計(jì)入螺旋槳干擾的傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器氣動(dòng)特性研究

韋煒，韓慶，桑曉慶，劉星

(1.西安愛生技術(shù)集團(tuán)公司 飛行器研發(fā)中心，西安 710065)(2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072)(3.深圳市大疆創(chuàng)新科技有限公司 結(jié)構(gòu)部，深圳 518000)(4.西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院，西安 710077)

0 引 言

隨著新一代陸軍戰(zhàn)略轉(zhuǎn)型以及機(jī)械化裝備的快速發(fā)展，陸軍對(duì)無(wú)人機(jī)的能力提出了更高要求，而目前在役的無(wú)人直升機(jī)和固定翼無(wú)人機(jī)都有其先天缺陷，很難進(jìn)一步滿足現(xiàn)代化部隊(duì)的作戰(zhàn)使用需求。因此，同時(shí)兼具無(wú)人直升機(jī)(垂直起降、懸停作業(yè))和固定翼無(wú)人機(jī)(快速、長(zhǎng)時(shí)間高效飛行)優(yōu)勢(shì)的傾轉(zhuǎn)旋翼/傾轉(zhuǎn)機(jī)翼無(wú)人機(jī)技術(shù)亟待發(fā)展。

理論研究方面，國(guó)外對(duì)傾轉(zhuǎn)機(jī)翼式布局飛行器的研究涉及了樣機(jī)試飛[1]、氣動(dòng)性能研究[2-4]和飛行控制測(cè)試[3]等方面。螺旋槳滑流作用會(huì)在很大程度上影響全機(jī)的氣動(dòng)特性，國(guó)內(nèi)外對(duì)螺旋槳/機(jī)翼/機(jī)身之間的干擾作用進(jìn)行了一系列探索[5-11]，但并未涉及到傾轉(zhuǎn)機(jī)翼式布局螺旋槳/機(jī)翼氣動(dòng)干擾特性的研究。

本文基于提高動(dòng)力系統(tǒng)氣動(dòng)效率、簡(jiǎn)化傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)、模塊化設(shè)計(jì)和延長(zhǎng)續(xù)航時(shí)間等設(shè)計(jì)目標(biāo)，提出四發(fā)串列式傾轉(zhuǎn)機(jī)翼的布局形式，對(duì)該布局飛行器進(jìn)行氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)和氣動(dòng)特性分析，并制作縮比驗(yàn)證機(jī)進(jìn)行試飛驗(yàn)證。

1 飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)

本文提出四發(fā)串列式傾轉(zhuǎn)機(jī)翼的氣動(dòng)布局，即串列式傾轉(zhuǎn)機(jī)翼結(jié)合四個(gè)螺旋槳安裝于兩個(gè)機(jī)翼的布局形式，如圖1所示。

(a)巡航狀態(tài)

(b)懸停狀態(tài)圖1 飛行器飛行模擬效果示意圖Fig.1 Flight simulation for quad-rotor tandem tilting wing aircraft

在進(jìn)行飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)時(shí)，要充分考慮前后翼間的干擾效應(yīng)，除常規(guī)的機(jī)翼外形參數(shù)，還需要重點(diǎn)設(shè)計(jì)前后翼的安裝參數(shù)。

(1)機(jī)翼氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)

該串列翼無(wú)人機(jī)的巡航速度為72 km/h，故總體設(shè)計(jì)時(shí)機(jī)翼平面形狀采用低速飛機(jī)常用的直機(jī)翼，翼型選擇NACA4415翼型[12]。飛機(jī)總體設(shè)計(jì)中起飛總質(zhì)量定為20 kg，參照文獻(xiàn)[4]中的樣機(jī)，取該飛機(jī)翼載荷為12.5 kg/m2，則串列翼布局參考面積為1.6 m2。串列翼布局參考面積為前后翼面積之和，為了方便研究前后翼的氣動(dòng)干擾特性，將前后翼設(shè)計(jì)為相同的直機(jī)翼，前后翼面積為S1=S2=0.8 m2，取展弦比A=10。

(2)機(jī)翼安裝參數(shù)設(shè)計(jì)

串列翼布局前后翼變量示意圖如圖2所示，水平相對(duì)距離L、垂直相對(duì)距離H為前翼后緣到后翼前緣的水平及垂直距離；D為兩翼的翼差角度，前翼大于后翼時(shí)為正；飛行迎角以后翼的飛行迎角而定。根據(jù)文獻(xiàn)[6]，前后翼布置為L(zhǎng)=2cr2，H=0.3cr2時(shí)前后翼之間的干擾阻力相對(duì)較小。為了避免前后翼翼差角對(duì)氣動(dòng)性能產(chǎn)生影響，取D=φ1-φ2=0，機(jī)翼詳細(xì)設(shè)計(jì)參數(shù)如表1所示。

圖2 串列翼布局前后翼變量示意圖Fig.2 Diagram for the front wing and rear wing variables for tandem tilting wing layout

2 滑移網(wǎng)格技術(shù)

采用基于多重參考坐標(biāo)系模型的滑移網(wǎng)格技術(shù)對(duì)四發(fā)串列式傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器的氣動(dòng)特性進(jìn)行CFD數(shù)值模擬。具體為：采用ICEM CFD進(jìn)行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，基于SST湍流模型，通過在商用仿真軟件CFX中求解N-S方程獲取流場(chǎng)信息。含螺旋槳飛行器模型的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格如圖3所示，網(wǎng)格數(shù)為1 500萬(wàn)左右。

圖3 含螺旋槳的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格Fig.3 Unconstructed grid for aeroplane containing propeller

為了計(jì)算計(jì)入螺旋槳干擾下各飛行狀態(tài)的全機(jī)氣動(dòng)性能，采用滑移網(wǎng)格計(jì)算方法，將整個(gè)流場(chǎng)的一部分劃分成動(dòng)參考域，另外一部分劃分為靜參考域，即螺旋槳所在的旋轉(zhuǎn)流場(chǎng)網(wǎng)格和遠(yuǎn)場(chǎng)所在的靜止網(wǎng)格兩套網(wǎng)格。旋轉(zhuǎn)域和靜止域之間通過交接面(Interface)進(jìn)行連接以完成信息流通交換。在建模過程中，將旋轉(zhuǎn)部分和靜止部分交接的部分分別配對(duì)，形成多個(gè)交接面，即Interface部分。上述兩套流場(chǎng)網(wǎng)格如圖4所示。

(a)遠(yuǎn)場(chǎng)靜止網(wǎng)格

(b)旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格

(c)旋轉(zhuǎn)域內(nèi)螺旋槳網(wǎng)格圖4 兩套流場(chǎng)網(wǎng)格Fig.4 Two flow field grids

靜止域和動(dòng)域兩套網(wǎng)格通過交接面(Interface)進(jìn)行連接使得旋轉(zhuǎn)域和靜止域信息流通交換。

計(jì)算時(shí)對(duì)轉(zhuǎn)子區(qū)域設(shè)置旋轉(zhuǎn)中心坐標(biāo)、旋轉(zhuǎn)軸和旋轉(zhuǎn)速度，設(shè)置旋轉(zhuǎn)軸遵循右手定則且與螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向相同。例如，旋轉(zhuǎn)軸通過輸入兩點(diǎn)坐標(biāo)的方式設(shè)置(該軸須過螺旋槳圓心)。設(shè)置三個(gè)交接面，分別為螺旋槳上下槳平面及縱向槳平面，如圖5所示，坐標(biāo)變換形式選擇旋轉(zhuǎn)變換的Forzen Rotor模式，這是周期性旋轉(zhuǎn)模擬中常用的一種交接面模式。機(jī)翼傾轉(zhuǎn)30°夾角時(shí)的旋轉(zhuǎn)軸定義方式如表2所示，其他傾轉(zhuǎn)角以此類推。

圖5 旋轉(zhuǎn)域與遠(yuǎn)場(chǎng)交接面設(shè)置圖Fig.5 Rotation field and farfield interaction

表2 機(jī)翼30°傾角時(shí)對(duì)應(yīng)的旋轉(zhuǎn)軸設(shè)置Table 2 Rotation axis as wing tilting 30°

對(duì)該布局飛行器過渡狀態(tài)的分析是通過機(jī)翼傾轉(zhuǎn)一定角度來(lái)實(shí)現(xiàn)的。飛行器實(shí)際飛行過程中，一定的機(jī)翼傾轉(zhuǎn)角對(duì)應(yīng)一定的前飛速度，分別選取機(jī)翼傾轉(zhuǎn)角度0°、30°、60°和90°四個(gè)計(jì)算狀態(tài)點(diǎn)，計(jì)算飛行器從平飛狀態(tài)過渡到懸停狀態(tài)的氣動(dòng)特性[6,13-14]，具體計(jì)算狀態(tài)如表3所示。

表3 四發(fā)串列式傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器過渡過程計(jì)算狀態(tài)Table 3 Calculation on transition stage for wuad-rotor tandem tilting wing aircraft

3 結(jié)果及分析

3.1 螺旋槳對(duì)全機(jī)氣流的干擾作用分析

懸停狀態(tài)下，x=-230 mm位置處的壓力分布如圖6所示，可以看出：螺旋槳上翼面形成了大面積的低壓區(qū)，下表面形成高壓分布區(qū)；垂直起降時(shí)螺旋槳產(chǎn)生的向下氣流可提高氣動(dòng)效率，由于機(jī)翼與螺旋槳同步轉(zhuǎn)動(dòng)，不會(huì)出現(xiàn)傾轉(zhuǎn)旋翼式布局飛行器常見的機(jī)翼表面壓力突變區(qū)。

圖6 懸停狀態(tài)下x=-230 mm處的壓力云圖Fig.6 Pressure nephogram for hovering stage in x=-230 mm

傾轉(zhuǎn)30°、轉(zhuǎn)速7 000 r/min時(shí)y=-1 000 mm(后翼左螺旋槳軸心)平面的流線分布如圖7所示，可以看出：該狀態(tài)下前翼失速，由于后翼與前翼之間垂直間距合適，且水平間距足夠大，后翼并未失速，兩者之間干擾小。

圖7 傾轉(zhuǎn)30°、轉(zhuǎn)速7 000 r/min時(shí)y=-1 000 mm平面的流線分布圖Fig.7 Streamline on the plane y=-1 000 mm for tilting 30° ,RPM=7 000 r/min

機(jī)翼傾轉(zhuǎn)60°時(shí)y=-800 mm平面處無(wú)螺旋槳，y=-1 000 mm平面為后翼左螺旋槳軸心平面位置。兩位置狀態(tài)的流線對(duì)比如圖8所示，可以看出：y=-800 mm處前后翼均失速，y=-1 000 mm處前翼已失速，但由于螺旋槳的作用后翼并未失速。此現(xiàn)象說(shuō)明螺旋槳可以延緩機(jī)翼上翼面的氣流分離。

(a)y=-800 mm

(b)y=-1 000 mm圖8 機(jī)翼傾轉(zhuǎn)60°兩個(gè)平面的流線對(duì)比圖Fig.8 Comparison diagram for two planes as wing tilting 60°

平飛狀態(tài)轉(zhuǎn)速6 000 r/min情況下，x=-340 mm槳盤對(duì)應(yīng)平面的流線分布圖如圖9所示，槳盤外側(cè)氣流速度較大，槳盤內(nèi)側(cè)氣流速度較小。

圖9 平飛狀態(tài)轉(zhuǎn)速6 000 r/min，x=-340 mm平面上的流線分布圖Fig.9 Streamline on the plane x=-340 mm for cruise stage RPM=6 000 r/min

從圖9可以看出：整個(gè)平面氣流受螺旋槳的干擾產(chǎn)生環(huán)向擾動(dòng)，故增大機(jī)翼氣動(dòng)升力的同時(shí)也增大了氣動(dòng)阻力。

機(jī)翼傾轉(zhuǎn)30°四個(gè)螺旋槳x方向(水平方向)和z方向(鉛垂方向)的拉力值如表4所示，可以看出：相同轉(zhuǎn)速下四個(gè)螺旋槳x方向和z方向上的拉力分量基本一致，即前后螺旋槳之間干擾、機(jī)翼對(duì)螺旋槳的干擾較小。

3.2 全機(jī)升阻特性分析

不同轉(zhuǎn)速下四個(gè)飛行狀態(tài)的升力、阻力對(duì)比如圖10所示，可以看出：0°、30°和60°三個(gè)傾轉(zhuǎn)角度下螺旋槳轉(zhuǎn)速為0時(shí)全機(jī)升力均小于其他轉(zhuǎn)速下的升力；0°、30°、60°和90°四個(gè)機(jī)翼傾轉(zhuǎn)角度下螺旋槳轉(zhuǎn)速為0時(shí)的全機(jī)阻力也小于其他轉(zhuǎn)速下的阻力。即螺旋槳的作用使得全機(jī)升力增大，阻力增大，其原因是：螺旋槳作用使得機(jī)翼上翼面的氣流分離減少，同時(shí)由于螺旋槳的旋轉(zhuǎn)作用增大了氣動(dòng)阻力。

(a)升力對(duì)比

(b)阻力對(duì)比圖10 不同轉(zhuǎn)速下四個(gè)飛行狀態(tài)的升阻力對(duì)比圖Fig.10 Lift and drag in four flight attitude as a function of RPM

機(jī)翼四個(gè)飛行狀態(tài)下螺旋槳方向x方向和z方向拉力隨轉(zhuǎn)速的變化如圖11所示。

(a)機(jī)翼旋轉(zhuǎn)0°

(b)機(jī)翼旋轉(zhuǎn)30°

(c)機(jī)翼旋轉(zhuǎn)60°

(d)機(jī)翼旋轉(zhuǎn)90°圖11 機(jī)翼各飛行狀態(tài)下螺旋槳方向x方向和z方向拉力隨轉(zhuǎn)速變化曲線Fig.11 Variation curve tension in four flight attitude as a function of RPM

從圖11可以看出：隨著傾轉(zhuǎn)角度的增大，x方向的拉力分量不斷變小，z方向的拉力分量不斷增大，與實(shí)際情況一致；機(jī)翼傾轉(zhuǎn)0°時(shí)，全機(jī)升力主要靠機(jī)翼提供，此時(shí)z方向的螺旋槳拉力分量較小，基本為0；機(jī)翼傾轉(zhuǎn)90°時(shí)，全機(jī)升力主要靠螺旋槳來(lái)提供，此時(shí)螺旋槳z方向的拉力較大，可以平衡全機(jī)自重和z方向的氣動(dòng)力(此時(shí)機(jī)翼可能會(huì)產(chǎn)生負(fù)升力)。

4 縮比驗(yàn)證機(jī)試飛

為了驗(yàn)證四發(fā)串列式傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器的可行性，進(jìn)行縮比驗(yàn)證機(jī)的總體設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)、內(nèi)部艙室設(shè)計(jì)等，制作縮比驗(yàn)證機(jī)實(shí)物并進(jìn)行試飛驗(yàn)證以及模式的姿態(tài)控制。飛行器驗(yàn)證樣機(jī)的試飛圖如圖12所示。

(a)室內(nèi)懸吊姿態(tài)測(cè)試

(b)垂直起飛狀態(tài)

(c)滑跑起飛狀態(tài)

(d)巡航狀態(tài)圖12 縮比驗(yàn)證機(jī)試驗(yàn)與試飛過程Fig.12 Scale model for testing and flight

從目前的驗(yàn)證試飛結(jié)果來(lái)看，該縮比驗(yàn)證機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)較為合理，螺旋槳間干擾、機(jī)翼與螺旋槳間干擾均較小，全機(jī)升阻特性較好，基本達(dá)到本文的設(shè)計(jì)目標(biāo)，可實(shí)現(xiàn)垂直起飛和正常平飛。過渡狀態(tài)由于氣動(dòng)理論和控制理論尚不完善，有待下一步探索。

5 結(jié) 論

(1)本文采用的四發(fā)串列式傾轉(zhuǎn)機(jī)翼布局形式的優(yōu)勢(shì)是懸停狀態(tài)下螺旋槳產(chǎn)生的向下氣流順利通過機(jī)翼剖面，有利于提高螺旋槳?dú)鈩?dòng)效率。機(jī)翼與螺旋槳同步轉(zhuǎn)動(dòng)，因此不會(huì)出現(xiàn)傾轉(zhuǎn)旋翼式布局飛行器中常見的機(jī)翼表面出現(xiàn)壓力突變的情況。該布局很好地解決了螺旋槳的氣動(dòng)效率低的問題。

(2)該布局方案的螺旋槳間相互干擾及機(jī)翼對(duì)螺旋槳的干擾都較小。

(3)螺旋槳可以延緩機(jī)翼上表面氣流分離，但同時(shí)螺旋槳的旋轉(zhuǎn)作用造成氣流的環(huán)向擾動(dòng)，故增大機(jī)翼氣動(dòng)升力的同時(shí)也增大了氣動(dòng)阻力。

(4)0°傾轉(zhuǎn)角下主要由機(jī)翼提供升力，90°傾轉(zhuǎn)角下主要由螺旋槳提供升力，中間過渡態(tài)由機(jī)翼和螺旋槳共同提供升力。

(5)由縮比驗(yàn)證機(jī)的制作和試飛情況來(lái)看，該布局形式具有可行性,可以用于提高傳統(tǒng)垂直起降飛行器的續(xù)航時(shí)間。