一種分布式螺旋槳運輸機方案及其滑流效應研究

楊小川, 李偉, 王運濤, 王昊, 岳皓, 黃江濤

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

目前,電推進技術[1-3]逐漸在汽車、火車、飛機等傳統(tǒng)運輸領域獲得發(fā)展,特別是油電混合汽車、純電動汽車、高鐵動車等早已投入市場,并取得廣泛關注。而航空飛行器對飛行重量及推重比、能源能量密度、動力安全余度、發(fā)動機可用功率等指標要求高,因此電推進在航空領域的工程應用仍處于初級階段,應用于純電動或油電混合動力中小型飛行器的分布式螺旋槳推進技術已成為航空研究新熱點。

為充分研究飛行器分布式螺旋槳推進技術,NASA早在2014年開始分布式螺旋槳相關技術研究[4-6],主要從單獨螺旋槳電推進試驗臺、前緣異步螺旋槳技術(LEAPTech)、混合電力集成系統(tǒng)鐵鳥測試(HEIST)以及可擴展融合電推進技術和運營研究(SCEPTOR)4個階段開展工作,最終將通過新航空地平線(NAH)計劃的資助,完成X-57分布式螺旋槳電推進驗證機的試飛驗證工作。

關于分布式螺旋槳推進技術,目前國內外相關風洞試驗和數(shù)值模擬研究相對較少。Stoll等[7]通過作用盤模型對LEAPTech方案進行數(shù)值模擬,該方案主要驗證分布式螺旋槳技術,在大展弦比機翼前緣共布置18個高升力螺旋槳。通過對著落構型進行定?；鲾?shù)值模擬研究,得到機翼最大升力系數(shù)達到5.2;Patterson等[8]認為分布式電動螺旋槳主要有翼尖螺旋槳、高升力螺旋槳和機身邊界層消除螺旋槳3類,并重點對X-57飛機起降等低速飛行階段使用的分布式高升力螺旋槳進行研究。

此外,在螺旋槳滑流數(shù)值模擬方面,方法較多。從數(shù)模類型上,Veldhuis等[9]將螺旋槳滑流計算分為作用盤模型(actuator disk)和完整槳葉模型(blade modeling)2種;另外,從坐標系選取上,一般存在慣性坐標系、非慣性坐標系和多參考坐標系3類;從求解方式上,有定常、準定常和非定常3種求解方法。

在各類滑流數(shù)值模擬方法中也存在一定聯(lián)系,作用盤模型[10-13]一般用于慣性坐標系下的定常計算,如李博等[10]采用等效盤替代真實螺旋槳,對某四發(fā)渦槳飛機進行機翼滑流影響研究;完整槳葉模型結合非慣性坐標系的準定常計算,多用于單獨槳葉模擬,即軸對稱流動且多體之間無相對運動;完整槳葉模型結合多參考坐標系的準定常計算,多用于某一相位角下的螺旋槳滑流影響研究,如張小莉等[14]分別采用基于多參考坐標系的準定常和非定常方法,對機翼增升裝置滑流效應進行研究;完整槳葉模型結合多參考坐標系/慣性坐標系的非定常計算[15-19],一般用于多體間存在相對運動的非定?；餍芯?如Roosenboom等[15]采用非定常方法對某四發(fā)渦槳運輸機滑流效應進行分析,并與PIV試驗結果進行對比。這些方法各有優(yōu)缺點,如作用盤方法能進行螺旋槳性能和滑流效應的快速計算評估,而非定常方法則能更精細地獲得螺旋槳流動特點以及非定?；餍?需根據(jù)所關注問題以及計算代價來進行權衡。

綜上所述,本文初步提出了一種分布式螺旋槳電推進運輸機方案,并基于自主研發(fā)的“亞跨超CFD軟件平臺”(TRIP3.0)[20],通過將等效盤替代分布式螺旋槳,完成該機低空低速大拉力狀態(tài)下的有無滑流全機氣動特性分析,并對分布式螺旋槳布置方案以及分布式螺旋槳下機翼流動特性進行探索研究。

1 等效盤模型

為了簡化真實螺旋槳對氣流的加速加旋影響效果,達到快速工程評估計算目的,文中采用等效盤模型的無厚度圓盤代替真實分布式螺旋槳,獲得近似真實螺旋槳的滑流效果,達到評估機翼等部件滑流影響效果及規(guī)律的目的。

該方法將葉片旋轉區(qū)域簡化為無厚度的圓盤,從盤面前流入、盤面后流出的氣流經過時間平均、穩(wěn)態(tài)近似來模擬真實槳葉工作,即經過盤面的氣流具有和槳葉類似的加速加旋效果,且不同迎角和側滑角的盤前來流均能通過盤面坐標轉換進行模擬。圖1給出了等效盤模型的基本原理示意圖。

圖1 等效盤模型原理示意圖[18]

為了檢驗CFD計算軟件的合理性和準確性,文獻[13,18]均對該方法進行了詳細的螺旋槳算例驗證。

2 研究對象

該機定位于20 t級輕型有人或無人軍民兩用運輸機,載重能力在6 t左右(裝載輕型戰(zhàn)車或商用貨物等),且具備野戰(zhàn)機場或簡易跑道短距起降能力,以及近地空投能力。

圖2給出全機外形示意圖,該機采用上單翼V尾常規(guī)布局,兩側機翼前緣對稱布置5個電動螺旋槳,螺旋槳旋轉方向如圖3所示,其中螺旋槳可變總距,槳葉直徑2.4 m,單個螺旋槳包含3片槳葉。全機翼展25.8 m,機長15.5 m,不含起落架機高6.0 m,機翼面積55 m2,其中機身最大寬度4.0 m,貨艙尺寸長寬高分別為(4.0～6.5)m×2.7 m×2.3 m,如圖4所示。

圖2 分布式螺旋槳推進運輸機示意圖

圖3 分布式螺旋槳旋轉方向示意圖

圖4 貨艙尺寸示意圖

動力采用油電混合方式,渦軸發(fā)動機為雙發(fā)設置,提高安全性。發(fā)動機位于機尾上方,置于V尾中間,避免地面異物被發(fā)動機吸入。單臺功率達1 000～1 500 kW的渦軸發(fā)動機主要為10臺電動機提供動力,且電動機均布置在兩側機翼前緣。通過貫穿整個機翼的螺旋槳滑流作用,提高全機低空低速較大迎角下的高升力和穩(wěn)定性。

3 數(shù)值模擬

3.1 模擬方法

計算基于中國空氣動力研究與發(fā)展中心自主研發(fā)的“亞跨超CFD軟件平臺”(TRIP3.0),采用雷諾平均N-S方程,應用LU-SGS方法作為離散方程組求解,空間方向黏性項采用二階中心格式離散,無黏項運用MUSCL-Roe格式,湍流模型為SA模型,運用低速預處理技術、大規(guī)模并行計算和多重網格技術加速收斂,分布式螺旋槳采用等效盤進行簡化。

3.2 計算網格

網格采用全對接結構網格生成,半模網格量為2 000萬,網格塊數(shù)260,其中第一層網格距離約1×10-5m。網格在螺旋槳后方適當加密,機翼弦向和展向網格點數(shù)為70×120。尾部布置的雙發(fā)渦軸發(fā)動機在數(shù)值模擬中暫未考慮,螺旋槳采用無厚度圓盤代替。全機共分為機翼、機身、尾翼3個部件,各個螺旋槳則單獨積分力,具體網格示意圖如圖5和圖6所示。

圖5 全機表面網格 圖6 尾部網格示意圖

3.3 計算狀態(tài)

初步分析以低空低速不開襟翼狀態(tài)作為研究對象,來流速度200 km/h,迎角范圍為-2～14°,分別考慮有無滑流情況。有滑流狀態(tài)下,螺旋槳轉速均為1 550 r/min,槳葉槳距為28.0°(取槳葉半徑70%處)。

4 結果分析

為了更好地分析該分布式螺旋槳推進運輸機方案及其滑流效應,主要從分布式螺旋槳推進運輸機方案全機氣動特性、壓力分布、典型流場以及分布式螺旋槳下機翼流動4個方面開展分析。

4.1 全機氣動特性

圖7給出了有無滑流下全機阻力、升力、俯仰力矩和升阻比氣動特性曲線,其中有滑流狀態(tài)下阻力及升力均較無滑流大,如迎角α=3°,阻力增加約27%,升力增加約20%。迎角α=14°,阻力增加約39%,升力增加約28%;在升力曲線上,有滑流狀態(tài)較無滑流的升力線斜率更接近線性,且不開襟翼最大升力系數(shù)大于2.0;在迎角α<10°時,有滑流和無滑流狀態(tài)俯仰力矩系數(shù)相差較小,而迎角α>10°時,有滑流狀態(tài)俯仰力矩線性度較無滑流狀態(tài)更好。這主要是因為分布在機翼前緣的螺旋槳對來流做功,加快機翼附近氣流速度,使得機翼動壓增加,阻力增大,升力變大。

圖7 有無滑流下全機氣動特性曲線

為分析滑流對氣動特性增量的影響規(guī)律,圖8給出了有無滑流下全機阻力和升力系數(shù)差量曲線。有滑流較無滑流狀態(tài)下的阻力和升力系數(shù)大;迎角越大阻力和升力差量越大,且迎角越大差量越明顯;在迎角α=4°以內,升力差量增加明顯,而阻力差量增加不顯著,這可能是因為螺旋槳在一定程度上改變機翼前方氣流的來流方向,使處于滑流區(qū)的部分機翼有效迎角存在一定滯后。同時螺旋槳滑流為機翼邊界層注入能量,減小機翼流動分離引起的阻力增加。

圖8 有無滑流下全機阻力和升力系數(shù)差量

圖9給出了有無滑流下全機俯仰力矩系數(shù)差量曲線。在小迎角范圍內,有無滑流對全機俯仰力矩影響較小;在迎角α=4～8°區(qū)間,有滑流較無滑流狀態(tài),產生較小抬頭力矩;在迎角α>10°時,有滑流較無滑流狀態(tài)出現(xiàn)明顯的低頭力矩。

關于迎角α=4～8°區(qū)間,有滑流較無滑流狀態(tài),產生較小抬頭力矩現(xiàn)象,圖10和圖11分別給出有無滑流下各部件俯仰力矩系數(shù)和差量分布,滑流對機翼和尾翼俯仰力矩影響明顯,對機身影響較小;有滑流較無滑流狀態(tài)機翼低頭力矩大(機翼壓心后移引起),尾翼抬頭力矩較大;有滑流狀態(tài)機翼俯仰力矩呈線性分布,而尾翼在迎角α=4°之后線性度較差。

圖9 有無滑流下全機俯 圖10 有無滑流下各部件圖11 有無滑流下各部件 仰力矩系數(shù)差量 俯仰力矩系數(shù) 俯仰力矩系數(shù)差量

4.2 機翼壓力分布

圖12給出了迎角α=4°時有無滑流下全機上下表面壓力云圖。在機翼上表面壓力分布上,有滑流較無滑流狀態(tài)低壓區(qū)明顯,且低壓區(qū)域更大;有滑流下機翼表面低壓區(qū)主要分布在螺旋槳后方;在單個螺旋槳后方機翼區(qū)域,靠內一側低壓區(qū)較外側更大。在機翼下表面壓力分布上,有滑流較無滑流狀態(tài)高壓區(qū)明顯,且高壓區(qū)域更大;有滑流下機翼表面高壓區(qū)主要分布在螺旋槳后方;在單個螺旋槳后方機翼前緣,靠內一側(或靠翼根一側)高壓區(qū)較外側(或靠翼尖一側)更大。這主要是螺旋槳對來流有一個加速和加旋作用,使得機翼前方來流動壓增加。同時順氣流方向看,左側機翼前緣螺旋槳順時針旋轉,使得流經螺旋槳氣流靠內一側上洗,靠外一側下洗。

圖12 有無滑流下全機上下表面壓力云圖

為進一步分析單個螺旋槳滑流對后方機翼影響情況,選取2號螺旋槳作為分析對象,對比距螺旋槳轉軸0.7R處的機翼站位壓力系數(shù)分布,如圖13所示。

圖13 機翼站位±0.7R示意圖

同時,圖14給出了該站位下有無滑流機翼剖面壓力系數(shù)分布,在站位-0.7R處有滑流前緣吸力較無滑流狀態(tài)大,且吸力峰較無滑流狀態(tài)大,前緣下表面壓力峰較無滑流大;在站位+0.7R處有滑流前緣吸力較無滑流狀態(tài)小,而吸力峰較無滑流大,順壓梯度更強。

圖14 有無滑流機翼站位±0.7R處壓力系數(shù)分布

4.3 全機典型流場

重點對有無滑流機翼壓力和馬赫數(shù)云圖以及全機俯仰力矩系數(shù)差量在迎角α=2～8°區(qū)間的“跳躍”現(xiàn)象進行分析。

圖15為迎角α=4°時有滑流機翼站位±0.7R處壓力云圖及流線示意圖,氣流經過螺旋槳后壓力均明顯增大,且站位-0.7R低壓區(qū)較站位+0.7R更大;從流線示意圖來看,站位-0.7R的機翼來流經過螺旋槳后向上偏轉,而站位+0.7R正好相反,來流經螺旋槳后向下偏轉,即螺旋槳向上旋轉一側(站位-0.7R)的機翼真實來流迎角加大,而螺旋槳向下旋轉一側(站位+0.7R)的機翼真實來流迎角減小。

圖15 有滑流機翼站位±0.7R處壓力云圖及流線示意圖

圖16給出了第1號螺旋槳轉軸站位處有無滑流馬赫數(shù)云圖及流線示意圖,有滑流狀態(tài)下螺旋槳后方速度較無滑流更大,且高速區(qū)隨迎角變化,偏轉較小;流過上側槳尖的流線,在迎角α=2°時在尾翼下方較遠處,在迎角α=6°時在尾翼下方較近處,在迎角α=12°時則在尾翼上方;無滑流狀態(tài),流經尾翼的來流均為自由來流,僅在迎角α=12°時尾翼部分受機翼尾流干擾。這與圖11中有無滑流下全機各部件俯仰力矩系數(shù)差量結果一致,即尾翼在迎角α=2°和α=12°時,有無滑流尾翼俯仰力矩差量較小,此時尾翼離滑流區(qū)較遠或完全處于滑流區(qū)。而在迎角α=6°時,有無滑流尾翼俯仰力矩差量較大,這是由于尾翼部分處于滑流區(qū)引起。

圖16 第1號螺旋槳轉軸站位處有無滑流馬赫數(shù)云圖及流線示意圖

4.4 分布式螺旋槳下機翼流動

位于機翼前緣的分布式螺旋槳,在旋轉過程中對機翼表面流場影響顯著。如圖17給出了迎角α=4°時有無分布式螺旋槳滑流下,機翼1/4弦長馬赫數(shù)差量云圖。有滑流較無滑流狀態(tài)在螺旋槳后方區(qū)域的馬赫數(shù)差量明顯,在其他區(qū)域差異很小;在機翼上表面馬赫數(shù)增量區(qū)域向外側平移,而下表面則向內側偏移;有無滑流馬赫數(shù)差量在槳葉下行一側更為顯著,如2號螺旋槳站位+0.7R處,這與圖15的壓力分布結果一致。這主要是槳盤前方來流迎角發(fā)生變化,引起槳盤載荷分布不均勻。

圖17 有無滑流機翼1/4弦長馬赫數(shù)差量云圖

圖18給出了迎角α=4°時有無滑流機翼1/4弦長處沿展向壓力分布(順氣流方向看從翼根到翼尖,且槳葉均順時針旋轉),有滑流上表面吸力較無滑流在整個展向位置均偏大,而下表面壓力在大部分區(qū)域偏大;有滑流上表面存在5個明顯的吸力峰,下表面相對無滑流狀態(tài)存在5個明顯的高壓區(qū),且均位于螺旋槳軸線左側;有滑流下表面存在4個明顯的低壓峰,且均較無滑流狀態(tài)的壓力偏小。

圖18 有無滑流機翼1/4弦長處沿展向壓力分布

為分析分布式螺旋槳滑流對機翼影響范圍,圖19給出了迎角α=4°時有無滑流下全機表面壓力云圖及渦量等值面,可以看出前緣布置分布式螺旋槳的機翼大部分區(qū)域處于滑流區(qū)。

圖19 有無滑流下全機表面壓力云圖及渦量等值面

通過分析該方案的分布式螺旋槳滑流對機翼流動影響情況,發(fā)現(xiàn)分布式螺旋槳直徑相對機翼厚度較大時,其滑流對機翼表面動壓增加效果較弱。如圖17所示馬赫數(shù)差量在離機翼表面較遠處(在槳葉半徑0.75R附近)增加明顯,而機翼表面附近的馬赫數(shù)增量明顯區(qū)域相對較少,即更多的螺旋槳功率用于對遠離機翼區(qū)域的氣流做功,這是圖7中有滑流下升力系數(shù)增加相對文獻[7]不顯著的主要原因之一。

5 結 論

a) 有滑流狀態(tài)較無滑流阻力大,升力大,且有滑流狀態(tài)較無滑流的升力線斜率更接近線性;

b) 有滑流較無滑流狀態(tài)機翼低頭力矩大(機翼壓心后移引起),尾翼抬頭力矩較大(尾翼下表面靠近滑流區(qū));

c) 螺旋槳向上旋轉一側的機翼真實來流迎角加大,而螺旋槳向下旋轉一側的機翼真實來流迎角減小;

d) 尾翼離滑流區(qū)較遠或完全處于滑流區(qū)時,有無滑流尾翼俯仰力矩差量較小,而尾翼僅部分處于滑流區(qū)時,差量較大;

e) 分布式螺旋槳直徑相對機翼厚度較大時,更多的螺旋槳功率用于對遠離機翼表面區(qū)域的氣流做功,引起機翼升力系數(shù)增加不顯著。

由于該方案螺旋槳數(shù)量有限且直徑相對機翼厚度較大,未能充分體現(xiàn)分布式螺旋槳滑流增升優(yōu)勢。同時旋轉方向在同側機翼上轉向相同,而關于螺旋槳的轉向組合方案與機翼上下表面的吸力峰和高壓區(qū)數(shù)量存在一定關系,進而對全機氣動特性產生影響,特別是翼尖螺旋槳旋轉方向。這些均有待后續(xù)進一步研究,并為分布式螺旋槳推進工程應用提供數(shù)據(jù)參考。

致謝在此對課題組張玉倫、洪俊武、王光學、張書俊、孟德虹、孫巖表示感謝。