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探讨机翼气动特性与前置螺旋桨安放位置的关系
摘要：利用UG对机翼和不同安放位置的螺旋桨进行三维建模,通过ICEM前处理软件生成更高质量的仿真网格,运用Fluent仿真软件,采用MRF方法,使用S-A湍流模型对螺旋桨安放不同位置下机翼气动特性的影响进行对比和研究。结果表明,螺旋桨的存在改变了机翼表面的压力分布,会对升阻力、零攻角力矩有一定影响,这种影响随攻角增大而变得显著,最后获得合适的螺旋桨安放位置及相应安放位置下的机翼气动特性。
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为了无人机具备垂直起降功能以适应恶劣的起落工作环境，鱼鹰式倾转旋翼机的解决方案成为当下小型无人机的设计热点[1]。本文设计一款通过倾转螺旋桨方式来实现垂直起降功能的固定翼无人机。由于前置螺旋桨产生的流场加速、旋转、湍流、黏性等效应与机翼之间存在着相互作用[2]，为获得更优良的机翼气动特性，螺旋桨在机翼上的安放位置对机翼的气动特性影响成为了一个有意义的课题。
在前置螺旋桨对机翼影响的方法研究中，Strash等利用等效盘模型的方法，对螺旋桨/机翼组合部件进行了数值模拟[2,3,4]。龚小权等采用重叠、嵌套网格、非结构/结构组合网格技术，完成了螺旋桨滑流的非定常数值模拟[5,6,7,8]。程晓亮等利用滑移网格和多参考系的方法，对不同螺旋桨转速下滑流对机翼的影响进行了数值分析[9]。CFD分析方法在螺旋桨对机翼影响的研究中已成为一个主流手段，在保证数值分析效果良好的情况下，减少运算时间成本的投入，采用多参考系MRF模型的方法，分析螺旋桨在机翼前方不同安放位置下对机翼气动特性的影响。
1、多参考系MRF模型与控制方程湍流模型
1.1多参考系MRF模型
多参考系模型是一种简单的多运动参考系模型，亦是一种稳态的求解方法。在研究螺旋桨滑流对于不同飞行状态下机翼影响的过程中，特别是不同状态下机翼升力、阻力、力矩的变化，MRF模型可以有效地完成分析计算。
多参考系计算模型中，至少包括一个静止区域和一个运动区域，其中运动区域可含有多个子运动域。静止和运动区域通过interface连接合并进行数据的传递，完成整个区域的计算。
1.2控制方程与湍流模型
积分形式的三维雷诺平均Navier-Stokes控制方程为[10]:
式中：t为时间项；V为控制体体积；Q为守恒变量；H和HV为无黏性通量和黏性通量；S为控体表面；n为S表面外单位法向矢量；G为坐标系转换添加项。
利用有限体积法求解上述控制方程，湍流模型采用S-A模型，空间离散格式采用二阶迎风。
2、模型及计算条件
计算模型机翼翼型采用NACA2412，翼展1m，弦长0.3m，无后掠角和扭转角，螺旋桨采用双叶型，直径为0.34m，桨毂直径0.05m。螺旋桨在机翼上的不同安放位置分为弦向、展向和升向3种，为方便位置说明，采用安放位置与模型弦长之比及x,y,z方向表示。其中x方向与弦向平行，y方向与升向平行，z方向与展向平行。螺旋桨旋转中心在机翼上的安放位置分为（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）共八种情况。
计算模型分为两个计算区域，包含螺旋桨的圆柱旋转区域以及圆柱域外的静止区域。为获得更高质量的网格，利用ICEM网格划分软件对两个区域分别进行网格划分，再进行网格合并。旋转区域的中心轴是螺旋桨的旋转轴，其半径为0.2m，长度为0.03m，采用非结构网格划分，网格数量200万个。包含机翼的静止区域前部外边界是10倍机翼弦长，后部外边界是15倍机翼弦长，高度边界是20倍机翼弦长，整个静止区域采用结构化网格划分，在机翼表面提供20层边界层网格，第一层网格高度为0.025mm,Y+稳定在30左右，网格数量400万，最小网格的行列式质量为0.8。（x-0.15,y0,z0）安放位置的螺旋桨与机翼的组合网格如图1所示。
图1组合网格
计算采用速度进口，压力出口的边界条件，壁面条件设置无滑移，计残差收敛精度为10-4，飞行速度为40m/s，螺旋桨转速1000r/min。
3、结果及分析
3.1计算方法验证
为验证计算准确性，对无螺旋桨情况下的机翼升阻力系数仿真计算，并与参考升阻力系数比较，其中参考升阻力系数的数据来自于PROFILE翼型数据库，结果对比如图2、图3所示。可以看出，仿真的结果与参考数据相差不多，误差在8%的允许范围内，而且在小于10°攻角下，升、阻力系数更吻合，说明计算的可行性。
图2升力系数比较
图3阻力系数比较
3.2压力分析
图4、图5为螺旋桨不同安放位置在z方向0.14m截面处的压力系数对比图。从两图中可以看出，无论是在x方向还是在y方向上，不同安放位置的螺旋桨对机翼的影响部分集中在弦长的前30%，且可以明显看出螺旋桨的存在使该截面处的压力系数减小很多，尤其是上翼面变化明显。可归纳为，上翼面压力系数会随着螺旋桨靠近机翼方向和y值增大方向而减小。这是因为螺旋桨产生的气流加速效应使机翼表面的流动速度增加，但加速效应会在来流方向上减弱。同时在零攻角来流下机翼上翼面相对下翼面外型凸出更多，导致流动速度和压力变化更明显。
3.3气动参数分析
表1为0°攻角下螺旋桨在x方向不同安放位置下机翼的气动特性数据，从表中数据可以看出，螺旋桨靠近机翼安放会使升力系数增大，但阻力系数会明显增大，导致机翼的升阻比下降。
图4x方向不同安放位置的压力系数
图5y方向不同安放位置的压力系数
表1螺旋桨在x方向不同位置的气动参数
表2为0°攻角下螺旋桨在y方向不同安放位置下机翼的气动特性数据，可以看出，螺旋桨在机翼y方向增大方向安放会使升力系数增大，与x方向相同，阻力会明显增大。
表2螺旋桨在y方向不同位置的气动参数
综合表1和表2的机翼气动特性参数，并考虑无人机的整体结构特点，选取（x-0.25,y0,z0）螺旋桨安放位置作为最终方案。
3.4最佳安放位置升阻力特性
图6、图7是有螺旋桨与无螺旋桨机翼的升阻力特性的对比曲线，表3为有螺旋桨相比无螺旋桨升阻力系数的增加量。可以看出，随着攻角增大，有螺旋桨的机翼升阻力较无螺旋桨机翼的升阻力增大趋势更明显，升力增加量从0°攻角的3.95%增大到13°攻角的6.12%，阻力增加量从0°攻角的8.97%增大到13°攻角的13.33%。同时，在来流攻角小于16°时，有螺旋桨的机翼最大升力系数和最大攻角会增加，最大升力系数为1.36122，最大升力攻角为14°，对比无螺旋桨机翼最大升力系数1.264606，最大升力攻角为13°。这是由于螺旋桨产生的加速效应使上翼面受到更快气流冲洗，附面层气流量增多，推迟了气流分离的到来。
图6仿真升力系数
图7仿真阻力系数
表3升阻力增加量
4、结论
本文通过数值计算的方法，对前置螺旋桨在机翼弦向、升向方向安放位置的不同导致机翼气动特性变化进行了分析研究，得知：
1）在z方向0.14截面上，螺旋桨不同安放位置对机翼的压力影响主要集中在弦长前30%位置，并对机翼上翼面产生较大的影响；
2）螺旋桨在靠近机翼弦向方向和升向增加方向安放，使机翼的升力、阻力系数增大，相对而言，阻力系数增大更明显；
3）获得理想螺旋桨安放位置下的机翼升阻力特性，螺旋桨的存在使机翼升阻力系数增加，增加量随攻角增加而变大，小于16°攻角的最大升力系数提高到1.36122，最大升力系数攻角提高到14°。
参考文献：
[1]于进勇,王超.垂直起降无人机技术发展现状与展望[J].飞航导弹,2017(5):37-42.
[2]蒋晓莉,杨士普.螺旋桨飞机滑流机理分析[J].民用飞机设计与研究,2009(4):34-38.
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[11]王瑞,吕建良,钟诗胜,等.一种AUV并联型矢量推进机构的姿态控制算法[J].哈尔滨工业大学学报,2019(4):1-5.
[12]李家盛,张振果,华宏星.基于有限元和面元法的弹性螺旋桨流固耦合特性分析[J].振动与冲击,2018(21):14-21.
李滨,包荣剑,曾辉.前置螺旋桨安放位置对机翼气动特性的影响研究[J].现代电子技术,2020,43(06):133-136.
基金:无人机遥感技术在森林生物量估测中的应用研究(2017RALXJ011).
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2020-11-27
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2020-08-10
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期刊名称：力学学报
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主管单位：中国科学院
主办单位：中国科学院力学研究所
出版地方：北京
专业分类：科学
国际刊号：0459-1879
国内刊号：11-2062/O3
邮发代号： 2-814
创刊时间：1957年
发行周期：双月刊
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2020-06-13
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