如圖2所示，水平相對距離L、垂直相對距離H為前翼后緣到后翼前緣的水平及垂直距離；D為兩翼的翼差角度，前翼大于后翼時為正；飛行迎角以后翼的飛行迎角而定。根據文獻[6]，前后翼布置為L=2cr2，H=0.3cr2時前后翼之間的干擾阻力相對較小。為了避免前后翼翼差角對氣動性能產生影響，取D=φ1-φ2=0，機翼詳細設計參數如表1所示。

圖2 串列翼布局前后翼變量示意圖Fig.2 Diagram for the front wing and rear wing variables for tandem tilting wing layout

2 滑移網格技術

采用基于多重參考坐標系模型的滑移網格技術對四發串列式傾轉機翼飛行器的氣動特性進行CFD數值模擬。具體為：采用ICEM CFD進行非結構網格劃分，基于SST湍流模型，通過在商用仿真軟件CFX中求解N-S方程獲取流場信息。含螺旋槳飛行器模型的非結構網格如圖3所示，網格數為1 500萬左右。

圖3 含螺旋槳的非結構網格Fig.3 Unconstructed grid for aeroplane containing propeller

為了計算計入螺旋槳干擾下各飛行狀態的全機氣動性能，采用滑移網格計算方法，將整個流場的一部分劃分成動參考域，另外一部分劃分為靜參考域，即螺旋槳所在的旋轉流場網格和遠場所在的靜止網格兩套網格。旋轉域和靜止域之間通過交接面(Interface)進行連接以完成信息流通交換。在建模過程中，將旋轉部分和靜止部分交接的部分分別配對，形成多個交接面，即Interface部分。上述兩套流場網格如圖4所示。

(a)遠場靜止網格

(b)旋轉域網格

(c)旋轉域內螺旋槳網格圖4 兩套流場網格Fig.4 Two flow field grids

靜止域和動域兩套網格通過交接面(Interface)進行連接使得旋轉域和靜止域信息流通交換。

計算時對轉子區域設置旋轉中心坐標、旋轉軸和旋轉速度，設置旋轉軸遵循右手定則且與螺旋槳旋轉方向相同。例如，旋轉軸通過輸入兩點坐標的方式設置(該軸須過螺旋槳圓心)。設置三個交接面，分別為螺旋槳上下槳平面及縱向槳平面，如圖5所示，坐標變換形式選擇旋轉變換的Forzen Rotor模式，這是周期性旋轉模擬中常用的一種交接面模式。機翼傾轉30°夾角時的旋轉軸定義方式如表2所示，其他傾轉角以此類推。

圖5 旋轉域與遠場交接面設置圖Fig.5 Rotation field and farfield interaction

表2 機翼30°傾角時對應的旋轉軸設置Table 2 Rotation axis as wing tilting 30°

對該布局飛行器過渡狀態的分析是通過機翼傾轉一定角度來實現的。飛行器實際飛行過程中，一定的機翼傾轉角對應一定的前飛速度，分別選取機翼傾轉角度0°、30°、60°和90°四個計算狀態點，計算飛行器從平飛狀態過渡到懸停狀態的氣動特性[6,13-14]，具體計算狀態如表3所示。

表3 四發串列式傾轉機翼飛行器過渡過程計算狀態Table 3 Calculation on transition stage for wuad-rotor tandem tilting wing aircraft

3 結果及分析

3.1 螺旋槳對全機氣流的干擾作用分析

懸停狀態下，x=-230 mm位置處的壓力分布如圖6所示，可以看出：螺旋槳上翼面形成了大面積的低壓區，下表面形成高壓分布區；垂直起降時螺旋槳產生的向下氣流可提高氣動效率，由于機翼與螺旋槳同步轉動，不會出現傾轉旋翼式布局飛行器常見的機翼表面壓力突變區。

圖6 懸停狀態下x=-230 mm處的壓力云圖Fig.6 Pressure nephogram for hovering stage in x=-230 mm

傾轉30°、轉速7 000 r/min時y=-1 000 mm(后翼左螺旋槳軸心)平面的流線分布如圖7所示，可以看出：該狀態下前翼失速，由于后翼與前翼之間垂直間距合適，且水平間距足夠大，后翼并未失速，兩者之間干擾小。

圖7 傾轉30°、轉速7 000 r/min時y=-1 000 mm平面的流線分布圖Fig.7 Streamline on the plane y=-1 000 mm for tilting 30° ,RPM=7 000 r/min

機翼傾轉60°時y=-800 mm平面處無螺旋槳，y=-1 000 mm平面為后翼左螺旋槳軸心平面位置。兩位置狀態的流線對比如圖8所示，可以看出：y=-800 mm處前后翼均失速，y=-1 000 mm處前翼已失速，但由于螺旋槳的作用后翼并未失速。此現象說明螺旋槳可以延緩機翼上翼面的氣流分離。

(a)y=-800 mm

(b)y=-1 000 mm圖8 機翼傾轉60°兩個平面的流線對比圖Fig.8 Comparison diagram for two planes as wing tilting 60°

平飛狀態轉速6 000 r/min情況下，x=-340 mm槳盤對應平面的流線分布圖如圖9所示，槳盤外側氣流速度較大，槳盤內側氣流速度較小。

圖9 平飛狀態轉速6 000 r/min，x=-340 mm平面上的流線分布圖Fig.9 Streamline on the plane x=-340 mm for cruise stage RPM=6 000 r/min

從圖9可以看出：整個平面氣流受螺旋槳的干擾產生環向擾動，故增大機翼氣動升力的同時也增大了氣動阻力。

機翼傾轉30°四個螺旋槳x方向(水平方向)和z方向(鉛垂方向)的拉力值如表4所示，可以看出：相同轉速下四個螺旋槳x方向和z方向上的拉力分量基本一致，即前后螺旋槳之間干擾、機翼對螺旋槳的干擾較小。

3.2 全機升阻特性分析

不同轉速下四個飛行狀態的升力、阻力對比如圖10所示，可以看出：0°、30°和60°三個傾轉角度下螺旋槳轉速為0時全機升力均小于其他轉速下的升力；0°、30°、60°和90°四個機翼傾轉角度下螺旋槳轉速為0時的全機阻力也小于其他轉速下的阻力。即螺旋槳的作用使得全機升力增大，阻力增大，其原因是：螺旋槳作用使得機翼上翼面的氣流分離減少，同時由于螺旋槳的旋轉作用增大了氣動阻力。

(a)升力對比

(b)阻力對比圖10 不同轉速下四個飛行狀態的升阻力對比圖Fig.10 Lift and drag in four flight attitude as a function of RPM

機翼四個飛行狀態下螺旋槳方向x方向和z方向拉力隨轉速的變化如圖11所示。

(a)機翼旋轉0°

(b)機翼旋轉30°

(c)機翼旋轉60°

(d)機翼旋轉90°圖11 機翼各飛行狀態下螺旋槳方向x方向和z方向拉力隨轉速變化曲線Fig.11 Variation curve tension in four flight attitude as a function of RPM

從圖11可以看出：隨著傾轉角度的增大，x方向的拉力分量不斷變小，z方向的拉力分量不斷增大，與實際情況一致；機翼傾轉0°時，全機升力主要靠機翼提供，此時z方向的螺旋槳拉力分量較小，基本為0；機翼傾轉90°時，全機升力主要靠螺旋槳來提供，此時螺旋槳z方向的拉力較大，可以平衡全機自重和z方向的氣動力(此時機翼可能會產生負升力)。

4 縮比驗證機試飛

為了驗證四發串列式傾轉機翼飛行器的可行性，進行縮比驗證機的總體設計、結構設計、傾轉機構設計、內部艙室設計等，制作縮比驗證機實物并進行試飛驗證以及模式的姿態控制。飛行器驗證樣機的試飛圖如圖12所示。

(a)室內懸吊姿態測試

(b)垂直起飛狀態

(c)滑跑起飛狀態

(d)巡航狀態圖12 縮比驗證機試驗與試飛過程Fig.12 Scale model for testing and flight

從目前的驗證試飛結果來看，該縮比驗證機氣動布局設計較為合理，螺旋槳間干擾、機翼與螺旋槳間干擾均較小，全機升阻特性較好，基本達到本文的設計目標，可實現垂直起飛和正常平飛。過渡狀態由于氣動理論和控制理論尚不完善，有待下一步探索。

5 結 論

(1)本文采用的四發串列式傾轉機翼布局形式的優勢是懸停狀態下螺旋槳產生的向下氣流順利通過機翼剖面，有利于提高螺旋槳氣動效率。機翼與螺旋槳同步轉動，因此不會出現傾轉旋翼式布局飛行器中常見的機翼表面出現壓力突變的情況。該布局很好地解決了螺旋槳的氣動效率低的問題。

(2)該布局方案的螺旋槳間相互干擾及機翼對螺旋槳的干擾都較小。

(3)螺旋槳可以延緩機翼上表面氣流分離，但同時螺旋槳的旋轉作用造成氣流的環向擾動，故增大機翼氣動升力的同時也增大了氣動阻力。

(4)0°傾轉角下主要由機翼提供升力，90°傾轉角下主要由螺旋槳提供升力，中間過渡態由機翼和螺旋槳共同提供升力。

(5)由縮比驗證機的制作和試飛情況來看，該布局形式具有可行性,可以用于提高傳統垂直起降飛行器的續航時間。