高空大推力涵道風扇氣動設計研究

謝育帆,葛寧

(南京航空航天大學 能源與動力學院,江蘇 南京 210016)

0 引言

如今能夠適用于復雜環(huán)境的垂直起降飛行器成為了備受關注的焦點之一[1-2]。涵道風扇系統(tǒng)實際上是將產生升力的各部件環(huán)擴于涵道內,能夠使無人機有垂直起降和懸停的功能,這樣的設計可以抑制風扇葉尖渦從而增加升力。涵道風扇系統(tǒng)氣動效率高,結構緊湊,安全性能好,被廣泛應用于飛行器設計之中。但由于涵道與風扇葉片之間的相互作用使涵道風扇氣動環(huán)境十分復雜。國外對涵道風扇式的飛行器研究已經做了很多工作,同時研制出了一些較為成熟的涵道風扇式飛行器,國內的涵道風扇設計理論和實踐上還處于較為落后的階段。

傳統(tǒng)的涵道風扇氣動設計通常采用葉素動量理論、升力線模型和面元法等快速方法。19世紀RANKINE和FROUDE提出了動量理論[3]。2005年,李建波等[4]研究了涵道風扇的空氣動力學特性,對涵道風扇氣動特性的計算方法進行了實驗驗證。2013年,高永衛(wèi)等[5]提出了一種在初步階段快速設計涵道螺旋槳的簡便方案,通過風洞試驗驗證了其設計方法的可行性。國外的CONEY[6]采用升力線模型提出了一種新的涵道風扇槳葉設計方法。EPPS[7-8]在CONEY的研究基礎上,提出了一種魯棒性更好的尾渦模型,并應用于OpenProp[9]涵道風扇設計軟件中。西北工業(yè)大學的王海童等[10]基于面元法提出了一種進氣道內流動的快速數值預測手段。郭嘉豪等[11]利用CFD計算對基于葉素動量理論的對轉槳葉快速設計方法進行了修正,這種設計方法有較好的適應性和魯棒性。李曉華等[12]對涵道風扇外形參數的影響進行了研究,對唇口外形、擴張角和涵道高度等因素的影響進行了詳細研究。葉坤等[13]在動量源法的基礎上對涵道外形進行了優(yōu)化設計,分析了涵道拉力產生的原因。叢偉[14]詳細研究了涵道風扇的槳葉總距角、涵道迎角等參數,初步給出各參數影響涵道風扇的規(guī)律。盡管目前國內對于涵道風扇的設計以及研究有十分豐富的研究成果,而對于高海拔條件下涵道風扇研究內容卻很少。由于高海拔地區(qū)空氣密度低,因此無人機動力系統(tǒng)在高海拔地區(qū)的推力會明顯降低,而在涵道風扇現(xiàn)有尺寸和質量限制要求下,要保證在實際應用過程中功耗小,同時產生較大推力,需要對涵道風扇的關鍵部件進行優(yōu)化設計,以達到設計要求。因此本文在基于葉素動量理論的基礎上對高海拔條件下涵道風扇進行了氣動設計研究。

1 研究對象及數值方法介紹

1.1 研究對象

美國NASA研究中心的GRUNWALD[15]對涵道風扇進行了風洞試驗,試驗提供了詳細的試驗數據,可以用于驗證計算方法的正確性。圖1為NASA幾何模型示意圖,表1為模型基本參數。

表1 涵道風扇幾何參數 單位:mm

圖1 NASA涵道風扇模型幾何模型示意圖

1.2 網格劃分與數值計算

在進行數值計算時將風扇部件簡化為漿盤,用薄圓柱代替,其涵道模型如圖2所示。涵道風扇模型計算域網格為混合網格,轉子區(qū)域采用結構網格,涵道以及遠場區(qū)域采用非結構網格,網格量總數在200萬左右,網格的劃分如圖3、圖4所示。

圖2 涵道風扇簡化模型

圖3 涵道風扇網格劃分

圖4 涵道風扇y-z平面網格劃分

算例利用CFX進行計算邊界條件設置,計算域外部設置為大氣環(huán)境,出口設置為壓力出口。這樣設置可以模擬風扇迎角變化時的環(huán)境條件。CFD計算采用k-e湍流模型,涵道和漿轂都設置為固壁邊界,滿足無滑移條件。

1.3 數值結果對比

圖5為涵道風扇推力系數計算的結果并與NASA實驗結果進行對比。從圖中可以看出結果擬合較好,因此后續(xù)涵道風扇計算可以使用這一種計算方法。

圖5 涵道風扇推力系數隨迎角變化圖

2 涵道風扇設計方法

2.1 總體參數選取

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

在E小于105時,輸出流量、馬赫數等參數,再根據所求得的流量和馬赫數,求出出口總溫、軸向速度、推力、輪緣功等參數,公式如下:

(6)

(7)

F=G×Vz

(8)

(9)

(10)

(11)

(12)

(13)

式中:Tfan為風扇進口靜壓;Vz為軸向速度;F為推力;Lu為輪緣功;RPM為轉速;Tr為轉矩;Vt為周向速度;β為出口氣流角;V為絕對速度;Du為經過旋轉部件后,氣體絕對速度沿圓周切線速度分量的變化值。

以此根據已知條件可以求得風扇初步總體參數如表2所示。

表2 涵道風扇總體性能參數

2.2 涵道風扇設計方法

葉片設計采用葉素動量理論[3]快速設計方法,初始葉型的參數化是根據得到的涵道風扇總體性能參數,假設葉片工作時輪緣功按葉高方向線性分布,在已知轉速和輪緣功分布的條件下可以求出各葉高進出口安裝角,最終設計出初始葉型,然后根據CFD計算結果的各個葉高的流線以及相對馬赫數云圖進行分析,對葉型進行優(yōu)化設計,達到最終的設計目標,流程如圖6所示。

圖6 風扇葉片優(yōu)化設計流程圖

涵道和輪轂外形由于受幾何尺寸的限制,在設計過程中需在初始模型的基礎上根據流場情況進行迭代優(yōu)化,目標是使涵道唇口處分離較小,輪轂前錐處高壓區(qū)分離較小,使風扇葉片氣動效率較高,過程如圖7所示。

圖7 涵道和輪轂優(yōu)化設計流程圖

3 高空大推力涵道風扇設計

3.1 設計目標

用于無人機運輸的高空大推力涵道風扇的幾何尺寸和性能要求如表3所示。其初始幾何模型和涵道輪轂截面示意圖如圖8和圖9所示。

表3 高空大推力涵道風扇設計指標

圖8 涵道風扇初始模型

圖9 涵道輪轂截面示意圖

槳葉葉型采用NACAE211翼型(圖10)和如圖11所示的安裝角分布,其安裝角是通過幾輪CFD仿真結果逐步優(yōu)化確定下來的進出口安裝角。

圖10 NACAE211翼型示意圖

圖11 槳葉安裝角分布

3.2 設計結果

在對初始涵道風扇進行數值模擬計算后,其性能參數如表4所示。

表4 初始涵道風扇性能數據

因初始模型的性能參數離設計目標差距較大,出口軸向速度和流量過小,導致涵道風扇升力較低。從圖12中看出涵道唇口附近產生了較大分離,氣流經過涵道壁面吸入涵道內時由于涵道進口導圓半徑過小在唇口附近分離產生渦,導致涵道風扇進口流量降低,風扇氣動效率降低,涵道風扇升力降低。而圖13中涵道風扇出口軸向速度最大值平均值為27.46m/s,在輪轂處軸向速度較低,輪轂附近加功量不夠,涵道壁面處還存在著分離。因此需要對涵道模型以及槳葉安裝角進行優(yōu)化,在減少涵道唇口分離的同時增大出口軸向速度。

圖12 涵道截面總壓及流線示意圖

圖13 涵道風扇出口軸向速度示意圖

3.3 優(yōu)化設計

由于初始涵道截面形狀導圓半徑過小,氣流從外壁面流入唇口時繞過進口導圓,截面曲率過大造成分離,因此在優(yōu)化涵道模型時,擴大導圓半徑2.5mm的同時,需增大其涵道外壁面半徑,使氣流流過外壁面時曲率半徑變化較小,從而使氣流不會出現(xiàn)較大幅度的轉彎,平滑地進入風扇內壁,同時出口擴張角減至0°(表5、圖14、圖15)。

表5 涵道優(yōu)化前后涵道截面參數對比

圖14 涵道優(yōu)化前后截面對比

圖15 涵道優(yōu)化前后截面曲率變化對比

由于涵道出口平均軸向速度過小,因此為了增大槳葉輪緣功,減小在60%～100%葉高處的出口安裝角,增大60%～100%葉高處的輪緣功。安裝角分布如圖16所示。

圖16 優(yōu)化前后槳葉進出口安裝角對比

3.4 優(yōu)化設計結果

根據優(yōu)化得到的幾何模型計算,其性能數據如表6所示。相比于初始模型,流量和出口軸向速度都有明顯提升。

表6 涵道風扇優(yōu)化后性能數據

從圖12和圖17對比可以看出,增大涵道唇口導圓半徑和外壁面直徑后在唇口處分離減小,氣流吸入時不會產生較大分離,而減小了出口擴張角后。從圖13、圖18中的軸向速度分布圖對比可以看出,靠近涵道壁面的出口分離減小,增大了涵道風扇進出口流量。同時減小涵道風扇葉片60%～100%處的出口安裝角后,從圖13、圖18對比可以看出,相比于初始模型,改型后的出口軸向平均速度更大,分布更為均勻。本次優(yōu)化增大了涵道風扇的流量和出口軸向速度,推力也明顯得到提升,達到技術指標。

圖17 優(yōu)化后涵道截面總壓及流線

圖18 優(yōu)化后涵道風扇出口軸向速度分布

4 結語

本文利用葉素理論設計風扇葉片,通過自編程序得到總體參數,并利用CFX進行仿真,發(fā)現(xiàn)以下規(guī)律。

1)涵道的導圓半徑過小時,涵道唇口會產生分離,從而使涵道產生的拉力減小,風扇的氣動效率也會降低。

2)涵道的擴張角減小為0°時,出口涵道壁面的分離減小,能提高涵道的氣動效率。

3)對于風扇葉片的設計需要考慮到設計指標的要求,在增大葉片60%～100%葉高的出口安裝角后,可以提高涵道風扇平均出口軸向速度來提升拉力。