螺旋槳滑流影響下機翼平面形狀設計研究

1、螺旋槳滑流影響下機翼平面形狀設計研究摘 要：以帶螺旋槳的翼身-短艙組合體為幾何模型，采用基于拼接網(wǎng)格技術及多重參考系(MRF)方法求解雷諾 平均Navier-Stokes( RANS)方程，對在螺旋槳滑流作用下的不同機翼平面形狀構型進行數(shù)值模擬，得到了氣動性能 更好的機翼平面形狀，全機升阻比相對于原始構型提高了 3.6% !通過對比不同構型中各部件的力系數(shù)，機翼上特 征站位的壓力系數(shù)分布曲線以及流場結構特征，找出了在滑流影響下這種機翼平面形狀使其氣動性能提高的機 理。結果表明：增加滑流區(qū)域的機翼弦長并減少非滑流區(qū)域的機翼弦長能夠增加機翼的升阻比，其主要機理在于 這種布局能夠充分利用滑流的加速效

2、應，并減小機翼上表面的氣流分離。關鍵詞：螺旋槳；準定常;機翼；平面形狀；氣動設計；復雜構型Research on Wing Plain- form Design Considering Propeller SlipflowAbstract: Based on the model containing wing, body and nacelle, the Reynolds - averaged Navier- Stokes equations were solved using patched grid and multiple reference frames ( MRF) method t

3、o simulate the configuration with different wing plain-form. The results show that the configuration with better aerodynamic performance will improve the whole lift-to-drag ratio for 3.6% . Comparing the force coefficients for every parts among all configurations, pressure coefficient distribution a

4、long specific wing section and flow structures in flow field, the mechanism through which the better configuration will enhance the performance is revealed. It shows that prolong the wing section after slipflow and reduce the chord of outboard wing will increase the lift-to-drag ratio,and the main r

5、eason is that not only the configuration will exploit the accelerating effect of slipflow but it will reduce the separation on the wing remarkably.Key words： rotor； quasi-steady； wing； plain-form； aerodynamic design； complex configuration引言飛行器的氣動特性一直是決定其整體性能的重要 因素。在近年來,不斷變化的國際油價以及日益嚴峻 的環(huán)境問題更是對飛行器的燃油

6、消耗提出了更高的要 求。螺旋槳動力由于其高效率和易實現(xiàn)等特點廣受運 輸類飛機的青睞，根據(jù)波音公司的一份研究報告,如果 進行300 n mile的飛行，使用螺旋槳作為動力將比相 同用途的噴氣式發(fā)動機減少35%的人均燃油消耗E。 因此螺旋槳不僅在小型貨運飛機上得到了廣泛的應 用,也將是后面微小型多功能無人機動力部分的主要 實現(xiàn)方式。在螺旋槳滑流的影響下，機翼表面的氣動力分布 相比于無滑流狀態(tài)必然會發(fā)生變化。因此如果能在考 慮滑流影響的環(huán)境下對機翼的氣動外形進行設計則設 計結果實際性能會更加優(yōu)異。機翼的平面形狀作為一個重要的布局參數(shù)對飛機 的氣動性能具有決定性的影響。然而，目前螺旋槳滑 流影響下的機

7、翼平面形狀設計仍然沒有確定的準則可 供參考。不過，國內(nèi)外學術界對這一問題已經(jīng)開展了 相關的研究。在國外，早在1920年就有學者開始研究 螺旋槳和機翼之間的氣動干擾。最近,Rakshith對升 力線理論進行修正，推導出滑流影響下的機翼升阻力 表達式，并在此基礎上進行了機翼平面形狀優(yōu)化，取得 了很好的效果。在國內(nèi)，徐家寬等通過雷諾平均NS (Reynolds Averaged Navier- Stokes，RANS)方程對帶有 螺旋槳的機翼進行準定常模擬,并建立Kriging代理模 型對翼型進行優(yōu)化設計，取得了一定的減阻效果。王 科雷等使用經(jīng)過低雷諾數(shù)修正的渦格法和遺傳算法 對機翼平面形狀進行優(yōu)化

8、,顯著減小了機翼阻力。上述研究雖然取得了比較顯著的成果，但仍然存 在一些不足，其中較為突出的一點為：由于計算資源的 限制，在機翼平面形狀的優(yōu)化56過程中均采用了基 于勢流理論的氣動力模型。但在實際的螺旋槳飛機流 場中，不僅有螺旋槳后槳尖渦的發(fā)展和耗散，螺旋槳后 的高速氣流更是影響了傳統(tǒng)升力線理論中渦絲對周圍 氣流的誘導作用。因此,傳統(tǒng)氣動力模型難以對這些 現(xiàn)象進行建模，只有高精度的模型和數(shù)值模擬方法才能 較為精確的考慮這些現(xiàn)象導致的機翼表面氣動力變化。本文使用多重參考坐標系方法(Multi Reference Frame，MRF)對雷諾平均NS方程進行求解，選擇帶有 螺旋槳的翼身短艙組合體為研

9、究對象,分別對帶螺旋 槳的原始機翼和兩種不同平面形狀的機翼進行數(shù)值模 擬。之后通過將阻力分解為摩擦阻力和壓差阻力，將 機翼根據(jù)受滑流影響的區(qū)域分成了兩段進行對比，探 索了通過改變機翼平面形狀增升減阻的機理。機翼的設計固然涉及到諸多參數(shù)，例如弦長、翼 型、扭轉、安裝角等，其中弦長直接影響了機翼的平面 形狀，而平面形狀對機翼乃至全機的氣動性能有決定 性的影響。機翼平面形狀的改變不僅會影響機翼的氣 動載荷分布,需要重新調(diào)配相應位置的結構強度，還會 影響后緣增升裝置和控制面的結構設計，但是曲線形 后緣在實際工程中已經(jīng)能夠實現(xiàn)。在整個飛機設計 中，氣動設計過程也總是處于領先位置,因此首先進行 滑流影響下

10、的平面布局設計探索是十分必要的。1數(shù)值方法及其驗證本文采用MRF方法對螺旋槳飛行器進行模擬。 該方法首先要對流場區(qū)域進行劃分，將螺旋槳附近劃 分為圓柱形旋轉域,將包括機翼機身在內(nèi)的區(qū)域劃分 為靜止域。在靜止域內(nèi)使用標準慣性系下的三維可壓 縮NS方程，而在旋轉域內(nèi)建立與螺旋槳固連的旋轉 坐標系，在兩個計算域之間通過對交界面附近流場變 量插值實現(xiàn)信息傳遞。使用相對速度能夠表達出在旋 轉坐標系下的NS方程,其中在動量方程中需要加入 由于旋轉運動產(chǎn)生的科氏力加速度項和向心加速度 項。為了避免在交界面處進行不同控制方程間原始變 量的轉換，將旋轉坐標系下的NS方程使用慣性系下 的速度表示為：蕓 $!dV

11、+ % H$ndS-% 廣仍=%G#dS# a# a# a# 式中,#為控制體,a#為控制體的邊界,為控制面的 外法線單位向量,Q,H,HV和G分別為絕對坐標系下 的守恒向量、無粘通量、粘性通量和坐標系轉換添加的 源項,其具體計算公式見參考文獻：3 。無粘通量空間離散格式為二階迎風Rec格式，粘 性通量空間離散格式為中心差分，該格式不僅能夠兼 顧求解精度和效率，在工程實踐中也得到了廣泛的應 用。時間推進采用近似因子分解(Approximate Factori- zation)方法，該方法計算效率高且不影響空間離散精 度。動量方程中的雷諾應力項通過-$ SST兩方程湍 流模型和自動壁面函數(shù)處理計

12、算,該模型在一定程度 上考慮了雷諾應力輸運的影響，在邊界層流動、自由剪 切流動和分離流動中都取得了極好的效果。為了驗證包含混合計算域網(wǎng)格的計算策略和模擬 方法的準確性，本文對某螺旋槳飛行器的縮比模型進 行了數(shù)值模擬并和實驗結果進行了對比，網(wǎng)格見圖1。圖1機翼附近表面網(wǎng)格及螺旋槳后空間網(wǎng)格用于計算方法驗證的模型包含螺旋槳、短艙、機 翼、機身、垂尾和平尾，馬赫數(shù)-+ =0.25,特征弦長雷 諾數(shù)Re, =2.4x 106,螺旋槳拉力系數(shù)為0.15,前進比 為1.03。各部件的氣動干擾十分復雜，更加考驗計算 方法的精度與可靠性。圖2顯示了全機氣動力系數(shù)與實驗值對比結果。 通過對不同迎角下全機氣動力進

13、行模擬，可以看出特 別是在巡航狀態(tài)(! =0.5)附近，本文所選用的計算 策略和模擬方法對螺旋槳飛行器的升阻力系數(shù)和俯仰 力矩系數(shù)的計算有很高的可信度。圖2全機氣動力系數(shù)與實驗值對比通過此算例可以看出，盡管本文所采用的計算方 法在大迎角狀態(tài)下全機升阻特性曲線和實驗結果有一 定的差距,但在巡航升力系數(shù)和巡航迎角狀態(tài)(!= 0. 5 ,% =2. 7。)附近能夠很好地對螺旋槳飛行器氣動特 性進行評估,為本文后續(xù)研究工作奠定了基礎。2考慮滑流影響的機翼平面形狀研究為了盡可能模擬真實的飛行環(huán)境和物理現(xiàn)象，本 文對NS方程進行求解，研究了不同平面形狀機翼的 氣動性能，使計算結果更具有說服力。2.1幾何模

14、型和網(wǎng)格使用某螺旋槳飛機模型作為基礎構型進行機翼平 面形狀研究。該模型經(jīng)過縮比后的機翼參考面積為 4.21 m2,半展長為1. 8 m,機翼平均氣動弦長為 0.505 m,螺旋槳直徑為0.64 m,如圖3所示。該螺旋 槳飛行器的計算狀態(tài)選為:飛行速度Ma =0.5,特征弦 長雷諾數(shù)Rec =4.8 X106，螺旋槳沿順氣流方向逆時針 旋轉,轉速為2 300 r/min,螺旋槳拉力系數(shù)為0. 10,前 進比為1.35。需要特別說明的是，本文為了著重探索 滑流影響下機翼平面設計的基本原理,僅對半模進行 研究以減少計算量。在文獻：2-4中,都僅在螺旋槳 旋向相反的情況下對機翼設計進行研究,在文獻3

15、中也只在半模的基礎上進行了優(yōu)化，而在工程中，也出 現(xiàn)了兩側螺旋槳旋向相反的實際型號，如歐洲的 A400M軍用運輸機。計算網(wǎng)格使用拼接方法進行生成，即分別對螺旋 槳附近的旋轉域網(wǎng)格和剩余部分所在的靜止域網(wǎng)格進 行制作。為了更為準確地捕捉流場特征，本文在兩個 計算域內(nèi)均采用多塊結構網(wǎng)格進行計算，物面附近采 用$網(wǎng)格,保證壁面法向第一層網(wǎng)格格心處的無量綱 高度廣&1,網(wǎng)格沿法向的增長率為1.2，以實現(xiàn)對附 面層流動特征的準確捕捉囪。在螺旋槳后及翼尖附近 的區(qū)域進行加密，以減小網(wǎng)格對滑流和翼尖渦的數(shù)值 耗散。劃分完成的基礎構型機身和螺旋槳表面網(wǎng)格如圖3所示,全流場網(wǎng)格單元共約2 500萬。圖3基礎機翼

16、和螺旋槳表面網(wǎng)格為方便后文敘述，將基礎構型命名為Original!下 面使用不同機翼平面形狀研究其在滑流作用下對全機 氣動性能的影響,分別命名為Wing1和Wing2，如圖4。 在成形過程中保持機翼面積和根部弦長不變,在特征 站位處使用Original的翼型進行縮放得到新構型的翼 型，并保持前緣線和當?shù)匾硇陀遣蛔儭?.2數(shù)值模擬結果將Original Wing1和Wing2的來流迎角均選為 2.7。，分別對3種機翼平面形狀的幾何構型進行模 擬，得到的氣動力系數(shù)如表1所示。表1不同構型的全機氣動力系數(shù)構型KOriginal0.5490. 042 612.9Wing10.5370. 042 51

17、2.6Wing20. 5610. 042 313.3可以看出,Wing2即滑流后方弦長增加的構型，升 力系數(shù)相比于原構型增加最多，阻力系數(shù)也相比于原 構型減少最多，氣動性能得到了較大的改善。下面將 Wing1和Wing2的全機升阻力系數(shù)相對于Original構 型的變化占分解到各個部件。從圖5中可以看出，全機升力系數(shù)的變化主要由 機翼提供，其中Wing1機翼升力系數(shù)減小,Wing2機翼 升力系數(shù)增大;全機阻力系數(shù)減小在Wing1構型中主 要由機身導致，其機翼的阻力系數(shù)增大，而在Wing2 中，機翼對全機減阻起到了決定性作用。下面主要對 機翼進行分析，以找出Wing2能夠有效提高機翼氣動性能的原

18、因，為方便研究，將3種構型的機翼分為受滑 流影響的Inner段和不受滑流影響的Outer段，如圖6 所示，并將其氣動性能進行對比，見表性能的原因，為方便研究，將3種構型的機翼分為受滑 流影響的Inner段和不受滑流影響的Outer段，如圖6 所示，并將其氣動性能進行對比，見表2。0.0150.0100.0050.000 -0.005 -0.010 -0.015 -0.020 -0.0251-0,020 7 Wingl Wing2(a)升力系數(shù)0.000 40.000 20.000 0 -0.000 2 -0.000 4 -0.000 6 -0.000 80.0021-0.001機翼 機身 短艙

19、0.010 3I 0.0020.002 0機翼 機身 短艙Io.ooo io G.00009 iJi 0:000 05=0.0002L0.000 60 Wingl Wing2(b)Wingl圖6機翼分段示意圖表2不同構型機翼內(nèi)外段氣動力系數(shù)構型位置KOriginalInner0.249 60. 005 644. 81Outer0.198 50. 007 924. 99Wing1Inner0.233 70. 005 542. 49Outer0. 193 70. 008 123. 91Wing2Inner0. 265 90. 005 449. 04Outer0. 192 50. 007 525.

20、60從表2中可以看出，Wing2構型機翼Inner段升力 系數(shù)最大,Outer段的阻力系數(shù)最小，這是由于Wing2 構型Inner段機翼面積最大，Outer段機翼面積最小。 但是在所有Inner段和Outer段中，Wing2的升阻比同 樣是最大的,說明此構型在Inner段和Outer段和其他 構型相比都有更好的性能。對于Inner段，繪制各構型 的壓力系數(shù)分布云圖進行對比，分析其阻力系數(shù)的 影響。從圖7中可以看出，Wing2構型由于滑流部分機 翼弦長增加，在機翼后緣附近，短艙位置后方的壓力能 夠正?；謴?。在Original和Wing 1構型中，對應位置(c)Wing2圖7不同構型Inner段壓

21、力系數(shù)分布圖和表面流線圖的壓力系數(shù)都更低，導致前后壓差增大，阻力系數(shù)升 高。從表面極限流線圖中可以看出，Original構型和 Wingl構型后緣的低壓是由機翼短艙干擾產(chǎn)生的分離 引起的。對于升力系數(shù)，由于滑流中包含的高動壓能 夠被機翼轉化為更大的壓力差，而在Wing2構型中滑 流會覆蓋到更多機翼面積，能夠充分利用滑流中的高 動壓氣流，因此Wing2構型中內(nèi)翼段的升力系數(shù)在所 有構型中是最大的。下面分析Wing2外翼段擁有更高 升阻比的原因。取出機翼后緣截面的當?shù)赜窃茍D, 如圖8所示。圖8不同構型機翼后緣站位局部迎角從圖8中可以看出，在外翼段，Win?l下洗角最 大,0rigina 1構型次之,Win?2下洗角最小。由于外翼 段靠近螺旋槳的下行部分，更容易受到滑流下洗區(qū)域 的干擾，在Wingl構型中，滑流后方翼段較短，滑流在 經(jīng)過機翼后，沒有了機翼的遮擋會更容易與外段機翼 后緣發(fā)生干擾，加強了外段氣流下洗;而在Wing2構型 中，滑流后方翼段較長，滑流在經(jīng)過機翼后雖然沒有機 翼遮擋但是距離外翼段后緣較遠，不會過多增強外翼 段的下洗。為驗證外翼段局部下洗對機翼表面壓力分 布的影響，截取了外翼段表面壓力系數(shù)分布進行對比， 如圖9所示。圖9不同構型外翼段等截面壓力系數(shù)分布1）在原來梯形機翼的基礎上，增加滑流后機翼弦 長,減小外翼段弦長得到的平面形狀和其他