前置螺旋槳安放位置對機翼氣動特性的影響研究

李濱 包榮劍 曾輝

摘? 要： 利用UG對機翼和不同安放位置的螺旋槳進行三維建模，通過ICEM前處理軟件生成更高質(zhì)量的仿真網(wǎng)格，運用Fluent仿真軟件，采用MRF方法，使用S?A湍流模型對螺旋槳安放不同位置下機翼氣動特性的影響進行對比和研究。結果表明，螺旋槳的存在改變了機翼表面的壓力分布，會對升阻力、零攻角力矩有一定影響，這種影響隨攻角增大而變得顯著，最后獲得合適的螺旋槳安放位置及相應安放位置下的機翼氣動特性。

關鍵詞： 前置螺旋槳; 螺旋槳位置; 機翼氣動特性; MRF模型; N?S方程; 氣動參數(shù)分析

中圖分類號： TN876?34; TP391.4? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼： A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號： 1004?373X（2020）06?0133?04

Influences of front propeller position on wing aerodynamic characteristics

LI Bin， BAO Rongjian， ZENG Hui

（College of Electromechanical Engineering， Northeast Forestry University， Harbin 150036， China）

Abstract： Three?dimensional modeling of wings and propellers at different positions are performed with UG. The higher qualify simulation grid is generated by means of ICEM pre?processing software. The effects of different positions of propeller on wing aerodynamic characteristics are compared and researched by means of Fluent simulation software， MRF method and S?A turbulence model. The results show that the existence of the propeller changes the pressure distribution on the wing surface， which has certain influence on the lift， drag and the force moment of zero angle of attack， which becomes significant with the increase of the angle of attack. Finally， the appropriate propeller emplacement position and aerodynamic characteristics of the wing at the corresponding emplacement position are obtained.

Keywords： front propeller; propeller position; wing aerodynamic characteristic; MRF model; Navier?Stokes equation; aerodynamic parameter analysis

0? 引? 言

為了無人機具備垂直起降功能以適應惡劣的起落工作環(huán)境，魚鷹式傾轉(zhuǎn)旋翼機的解決方案成為當下小型無人機的設計熱點[1]。本文設計一款通過傾轉(zhuǎn)螺旋槳方式來實現(xiàn)垂直起降功能的固定翼無人機。由于前置螺旋槳產(chǎn)生的流場加速、旋轉(zhuǎn)、湍流、黏性等效應與機翼之間存在著相互作用[2]，為獲得更優(yōu)良的機翼氣動特性，螺旋槳在機翼上的安放位置對機翼的氣動特性影響成為了一個有意義的課題。

在前置螺旋槳對機翼影響的方法研究中，Strash等利用等效盤模型的方法，對螺旋槳/機翼組合部件進行了數(shù)值模擬[2?4]。龔小權等采用重疊、嵌套網(wǎng)格、非結構/結構組合網(wǎng)格技術，完成了螺旋槳滑流的非定常數(shù)值模擬[5?8]。程曉亮等利用滑移網(wǎng)格和多參考系的方法，對不同螺旋槳轉(zhuǎn)速下滑流對機翼的影響進行了數(shù)值分析[9]。CFD分析方法在螺旋槳對機翼影響的研究中已成為一個主流手段，在保證數(shù)值分析效果良好的情況下，減少運算時間成本的投入，采用多參考系MRF模型的方法，分析螺旋槳在機翼前方不同安放位置下對機翼氣動特性的影響。

1? 多參考系MRF模型與控制方程湍流模型

1.1? 多參考系MRF模型

多參考系模型是一種簡單的多運動參考系模型，亦是一種穩(wěn)態(tài)的求解方法。在研究螺旋槳滑流對于不同飛行狀態(tài)下機翼影響的過程中，特別是不同狀態(tài)下機翼升力、阻力、力矩的變化，MRF模型可以有效地完成分析計算。

多參考系計算模型中，至少包括一個靜止區(qū)域和一個運動區(qū)域，其中運動區(qū)域可含有多個子運動域。靜止和運動區(qū)域通過interface連接合并進行數(shù)據(jù)的傳遞，完成整個區(qū)域的計算。

1.2? 控制方程與湍流模型

積分形式的三維雷諾平均Navier?Stokes控制方程為[10]：

式中：[ t]為時間項;[V]為控制體體積;[Q]為守恒變量;[H]和[HV]為無黏性通量和黏性通量;[S]為控體表面;[n]為[S]表面外單位法向矢量;[G]為坐標系轉(zhuǎn)換添加項。

利用有限體積法求解上述控制方程，湍流模型采用S?A模型，空間離散格式采用二階迎風。

2? 模型及計算條件

計算模型機翼翼型采用NACA2412，翼展1 m，弦長0.3 m，無后掠角和扭轉(zhuǎn)角，螺旋槳采用雙葉型，直徑為0.34 m，槳轂直徑0.05 m。螺旋槳在機翼上的不同安放位置分為弦向、展向和升向3種，為方便位置說明，采用安放位置與模型弦長之比及x，y，z方向表示。其中x方向與弦向平行，y方向與升向平行，z方向與展向平行。螺旋槳旋轉(zhuǎn)中心在機翼上的安放位置分為（x-0.15，y0，z0），（x-0.25，y0，z0），（x-0.35，y0，z0），（x-0.45，y0，z0），（x-0.25，y0.1，z0），（x-0.25，y-0.1，z0），（x-0.45，y0.1，z0），（x-0.45，y-0.1，z0）共八種情況。

計算模型分為兩個計算區(qū)域，包含螺旋槳的圓柱旋轉(zhuǎn)區(qū)域以及圓柱域外的靜止區(qū)域。為獲得更高質(zhì)量的網(wǎng)格，利用ICEM網(wǎng)格劃分軟件對兩個區(qū)域分別進行網(wǎng)格劃分，再進行網(wǎng)格合并。旋轉(zhuǎn)區(qū)域的中心軸是螺旋槳的旋轉(zhuǎn)軸，其半徑為0.2 m，長度為0.03 m，采用非結構網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格數(shù)量200萬個。包含機翼的靜止區(qū)域前部外邊界是10倍機翼弦長，后部外邊界是15倍機翼弦長，高度邊界是20倍機翼弦長，整個靜止區(qū)域采用結構化網(wǎng)格劃分，在機翼表面提供20層邊界層網(wǎng)格，第一層網(wǎng)格高度為0.025 mm，Y+穩(wěn)定在30左右，網(wǎng)格數(shù)量400萬，最小網(wǎng)格的行列式質(zhì)量為0.8。（x-0.15，y0，z0）安放位置的螺旋槳與機翼的組合網(wǎng)格如圖1所示。

計算采用速度進口，壓力出口的邊界條件，壁面條件設置無滑移，計殘差收斂精度為10-4，飛行速度為40 m/s，螺旋槳轉(zhuǎn)速1 000 r/min。

3? 結果及分析

3.1? 計算方法驗證

為驗證計算準確性，對無螺旋槳情況下的機翼升阻力系數(shù)仿真計算，并與參考升阻力系數(shù)比較，其中參考升阻力系數(shù)的數(shù)據(jù)來自于PROFILE翼型數(shù)據(jù)庫，結果對比如圖2、圖3所示?？梢钥闯?，仿真的結果與參考數(shù)據(jù)相差不多，誤差在8%的允許范圍內(nèi)，而且在小于10°攻角下，升、阻力系數(shù)更吻合，說明計算的可行性。

3.2? 壓力分析

圖4、圖5為螺旋槳不同安放位置在z方向0.14 m截面處的壓力系數(shù)對比圖。從兩圖中可以看出，無論是在x方向還是在y方向上，不同安放位置的螺旋槳對機翼的影響部分集中在弦長的前30%，且可以明顯看出螺旋槳的存在使該截面處的壓力系數(shù)減小很多，尤其是上翼面變化明顯?？蓺w納為，上翼面壓力系數(shù)會隨著螺旋槳靠近機翼方向和y值增大方向而減小。 這是因為螺旋槳產(chǎn)生的氣流加速效應使機翼表面的流動速度增加，但加速效應會在來流方向上減弱。同時在零攻角來流下機翼上翼面相對下翼面外型凸出更多，導致流動速度和壓力變化更明顯。

3.3? 氣動參數(shù)分析

表1為0°攻角下螺旋槳在x方向不同安放位置下機翼的氣動特性數(shù)據(jù)，從表中數(shù)據(jù)可以看出，螺旋槳靠近機翼安放會使升力系數(shù)增大，但阻力系數(shù)會明顯增大，導致機翼的升阻比下降。

表2為0°攻角下螺旋槳在y方向不同安放位置下機翼的氣動特性數(shù)據(jù)，可以看出，螺旋槳在機翼y方向增大方向安放會使升力系數(shù)增大，與x方向相同，阻力會明顯增大。

綜合表1和表2的機翼氣動特性參數(shù)，并考慮無人機的整體結構特點，選取（x-0.25，y0，z0）螺旋槳安放位置作為最終方案。

3.4? 最佳安放位置升阻力特性

圖6、圖7是有螺旋槳與無螺旋槳機翼的升阻力特性的對比曲線，表3為有螺旋槳相比無螺旋槳升阻力系數(shù)的增加量?？梢钥闯?，隨著攻角增大，有螺旋槳的機翼升阻力較無螺旋槳機翼的升阻力增大趨勢更明顯，升力增加量從0°攻角的3.95%增大到13°攻角的6.12%，阻力增加量從0°攻角的8.97%增大到13°攻角的13.33%。同時，在來流攻角小于16°時，有螺旋槳的機翼最大升力系數(shù)和最大攻角會增加，最大升力系數(shù)為1.361 22，最大升力攻角為14°，對比無螺旋槳機翼最大升力系數(shù)1.264 606，最大升力攻角為13°。這是由于螺旋槳產(chǎn)生的加速效應使上翼面受到更快氣流沖洗，附面層氣流量增多，推遲了氣流分離的到來。

4? 結? 論

本文通過數(shù)值計算的方法，對前置螺旋槳在機翼弦向、升向方向安放位置的不同導致機翼氣動特性變化進行了分析研究，得知：

1） 在z方向0.14截面上，螺旋槳不同安放位置對機翼的壓力影響主要集中在弦長前30%位置，并對機翼上翼面產(chǎn)生較大的影響;

2） 螺旋槳在靠近機翼弦向方向和升向增加方向安放，使機翼的升力、阻力系數(shù)增大，相對而言，阻力系數(shù)增大更明顯;

3） 獲得理想螺旋槳安放位置下的機翼升阻力特性，螺旋槳的存在使機翼升阻力系數(shù)增加，增加量隨攻角增加而變大，小于16°攻角的最大升力系數(shù)提高到1.361 22，最大升力系數(shù)攻角提高到14°。

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