短艙對(duì)螺旋槳滑流影響的IDDES數(shù)值模擬

陳榮錢， 王旭， 尤延鋮

廈門大學(xué) 航空航天學(xué)院， 廈門　361005

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短艙對(duì)螺旋槳滑流影響的IDDES數(shù)值模擬

陳榮錢， 王旭， 尤延鋮*

廈門大學(xué) 航空航天學(xué)院， 廈門361005

基于非結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格技術(shù)，對(duì)短艙與螺旋槳滑流間的相互作用進(jìn)行了非定常數(shù)值模擬研究。為了更好地捕捉螺旋槳尾渦的細(xì)節(jié)信息，計(jì)算采用基于Spalart-Allmaras模型的改進(jìn)延遲脫體渦模擬(IDDES)方法，并在非定常計(jì)算過程中運(yùn)用網(wǎng)格自適應(yīng)技術(shù)以提高流場特征的空間分辨率。研究結(jié)果表明：IDDES方法獲得的拉力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值吻合良好，短艙的存在會(huì)增大螺旋槳的拉力系數(shù)；短艙對(duì)螺旋槳槳轂渦的結(jié)構(gòu)影響較大，但對(duì)槳尖渦的螺旋結(jié)構(gòu)影響較??；對(duì)單獨(dú)螺旋槳算例來說，槳尖渦與槳轂渦的失穩(wěn)發(fā)展過程都具有周期性，且在有/無短艙情況下槳尖渦的失穩(wěn)位置相同，失穩(wěn)后槳尖渦之間配對(duì)融合過程一致，從而說明槳轂渦對(duì)槳尖渦的失穩(wěn)沒有影響。

螺旋槳； 短艙； 滑流； 改進(jìn)延遲脫體渦模擬； 尾渦

螺旋槳飛機(jī)具有耗油低、拉力大等優(yōu)點(diǎn)，在支線客機(jī)和軍用運(yùn)輸機(jī)等領(lǐng)域占有重要地位。然而螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的滑流現(xiàn)象非常復(fù)雜，氣流經(jīng)過螺旋槳后旋轉(zhuǎn)加速，并且具備復(fù)雜的湍流特征，這使得螺旋槳滑流問題成為螺旋槳研究的難點(diǎn)[1-2]。對(duì)于螺旋槳飛機(jī)，由于螺旋槳滑流與飛機(jī)部件之間的相互干擾更加復(fù)雜，且多對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)性能有重大影響，因此研究螺旋槳滑流與飛機(jī)部件之間的氣動(dòng)干擾對(duì)螺旋槳飛機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)至關(guān)重要。

關(guān)于螺旋槳滑流的研究，國內(nèi)外主要針對(duì)單獨(dú)螺旋槳的滑流采用理論分析、計(jì)算流體力學(xué)(CFD)數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)等手段進(jìn)行研究，取得了一定成果。Lugt和Flow[3]以及Okulov等[4-5]通過理論研究表明，螺旋槳渦的穩(wěn)定性是槳尖渦、槳轂渦以及槳葉尾緣脫出來的渦相互作用的結(jié)果，而且螺旋槳渦不穩(wěn)定性的起點(diǎn)位置依賴于渦與渦之間的距離。Muscari等[6-7]通過數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)脫體渦模擬(Detached Eddy Simulation, DES)模型可以長距離追蹤螺旋槳的尾渦結(jié)構(gòu)，并且能夠準(zhǔn)確預(yù)測渦的不穩(wěn)定起始位置。Felli等[8]通過實(shí)驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)槳尖渦和槳轂渦的不穩(wěn)定性可能存在著因果關(guān)系，認(rèn)為槳尖渦的不穩(wěn)定會(huì)引起槳轂渦的不穩(wěn)定。然而目前關(guān)于螺旋槳尾渦的發(fā)展演化、失穩(wěn)破碎以及槳尖渦和槳轂渦之間的相互作用等問題仍然未得到解決，亟需進(jìn)一步開展研究。

隨著螺旋槳飛機(jī)設(shè)計(jì)的需要，國內(nèi)外研究人員針對(duì)螺旋槳滑流與飛機(jī)部件之間的干擾進(jìn)一步開展研究。國外，法國航空航天研究院(ONERA)[9]采用滑移網(wǎng)格的方法研究了螺旋槳滑流對(duì)機(jī)翼和短艙的影響，指出非定常氣動(dòng)干擾對(duì)機(jī)翼和短艙附近的跨聲速氣流的發(fā)展具有重要影響；德國宇航中心(DLR)[10-11]分別采用粒子圖像測速(PIV)實(shí)驗(yàn)和基于重疊網(wǎng)格的非定常數(shù)值模擬方法研究了螺旋槳滑流流過機(jī)身的發(fā)展過程，以及螺旋槳滑流對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)力和力矩的影響。國內(nèi)，許和勇等[12]采用基于非結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格方法研究了螺旋槳與機(jī)身的氣動(dòng)干擾；李博等[13]采用等效盤模型研究了螺旋槳滑流對(duì)渦槳飛機(jī)氣動(dòng)力的影響；夏貞鋒和楊永[14]采用動(dòng)態(tài)面搭接網(wǎng)格方法研究了螺旋槳滑流與機(jī)翼之間的氣動(dòng)干擾對(duì)機(jī)翼和螺旋槳?dú)鈩?dòng)力和力矩的影響；喬宇航等[15]采用滑移網(wǎng)格方法研究了螺旋槳的布置位置對(duì)機(jī)翼和螺旋槳?dú)鈩?dòng)力和力矩的影響；楊帆和楊永[16]研究了短艙對(duì)螺旋槳葉片載荷的影響；段中喆等[17]對(duì)螺旋槳滑流區(qū)的三維流場特征開展了數(shù)值模擬研究，簡單描述了滑流區(qū)的渦系結(jié)構(gòu)。

可以看出，國內(nèi)外關(guān)于螺旋槳滑流研究以單獨(dú)螺旋槳的滑流研究為主，并且在螺旋槳尾渦結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性等方面還有很多問題未解決。關(guān)于螺旋槳與飛機(jī)部件之間的氣動(dòng)干擾，以研究螺旋槳與機(jī)翼之間的干擾居多，并且主要研究螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)部件氣動(dòng)力和力矩的影響，而對(duì)滑流與飛機(jī)部件之間的相互干擾對(duì)螺旋槳尾渦結(jié)構(gòu)的影響研究還很少。因此，進(jìn)一步深入細(xì)致研究螺旋槳滑流與部件之間的相互干擾，對(duì)于螺旋槳滑流和渦結(jié)構(gòu)理論的發(fā)展具有重要意義。

本文采用基于非結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格方法求解三維Navier-Stokes方程，為了更好地捕捉螺旋槳尾渦的細(xì)節(jié)和準(zhǔn)確預(yù)測渦的失穩(wěn)位置，湍流計(jì)算采用基于Spalart-Allmaras模型的改進(jìn)延遲脫體渦模擬(IDDES)方法對(duì)有/無短艙螺旋槳滑流進(jìn)行非定常數(shù)值模擬，驗(yàn)證了數(shù)值模擬方法的正確性，并且研究了短艙對(duì)螺旋槳拉力系數(shù)、尾渦結(jié)構(gòu)以及螺旋槳尾渦失穩(wěn)特性的影響，從而為進(jìn)一步掌握螺旋槳飛機(jī)的流動(dòng)細(xì)節(jié)特征和規(guī)律，指導(dǎo)螺旋槳飛機(jī)的氣動(dòng)改進(jìn)設(shè)計(jì)提供支撐。

1　數(shù)值模擬方法

(1)

式中:dw為到壁面的距離;Δ為網(wǎng)格尺度;CDES為模型常數(shù)。

(2)

式中:fd為延遲過渡函數(shù)。DDES 方法能夠避免在邊界層內(nèi)提前開啟LES模式。

(3)

式中：dRANS為RANS尺度；dLES為LES尺度；fe為提升函數(shù)；過渡函數(shù)、混合函數(shù)的表達(dá)式分別為

(4)

fB=min{2 exp(-9α2),1.0}

(5)

(6)

fdt=1-tanh[(8rdt)3]

(7)

(8)

式中：νt為湍流渦黏性系數(shù)；?ui/?xj為速度梯度；κ=0.41。

(9)

(10)

采用IDDES方法也能夠?qū)崿F(xiàn)在遠(yuǎn)離壁面區(qū)采用LES求解和在近壁面區(qū)采用RANS求解的自動(dòng)切換，從而更好地分辨渦結(jié)構(gòu)，捕捉流場細(xì)節(jié)特征。

基于非結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格技術(shù)，螺旋槳流場的計(jì)算區(qū)域被劃分為旋轉(zhuǎn)區(qū)域和靜止區(qū)域，分別在各自子區(qū)域中劃分網(wǎng)格。旋轉(zhuǎn)區(qū)域包含螺旋槳的網(wǎng)格，靜止區(qū)域是包含短艙的網(wǎng)格，兩套網(wǎng)格之間存在著重疊區(qū)域。流場的信息傳遞是通過兩套網(wǎng)格之間的搜索和插值過程來實(shí)現(xiàn)的。此外，計(jì)算過程中采用了網(wǎng)格自適應(yīng)技術(shù)，在流場解梯度大的位置加密網(wǎng)格，從而提高計(jì)算精度，更好地捕捉流場的細(xì)節(jié)特征。

2　計(jì)算模型與網(wǎng)格

2.1計(jì)算模型

計(jì)算模型為某帶短艙螺旋槳，如圖1所示，螺旋槳的槳葉為6片。

圖1　計(jì)算模型Fig.1　Calculation model

2.2計(jì)算網(wǎng)格

初始計(jì)算網(wǎng)格由2套網(wǎng)格組成，分別是包含螺旋槳的旋轉(zhuǎn)網(wǎng)格和包含短艙的背景網(wǎng)格，如圖2(a)和圖2(b)所示。旋轉(zhuǎn)網(wǎng)格和背景網(wǎng)格裝配完成后，二者之間存在著重疊區(qū)域，如圖2(c)所示。包含螺旋槳的圓柱形區(qū)域直徑約為螺旋槳直徑的1.5倍，網(wǎng)格量為530萬；包含短艙的網(wǎng)格為背景網(wǎng)格，網(wǎng)格量為540萬。在非定常計(jì)算的過程中，程序還將根據(jù)流場參數(shù)的主要梯度信息對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行自動(dòng)加密。

圖2　計(jì)算網(wǎng)格Fig.2　Calculation grids

3　結(jié)果分析

3.1網(wǎng)格自適應(yīng)分析

圖3和圖4分別是在相同物理時(shí)刻，未采用和采用網(wǎng)格自適應(yīng)技術(shù)對(duì)單獨(dú)螺旋槳模型進(jìn)行計(jì)算的網(wǎng)格圖和渦量云圖，圖中坐標(biāo)采用螺旋槳半徑R進(jìn)行無量綱化。比較圖3和圖4可以看出，采用網(wǎng)格自適應(yīng)技術(shù)后，在流場中渦量大的位置如槳尖渦、槳轂渦的位置，計(jì)算網(wǎng)格都得到了明顯加密。采用網(wǎng)格自適應(yīng)技術(shù)也顯著提高了計(jì)算方法對(duì)螺旋槳尾渦的捕捉能力，這為本文后續(xù)高分辨率的尾渦模擬提供了良好的技術(shù)支撐。

圖3　未采用網(wǎng)格自適應(yīng)技術(shù)的計(jì)算結(jié)果Fig.3　Calculation without adaptive grid technique

3.2流場分析

圖5和圖6分別為帶短艙螺旋槳xOz截面三維流線圖和馬赫數(shù)Ma云圖。由圖5可以看出，流線發(fā)生旋轉(zhuǎn)，并且流管收縮，這是由于氣流經(jīng)過螺旋槳后加速，根據(jù)質(zhì)量守恒，在相同質(zhì)量條件下，流速增加，流管的截面縮小，這些現(xiàn)象與傳統(tǒng)的螺旋槳理論的論述是一致的。由圖6可以看出，氣流經(jīng)過旋轉(zhuǎn)的螺旋槳后，氣流明顯加速。

圖5　帶短艙螺旋槳的流線圖Fig.5　Streamline with nacelle

圖6　帶短艙螺旋槳xOz截面馬赫數(shù)云圖Fig.6　Mach number distribution of xOz cross section with nacelle

3.3拉力系數(shù)驗(yàn)證

重點(diǎn)對(duì)帶短艙的螺旋槳模型進(jìn)行了數(shù)值模擬。對(duì)于如圖1所示的短艙/螺旋槳外形，已知來流速度為30 m/s，螺旋槳的轉(zhuǎn)速有5個(gè)狀態(tài)，分別為4 992，5 440，6 192，6 368 ，6 560 r/min。非定常計(jì)算的物理時(shí)間步長取為螺旋槳旋轉(zhuǎn)1°所需的時(shí)間。

表1為螺旋槳拉力系數(shù)CT計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比。其中螺旋槳的拉力系數(shù)定義為

(11)

式中：T為螺旋槳拉力；q為速壓；S為參考面積。

由表1可以看出，本文數(shù)值模擬得到的螺旋槳拉力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)值的最大誤差不超過5%?？紤]到實(shí)驗(yàn)過程中天平測力的誤差帶，該拉力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)值吻合良好，這從定量上驗(yàn)證了本文數(shù)值模擬方法的正確性。

表1　螺旋槳拉力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比

3.4短艙對(duì)螺旋槳拉力系數(shù)的影響

為了研究短艙對(duì)螺旋槳拉力系數(shù)的影響，對(duì)單獨(dú)螺旋槳滑流也進(jìn)行了數(shù)值模擬。計(jì)算狀態(tài)與帶短艙螺旋槳的計(jì)算狀態(tài)相同。表2給出了單獨(dú)螺旋槳和帶短艙螺旋槳的拉力系數(shù)對(duì)比。從表2可以看出，在轉(zhuǎn)速為6 560 r/min時(shí)，帶短艙螺旋槳的拉力系數(shù)比單獨(dú)螺旋槳的拉力系數(shù)大6.6%。

表2單獨(dú)螺旋槳和帶短艙螺旋槳的拉力系數(shù)對(duì)比

Table 2Thrust coefficient comparison between propeller with and without nacelle

Revolutionspeed/(r·min-1)CTWithoutnacelleWithnacelleIncrement/%65600．27930．29786．6

為了分析拉力系數(shù)增加的來源，圖7給出了螺旋槳槳葉3個(gè)截面(r=0.9R、r=0.5R和r=0.3R)處的翼型表面壓力系數(shù)Cp分布，其中r=0是旋轉(zhuǎn)軸的位置。由圖可以看出在r=0.9R和r=0.5R位置，帶短艙螺旋槳和單獨(dú)螺旋槳的翼型表面壓力系數(shù)曲線基本吻合，說明在這兩種情況下槳葉在該截面位置翼型產(chǎn)生的升力基本相等。而在r=0.3R處，帶短艙螺旋槳的翼型表面壓力系數(shù)曲線圍成的面積比單獨(dú)螺旋槳翼型表面壓力系數(shù)曲線圍成的面積大，說明帶短艙情況下截面翼型的升力較大。這表明短艙的存在使得螺旋槳靠近槳轂位置的翼型升力增大，從而增大了整個(gè)螺旋槳的拉力系數(shù)。

圖7　槳葉不同截面處翼型的表面Cp分布Fig. 7　Cp distribution at different sections of blade

3.5短艙對(duì)螺旋槳尾渦結(jié)構(gòu)的影響

圖8(a)和圖8(b)為6 560 r/min轉(zhuǎn)速條件下，相同時(shí)刻單獨(dú)螺旋槳和帶短艙螺旋槳的三維尾渦結(jié)構(gòu)圖，圖中等值面用馬赫數(shù)進(jìn)行染色。由圖可以看出，氣流經(jīng)過螺旋槳后形成兩個(gè)漩渦帶：槳尖渦(Tip Vortex)和槳轂渦(Hub Vortex)。槳尖渦和槳轂渦都呈螺旋柱狀結(jié)構(gòu)，渦管數(shù)目與螺旋槳的槳葉數(shù)目相同。兩幅圖中，黑線均為單獨(dú)螺旋槳情況下的槳尖渦包絡(luò)線。從圖中可以看出，單獨(dú)螺旋槳和帶短艙螺旋槳的槳尖渦結(jié)構(gòu)基本相同。

圖8　相同時(shí)刻螺旋槳尾渦等值面分布(Q準(zhǔn)則)Fig.8　Vorticity iso-surface of trailing vortex at the same time instant (Q criteria)

由于螺旋槳的加速效應(yīng)，在槳尖與槳轂之間的空氣流速會(huì)比較高，所以槳尖渦內(nèi)側(cè)馬赫數(shù)較高，表現(xiàn)為紅色。與文獻(xiàn)[8]觀察到的現(xiàn)象一致，槳尖渦的包絡(luò)線會(huì)先收縮，然后擴(kuò)張。槳尖渦包絡(luò)線開始發(fā)生擴(kuò)張的位置就是槳尖渦開始失穩(wěn)的位置(Tip Vortex Instability Inception Region)。由圖8(b)可以看出，單獨(dú)螺旋槳的槳尖渦包絡(luò)線很好地?cái)M合了帶短艙螺旋槳槳尖渦的軌跡，這說明了兩者槳尖渦的失穩(wěn)位置相同。同時(shí)從圖8中看出，兩者槳尖渦失穩(wěn)后，槳尖渦之間開始出現(xiàn)部分的配對(duì)融合(Pairing Effect)現(xiàn)象，且配對(duì)融合的位置也幾乎相同。

對(duì)于槳轂渦，兩者的渦結(jié)構(gòu)明顯不同。單獨(dú)螺旋槳的槳轂渦脫出后，渦管相互纏繞融合，形成一根渦管，然后渦管失穩(wěn)形成螺旋狀渦管結(jié)構(gòu)，螺旋半徑逐漸增大。而帶短艙螺旋槳的槳轂渦脫出后，纏繞在短艙表面，最后從短艙的尾部脫落，形成一系列小的漩渦結(jié)構(gòu)。

圖9(a)和圖9(b)分別為單獨(dú)螺旋槳和帶短艙螺旋槳在xOz截面的渦量云圖。從圖中可以看出單獨(dú)螺旋槳和帶短艙螺旋槳槳尖渦的渦量分布、渦核位置幾乎相同，而槳轂渦的渦量分布差別較大。其中點(diǎn)A1～E1和A2～E2分別為單獨(dú)螺旋槳和帶短艙螺旋槳槳尖渦的渦核位置。

圖9　xOz截面的渦量云圖Fig.9　Vorticity distribution of xOz cross section

根據(jù)螺旋槳環(huán)量理論[22]可知，螺旋槳尾渦的螺距角β滿足公式

(12)

式中：V∞為來流速度；ua和ut分布為螺旋槳的軸向和切向誘導(dǎo)速度；ω為旋轉(zhuǎn)角速度，R為螺旋槳半徑。以本文的CFD計(jì)算結(jié)果為基礎(chǔ)，式(12)可以寫成

(13)

式中：z、u和v分別為渦核的z坐標(biāo)、x方向速度和y方向速度。根據(jù)式(13)可以計(jì)算得到的螺旋槳尾跡區(qū)各個(gè)渦核位置的螺距角，如表3所示，x為渦核的x坐標(biāo)。

比較表3中A1～E1和A2～E2的渦核坐標(biāo)可以看出，短艙的存在使得螺旋槳槳尖渦渦核的z坐標(biāo)略有增大，同時(shí)軸向速度也增大。這是由于短艙對(duì)螺旋槳的氣流有阻塞作用，導(dǎo)致氣流流經(jīng)螺旋槳后流管向外擴(kuò)張，同時(shí)速度有所增大。此外，單獨(dú)螺旋槳和帶短艙螺旋槳在各個(gè)槳尖渦渦核位置的螺距角基本相等，說明短艙的存在對(duì)螺旋槳槳尖渦的螺旋結(jié)構(gòu)影響很小。

表3有/無短艙螺旋槳槳尖渦結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)照表

Table 3Parameter comparison of tip vortex structure between propellers with and without nacelle

Pointx/Rz/Ru/(m·s-1)v/(m·s-1)β/(°)A1-4．5710．93634．94-11．6719．6A2-4．5830．94236．43-12．1020．3B1-3．4830．87835．47-12．1721．3B2-3．4830．90736．87-11．6521．2C1-2．4700．92539．34-10．1121．8C2-2．4520．96640．65-9．4221．4D1-1．2170．76739．88-12．9327．4D2-1．1470．78443．89-12．2928．8E1-0．6440．82547．62-10．6928．9E2-0．6790．91346．47-9．1925．4

3.6短艙對(duì)螺旋槳尾渦穩(wěn)定性的影響

圖10　單獨(dú)螺旋槳尾渦發(fā)展軌跡圖(Q準(zhǔn)則)Fig.10　Developing track of trailing vortex without nacelle (Q criteria)

圖11　帶短艙螺旋槳尾渦發(fā)展軌跡圖(Q準(zhǔn)則)Fig.11　Developing track of trailing vortex with nacelle (Q criteria)

文獻(xiàn)[8]通過實(shí)驗(yàn)研究指出，槳尖渦與槳轂渦的失穩(wěn)間存在著因果關(guān)系。從本文研究結(jié)果看，顯然短艙存在與否完全改變了槳轂渦的流動(dòng)特征，但卻沒有改變槳尖渦的流動(dòng)細(xì)節(jié)乃至失穩(wěn)周期和頻率等動(dòng)力學(xué)特征。因此，可以判斷槳轂渦的失穩(wěn)對(duì)槳尖渦的失穩(wěn)沒有影響，而槳尖渦的失穩(wěn)會(huì)引起槳轂渦的失穩(wěn)。這一計(jì)算結(jié)果為文獻(xiàn)[8]的理論分析作出了一定的補(bǔ)充和驗(yàn)證。

此外，對(duì)于槳轂渦，由圖10也可以看出經(jīng)過一個(gè)螺旋槳的旋轉(zhuǎn)周期T后，t=T時(shí)刻槳轂渦的尾跡線與t=0T時(shí)刻槳轂渦的尾跡線是重合的，說明螺旋槳槳轂渦的失穩(wěn)發(fā)展過程也具有周期性。

4　結(jié)　論

1) 采用基于非結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格技術(shù)的改進(jìn)延遲脫體渦模擬(IDDES)方法能夠很好地捕捉螺旋槳的尾渦結(jié)構(gòu)，螺旋槳拉力系數(shù)的計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值吻合良好。

2) 短艙的存在增大了螺旋槳的拉力系數(shù)，原因主要是短艙對(duì)螺旋槳的尾流有阻塞作用，使得靠近螺旋槳槳轂位置的翼型升力增大。

3) 短艙對(duì)槳轂渦的結(jié)構(gòu)影響較大，但對(duì)槳尖渦的螺旋結(jié)構(gòu)影響較小。在相同槳尖渦的渦核位置，有/無短艙螺旋槳槳尖渦的螺距角相同。

4) 有/無短艙螺旋槳槳尖渦的失穩(wěn)位置相同，失穩(wěn)后槳尖渦之間配對(duì)融合過程一致，槳尖渦的包絡(luò)線重合。這說明螺旋槳槳轂渦的失穩(wěn)特性對(duì)槳尖渦的失穩(wěn)沒有影響。

5) 槳尖渦的失穩(wěn)發(fā)展過程具有周期性，短艙不改變槳尖渦失穩(wěn)發(fā)展的周期性；單獨(dú)螺旋槳槳轂渦的失穩(wěn)發(fā)展過程也具有周期性。

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陳榮錢男， 博士， 助理教授。主要研究方向： 計(jì)算流體力學(xué)、 飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)。

Tel: 0592-2186849

E-mail: rqchen@xmu.edu.cn

王旭男， 碩士研究生。主要研究方向： 計(jì)算流體力學(xué)、 飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)。

E-mail: xu.wanng@qq.com

尤延鋮男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 計(jì)算流體力學(xué)、 飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)。

Tel: 0592-2186849

E-mail: yancheng.you@xmu.edu.cn

Numerical simulation of nacelle’s effects on propeller slipstreambased on IDDES model

CHEN Rongqian, WANG Xu, YOU Yancheng*

School of Aerospace Engineering, Xiamen University, Xiamen361005, China

Unsteady numerical simulation about the mutual effect between the nacelle and the propeller’s slipstream was carried out based on unstructured overset grids algorithm. In order to better capture the detail of the propeller vortex structure, improved delayed detached eddy simulation (IDDES) based on Spalart-Allmaras model was employed, and the adaptive grid technique was used to improve the spatial resolution of the flow field’s characteristics during the unsteady process. Research results show that the thrust coefficient calculated by IDDES agrees well with the experimental data, and the existence of the nacelle increases the thrust coefficient of the propeller. The nacelle has a great influence on the structure of the hub vortex but little effect on the structure of the propeller tip vortex. For the propeller without nacelle, both the instability process of the tip vortex and the hub vortex show obvious periodic characteristic. The inception region and the paring effects of the tip vortex of the propeller without nacelle are the same as those of the propeller with nacelle, which indicates that the hub vortex has no effect on the instability of the tip vortex.

propeller； nacelle； slipstream； improved delayed detached eddy simulation； trailing vortex

2015-09-11； Revised： 2015-11-24； Accepted： 2015-12-18； Published online： 2016-01-2516:38

s： Aeronautical Science Foundation of China (20155768007); The Fundamental Research Funds for the Central Universities (20720140540, 2013121019); Key Projects of Science and Technology Cooperation Between Universities and Industry, Fujian Province (2015H6023)

. Tel.： 0592-2186849E-mail: yancheng.you@xmu.edu.cn

2015-09-11； 退修日期： 2015-11-24； 錄用日期： 2015-12-18；

時(shí)間： 2016-01-2516:38

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160125.1638.004.html

航空科學(xué)基金 (20155768007); 中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金 (20720140540， 2013121019); 福建省高校產(chǎn)學(xué)研重大課題 (2015H6023)

.Tel.： 0592-2186849E-mail: yancheng.you@xmu.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2015.0353

V211.3

A

1000-6893(2016)06-1851-10

引用格式： 陳榮錢， 王旭， 尤延鋮． 短艙對(duì)螺旋槳滑流影響的IDDES數(shù)值模擬[J]． 航空學(xué)報(bào), 2016, 37(6): 1851-1860. CHEN R Q, WANG X, YOU Y C. Numerical simulation of nacelle’s effects on propeller slipstream based on IDDES model[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(6): 1851-1860.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160125.1638.004.html