螺旋槳前掠翼模型氣動(dòng)特性數(shù)值模擬

馬震宇，程雪楓，董向陽(yáng)，姚希雙

螺旋槳前掠翼模型氣動(dòng)特性數(shù)值模擬

馬震宇1，程雪楓2，董向陽(yáng)1，姚希雙3

（1.鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院 航空工程學(xué)院，河南 鄭州 450046；2.西北工業(yè)大學(xué) 動(dòng)力與能源學(xué)院，陜西 西安 710072；3.中航工業(yè)惠陽(yáng)航空螺旋槳有限責(zé)任公司，河北 保定 071051）

前掠翼與串置翼各自具有獨(dú)特的氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)優(yōu)勢(shì)，螺旋槳滑流對(duì)其的氣動(dòng)影響作用需要分析研究?；谝环N螺旋槳?jiǎng)恿Υ们奥右聿季帜Ｐ?，螺旋槳直?.232 m，應(yīng)用UG和ICEM CFD軟件，劃分大小流動(dòng)區(qū)域并考慮壁面粘性附面層特點(diǎn)，構(gòu)建三維模型的結(jié)構(gòu)/非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格模型。應(yīng)用FLUENT軟件，對(duì)無(wú)螺旋槳時(shí)模型的低速縱向氣動(dòng)力進(jìn)行數(shù)值模擬，在飛行馬赫數(shù)0.3和5°攻角時(shí)模型升阻比獲得最大為7。在最大升阻比狀態(tài)下，考慮前置螺旋槳工作的影響，數(shù)值模擬螺旋槳滑流作用下模型的低速氣動(dòng)力特性，螺旋槳轉(zhuǎn)速24638 r/min，發(fā)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)滑流對(duì)前后翼都有降低繞流逆壓梯度作用，前翼和后翼壓差載荷均有所增大，模型總體升力相應(yīng)提高。

前掠翼布局模型；串置式；螺旋槳滑流；氣動(dòng)特性；數(shù)值模擬

翼面的氣動(dòng)布局很大程度上決定了飛機(jī)、無(wú)人機(jī)和彈箭飛行的氣動(dòng)力性能，前掠翼與串置翼在氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)方面具有各自獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)。文獻(xiàn)[1-2]對(duì)前掠翼飛機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究。文獻(xiàn)[3-4]運(yùn)用氣動(dòng)特性仿真和數(shù)值分析方法，對(duì)串置翼飛機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究，得出不同攻角和不同飛行速度下的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰系數(shù)的變化規(guī)律。文獻(xiàn)[5]對(duì)一種串列翼布局無(wú)人機(jī)的關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行設(shè)計(jì)并進(jìn)行了試飛驗(yàn)證。

螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)具有低速飛行時(shí)拉力大、推進(jìn)效率高、經(jīng)濟(jì)性好的特點(diǎn)，當(dāng)前戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸機(jī)和教練機(jī)及中小型無(wú)人機(jī)上仍較多采用螺旋槳作為推進(jìn)裝置[6-11]，因此必須考慮螺旋槳工作滑流對(duì)飛機(jī)各部件氣動(dòng)性能的影響。文獻(xiàn)[6-7]對(duì)螺旋槳滑流對(duì)機(jī)翼和全機(jī)的氣動(dòng)干擾影響進(jìn)行了數(shù)值研究。螺旋槳滑流影響因素多且較為復(fù)雜，大部分研究得出螺旋槳滑流具有增升增阻作用，但也有研究得出在螺旋槳滑流影響下，飛機(jī)升力特性并不總能得到提高[8-10]，螺旋槳滑流的影響作用仍需要全面和深入研究[12]。

基于一種前置螺旋槳串置式前掠翼非常規(guī)布局模型，通過(guò)三維幾何建模和數(shù)值模擬計(jì)算，獲得低速飛行時(shí)模型的最大升阻比和迎角，隨之在此狀態(tài)下，研究螺旋槳滑流對(duì)模型低速氣動(dòng)特性的作用與影響。

1 三維幾何模型

1.1 串置前掠翼幾何模型

采用串置前掠翼與機(jī)身組合體幾何模型[13]，其中前、后兩個(gè)機(jī)翼位于同一高度，其縱向間距為282 mm。模型機(jī)身長(zhǎng)度1.2 m，翼展0.79 m。使用UG_NX和PROFILI等軟件，建立其三維實(shí)體模型。機(jī)翼后緣和機(jī)翼翼梢處幾何尺寸相對(duì)較小，機(jī)頭處較為尖銳，對(duì)此局部進(jìn)行細(xì)微鈍化處理，后緣處切除0.1 mm，以降低局部網(wǎng)格生成質(zhì)量退化。

1.2 螺旋槳幾何模型

選用航模常用的二葉螺旋槳，旋轉(zhuǎn)圓周直徑232 mm，輪轂直徑13 mm、長(zhǎng)度10 mm。槳葉翼型為NACAM16，葉根和葉尖弦長(zhǎng)均為12 mm，中間最大弦長(zhǎng)29.7 mm，葉片安裝角30°，葉根相對(duì)葉尖扭轉(zhuǎn)角25°。使用UG_NX等軟件建立其三維實(shí)體模型，如圖1所示。

圖1 螺旋槳三維實(shí)體模型

2 流場(chǎng)網(wǎng)格模型

2.1 串置前掠翼流場(chǎng)網(wǎng)格模型

選擇模型的流場(chǎng)計(jì)算區(qū)域外形為圓柱體，其長(zhǎng)度為機(jī)身長(zhǎng)度的20倍，直徑為翼展的20倍。采用ICEM CFD軟件[14]對(duì)流動(dòng)區(qū)域劃分單元網(wǎng)格，在模型周圍1.5倍機(jī)身長(zhǎng)度和1.5倍翼展小圓柱流域范圍內(nèi)生成較密一些的四面體非結(jié)構(gòu)單元網(wǎng)格，其外的大范圍流域則生成相對(duì)稀疏一些的六面體規(guī)則結(jié)構(gòu)單元網(wǎng)格。而且考慮到氣流的壁面粘滯作用，在模型表面生成棱柱層網(wǎng)格，第一層網(wǎng)格高度為1.998×10-6m。將小圓柱與大圓柱內(nèi)交界面上的網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)通過(guò)合并網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)命令進(jìn)行對(duì)應(yīng)。最后，計(jì)算流域網(wǎng)格劃分結(jié)果總單元數(shù)為505萬(wàn)，其中小圓柱流域單元數(shù)為410萬(wàn)，如圖2所示。

圖2 串置前掠翼模型流域網(wǎng)格

2.2 螺旋槳串置前掠翼流場(chǎng)網(wǎng)格模型

將螺旋槳與前掠翼模型組合，螺旋槳置于機(jī)身前端，槳轂軸線與機(jī)身軸線（軸）共線，模型前端頂點(diǎn)與槳轂表面軸向距離為1 mm。

為提高整體網(wǎng)格尤其機(jī)身和機(jī)翼表面的網(wǎng)格質(zhì)量，并適當(dāng)控制網(wǎng)格單元總數(shù)量，需對(duì)流動(dòng)區(qū)域合理分區(qū)。將整個(gè)計(jì)算區(qū)域分為包圍螺旋槳的周向旋轉(zhuǎn)流域和沿周向靜止的流動(dòng)區(qū)域兩大部分。

整體計(jì)算區(qū)域采圓柱型區(qū)域，圓柱軸線與模型機(jī)身軸線重合。計(jì)算域入口至模型頭部距離為10倍模型長(zhǎng)度，計(jì)算域出口至模型尾部距離為15倍模型長(zhǎng)度，圓柱型計(jì)算域的半徑為10倍翼展長(zhǎng)度。并選擇旋轉(zhuǎn)區(qū)域半徑比槳尖圓弧軌跡半徑大4 mm，即選擇半徑135 mm、長(zhǎng)5 mm的薄片圓柱區(qū)域作為包裹螺旋槳旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)動(dòng)區(qū)域。同時(shí)再做一個(gè)網(wǎng)格加密區(qū)域，同樣采用圓柱型區(qū)域，區(qū)域軸線與機(jī)身軸線重合，加密區(qū)域長(zhǎng)為1.5倍機(jī)身長(zhǎng)度、直徑為1.5倍翼展，能夠完全包圍螺旋槳與串置前掠翼實(shí)體組合模型，如圖3所示。

應(yīng)用ICEM CFD軟件，進(jìn)行流域網(wǎng)格劃分。因區(qū)域較多，模型幾何較復(fù)雜，故采用單獨(dú)生成網(wǎng)格的方法進(jìn)行網(wǎng)格劃分，然后再將所有網(wǎng)格進(jìn)行合并處理。在小圓柱加密區(qū)域與大圓柱流域之間，采用手動(dòng)生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)量170萬(wàn)。在旋轉(zhuǎn)區(qū)域和模型表面之間的小圓柱區(qū)域采用自動(dòng)體網(wǎng)格生成方法，生成非結(jié)構(gòu)四面體網(wǎng)格，并在模型表面創(chuàng)建棱柱邊界層網(wǎng)格，在機(jī)翼后緣后方創(chuàng)建生成局部加密區(qū)網(wǎng)格，最后網(wǎng)格單元數(shù)量為925萬(wàn)。在螺旋槳表面外的旋轉(zhuǎn)流域內(nèi)，自動(dòng)生成非結(jié)構(gòu)四面體網(wǎng)格，并對(duì)螺旋槳表面附近進(jìn)行局部加密處理。所建網(wǎng)格模型如圖4所示。

3 流場(chǎng)氣動(dòng)力數(shù)值模擬

3.1 串置前掠翼模型

在標(biāo)準(zhǔn)海平面大氣條件下，前方來(lái)流馬赫數(shù)為0.3（模擬飛行馬赫數(shù)）、攻角為-20°～20°變化范圍內(nèi)，應(yīng)用FLUENT流動(dòng)分析軟件[15-16]，數(shù)值模擬串置前掠翼模型整體的縱向定常氣動(dòng)力特性。

選擇計(jì)算域的入口圓面和大圓柱側(cè)面為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件、計(jì)算域出口為壓力出口條件，設(shè)置操作壓力為101325 Pa，模型表面為流動(dòng)無(wú)滑移絕熱壁面條件。前方來(lái)流特征雷諾數(shù)為1.5×106，按完全湍流流場(chǎng)模擬，以S-A一方程模型為湍流補(bǔ)充模型。選擇SIMPLEC算法，并選用二階迎風(fēng)空間離散格式。圖5為模型升力系數(shù)和升阻比隨攻角變化的數(shù)值計(jì)算曲線。

在-20°～20°范圍內(nèi)，隨著飛機(jī)攻角的增大，升力系數(shù)逐漸增大。當(dāng)模型處于負(fù)攻角狀態(tài)下飛行時(shí)，模型受到氣流向下的作用較強(qiáng)，升力系數(shù)小于零。當(dāng)模型處于正攻角狀態(tài)下飛行時(shí)，升阻比隨著飛行攻角的增大，先增加后減小。這是由于隨著模型攻角的增加，升阻力系數(shù)雖然都有所增大，但兩者的增長(zhǎng)幅度有所差別。在5°攻角時(shí)，模型升阻比具有最大值為7，此狀態(tài)為該模型最佳巡航狀態(tài)，并且通過(guò)積分求得模型此時(shí)整體阻力為18.04 N。

圖5 串置前掠翼氣動(dòng)力數(shù)值模擬結(jié)果

3.2 螺旋槳串置前掠翼模型

按標(biāo)準(zhǔn)海平面大氣條件，前方均勻來(lái)流馬赫數(shù)為0.3（模擬飛行馬赫數(shù)），前方均勻來(lái)流攻角為正5°（模擬巡飛攻角）。根據(jù)對(duì)單獨(dú)螺旋槳?dú)鈩?dòng)特性數(shù)值計(jì)算可得，巡飛時(shí)螺旋槳轉(zhuǎn)速為24638 r/min。

應(yīng)用FLUENT軟件，采用多重參考系（Multiple Reference Frame，MRF）準(zhǔn)定常方法，進(jìn)行模型縱向氣動(dòng)流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算。迭代計(jì)算完成后，使用CFD-POST、ORIGIN等軟件對(duì)結(jié)果數(shù)據(jù)進(jìn)行后處理，在沿左右翼展方向距離翼根±10%、±50%、±90%三個(gè)典型相對(duì)位置處，作為繞流壓強(qiáng)載荷分布特性的比較剖面。

（1）滑流對(duì)兩側(cè)機(jī)翼的氣動(dòng)影響

模型左右前翼的三個(gè)典型剖面繞流壓力系數(shù)分布如圖6所示。在無(wú)側(cè)滑、無(wú)滑流的情況下，機(jī)翼左右兩側(cè)對(duì)應(yīng)位置的繞流壓力分布完全一致。在有滑流作用的情況下，旋轉(zhuǎn)滑流對(duì)機(jī)翼左、右兩側(cè)對(duì)應(yīng)剖面繞流的影響相似，但剖面各點(diǎn)壓力分布不再對(duì)稱。

從繞流駐點(diǎn)和吸力峰值位置變化看出，滑流使翼型表面駐點(diǎn)壓力和吸力峰值影響明顯，吸力峰值和壓力駐點(diǎn)位置前移，數(shù)值有所增大。

沿剖面弦線方向，在無(wú)滑流作用下，翼型上表面氣流逆壓梯度較大，易發(fā)生分離。而滑流明顯減小了機(jī)翼上表面的壓力梯度，使氣流不易分離，主要是由于滑流掃掠流過(guò)機(jī)翼表面，對(duì)其附面層內(nèi)的低能粘性氣流起到助推作用。

圖6 模型兩側(cè)對(duì)應(yīng)翼剖面壓力系數(shù)比較

（2）滑流對(duì)前后機(jī)翼的氣動(dòng)影響

模型前后翼三個(gè)典型剖面繞流壓力系數(shù)分布如圖7所示。無(wú)滑流情況下，前后翼表面壓力分布差異較大，且前翼氣動(dòng)載荷和升力均大于后翼。有滑流作用時(shí)，前后翼氣動(dòng)載荷和升力均明顯增大，且前后翼對(duì)應(yīng)剖面壓力分布差異減小，前后翼兩者升力趨于平衡，模型總體氣動(dòng)升力有所提高。

圖7 模型前后翼相應(yīng)剖面壓力系數(shù)比較

4 結(jié)論

（1）基于一種串置式前掠翼模型方案，在來(lái)流馬赫數(shù)0.3和±20°攻角變化范圍內(nèi)，通過(guò)數(shù)值模擬獲得模型升阻力氣動(dòng)系數(shù)變化曲線，5°攻角時(shí)模型升阻比達(dá)到最大值為7。

（2）構(gòu)建一個(gè)二葉螺旋槳模型，并與串置前掠翼模型組合，在最大升阻比狀態(tài)下采用MRF方法，對(duì)螺旋槳滑流對(duì)前掠翼模型流場(chǎng)的影響進(jìn)行數(shù)值模擬?；髯饔檬箼C(jī)翼表面吸力峰值和駐點(diǎn)壓力值有所提高，吸力峰值位置和駐點(diǎn)位置前移?；鹘档土饲昂笠肀砻胬@流的逆壓梯度，有助于減弱后緣粘性流動(dòng)分離。

（3）在旋轉(zhuǎn)滑流影響下，前后翼對(duì)應(yīng)剖面壓力載荷分布差異減小，前后翼兩者升力趨于平衡，模型整體氣動(dòng)升力有所提高。

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Numerical Simulation of Aerodynamic Characteristics of a Forward Swept Wing Model with Propeller

MA Zhenyu1，CHENG Xuefeng2，DONG Xiangyang1，YAO Xisuang3

( 1.School of Aeronautical Engineering, Zhengzhou University of Aeronautics, Zhengzhou 450046, China; 2.School of Power and Energy, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China; 3.AVIC Huiyang Aviation Propeller Co., Ltd., Baoding 071051, China)

The forward swept wing and the tandem wing have their unique aerodynamic and structural advantages, and the aerodynamic influence of the propeller slipstream needs to be analyzed. On the basis of a tandem forward swept wing model powered by propeller with a diameter of 0.232m, UG and ICEM CFD software are used to divide the flow area and discover the characteristics of the adhesive wall boundary layer to construct a 3D model and structure/unstructured hybrid mesh model. And then, the low-speed longitudinal aerodynamics of the model without propeller is numerically simulated though FLUENT software,. The maximal lift-to-drag ratio of the model is obtained at the flight of Mach 0.3 and angle of attack 5°. Under the condition of maximum lift-to-drag ratio, the low-speed aerodynamic characteristics of the model influenced by propeller slip flow are numerically simulated while the front propeller is working, and the rotation speed of the propeller is 24,638 r/min. It is found that the slipstream has the effect of reducing counter-pressure gradient of the flow around the front and the rear wings; the overall lift of the model increases with the increase of the differential pressure load on the front and the rear wings.

forward swept wing model；tandem configuration; propeller slipstream；aerodynamic characteristics；numerical simulation

V211.3；V211.4

A

10.3969/j.issn.1006-0316.2020.02.004

1006－0316 (2020) 02－0019－06

2019－08－30

河南省高等學(xué)校重點(diǎn)科研項(xiàng)目計(jì)劃（16A590001）；鄭州航院教育科學(xué)研究基金項(xiàng)目（ZHJY18-11）

馬震宇（1964－），男，河南杞縣人，工學(xué)碩士，研究員，主要研究方向?yàn)轱w航器流體動(dòng)力性能分析設(shè)計(jì)；程雪楓（1997－），男，河南杞縣人，碩士研究生，主要研究方向?yàn)轱w行器氣動(dòng)力特性數(shù)值仿真。