不同分布式螺旋槳轉(zhuǎn)向組合下的機(jī)翼滑流效應(yīng)研究

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(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽(yáng) 621000;2. 中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院, 陜西 西安 710089)

0 引 言

目前，航空噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)仍為運(yùn)輸類飛行器的主要?jiǎng)恿η胰栽诓粩噙M(jìn)步，但關(guān)于未來(lái)航空運(yùn)輸?shù)姆植际铰菪龢七M(jìn)、分布式涵道推進(jìn)等各類電推進(jìn)概念研究[1-3]早已開(kāi)始，并將成為未來(lái)運(yùn)輸類航空飛行器的核心競(jìng)爭(zhēng)力。美歐等航空大國(guó)早已投入巨資進(jìn)行電推進(jìn)相關(guān)的地面測(cè)試和飛行試驗(yàn)工作[4-8]，如LEAPTech[9-10]、X-57[11]、GL-10[12]、Lightning Strike、ECO-150[13]、STARC-ABL等。

一般來(lái)講，分布式推進(jìn)的主要設(shè)計(jì)優(yōu)勢(shì)在于提高氣動(dòng)效率和解耦動(dòng)力能源，如機(jī)翼前緣安裝分布式高升力螺旋槳的X-57能將起降狀態(tài)升力系數(shù)提高到5.0以上，而在機(jī)翼和尾翼均安裝若干螺旋槳的GL-10能實(shí)現(xiàn)垂直起降等控制策略。

關(guān)于分布式螺旋槳推進(jìn)技術(shù)的氣動(dòng)分析，國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究較少。Stoll等[6]通過(guò)作用盤模型模擬分布式螺旋槳，對(duì)LEAPTech驗(yàn)證機(jī)進(jìn)行著落狀態(tài)定?；鲾?shù)值模擬，得到最大升力系數(shù)達(dá)到5.2，即達(dá)到同樣的升力狀態(tài)，分布式推進(jìn)飛行器的機(jī)翼面積可以縮小到常規(guī)飛行器的三分之一。Patterson等[14]對(duì)采用翼尖和高升力兩種螺旋槳的X-57“麥克斯韋”驗(yàn)證機(jī)進(jìn)行分布式小直徑螺旋槳設(shè)計(jì)分析，并對(duì)高升力螺旋槳(High-Lift Propeller，HLP)在低速狀態(tài)下的潛在優(yōu)勢(shì)和挑戰(zhàn)進(jìn)行研究探討，該高升力螺旋槳能在低速起降狀態(tài)下高效運(yùn)轉(zhuǎn)，同時(shí)在高速巡航狀態(tài)下槳葉能折疊且與短艙貼合，減小巡航阻力。Litherland等[15]基于X-57分布式螺旋槳推進(jìn)方案，對(duì)高升力和翼尖螺旋槳電機(jī)和短艙散熱進(jìn)行分析。Dubois等[16]基于有限元方法對(duì)電動(dòng)機(jī)和散熱系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)和優(yōu)化，同時(shí)采用流熱耦合數(shù)值模擬方法對(duì)電動(dòng)機(jī)空氣散熱情況進(jìn)行分析。

在螺旋槳滑流數(shù)值模擬方面，一般多采用基于作用盤方法的定常求解[17-20]和基于滑移/嵌套方法的準(zhǔn)定常/非定常求解[21-26]。如李博等[17]采用等效盤方法對(duì)某四發(fā)渦槳飛機(jī)進(jìn)行滑流影響研究；夏貞鋒等[19]采用激勵(lì)盤方法得到的單獨(dú)螺旋槳滑流速度分布，與非定?；鲿r(shí)間平均結(jié)果相吻合；王偉等[21]采用MRF方法對(duì)某雙發(fā)渦槳飛機(jī)進(jìn)行滑流效應(yīng)研究，特別是滑流對(duì)全機(jī)縱向力矩特性影響情況；許和勇等[23]采用基于非結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)嵌套網(wǎng)格技術(shù)的非定常求解方法，對(duì)前拉式螺旋槳飛機(jī)進(jìn)行滑流效應(yīng)研究；龔小權(quán)等[26]基于各向異性非結(jié)構(gòu)嵌套網(wǎng)格的非定常求解方法，完成雙發(fā)渦槳飛機(jī)不同前進(jìn)比下全機(jī)滑流效應(yīng)分析。采用非定常求解方法能獲得更為真實(shí)的流動(dòng)細(xì)節(jié)以及非定?；餍?yīng)，而采用作用盤的定常求解更為簡(jiǎn)便，適合前期工程設(shè)計(jì)評(píng)估?？紤]到分布式螺旋槳推進(jìn)中槳葉數(shù)量多，非定常求解過(guò)程復(fù)雜且耗時(shí)更長(zhǎng)，因此文中采用基于作用盤/等效盤模型的定常方法進(jìn)行計(jì)算求解。

本文基于自主研發(fā)的“亞跨超CFD軟件平臺(tái)”(TRIP3.0)[27-28]，通過(guò)將等效盤模型替代分布式螺旋槳，完成四種分布式螺旋槳旋轉(zhuǎn)組合下的機(jī)翼滑流效應(yīng)研究，同時(shí)對(duì)單個(gè)螺旋槳正反轉(zhuǎn)情況下的滑流效應(yīng)進(jìn)行分析，特別是單個(gè)螺旋槳滑流對(duì)機(jī)翼升阻力增量影響情況。

1 計(jì)算方法

1.1 控制方程

假設(shè)采用慣性笛卡兒坐標(biāo)系，忽略徹體力，則Euler/Navier-Stokes方程可表達(dá)為：

(1)

式中：

其中當(dāng)NVIS=0時(shí)，方程求解為Euler求解；當(dāng)NVIS=1時(shí)，則方程求解為N-S求解，式中ρ、u、v、w、p、e和h分別表示氣體密度、x、y、z方向的絕對(duì)速度分量、壓力以及單位質(zhì)量的總能和總焓。

1.2 等效盤模型

為此采用基于動(dòng)量-葉素理論的無(wú)厚度圓盤代替分布螺旋槳，模擬槳葉對(duì)氣流的加速加旋效果，獲得近似真實(shí)分布式螺旋槳的滑流影響，進(jìn)而得到不同分布式螺旋槳轉(zhuǎn)向組合下的機(jī)翼升阻力變化情況，其原理如圖1所示，且不同迎角和側(cè)滑角的盤前來(lái)流均能通過(guò)盤面坐標(biāo)轉(zhuǎn)換進(jìn)行模擬。具體方法可參考文獻(xiàn)[17]和[20]。

圖1 等效盤模型原理示意圖[20]Fig.1 Schematic diagram of the actuator model method

2 算例驗(yàn)證

算例主要參考單槳風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，驗(yàn)證等效盤方法計(jì)算的拉力扭矩特性，同時(shí)采用非定常計(jì)算得到的滑流速度分布，驗(yàn)證等效盤方法計(jì)算的滑流效應(yīng)。關(guān)于該計(jì)算平臺(tái)的機(jī)翼算例驗(yàn)證可參考文獻(xiàn)[27]等研究工作。

2.1 研究對(duì)象

研究對(duì)象為某螺旋槳試驗(yàn)外形，該螺旋槳為六葉槳，直徑約為0.5 m，為避免彈性變形對(duì)結(jié)果影響，槳葉采用復(fù)合材料提高剛度。風(fēng)洞試驗(yàn)在法宇航F1增壓風(fēng)洞完成，試驗(yàn)風(fēng)速為50～79 m/s，前進(jìn)比范圍為0.92～1.48，如圖2所示。

圖2 螺旋槳風(fēng)洞試驗(yàn)圖Fig.2 Wind tunnel tests for propeller

2.2 計(jì)算網(wǎng)格及方法

定常計(jì)算網(wǎng)格為全對(duì)接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，槳轂前段真實(shí)螺旋槳采用無(wú)厚度圓盤替代，O型結(jié)構(gòu)拓?fù)?，全模網(wǎng)格量約76萬(wàn)，圖3給出了螺旋槳定常網(wǎng)格示意圖。

圖3 螺旋槳定常網(wǎng)格示意圖Fig.3 Steady grid of single propeller

非定常計(jì)算采用動(dòng)態(tài)拼接網(wǎng)格技術(shù)，網(wǎng)格量為1400萬(wàn)，其中旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格量950萬(wàn)，靜止域450萬(wàn)，總網(wǎng)格塊數(shù)402塊。圖4給出螺旋槳非定常網(wǎng)格示意圖。

圖4 螺旋槳非定常網(wǎng)格示意圖Fig.4 Unsteady grid of single propeller

計(jì)算均采用雷諾平均N-S方程，SA湍流模型，定常計(jì)算螺旋槳采用等效盤進(jìn)行模擬。非定常計(jì)算基于動(dòng)態(tài)拼接網(wǎng)格方法[24]，每個(gè)子迭代網(wǎng)格旋轉(zhuǎn)3°。

2.3 拉力扭矩特性

選取兩個(gè)試驗(yàn)工況作為定常計(jì)算狀態(tài)，具體如表1所示。

表1 螺旋槳計(jì)算工況參數(shù)Table 1 The condition of propeller for calculation

表2給出了單獨(dú)螺旋槳定常計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值對(duì)比情況?？梢钥闯觯河?jì)算得到的拉力和扭矩系數(shù)與試驗(yàn)值吻合較好；在小拉力狀態(tài)，計(jì)算得到的扭矩系數(shù)與試驗(yàn)值吻合更好；在較大拉力系數(shù)下，拉力系數(shù)與試驗(yàn)值吻合更好。

表2 螺旋槳定常計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Table 2 The results of test and steady CFD

2.4 滑流速度分布

選取狀態(tài)2作為分析對(duì)象，分別采用定常和非定常兩種計(jì)算方法。表3給出兩種計(jì)算方法與試驗(yàn)對(duì)比結(jié)果，非定常計(jì)算得到的拉力和扭矩系數(shù)與試驗(yàn)值吻合較好。

為了分析螺旋槳對(duì)氣流的加速效應(yīng)，圖5分別給出定常和非定常時(shí)間平均(旋轉(zhuǎn)一圈的流場(chǎng)結(jié)果平均)下槳葉后方0.6R處馬赫數(shù)云圖。定常計(jì)算得到的螺旋槳后方馬赫數(shù)分布，與非定常時(shí)間平均的結(jié)果相吻合。

表3 螺旋槳計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Table 3 Thecomparison between test and CFD results

(a) steady (b) unsteady

圖5槳葉后方0.6R處馬赫數(shù)云圖
Fig.5Machnumberat0.6Rrearofpropeller

為了分析螺旋槳對(duì)氣流的加旋效應(yīng)，圖6和圖7分別給出定常和非定常時(shí)間平均(旋轉(zhuǎn)一圈的流場(chǎng)結(jié)果平均)下槳葉后方0.6R處橫向和縱向速度云圖。定常計(jì)算得到的螺旋槳后方橫向和縱向速度分布，與非定常時(shí)間平均的結(jié)果基本吻合，僅在加速區(qū)域上略微偏大，這主要是因?yàn)槎ǔＳ?jì)算不能模擬槳葉三維分離等因素引起。因此，螺旋槳對(duì)氣流加速加旋的滑流效應(yīng)，采用等效盤模型能較好地進(jìn)行模擬，且與非定常時(shí)間平均結(jié)果相近。圖8給出了兩種方法得到的空間流場(chǎng)示意圖。

(a) steady (b) unsteady

圖6槳葉后方0.6R處v方向速度云圖
Fig.6Thev-velocityat0.6Rrearofpropeller

(a) steady (b) unsteady

圖7槳葉后方0.6R處w方向速度云圖
Fig.7Thew-velocityat0.6Rrearofpropeller

(a) steady

3 計(jì)算對(duì)象及網(wǎng)格

重點(diǎn)對(duì)前緣布置5個(gè)分布式螺旋槳的機(jī)翼進(jìn)行不同轉(zhuǎn)向組合下的滑流效應(yīng)研究。

3.1 計(jì)算對(duì)象

該外形機(jī)翼前緣布置5個(gè)螺旋槳(如圖9)，機(jī)翼翼展25.8 m，機(jī)翼面積為55 m2。圖10給出了螺旋槳編號(hào)以及不同分布式螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向組合定義，其中螺旋槳槳葉直徑均為2.4 m，單個(gè)螺旋槳包含三片槳葉。為后續(xù)方便進(jìn)行滑流效應(yīng)分析，定義順流方向看，螺旋槳順時(shí)針旋轉(zhuǎn)(逆翼尖渦)為正。

圖9 分布式螺旋槳推進(jìn)全機(jī)及機(jī)翼外形示意圖Fig.9 Shape of a distributed propellers transport aircraft and the wing

圖10 分布式螺旋槳旋轉(zhuǎn)組合方案Fig.10 The rotating direction of distributed propellers

3.2 計(jì)算網(wǎng)格

計(jì)算采用半模外形，網(wǎng)格為全對(duì)接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格量約為2000萬(wàn)，網(wǎng)格塊數(shù)260個(gè)，其中第一層網(wǎng)格距離約1.0×10-5m。網(wǎng)格在關(guān)鍵流場(chǎng)區(qū)域進(jìn)行適當(dāng)加密，特別是螺旋槳后方。機(jī)翼弦向和展向網(wǎng)格布點(diǎn)數(shù)為70×120個(gè)。螺旋槳采用無(wú)厚度圓盤代替，具體網(wǎng)格示意圖如圖11和圖12所示。

圖11 機(jī)翼及螺旋槳盤面表面網(wǎng)格Fig.11 Mesh on the transport aircraft surface

圖12 翼尖部分網(wǎng)格示意圖Fig.12 Mesh near the wing and propellers

3.3 計(jì)算方法及狀態(tài)

采用雷諾平均N-S方程，離散方程組求解應(yīng)用LU-SGS方法，空間方向粘性項(xiàng)采用二階中心格式離散，無(wú)粘項(xiàng)為MUSCL-Roe格式，SA湍流模型，為加快計(jì)算收斂速度，采用低速預(yù)處理技術(shù)、大規(guī)模并行計(jì)算和多重網(wǎng)格技術(shù)。

以起降狀態(tài)作為分析工況，來(lái)流速度200 km/h，迎角范圍為-2°～14°，分別考慮有無(wú)滑流情況。有滑流狀態(tài)螺旋槳速均為1550 rpm，槳葉半徑70%處槳距為28.0°。為更好地分析不同螺旋槳旋轉(zhuǎn)組合，分別對(duì)Rot-A、Rot-B、Rot-C和Rot-D四種組合方案(如圖10)進(jìn)行滑流效應(yīng)研究，同時(shí)分別完成單個(gè)螺旋槳正反轉(zhuǎn)滑流影響分析。

4 不同旋轉(zhuǎn)組合方案分析

主要分析不同分布式螺旋槳旋轉(zhuǎn)組合方案下的機(jī)翼滑流效應(yīng)，分別機(jī)翼氣動(dòng)特性、壓力分布及典型流場(chǎng)三個(gè)方面開(kāi)展分析說(shuō)明。

4.1 機(jī)翼氣動(dòng)特性

圖13給出了四種不同分布式螺旋槳轉(zhuǎn)向組合下的機(jī)翼阻力、升力、俯仰力矩系數(shù)以及升阻力極曲線。在阻力系數(shù)上，小迎角下Rot-B阻力最大，Rot-A和Rot-C相對(duì)更??；在升力系數(shù)上，小迎角下四種方案相差較小，且Rot-A相對(duì)其他方案略大；Rot-B在較大迎角下升力系數(shù)仍能保持較好線性度；在俯仰力矩系數(shù)上，Rot-B低頭力矩相對(duì)其他方案偏大；在升阻力極曲線上，升力系數(shù)在0.24以內(nèi)，Rot-C和Rot-D阻力更小，且在升力系數(shù)0.24以上，Rot-A和Rot-C較其他方案阻力更小。

(a) CD～α

(b) CL～α

(c) Cm～α

(d) CD～CL

為進(jìn)一步分析不同轉(zhuǎn)向組合下的機(jī)翼升阻力特性，圖14給出了有無(wú)滑流的四種螺旋槳轉(zhuǎn)向組合下機(jī)翼升阻力系數(shù)增量，四種轉(zhuǎn)向組合下的滑流均引起阻力和升力增大；在迎角α=8°以內(nèi)，Rot-A和Rot-C阻力系數(shù)增量?jī)烧呋鞠嗤?，且均小于另外兩種方案；在較小迎角下，Rot-A升力系數(shù)增量最為顯著，Rot-C次之。

(a) ΔCD～α

(b) ΔCL～α

以迎角α=3°為例，表4給出了不同螺旋槳轉(zhuǎn)向組合下的有無(wú)滑流下機(jī)翼升阻力增量情況。此時(shí)，有滑流較無(wú)滑流狀態(tài)機(jī)翼阻力均增加約81%以上，升力增加約14%以上；Rot-B阻力增加最大，而Rot-A升力增量最大；Rot-A和Rot-C阻力增量相同，均較另外兩種方案小，且Rot-A的升力更大；Rot-B和Rot-D升力增量相近，但Rot-B阻力更大。同時(shí)，文獻(xiàn)[6]中LEAPTech驗(yàn)證機(jī)采用Rot-C的分布式螺旋槳轉(zhuǎn)向組合方案，這與機(jī)翼增升減阻存在一定關(guān)系。

表4 不同組合方案在α=3°狀態(tài)機(jī)翼升阻力增量Table 4 The difference of drag and lift of the four cases at α=3°

4.2 機(jī)翼壓力分布

圖15給出了迎角α=3°下，Rot-A和Rot-B兩種轉(zhuǎn)向組合機(jī)翼1/4弦長(zhǎng)處壓力分布，從上表面吸力峰數(shù)量看，Rot-A有5個(gè)明顯吸力峰，而Rot-B存在4個(gè)；從下表面吸力峰數(shù)量看，Rot-A有4個(gè)較為明顯吸力峰，而Rot-B存在5個(gè)。這主要是Rot-A方案翼尖螺旋槳逆翼尖渦旋轉(zhuǎn)，在滑流作用下翼尖上表面存在較明顯的吸力峰。

圖15 兩種轉(zhuǎn)向組合下的機(jī)翼1/4弦長(zhǎng)處壓力系數(shù)分布Fig.15 Pressure coefficient distribution at 1/4 wing section with Rot-A and Rot-B

為方便分析機(jī)翼展向站位壓力分布，圖16為三個(gè)機(jī)翼站位示意圖。圖17給出了不同轉(zhuǎn)向組合下的機(jī)翼站位±0.63R處壓力分布，Rot-A和Rot-C方案在站位-0.63R前緣吸力較Rot-B和Rot-D大，而在站位+0.63R正好相反；在站位-0.63R處，Rot-A前緣吸力較Ror-C略小，而在站位+0.63R處，Rot-B前緣吸力較Ror-D略小，即對(duì)于相鄰槳葉轉(zhuǎn)向相反情況而言，其轉(zhuǎn)軸中間區(qū)域機(jī)翼的前緣吸力相對(duì)轉(zhuǎn)向同向狀態(tài)有所加強(qiáng)。這主要是相鄰槳葉轉(zhuǎn)向相反，其轉(zhuǎn)軸中間位置槳葉均處于上行或下行狀態(tài)。

圖16 機(jī)翼站位示意圖Fig.16 The sections distribution of wing

(a) Z=-0.63R

(b) Z=+0.63R

為進(jìn)一步分析不同轉(zhuǎn)向組合對(duì)機(jī)翼翼尖影響情況，圖18給出了機(jī)翼翼尖附件站位T-0.78R處的壓力系數(shù)分布。Rot-A和Rot-C方案前緣吸力較Rot-B和Rot-D明顯偏大；Rot-C前緣吸力較Rot-A偏大，這與圖17結(jié)論相同。同時(shí)由于該站位位于機(jī)翼翼尖螺旋槳滑流區(qū)域，翼尖螺旋槳轉(zhuǎn)向?qū)υ搮^(qū)域的滑流影響對(duì)全機(jī)升力影響較大。

圖18 不同轉(zhuǎn)向組合下的機(jī)翼站位T-0.78R處壓力系數(shù)分布Fig.18 Pressure coefficients distribution at T-0.78R sections of the four cases

4.3 典型流場(chǎng)

重點(diǎn)對(duì)迎角α=3°下，機(jī)翼上下表面壓力云圖和螺旋槳附近站位流線進(jìn)行分析，特別是機(jī)翼上下表面壓力峰值。圖19和圖20分別給出了不同轉(zhuǎn)向組合下的機(jī)翼上表面和下表面壓力云圖。從上表面壓力云圖來(lái)看，Rot-A和Rot-C存在5個(gè)明顯的前緣低壓區(qū)，而Rot-B和Rot-D則為4個(gè)；從前緣低壓區(qū)與螺旋槳軸線相對(duì)位置來(lái)看，Rot-A均位于右側(cè)，Rot-B均位于左側(cè)，這主要和螺旋槳轉(zhuǎn)向密切相關(guān)；在翼尖部分，Rot-A和Rot-C低壓區(qū)域較Rot-B和Rot-D明顯偏大。從下表面壓力云圖來(lái)看，四種方案在機(jī)翼前緣差異明顯，而在后緣差異較小；Rot-A和Rot-C存在5個(gè)明顯的前緣高壓區(qū)，而Rot-B和Rot-D則為4個(gè)。

圖19 不同轉(zhuǎn)向組合下的機(jī)翼上表面壓力云圖Fig.19 Pressure coefficients distribution at upper surface of the four cases

圖20 不同轉(zhuǎn)向組合下的機(jī)翼下表面壓力云圖Fig.20 Pressure coefficients distribution at lower surface of the four cases

圖21給出不同轉(zhuǎn)向組合下的機(jī)翼站位壓力云圖和流線示意圖，其中在Z=-0.63R和Z=+0.63R兩個(gè)站位處，Rot-A和Rot-C螺旋槳轉(zhuǎn)向相同，Z=-0.63R處氣流經(jīng)過(guò)槳葉后均向上偏轉(zhuǎn)，Z=+0.63R處氣流經(jīng)過(guò)槳葉后均向下偏轉(zhuǎn)，且兩者壓力分布基本相近；Rot-B和Rot-D螺旋槳轉(zhuǎn)向相同，Z=-0.63R處氣流經(jīng)過(guò)槳葉后均向下偏轉(zhuǎn)，Z=+0.63R處氣流經(jīng)過(guò)槳葉后均向上偏轉(zhuǎn)，且兩者壓力分布基本相近；在Z=-0.63R處，Rot-A翼型低壓區(qū)較Rot-B更靠前，且低壓區(qū)更大，而在Z=+0.63R處恰好相反。這主要是槳葉上行一側(cè)機(jī)翼有效迎角增加，低壓區(qū)前移且較大，槳葉下行一側(cè)機(jī)翼有效迎角減小，低壓區(qū)后移且較小。

(a) Z=-0.63R (b) Z=+0.63R

圖22給出了迎角α=3°下，不同分布式螺旋槳轉(zhuǎn)向方案下的有無(wú)滑流機(jī)翼1/4弦長(zhǎng)馬赫數(shù)差量云圖。四種分布式螺旋槳旋轉(zhuǎn)組合下，均在螺旋槳后方出現(xiàn)明顯的滑流區(qū)，即氣流被加速；Rot-A和Rot-B馬赫數(shù)差量較大區(qū)域均在螺旋槳同側(cè)，而Rot-C和Rot-D正好相反；除翼尖螺旋槳正轉(zhuǎn)狀態(tài)外，其余狀態(tài)螺旋槳均存在明顯的馬赫數(shù)差量，且均位于機(jī)翼下方，這主要是槳盤在正迎角下，下行槳葉有效迎角增加，上行槳葉有效迎角減小，引起下行槳葉一側(cè)滑流動(dòng)壓增量較上行槳葉一側(cè)偏大。

圖22 有無(wú)滑流機(jī)翼1/4弦長(zhǎng)馬赫數(shù)差量云圖Fig.22 Mach number difference at 1/4 wing section of the four cases

5 單個(gè)螺旋槳正反轉(zhuǎn)分析

為了更好地分析該分布式螺旋槳布置方式對(duì)機(jī)翼滑流影響情況，分別對(duì)單個(gè)螺旋槳正反轉(zhuǎn)情況下的滑流效應(yīng)進(jìn)行研究，特別是滑流對(duì)機(jī)翼升阻力增量影響情況。此時(shí)，每個(gè)螺旋槳轉(zhuǎn)速均為1550RPM，槳葉半徑70%處槳距均為28.0°。

圖23分別給出單獨(dú)螺旋槳正反轉(zhuǎn)滑流狀態(tài)下，迎角α=3°和α=5°機(jī)翼相對(duì)無(wú)滑流的升阻力增量情況。在兩種迎角狀態(tài)下，單獨(dú)螺旋槳滑流對(duì)機(jī)翼升阻力影響基本相近；相對(duì)無(wú)滑流狀態(tài)而言，除翼尖螺旋槳外，單獨(dú)螺旋槳正反轉(zhuǎn)滑流均引起阻力增加，升力增大；對(duì)于翼尖螺旋槳而言，螺旋槳正轉(zhuǎn)(逆翼尖渦方向)阻力較無(wú)滑流狀態(tài)更低，而升力反而增大，螺旋槳反轉(zhuǎn)(順翼尖渦方向)則效果正好相反，即翼尖螺旋槳逆翼尖渦方向旋轉(zhuǎn)具有增升減阻效果；除靠近翼根螺旋槳外，其他單獨(dú)螺旋槳正轉(zhuǎn)狀態(tài)下阻力較反轉(zhuǎn)小，且越靠近翼尖越顯著；除翼尖螺旋槳反轉(zhuǎn)狀態(tài)外，其他螺旋槳滑流狀態(tài)對(duì)機(jī)翼升力增量大小相當(dāng)。這主要是螺旋槳逆翼尖渦方向旋轉(zhuǎn)，能極大削弱翼尖渦的強(qiáng)度，從而降低機(jī)翼誘導(dǎo)阻力。

(a) α=3°

(b) α=5°

6 結(jié) 論

通過(guò)完成分布式螺旋槳的機(jī)翼不同轉(zhuǎn)向組合下的滑流效應(yīng)研究，并對(duì)單個(gè)螺旋槳正反轉(zhuǎn)狀態(tài)下機(jī)翼升阻力增量情況分析，得到如下結(jié)論：

1) Rot-A和Rot-C方案的升阻特性相對(duì)其他兩種均更優(yōu)，若考慮到Rot-A方案存在動(dòng)力共振、反扭力矩平衡等問(wèn)題，Rot-C方案則相對(duì)最優(yōu)；

2) 四種轉(zhuǎn)向組合下的滑流均引起阻力和升力增大，在迎角α=8°內(nèi)，Rot-A升力系數(shù)增量最為顯著，Rot-C次之，且Rot-A和Rot-C阻力系數(shù)增量?jī)烧呋鞠嗤?，均小于另外兩種方案；

3) 相鄰槳葉轉(zhuǎn)向相反時(shí)，其轉(zhuǎn)軸中間位置槳葉均處于上行或下行狀態(tài)，使得轉(zhuǎn)軸中間區(qū)域機(jī)翼的前緣吸力相對(duì)轉(zhuǎn)向同向狀態(tài)有所加強(qiáng)；

4) 分布式螺旋槳機(jī)翼升力與滑流作用下機(jī)翼上下表面吸力峰數(shù)量關(guān)系密切，特別是翼尖螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向；

5) 翼尖螺旋槳逆翼尖渦方向旋轉(zhuǎn)，能極大削弱翼尖渦的強(qiáng)度，具有增升減阻效果；

6) 通過(guò)分析發(fā)現(xiàn)該方案得到的分布式滑流對(duì)機(jī)翼增升效果較為明顯，但仍未能充分體現(xiàn)分布式螺旋槳推進(jìn)的顯著優(yōu)勢(shì)，這可能與機(jī)翼展弦比、螺旋槳數(shù)量及布置方式等有關(guān)。因此下一步將繼續(xù)探討分布式滑流對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性影響情況，充分發(fā)掘分布式螺旋槳推進(jìn)的潛在優(yōu)勢(shì)。

致謝:在此對(duì)課題組張玉倫、洪俊武、王光學(xué)、張書(shū)俊、孫巖、李偉、王昊、岳皓表示感謝。