一種推進式螺旋槳無人機滑流效應(yīng)影響研究

陳廣強，白 鵬，詹慧玲，紀楚群

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院第一研究所，北京 100074)

一種推進式螺旋槳無人機滑流效應(yīng)影響研究

陳廣強*，白 鵬，詹慧玲，紀楚群

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院第一研究所，北京 100074)

針對推進式高空長航時螺旋槳無人機布局，應(yīng)用基于多參考系模型的數(shù)值模擬方法開展無人機滑流效應(yīng)氣動影響的三維數(shù)值模擬研究。研究結(jié)果表明多參考系模型的流動現(xiàn)象能夠符合真實螺旋槳的前后流動特征，并且可以較好地模擬螺旋槳滑流對飛機氣動性能的干擾。起飛狀態(tài)螺旋槳滑流效應(yīng)對全機氣動特性影響最強，爬升狀態(tài)影響減弱，巡航狀態(tài)影響最小?；餍?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)致全機氣動性能下降。

無人機;螺旋槳滑流;多參考系模型;計算流體力學;數(shù)值模擬

0 引言

渦輪螺旋槳發(fā)動機具有耗油率低，效率高和低速飛行時推力大等特點，所以當前在戰(zhàn)術(shù)運輸機和低速中小型無人機上依然廣泛采用螺旋槳推進。如歐洲空客A400運輸機、美國C130“大力神”運輸機和捕食者系列無人機(如圖1)［1-3］，以及國產(chǎn)新舟60、運七、運八和運十二飛機等均采用渦槳發(fā)動機推進系統(tǒng)。螺旋槳飛機在研制過程中其氣動設(shè)計必須要著重考慮螺旋槳滑流對全機的氣動性能干擾。這種滑流干擾比渦輪噴氣發(fā)動機的影響更加突出，甚至可以決定整個飛機設(shè)計的成敗。因此，在研制初期開展螺旋槳滑流對飛機氣動性能干擾影響的研究是非常重要的［4-5］。螺旋槳飛機滑流影響的評估一直是螺旋槳飛機氣動設(shè)計的難點之一。

圖1 A400M、C-130戰(zhàn)術(shù)運輸機和捕食者無人機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算方法，主要有面元法［7-8］、以動量理論為基礎(chǔ)的等效盤模型(激勵盤)［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、計算網(wǎng)格量小和計算速度快等特點。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為動力的高空長航時無人機滑流效應(yīng)研究的要求，應(yīng)用等效盤模型的方法研究尾部推進螺旋槳飛機的滑流效應(yīng)對全機的氣動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現(xiàn)象，具有計算精度高等特點。在螺旋槳流場數(shù)值模擬中，目前主要采用以下三種計算模型:MRF模型、混合平面模型和滑動網(wǎng)格模型［15］。前兩種模型均假設(shè)流動是定常的，旋轉(zhuǎn)部件和靜止部件之間的效果是近似平均的?；瑒泳W(wǎng)格模型假定流動是非定常的，因此可以更加真實地模擬旋轉(zhuǎn)部件和靜止部件之間的相互作用，但是滑動網(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)量和計算資源方面的要求比前兩種模型苛刻得多。對于相同的計算網(wǎng)格和計算設(shè)備，滑動網(wǎng)格模型數(shù)值計算消耗時間約為MRF法的7～8倍。在迭代殘差方面，滑動網(wǎng)格收斂的殘差需為MRF法的1/50～1/100。兩種方法計算結(jié)果偏差較小，考慮到節(jié)省計算的時間和資源，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式螺旋槳高空長航時無人機的滑流效應(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)運動定常計算方法，廣泛運用于旋轉(zhuǎn)流體機械領(lǐng)域和螺旋槳設(shè)計領(lǐng)域。MRF模型的基本思想是把計算網(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流場，將非定常問題用定常方法計算。旋轉(zhuǎn)區(qū)域的網(wǎng)格在計算時保持靜止，在旋轉(zhuǎn)系坐標系中以作用的科氏力和向心力進行定常計算;而飛機所在的固定區(qū)域則按照慣性系坐標進行定常計算。在兩個子區(qū)域的交界處交換慣性坐標系下的流體參數(shù)，保證了交界面的連續(xù)性，達到了用定常計算來研究非定常問題的目的［15］。

控制方程采用旋轉(zhuǎn)坐標系下的雷諾平均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，定義如下:

靜壓和總能定義如下:

其中k為湍動能定義如下:

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。由于在定常計算中被忽略，因此MRF法不能精確表達運動隨時間變化的數(shù)值，得到定常解可以看成是非定常解對時間的平均值。所以，MRF又被形象地稱為流動的“snapshot”(快照)解［16］。

1.2 算例驗證

采用MRF方法對某雙葉螺旋槳進行數(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。計算結(jié)果與實驗結(jié)果對比如圖3所示。從圖中可以得出，MRF計算獲得的推力和扭矩結(jié)果與地面實驗結(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計算和片條理論工程方法計算不同轉(zhuǎn)速的推力，如圖4所示。結(jié)果表明MRF計算螺旋槳的推力與工程算法結(jié)果相近，計算結(jié)果比工程估算略大，平均誤差在5%左右。以上兩個驗證算例表明本文應(yīng)用的MRF模型計算結(jié)果合理可信，可以模擬螺旋槳的真實氣動效應(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計算結(jié)果和實驗測試結(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)影響計算結(jié)果與分析

2.1 全機滑流效應(yīng)影響計算結(jié)果

本文研究的推進式螺旋槳無人機布局如圖5所示，應(yīng)用MRF模型計算獲得全機起飛、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)對全機的氣動特性影響。氣動系數(shù)計算以機頭頂點為原點(0，0，0)，力矩參考點為無人機的重心位置(7.50 m，0，0)，俯仰力矩系數(shù)以低頭為正，抬頭為負。計算氣動力系數(shù)以機翼面積作為參考面積Sref=32 m2，機翼的平均氣動弦長為參考弦長Cref=1.76 m。各飛行狀態(tài)計算條件見表1所示。

圖5 計算坐標和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)計算條件Table 1 Computational condition at different status

有無螺旋槳兩個模型計算網(wǎng)格單元分別為620萬和560萬。全機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左右V尾的壓力分布是對稱的，有螺旋槳則壓力分布不對稱。全機有無螺旋槳滑流效應(yīng)影響計算數(shù)據(jù)見表2所示。

從表2中的計算結(jié)果可以得出，起飛時由于螺旋槳處于大功率工作狀態(tài)，滑流效應(yīng)對全機的氣動特性影響非常明顯，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個點，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機翼截面z=±0.80 m壓力分布以及圖9全機流線對比，可以看出起飛狀態(tài)，機翼已經(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)機翼都不受到滑流效應(yīng)的影響。全機起飛狀態(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，無人機的氣動性能急劇下降，嚴重影響無人機的爬升性能，因此對于尾部螺旋槳推進的高空長航時無人機的機身尾段氣動外形設(shè)計必須要考慮螺旋槳滑流的影響，進行減阻優(yōu)化設(shè)計，提高無人機的爬升性能。

圖6 有無螺旋槳模型全機空間流線對比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個點，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 有無螺旋槳動力的無人機的氣動力計算結(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機翼截面壓強分布對比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個點，俯仰力矩系數(shù)Cmz增加-0.0025。此時螺旋槳滑流效應(yīng)對全機的氣動特性影響已經(jīng)很微弱。

2.2 加速效應(yīng)和旋轉(zhuǎn)效應(yīng)影響分析

推進式螺旋槳布局無人機的加速效應(yīng)在全機上表現(xiàn)為氣動力增加，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)在全機上的表現(xiàn)為全機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位置截面后緣壓強相對于z=-0.50 m位置截面后緣壓強往上翹，表現(xiàn)為螺旋槳的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)對V尾后緣處當?shù)赜钱a(chǎn)生變化的影響，受到加速效應(yīng)影響V尾截面上壓強分布面積明顯比無滑流狀態(tài)時要大;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)前進速度V0增大以后，通過分析V尾各截面上的壓強分布得到旋轉(zhuǎn)效應(yīng)區(qū)域為槳徑直徑約0.8倍?；骷铀傩?yīng)影響區(qū)域為槳徑1.6倍?；餍?yīng)對V尾的影響明顯減弱。巡航狀態(tài)前進速度V0進一步增大，通過分析V尾各截面上的壓強分布得到旋轉(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達到最大值;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，同時左右側(cè)Cmz偏差達到最小。從圖14得出滑流效應(yīng)對機翼的滾轉(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)無人機受滑流效應(yīng)影響氣動特性急劇下降等問題開展進一步研究，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)對無人機氣動特性的影響，研究狀態(tài)如表3所示。研究結(jié)果表明全機的升力系數(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的飛機在進行起飛-爬升狀態(tài)槳發(fā)匹配設(shè)計時，要充分考慮滑流對全機氣動性能的影響，兼顧動力匹配和滑流對爬升性能影響。設(shè)計目標即要滿足飛機動力要求，同時還必須保證飛機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)影響全機的氣動力系數(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)對全機升阻特性的影響。如表4所示為滑流效應(yīng)對全機各部件的升阻力系數(shù)增量影響數(shù)據(jù)結(jié)果。從表5可以得出全機升力系數(shù)增加0.0123，相對于無滑流效應(yīng)狀態(tài)全機升力系數(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)全機阻力增加 26.6%;其中 V尾增加5.3%、機翼增加1.0%和機身增加20.3%;阻力系數(shù)增加主要來自機身，由于滑流效應(yīng)對機翼的影響非常小，因此阻力系數(shù)增量主要是來源于螺旋槳附近的機身后段。

本節(jié)從機身后段的各截面(截面定義如圖5所示)壓強分布變化情況，分析阻力系數(shù)急劇增加的主要原因。如圖17～圖19所示為機身尾部有無螺旋槳的壓強系數(shù)分布對比。機體截面的壓強受到滑流效應(yīng)影響以后，壓強分布往低壓方向平移量很大，而且截面上下物面壓差進一步增大，同時壓強分布也出現(xiàn)劇烈的不對稱性，表明機身尾段受到加速效應(yīng)和旋轉(zhuǎn)效應(yīng)影響都非常明顯，這正是造成機身尾段壓差阻力增加的主要原因。

圖17 x=13.2 m截面機身+V尾表面壓強系數(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截面機身+V尾表面壓強系數(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截面機身表面壓強系數(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)時螺旋槳推力最大，螺旋槳對槳盤前方的氣流加功量達到最大。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的加速和旋轉(zhuǎn)效應(yīng)影響，所以此時V尾受到加速效應(yīng)和旋轉(zhuǎn)效應(yīng)的影響范圍，以及全機氣動力系數(shù)的影響增量均達到最大。爬升狀態(tài)時螺旋槳推力減小，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，全機氣動力系數(shù)增量影響也同時減弱。巡航狀態(tài)時螺旋槳推力最小，槳盤前方氣流加速和旋轉(zhuǎn)特性影響最弱，所以此時滑流對V尾的影響范圍是最小的，全機氣動力系數(shù)基本不受影響。

總體來看，螺旋槳滑流效應(yīng)影響強度隨推力增加而增大，隨來流速度增大而減小，由無人機縱向?qū)ΨQ面向外逐漸減弱。無人機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)飛機受滑流效應(yīng)影響機身尾部壓差阻力急劇增加，導(dǎo)致全機氣動特性下降。滑流效應(yīng)只能夠影響到無人機后段機身和V尾部分的氣動特性，對于機翼部分則基本上影響不到。加速效應(yīng)使得全機的氣動力系數(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，造成全機滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩增加。在滑流效應(yīng)影響下無人機的縱向、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無人機螺旋槳滑流效應(yīng)影響研究。計算獲得螺旋槳滑流效應(yīng)對V尾和全機氣動力系數(shù)的影響結(jié)果，分析了螺旋槳滑流效應(yīng)對無人機的起飛、爬升和巡航氣動特性的影響。通過對V尾+單槳組合和全機的滑流效應(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)對氣動特性的影響。該方法具有重要的工程應(yīng)用價值，可以為螺旋槳飛機氣動設(shè)計提供技術(shù)支持。

(2)起飛狀態(tài)螺旋槳滑流效應(yīng)對全機氣動特性影響最強，氣動力系數(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，氣動特性基本不變。起飛狀態(tài)飛機受滑流影響機身尾部壓差阻力急劇增加，導(dǎo)致全機氣動性能下降。

(3)螺旋槳滑流效應(yīng)影響強度隨推力增加而增大，隨來流速度增大而減小，由無人機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?；餍?yīng)只能夠影響到機身后段和V尾部分的氣動特性，對于機翼部分則基本上影響不到。對于機身尾段設(shè)計需要考慮滑流影響進行優(yōu)化設(shè)計。槳發(fā)匹配時需要兼顧動力設(shè)計和滑流效應(yīng)對全機氣動性能的影響。

(4)加速效應(yīng)使得全機氣動力系數(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，造成全機滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩增加。

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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

國家自然科學基金重點項目(90816026)

陳廣強*(1982-)，男，廣西合浦人，工程師，碩士，主要從事飛行氣動設(shè)計與計算，螺旋槳氣動設(shè)計.E-mail:guangqiangchen@sina.com

陳廣強，白鵬，詹慧玲，等.一種推進式螺旋槳無人機滑流效應(yīng)影響研究［J］.空氣動力學學報，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.