太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)螺旋槳滑流氣動(dòng)特性分析

王紅波，祝小平，周洲，許曉平

1.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，陜西西安 710072 2.西北工業(yè)大學(xué)無(wú)人機(jī)特種技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安 710065

太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)螺旋槳滑流氣動(dòng)特性分析

王紅波1，2，祝小平2，周洲1，2，許曉平1，2

1.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，陜西西安 710072 2.西北工業(yè)大學(xué)無(wú)人機(jī)特種技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安 710065

針對(duì)螺旋槳滑流對(duì)太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)氣動(dòng)性能的影響，基于結(jié)構(gòu)/非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，首先使用多重參考系方法對(duì)螺旋槳滑流進(jìn)行準(zhǔn)定常計(jì)算以獲得初始流場(chǎng)，再使用滑移網(wǎng)格方法對(duì)螺旋槳的真實(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)進(jìn)行非定常數(shù)值模擬。采用NASA涵道螺旋槳進(jìn)行算例驗(yàn)證，其計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值誤差僅為5.3%，證明了計(jì)算方法的可靠性和準(zhǔn)確性，在此基礎(chǔ)上數(shù)值模擬了滑流在不同轉(zhuǎn)速和來(lái)流迎角下對(duì)全機(jī)氣動(dòng)力的影響。結(jié)果表明：螺旋槳滑流具有增升增阻的效果，且轉(zhuǎn)速越高影響越顯著，升力、阻力增量最大值分別達(dá)到了26.7%和34.7%，全機(jī)升阻比則明顯減小，最大減小量為26.26%。滑流對(duì)機(jī)翼弦向壓力分布的影響主要集中在前緣，并且在螺旋槳中心軸兩側(cè)分別出現(xiàn)了壓力最大和最小值；而越接近機(jī)翼后緣時(shí)，滑流對(duì)壓力分布的影響越小。

太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)；螺旋槳；滑流；非定常；多重參考系；滑移網(wǎng)格

作為新能源飛行器的典型代表，太陽(yáng)能飛機(jī)以清潔太陽(yáng)能為持續(xù)能量來(lái)源從而實(shí)現(xiàn)零油耗、超高空、不間斷飛行。國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)長(zhǎng)航時(shí)的飛行目標(biāo)都進(jìn)行了大量研究，但其研究重心主要是從能量角度著手［1］，即提高太陽(yáng)能電池效率、儲(chǔ)能電池比能量等措施實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)航時(shí)飛行。而從氣動(dòng)布局方面著手提高航時(shí)問(wèn)題給予的關(guān)注極少。

對(duì)于螺旋槳飛機(jī)而言，螺旋槳滑流對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響一直是空氣動(dòng)力學(xué)研究的難點(diǎn)，其原因在于螺旋槳滑流高速旋轉(zhuǎn)并與機(jī)翼繞流相互干擾，產(chǎn)生了復(fù)雜的非定常效應(yīng)。而太陽(yáng)能飛機(jī)又不同于常規(guī)螺旋槳飛機(jī)，它多采用分布式螺旋槳推進(jìn)系統(tǒng)，當(dāng)多個(gè)螺旋槳同時(shí)旋轉(zhuǎn)時(shí)，機(jī)翼絕大部分面積都處在滑流影響中，全機(jī)與螺旋槳的氣動(dòng)干擾將會(huì)更加明顯，從而給太陽(yáng)能飛機(jī)氣動(dòng)性能分析和氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)帶來(lái)了較大困難。

對(duì)于螺旋槳滑流的氣動(dòng)計(jì)算，早期的動(dòng)量理論、葉素理論、渦流理論［2］已經(jīng)不適用于螺旋槳與機(jī)翼之間復(fù)雜的氣動(dòng)干擾問(wèn)題。隨著計(jì)算流體力學(xué)（CFD）技術(shù)的發(fā)展，CFD的計(jì)算精度和可信度有了很大提高，將其用于滑流的數(shù)值模擬逐漸成為一種有效的計(jì)算方法?；趧?dòng)量理論的激勵(lì)盤(pán)模型［3-4］由于方法簡(jiǎn)單、計(jì)算量小的優(yōu)點(diǎn)得到廣泛使用，但它的缺點(diǎn)在于沒(méi)有考慮螺旋槳的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)以及槳葉的幾何參數(shù)與螺旋槳拉力的關(guān)系，無(wú)法得到流場(chǎng)細(xì)節(jié)。對(duì)于較高精度的螺旋槳滑流計(jì)算，多重參考系（multiple reference frames，MRF）計(jì)算方法［5］將非定常問(wèn)題轉(zhuǎn)化為定常問(wèn)題，降低了求解難度且計(jì)算效率較高，然而機(jī)翼對(duì)螺旋槳存在氣動(dòng)干擾時(shí)，此方法的計(jì)算精度有所降低；而對(duì)于更高精度的非定常數(shù)值模擬，國(guó)內(nèi)外都做了大量研究［6-8］，非定常計(jì)算更接近螺旋槳的真實(shí)流動(dòng)，但是對(duì)計(jì)算條件要求較高，計(jì)算周期較長(zhǎng)，尤其是對(duì)全機(jī)裝載多個(gè)螺旋槳的太陽(yáng)能飛機(jī)而言，如何提高計(jì)算效率成為研究該類(lèi)型飛機(jī)滑流特性最突出的難點(diǎn)。

目前使用CFD方法對(duì)螺旋槳滑流的數(shù)值模擬主要集中于計(jì)算方法的驗(yàn)證以及流場(chǎng)特性的分析，且在計(jì)算螺旋槳與機(jī)翼的氣動(dòng)干擾時(shí)，槳的個(gè)數(shù)相對(duì)較少。對(duì)于完全使用CFD方法用于太陽(yáng)能飛機(jī)螺旋槳滑流特性的數(shù)值計(jì)算并對(duì)螺旋槳滑流干擾下的全機(jī)整體氣動(dòng)性能進(jìn)行分析，國(guó)內(nèi)外公開(kāi)發(fā)表文獻(xiàn)［9］十分稀少。

為了提高CFD計(jì)算效率和計(jì)算精度，本文將兼顧定常與非定常計(jì)算各自的優(yōu)點(diǎn)，將2種方法結(jié)合使用：先以MRF方法進(jìn)行定常計(jì)算作為非定常的初始流場(chǎng)從而縮短計(jì)算時(shí)間，在此基礎(chǔ)上再采用滑移網(wǎng)格方法［10-12］非定常模擬螺旋槳的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)以提高計(jì)算精度。求解過(guò)程中以雷諾平均Navier-Stokes （N-S）方程為控制方程首先對(duì)NASA實(shí)驗(yàn)涵道螺旋槳模型進(jìn)行CFD方法驗(yàn)證，再對(duì)太陽(yáng)能飛機(jī)在不同螺旋槳轉(zhuǎn)速下的氣動(dòng)性能進(jìn)行氣動(dòng)計(jì)算，并分析多個(gè)螺旋槳滑流對(duì)全機(jī)的影響規(guī)律。

1　數(shù)值求解方法

1.1控制方程

文中所采用的控制方程為非定常三維可壓縮N-S方程，在直角坐標(biāo)系下守恒形式的N-S方程表達(dá)如下［13］

式中，Q為守恒變量項(xiàng)，F(xiàn)c為無(wú)黏通量，F(xiàn)v是黏性通量，n表示邊界外法線(xiàn)方向，Ω為控制體，?Ω表示控制體單元邊界?？臻g離散采用Roe格式，黏性通量采用二階中心差分離散。

1.2雙時(shí)間推進(jìn)

對(duì)于非定常流動(dòng)計(jì)算，采用基于隱式的LU-SGS （lower-upper symmetric Gauss-Seidel）雙時(shí)間步法對(duì)控制方程進(jìn)行物理時(shí)間的推進(jìn)，其表達(dá)式如下［14］

2　算例驗(yàn)證模型及結(jié)果

為驗(yàn)證文中CFD計(jì)算方法的可信度，選取有詳細(xì)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和幾何模型數(shù)據(jù)的涵道螺旋槳模型［15］進(jìn)行算例驗(yàn)證。涵道螺旋槳為三槳葉構(gòu)型，槳葉直徑0.381 m，槳葉剖面翼型為NACA6412，槳葉轉(zhuǎn)速8 000 r/min。具體幾何參數(shù)見(jiàn)文獻(xiàn)［15］。

為減小計(jì)算誤差，根據(jù)文獻(xiàn)中的幾何數(shù)據(jù)建立模型時(shí)，充分考慮了螺旋槳槳葉葉素安裝角、葉素弦長(zhǎng)、槳葉與內(nèi)涵道間隙大小、槳葉與輪轂連接方式等具體幾何參數(shù)。對(duì)于螺旋槳這樣旋轉(zhuǎn)機(jī)械的網(wǎng)格生成，需要將整個(gè)流場(chǎng)劃分為2個(gè)計(jì)算域：包圍螺旋槳的圓柱形封閉空間為旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)區(qū)域，對(duì)旋轉(zhuǎn)區(qū)域劃分非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格［16］能夠降低螺旋槳槳葉的網(wǎng)格生成難度，提高網(wǎng)格生成效率。在槳尖與涵道內(nèi)壁的間隙內(nèi)，網(wǎng)格進(jìn)行了適當(dāng)加密；圓柱形外部及遠(yuǎn)場(chǎng)之間的區(qū)域?yàn)殪o止區(qū)域，在此區(qū)域劃分結(jié)構(gòu)網(wǎng)格從而節(jié)約計(jì)算時(shí)間，涵道螺旋槳表面網(wǎng)格如圖1所示。

圖1　涵道螺旋槳網(wǎng)格

總的網(wǎng)格量由結(jié)構(gòu)和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格構(gòu)成了530萬(wàn)的混合網(wǎng)格，先采用MRF方法獲得定常流場(chǎng)后再使用滑移網(wǎng)格求解技術(shù)對(duì)涵道螺旋槳的旋轉(zhuǎn)進(jìn)行非定常數(shù)值模擬，湍流模型選擇剪應(yīng)力輸運(yùn)（shear stress transport，SST）兩方程模型。這種模型對(duì)于高速旋轉(zhuǎn)的機(jī)械部件能夠保持較高的計(jì)算精度［11］。計(jì)算時(shí)大氣條件為標(biāo)準(zhǔn)海平面，自由來(lái)流速度30.48 m/ s，雷諾數(shù)基于涵道弦長(zhǎng)的量值為Re=5.5×105，以上計(jì)算參數(shù)均為實(shí)驗(yàn)條件。

表1給出了0°迎角下涵道螺旋槳槳葉拉力時(shí)均計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值［15］的對(duì)比，其計(jì)算誤差只有5.3%，證明了基于結(jié)構(gòu)/非結(jié)構(gòu)的混合網(wǎng)格生成方法以及采用滑移網(wǎng)格求解技術(shù)對(duì)帶有旋轉(zhuǎn)部件的氣動(dòng)力的計(jì)算具有較高的精度。

表1　涵道螺旋槳結(jié)果對(duì)比

3　太陽(yáng)能飛機(jī)螺旋槳/機(jī)翼干擾下氣動(dòng)力計(jì)算分析

文中所計(jì)算的太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)全機(jī)采用鴨翼+主機(jī)翼的氣動(dòng)布局，如圖2所示。全機(jī)巡航高度25 km，基于機(jī)翼弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為Re=3.8×105，馬赫數(shù)Ma=0.177，螺旋槳為兩葉槳，槳葉半徑1.05 m，分別計(jì)算螺旋槳轉(zhuǎn)速為1 000 r/min、1 400 r/min、1 800 r/min以及來(lái)流迎角在-6°～12°范圍內(nèi)全機(jī)的氣動(dòng)力。由于螺旋槳滑流與機(jī)翼的相互干擾會(huì)產(chǎn)生復(fù)雜的非定常效應(yīng)，計(jì)算中最好采用全模計(jì)算，然而考慮到1號(hào)螺旋槳（如圖2a）所示）到全機(jī)對(duì)稱(chēng)面的距離為螺旋槳直徑的2倍，兩者相距較遠(yuǎn)，其產(chǎn)生的滑流對(duì)大展弦比太陽(yáng)能飛機(jī)的氣動(dòng)力影響較弱，因此采用半模計(jì)算不會(huì)帶來(lái)較大的計(jì)算誤差，同時(shí)可以顯著節(jié)約計(jì)算時(shí)間，全機(jī)半模表面網(wǎng)格如圖2b）所示。氣流方向沿X坐標(biāo)軸正向，6個(gè)螺旋槳的旋轉(zhuǎn)方向順著自由來(lái)流方向逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，Y方向?yàn)檎归L(zhǎng)方向。

圖2　太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)半模氣動(dòng)布局

計(jì)算網(wǎng)格的生成采用算例驗(yàn)證過(guò)程中的方法，每個(gè)螺旋槳包圍的圓柱型旋轉(zhuǎn)區(qū)域劃分80萬(wàn)非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，6個(gè)螺旋槳共480萬(wàn)，在剩余區(qū)域即靜止區(qū)域劃分450萬(wàn)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。

文中的計(jì)算方法仍與算例驗(yàn)證的相同。在非定常計(jì)算中，槳葉旋轉(zhuǎn)1周被分為180個(gè)時(shí)間步，因此3個(gè)不同的轉(zhuǎn)速對(duì)應(yīng)的目標(biāo)時(shí)間步長(zhǎng)分別為3.8× 10-4s、2.38×10-4s、1.85×10-4s。在非定常計(jì)算初始階段，先設(shè)定較大的時(shí)間步長(zhǎng)以縮短起始階段的不穩(wěn)定過(guò)程，當(dāng)結(jié)果出現(xiàn)周期性振蕩時(shí)再減小時(shí)間步從而提高計(jì)算精度，但每次時(shí)間步的減小量最好不超過(guò)上次時(shí)間步的20%。在最后幾個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)，時(shí)間步減小到目標(biāo)時(shí)間步后便不再改變。在8 個(gè)CPU，32G內(nèi)存計(jì)算機(jī)上，每個(gè)迎角定常計(jì)算平均耗時(shí)3天，非定常計(jì)算平均耗時(shí)18天，共計(jì)30個(gè)計(jì)算狀態(tài)。需要說(shuō)明的是，文中所有的計(jì)算結(jié)果都是對(duì)槳葉旋轉(zhuǎn)一圈的時(shí)間平均。

此外，本文對(duì)非定常的計(jì)算效率做了對(duì)比，結(jié)果發(fā)現(xiàn)：如果在整個(gè)非定常計(jì)算過(guò)程中時(shí)間步直接設(shè)定為目標(biāo)時(shí)間步長(zhǎng)且保持不變，雖然計(jì)算結(jié)果十分接近于文中所采用的方法的結(jié)果，然則非定常計(jì)算耗時(shí)增加到了26天。由此證明，文中所采用的計(jì)算方法在保證計(jì)算結(jié)果精度的同時(shí)能夠明顯節(jié)約計(jì)算時(shí)間，具有較高的計(jì)算效率。

3.1氣動(dòng)力對(duì)比

圖3是不同螺旋槳轉(zhuǎn)速下時(shí)均升力系數(shù)對(duì)比。圖中，propeller off代表無(wú)螺旋槳的干凈構(gòu)型布局。

圖3　不同轉(zhuǎn)速下的升力系數(shù)曲線(xiàn)

可以發(fā)現(xiàn)：螺旋槳滑流對(duì)全機(jī)具有一定的增升作用。在正迎角范圍內(nèi)，隨迎角的增大，全機(jī)升力系數(shù)增量ΔCL逐漸增大；而在相同來(lái)流迎角下，螺旋槳轉(zhuǎn)速越高，滑流增升作用越明顯，升力系數(shù)的增量在迎角12°以及轉(zhuǎn)速1 800 r/min時(shí)其量值可達(dá)26.7%。而在負(fù)迎角范圍內(nèi)（-6°～-2°），不同轉(zhuǎn)速下的升力系數(shù)都十分接近于干凈構(gòu)型升力，表明此時(shí)螺旋槳滑流與轉(zhuǎn)速的變化引起的增升作用十分有限，可以忽略不計(jì)。

雖然螺旋槳旋轉(zhuǎn)引起了復(fù)雜的非定常效應(yīng)，但升力隨迎角的變化規(guī)律并未受到影響，小迎角范圍內(nèi)，兩者仍保持線(xiàn)性關(guān)系。螺旋槳滑流顯著提高了最大升力系數(shù)，使升力線(xiàn)斜率也有所增加，這一結(jié)果與文獻(xiàn)［17］的實(shí)驗(yàn)結(jié)論比較一致。

圖4為不同轉(zhuǎn)速下阻力系數(shù)隨迎角的變化關(guān)系，其變化規(guī)律類(lèi)似于圖3升力系數(shù)變化情況：在負(fù)迎角下，槳葉轉(zhuǎn)速變化對(duì)阻力系數(shù)幾乎沒(méi)有影響；而迎角為正時(shí)，隨迎角的增大，螺旋槳滑流使全機(jī)阻力迅速增長(zhǎng)，并且轉(zhuǎn)速越高，阻力增加越快。在12°迎角和1 800 r/min轉(zhuǎn)速條件下，相對(duì)于干凈構(gòu)型布局，阻力系數(shù)增量為34.7%，是相同來(lái)流條件下升力系數(shù)增量的1.3倍。由此可見(jiàn)，螺旋槳滑流在增加升力的同時(shí)也帶來(lái)了較大的阻力，產(chǎn)生“增升增阻”的效果，且阻力的增加比升力更迅速。

圖4　不同轉(zhuǎn)速下阻力系數(shù)曲線(xiàn)

為進(jìn)一步分析阻力隨迎角的變化情況，表2給出了螺旋槳轉(zhuǎn)速1 400 r/min時(shí)不同迎角下壓差阻力、摩擦阻力、總阻力系數(shù)的對(duì)比。

表2　不同迎角下阻力系數(shù)對(duì)比

總阻力系數(shù)的增大應(yīng)歸因于壓差阻力的迅速提高，其在總阻力中的比例由-4°迎角時(shí)的60%迅速提高到了10°迎角時(shí)的96%。

螺旋槳滑流引起全機(jī)“增升增阻”的結(jié)果必然影響到升阻比的變化。圖5給出了不同轉(zhuǎn)速下全機(jī)升阻比隨迎角的變化關(guān)系。

圖5　不同轉(zhuǎn)速下升阻比曲線(xiàn)

計(jì)算結(jié)果表明，在負(fù)迎角下，不同轉(zhuǎn)速下的升阻比都十分接近，說(shuō)明此時(shí)滑流的影響微弱到可以忽略不計(jì)；隨迎角的逐漸增大，滑流作用使升阻比反而減小，且轉(zhuǎn)速越高，升阻比減小越多；升阻比的最大減小量在迎角2°以及轉(zhuǎn)速1 800 r/min時(shí)減小了26.26%，當(dāng)迎角進(jìn)一步增大時(shí)，升力和阻力都迅速增大，所獲得的增升效果被阻力的增量所抵消，從而使不同轉(zhuǎn)速下的升阻比又逐漸接近于干凈構(gòu)型布局的情況。

3.2壓力分布對(duì)比

圖6　螺旋槳滑流對(duì)弦向壓力分布的影響

圖6為螺旋槳轉(zhuǎn)速1 400 r/min，來(lái)流迎角-6° 和0°時(shí)螺旋槳滑流對(duì)機(jī)翼不同展向位置的時(shí)均弦向壓力分布的影響，展向位置在圖2a）中已經(jīng)標(biāo)示出。需要說(shuō)明的是：對(duì)于全機(jī)干凈構(gòu)型，即無(wú)螺旋槳情況（no propeller），計(jì)算結(jié)果表明，由于展向位置y/b=30%和y/b=33%兩者十分接近，它們的弦向壓力分布相差很小，幾乎完全吻合，因此在圖6a）和圖6b）中，干凈構(gòu)型（no propeller）的弦向壓力分布只給出了展向位置y/b=30%的計(jì)算結(jié)果。

螺旋槳的旋轉(zhuǎn)會(huì)在它轉(zhuǎn)軸的兩側(cè)同時(shí)誘導(dǎo)出上洗和下洗效應(yīng)。在本文中，由于螺旋槳沿X軸正向逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，因此y/b=30%和y/b=33%2個(gè)展向位置分別處在上洗和下洗區(qū)域內(nèi)。對(duì)處在下洗作用內(nèi)的翼段，機(jī)翼實(shí)際來(lái)流迎角小于自由來(lái)流迎角，而處在上洗作用內(nèi)的機(jī)翼，其實(shí)際迎角大于來(lái)流迎角。

從圖6a）中可以看到在負(fù)來(lái)流迎角下，干凈構(gòu)型布局（no propeller）的機(jī)翼前緣出現(xiàn)了負(fù)升力。當(dāng)有滑流影響時(shí)，在y/b=33%位置處，滑流誘導(dǎo)的下洗作用進(jìn)一步使機(jī)翼前緣的負(fù)升力絕對(duì)值增大，降低了該翼段范圍的升力；而在y/b=30%位置處，受上洗作用影響，整個(gè)弦長(zhǎng)范圍都保持為正升力，

然而上洗作用獲得的升力增益幾乎被下洗作用誘導(dǎo)的負(fù)升力所抵消，機(jī)翼總升力變化不大，這一結(jié)果在圖3中的體現(xiàn)為：負(fù)來(lái)流迎角下，不同轉(zhuǎn)速時(shí)的升力系數(shù)與干凈構(gòu)型布局的情況十分接近。

來(lái)流迎角增大時(shí)，如圖6b）所示，y/b=30%和y/b=33%處上翼面的負(fù)壓和下翼面的正壓的絕對(duì)值都同時(shí)增大，同時(shí)y/b=33%處機(jī)翼前緣的負(fù)升力又顯著減小，兩者的共同作用使機(jī)翼的總升力隨迎角的增大迅速提高，螺旋槳滑流的增升作用愈加明顯。這一現(xiàn)象即為圖3中升力系數(shù)隨來(lái)流迎角和轉(zhuǎn)速提高而迅速增大的原因。

當(dāng)弦向位置接近機(jī)翼后緣時(shí)，其壓力分布逐漸接近于干凈構(gòu)型的情況，這說(shuō)明螺旋槳滑流誘導(dǎo)的上洗和下洗作用主要對(duì)機(jī)翼前緣的壓力分布產(chǎn)生顯著影響，弦向位置越接近后緣則滑流影響越小。

圖7是螺旋槳在1 400 r/min轉(zhuǎn)速時(shí)0°迎角下機(jī)翼1/4弦長(zhǎng)位置處展向壓力分布與干凈構(gòu)型的對(duì)比。圖中，y/b=0代表機(jī)翼翼尖位置，y/b=1為全機(jī)對(duì)稱(chēng)面位置。

圖7　1/4弦線(xiàn)展向時(shí)均壓力分布

顯然，全機(jī)半模6個(gè)拉力螺旋槳產(chǎn)生的滑流使機(jī)翼展向壓力分布出現(xiàn)了6個(gè)顯著的“波峰”和“波谷”。螺旋槳轉(zhuǎn)軸兩側(cè)的壓力分布呈現(xiàn)出明顯的反對(duì)稱(chēng)性。這一現(xiàn)象出現(xiàn)的原因正如圖6所反映出的結(jié)論，即螺旋槳滑流的影響主要體現(xiàn)在顯著改變機(jī)翼前緣壓力分布，轉(zhuǎn)軸左側(cè)波峰的出現(xiàn)是由于滑流誘導(dǎo)的上洗作用引起機(jī)翼前緣壓差顯著增大，而下洗作用導(dǎo)致機(jī)翼前緣壓差明顯減小，于是在轉(zhuǎn)軸右側(cè)出現(xiàn)波谷。由于波峰值大于波谷值，機(jī)翼總的升力有所增加，間接體現(xiàn)了滑流的增升效果。

本文的太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)模型采用的是分布式拉力螺旋槳且等間距布置，展向壓力分布表明機(jī)翼繞流幾乎完全處于螺旋槳滑流影響中，并且滑流的影響也體現(xiàn)出了三維效應(yīng)，即靠近翼尖位置，波峰值較小，此處機(jī)翼升力也最??；當(dāng)逐漸接近機(jī)身對(duì)稱(chēng)面時(shí)則波峰值與升力都漸漸增大。

3.3流場(chǎng)分布

圖8和圖9分別是轉(zhuǎn)速1 400 r/min、12°迎角下不同展向位置處時(shí)均弦向流線(xiàn)與干凈構(gòu)型的對(duì)比。

圖8　y/b=30%展向位置處不同氣動(dòng)構(gòu)型機(jī)翼剖面流線(xiàn)

圖9　y/b=33%展向位置處不同氣動(dòng)構(gòu)型機(jī)翼剖面流線(xiàn)

在12°迎角下，干凈構(gòu)型機(jī)翼后緣已經(jīng)發(fā)生較大范圍的分離流動(dòng)，而處在滑流中的機(jī)翼繞流則仍然保持附著流動(dòng)，這是由于螺旋槳的旋轉(zhuǎn)對(duì)自由來(lái)流有明顯的加速效應(yīng)，提高了氣流的動(dòng)能，從而有效延遲滑流區(qū)內(nèi)氣流的分離，這一結(jié)果與文獻(xiàn)［18-19］的實(shí)驗(yàn)結(jié)論相一致。從升力系數(shù)曲線(xiàn)（圖3）中可知，干凈構(gòu)型布局在8°迎角開(kāi)始失速，而滑流的影響使全機(jī)的失速迎角提高到10°。

另外對(duì)比圖8b）和圖9b）可知：自由來(lái)流經(jīng)過(guò)螺旋槳之后，受到上洗作用影響（見(jiàn)圖8b））時(shí)，流線(xiàn)向上偏折，而下洗影響（見(jiàn)圖9b））使流線(xiàn)則明顯下偏。因此對(duì)于同樣的來(lái)流迎角，滑流區(qū)內(nèi)不同的翼段具有不同的來(lái)流情況，升阻力具有較大的差異。以螺旋槳轉(zhuǎn)軸為分界線(xiàn)，其兩側(cè)對(duì)稱(chēng)位置上的流場(chǎng)特征和氣動(dòng)力整體上呈現(xiàn)反對(duì)稱(chēng)分布。

圖10　不同氣動(dòng)構(gòu)型的機(jī)翼上表面壓力分布云圖

圖11　不同氣動(dòng)構(gòu)型的機(jī)翼下表面壓力分布云圖

圖10和圖11分別給出了螺旋槳轉(zhuǎn)速1 400 r/ min以及0°迎角下，4號(hào)螺旋槳周?chē)鷻C(jī)翼上、下表面的壓力云圖與干凈構(gòu)型的對(duì)比，圖中標(biāo)示出的壓力值都是在機(jī)翼相同坐標(biāo)點(diǎn)上的計(jì)算結(jié)果，圖中虛線(xiàn)的間距代表了螺旋槳直徑范圍。

從壓力等值線(xiàn)的分布趨勢(shì)可以看出，大展弦比布局的干凈構(gòu)型機(jī)翼的壓力分布沿展向變化較為緩慢，而螺旋槳滑流的加速效應(yīng)明顯改變了這一特征。由于機(jī)翼前緣對(duì)滑流存在阻塞效應(yīng)，再加上滑流加速效應(yīng)以及滑流改變轉(zhuǎn)軸兩側(cè)有效迎角的現(xiàn)象，這三者共同作用導(dǎo)致機(jī)翼前緣壓力變化不論是在弦向還是展向方向變化都比較劇烈，所以，不論上下翼面，其等值線(xiàn)在機(jī)翼前緣的分布最為密集。在螺旋槳轉(zhuǎn)軸左側(cè)，上翼面前緣存在明顯的低壓區(qū)而下翼面前緣具有明顯的高壓區(qū)；在轉(zhuǎn)軸的右側(cè)，情況則剛好相反，即高壓區(qū)在上，低壓區(qū)在下。這一結(jié)果正好對(duì)應(yīng)著圖7中所表現(xiàn)出的壓力波峰和波谷現(xiàn)象。而波峰和波谷的位置取決于螺旋槳的旋轉(zhuǎn)方向。

4　結(jié) 論

本文通過(guò)對(duì)太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)分布式螺旋槳滑流影響下的全機(jī)氣動(dòng)性能的數(shù)值模擬，得出以下結(jié)論：

1）隨迎角的增大，螺旋槳滑流能夠顯著提高全機(jī)升力但同時(shí)也增加了阻力，產(chǎn)生“增升增阻”的效果，且阻力的增量大于升力增量導(dǎo)致全機(jī)升阻比減小，螺旋槳轉(zhuǎn)速提高時(shí)，增升增阻的現(xiàn)象更為明顯，升阻比下降更多。

2）螺旋槳旋轉(zhuǎn)對(duì)機(jī)翼擾流具有明顯的加速效應(yīng)，滑流對(duì)機(jī)翼弦向壓力分布的影響主要集中在機(jī)翼前緣，前緣壓力分布在轉(zhuǎn)軸兩側(cè)出現(xiàn)了明顯的波峰和波谷現(xiàn)象，當(dāng)逐漸靠近機(jī)翼后緣時(shí)，壓力分布則接近干凈構(gòu)型機(jī)翼的分布情況，滑流影響有所減弱。

3）螺旋槳滑流在轉(zhuǎn)軸兩側(cè)同時(shí)產(chǎn)生了上洗和下洗效應(yīng)，相應(yīng)的機(jī)翼實(shí)際迎角分別大于和小于自由來(lái)流迎角；此外，在大迎角下，螺旋槳滑流能推遲滑流區(qū)內(nèi)機(jī)翼繞流的分離流動(dòng)，提高全機(jī)的失速迎角。

綜上所述，分布式螺旋槳滑流對(duì)太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)性能的影響比較顯著，尤其是“增升增阻”導(dǎo)致升阻比減小的現(xiàn)象對(duì)太陽(yáng)能飛機(jī)的長(zhǎng)航時(shí)飛行則是十分不利的因素，削弱了大展弦比布局的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)，因此進(jìn)一步開(kāi)展分布式螺旋槳滑流影響下增升減阻的研究對(duì)于太陽(yáng)能飛機(jī)而言則十分有必要。

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Aerodynamic Investigation on Propeller Slipstream Flows for Solar Powered Airplanes

Wang Hongbo1，2，Zhu Xiaoping2，Zhou Zhou1，2，Xu Xiaoping1，2

1.College of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi′an 710072，China 2.Science and Technology on UAV Laboratory，Northewestern Ploytechnical University，Xi′an 710065，China

The aerodynamic characteristic on solar powered aircraft affected by propeller slipstream flows was investigated based on the structured/unstructured hybrid grid method.The effect of Propeller slipstreams was simulated with Multiple Reference Frames quasi steady method firstly in order to provide an initial flow field for the unsteady numerical simulation using sliding mesh methods.An experimental ducted propeller model belonging to NASA was used to verify the present methods and numerical results with a 5.3%error indicate a high level of agreement with experimental data；this demonstrates that the above methods have good accuracy to numerically simulate the aerodynamics of the solar powered aircraft at different propeller rotational speeds and angles of attack.According to the results，propeller slipstreams lead to notable lift and drag increments：the maximum lift increment and drag increment are respectively 26.7%and 34.7%.However，lift-to-drag ratio values for solar powered airplanes are reduced and the maximum decrement is 26.26%.The position where propeller slipstreams affect the chordwise pressure distribution mainly locates at the leading edge of the wing；this induces opposite pressure changes at the two sides of the propeller rotation shaft.However，the effect of the propeller slipstreams on the chordwise pressure distribution become little at the trailing edge of the wing.

aerodynamics，aircraft，angle of attack，computer simulation，drag coefficient，errors，experiments，flow fields，lift drag ratio，mathematical models，mesh generation，Navier Stokes equations，propellers，solar energy，multiple reference frames，sliding mesh，slipstream，solar powered aircraft，unsteady

V211

A

1000-2758（2015）06-0913-08

2015-03-17

國(guó)家“863”課題（2014AA7052002）資助

王紅波（1986—），西北工業(yè)大學(xué)博士研究生，主要從事垂直起降無(wú)人機(jī)總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究。

周洲（1966—），西北工業(yè)大學(xué)教授、博士生導(dǎo)師，主要從事無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)研究。zhouzhou@nwpu.edu.cn。