螺旋桨滑流对水平尾翼气动的影响范文

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《应用数学和力学杂志》2016年第五期

摘要:

为了分析螺旋桨滑流引起无人飞机水平尾翼气体流动的变化规律，对比了有、无螺旋桨滑流作用下的数值结果．结果表明:在螺旋桨滑流作用下，气流绕过机翼后形成更强的旋流且呈现更强的下洗作用．该气流绕过水平尾翼后，改变了当地入流迎角，并使得水平尾翼近表面的流动速度增大，由此降低了水平尾翼升力、微量增加了阻力以及提高了上仰力矩．随飞行迎角的变化，滑流作用对阻力的影响相对较大———最小阻力系数两端变化量逐渐增加．

关键词:

螺旋桨;滑流;气动特性

螺旋桨滑流通过机翼之后，受到机翼的剪切作用，使得一部分在机翼上表面流动，另一部分顺着下表面流动，然后在机翼后端又汇合在一起．看似简单的分、合过程，却使无人机绕流流场发生很大变化，包括对尾翼的影响，从而引起了国内外的广泛关注［1-7］．Moens等［1］采用激励盘模型对某运输机在起飞和巡航两种状态下数值求解了Euler方程．Stuermer［2］采用嵌套网格方法对螺旋桨滑流流动进行了非定常数值分析．Roosenboom等［3］应用PIV技术分析了桨/翼干扰流场．许和勇等［4］运用非结构动态嵌套网格技术模拟了螺旋桨飞机的非定常运动，分析了螺旋桨转速对流场的影响．夏贞峰等［5］分别对3种不同构型(单螺旋桨+短舱构型、螺旋桨+短舱+机翼构型以及短舱+机翼构型)进行了数值模拟，分析了滑流对机翼气动特性的影响及机翼对螺旋桨气动力的影响．汪卫华等［6］对单螺旋桨无人机进行了数值模拟，分析了飞机的整体温度分布、螺旋桨发动机的高温排气温度．宋琦等［7］分析了螺旋桨滑流与弹载无人机的相互干扰．陈广强等［8］应用MRF模型开展了对高空长航时无人机螺旋桨滑流效应影响的研究，分析了螺旋桨滑流效应对无人机气动特性的影响．总的来看，国内外对桨翼或全机气动干扰的研究很多，但大多数都基于常规螺旋桨或涡桨飞机，而对双螺旋桨动力无人飞机的气动分析非常缺乏．因此本文拟对比有、无螺旋桨滑流作用下的数值结果，分析机翼后的流场变化及其对尾翼的干扰作用，以期获得所产生的气动力的变化规律．

1计算几何模型和边界条件

坐标原点在机身的前缘点(机头最前端)，X轴是沿机身方向，Z轴是翼展方向，Y轴方向由右手定则确定．翼展4．2m，机长2．4m，机高0．9m，机翼气动弦长0．33m，桨平面直径D=0.5m．有动力计算模型是由“机身+机翼+螺旋桨+短舱+水平尾翼+垂直尾翼”构成的，见图1(a)．无动力计算模型是由“机身+机翼+短舱+水平尾翼+垂直尾翼”构成的，见图1(b)．有动力计算模型的计算参数如表1所示．由于该模型的双发螺旋桨向内对转运动且仅以攻角的变化作为自由来流变量，无侧滑角，因此在机身中心平面的左右两端具有对称性，仅需计算全机模型的一半．对于螺旋桨的非定常运动，采用粘性非定常可压缩的Navier-Stokes方程，以螺旋桨每转动5°为1个时间步，即Δt=0．000175s．应用Realizablek-ε湍流模型求解湍流粘度μt，时间项为二阶中心差分，对流项为二阶中心差分，扩散项为二阶迎风差分．边界条件分别为:远场边界条件、壁面边界条件、对称面边界条件．采用商用软件Fluent进行计算，进行网格数无关性验证．计算结果进行了统计时间平均．

2计算结果及分析

螺旋桨的方位角定义为:以桨叶正对Y轴正方向时为方位角ψ=0°，沿着旋转方向逐渐增加，如图2所示．叶片在旋转一圈的过程中经历了向下运动和向上运动(upmoving)的过程．图3是在方位角0°～360°内，当攻角α=0°，10°时，螺旋桨拉力系数(CT)、升力系数(CY)和侧向力系数(CZ)的变化曲线，该曲线的变化与Stuermer在文献［2］中的发展过程非常相似，由此可以说明该计算方法的合理性．

2．1螺旋桨滑流与水平尾翼前端流场分布在机翼后端、水平尾翼前端，沿无人飞机纵向取X=1500mm和X=1800mm处的截面，图4～图7为流线图及涡量分布．由X=1500mm的流线分布(见图4)可知，由于机翼上、下表面流动方向的不同，空气在机翼后端汇合之后形成旋流．有动力时空气流动的涡量，即瞬时角速度，相比于无动力时有明显增大(见图5)，这表明螺旋桨滑流加强了该区域的旋流流速．除了翼尖涡外，在短舱的后端还会形成大小不一的漩涡．无动力时，气流在上、下翼面绕过短舱两边形成了两个明显的漩涡，气流绕过翼根下表面与机身之后也形成了漩涡．有了螺旋桨滑流之后，其对机翼后端的影响立刻凸显出来，短舱后端形成了4个漩涡，而且涡强度高于无动力情况下的，这使得整个流场分布变得更加不规则．另外还能够发现螺旋桨的桨尖涡在绕过机翼下表面之后仍有较强的作用．相比于无动力情况，在螺旋桨滑流的作用下，流场不规则性更加严重，涡的存在对尾翼的气动性能产生影响，当飞机以不同迎角和侧滑角飞行时，涡和尾翼的相对位置也不同，从而使其气动性能发生改变．由X=1800mm截面的流线分布(如图6)及涡量分布(如图7)可见，相对于X=1500mm截面，流场变化更加平缓，但螺旋桨滑流仍然对绕水平尾翼的流动产生很大的影响．受螺旋桨滑流作用后的上游旋流绕过水平尾翼后在上表面形成一个更强的漩涡，增大了水平尾翼上下表面的流动速度．因此，若想降低由螺旋桨滑流对尾翼不利的气动影响或者说更充分地利用滑流给水平尾翼带来的益处，那么就应该注意调整水平尾翼位置的布置．

2．2螺旋桨滑流与水平尾翼当地迎角变化表2给出了两个截面处距离水平尾翼前缘适当位置的速度分布．由表中的数据可见，X方向速度(即轴向速度)均有增大，Y，Z方向的速度因为不同时刻所受到的上洗、下洗效应而发生微量变化．截面Z/b=0．1071处的当地迎角Δα为负值，表明该处受到下洗作用，所以有动力时的Y方向速度低于无动力时的;截面Z/b=0．1905处的Δα同样为负值，且后者的绝对值低于前者的绝对值，表明该处也受到下洗的作用，因此有动力时的Y方向速度会略低于无动力情况的．结合图8，在螺旋桨滑流作用下，绕流机翼后的下洗流动进一步增强．相比于无动力情况，水平尾翼也因此受到上游带来的下洗流动，抑制了原迎角带给水平尾翼的上洗气流．

2．3螺旋桨滑流与水平尾翼压力分布水平尾翼受到上游下洗流动的作用，若仅从这方面考虑，水平尾翼的上表面静压应高于下表面静压．但从图9可见，上表面的静压低于下表面的，因此还需进一步分析出引起水平尾翼上、下表面静压变化的原因．根据Bernoulli(伯努利)方程，速度大小与该处的静压成反比，而滑流增大了水平尾翼表面的流速，则必将改变其静压分布(结合图10)．为此进一步分析该处的动压变化情形．图11和图12为不同截面处水平尾翼近表面的动压分布．由图11可见，在螺旋桨滑流作用下，截面Z/b=0．1071处水平尾翼下表面的动压略高于上表面的动压，这不同于机翼上表面动压大、下表面动压小;而截面Z/b=0．1905处上表面的动压却明显高于下表面的(见图12)．有动力时，动压沿水平尾翼展向发生较大变化的原因在于上游不规则的扰动气流流经水平尾翼之后，在上翼面形成一个较强的漩涡，使得动压在上表面沿翼展向垂直尾翼方向逐渐增大，导致水平尾翼表面静压发生变化．

2．4水平尾翼气动力变化规律从上述分析可知，相比于无螺旋桨滑流作用情况，在螺旋桨滑流的作用下，绕过水平尾翼的气流有较大的变化，这种变化主要体现在水平尾翼的当地迎角和近表面动压会发生变化，由此引起水平尾翼在气动特性方面的变化．表3为飞行迎角8°时水平尾翼气动力系数．该工况下，相对于无动力情况，螺旋桨滑流使得水平尾翼的升力系数降低了0．0165;阻力系数略微增大0．0008;俯仰力矩系数也降低了0．0566，表现为降低了下俯力矩，也就是说滑流能够起到增大上仰力矩的作用;升阻比降低了2．97．图13和图14是不同飞行迎角下水平尾翼的升力系数、阻力系数变化曲线．在较大范围内，随着迎角的增大，有螺旋桨滑流作用下的水平尾翼升力系数始终低于无滑流作用情况下的．在小飞行迎角下，阻力系数略微增大．因压差阻力逐渐增大，阻力系数曲线的两端都上升，有滑流作用所引起的阻力增大幅度更大些．值得注意的是，由于水平尾翼所产生的升、阻力占全机升、阻力的比重低，因此滑流所引起的气动力变化对无人飞机整体而言是很微量的．配置了水平尾翼的无人飞机能够方便地调节全机的俯仰力矩平衡，使纵向稳定性大大增加．一般水平尾翼距无人机的重心较远，稳定性作用很大，只要无人飞机的迎角有一点改变，水平尾翼就能产生相对大的恢复力矩．如图15和图16，随着飞行迎角的变化，有螺旋桨滑流作用下的水平尾翼始终能够增大上仰力矩，从而克服螺旋桨滑流给机翼带来的下俯力矩，有利于无人机整体稳定性的提高．

3结论

本文对比了有、无螺旋桨滑流作用下的无人机水平尾翼的气动特性，分析了螺旋桨滑流引起水平尾翼气动力发生变化的原因．结果表明:1)在螺旋桨滑流作用下，绕过机翼后空气会形成更强的旋流而且呈现更强的下洗作用，该气流会改变当地入流迎角并增加水平尾翼近表面的流动速度．滑流作用降低了水平尾翼的升力，微量增加了阻力，提高了上仰力矩，有利于无人机整体稳定性的提高．2)随飞行迎角的变化，有滑流作用情况对阻力的影响相对较大———沿最小阻力系数两端变化量逐渐增加．

作者：曾卓雄 吴清 单位：上海电力学院 能源与机械工程学院 南昌航空大学 飞行器工程学院