螺旋槳滑流對(duì)水平尾翼氣動(dòng)的影響

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1、螺旋槳滑流對(duì)水平尾翼氣動(dòng)的影響 螺旋槳滑流對(duì)水平尾翼氣動(dòng)的影響 2016/06/01 《應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué)雜志》2016年第五期 摘要: 為了分析螺旋槳滑流引起無人飛機(jī)水平尾翼氣體流動(dòng)的變化規(guī)律，對(duì)比了有、無螺旋槳滑流作用下的數(shù)值結(jié)果．結(jié)果表明:在螺旋槳滑流作用下，氣流繞過機(jī)翼后形成更強(qiáng)的旋流且呈現(xiàn)更強(qiáng)的下洗作用．該氣流繞過水平尾翼后，改變了當(dāng)?shù)厝肓饔牵⑹沟盟轿惨斫砻娴牧鲃?dòng)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

2、上仰力矩．隨飛行迎角的變化，滑流作用對(duì)阻力的影響相對(duì)較大———最小阻力系數(shù)兩端變化量逐漸增加． 關(guān)鍵詞: 螺旋槳;滑流;氣動(dòng)特性 螺旋槳滑流通過機(jī)翼之后，受到機(jī)翼的剪切作用，使得一部分在機(jī)翼上表面流動(dòng)，另一部分順著下表面流動(dòng)，然后在機(jī)翼后端又匯合在一起．看似簡單的分、合過程，卻使無人機(jī)繞流流場發(fā)生很大變化，包括對(duì)尾翼的影響，從而引起了國內(nèi)外的廣泛關(guān)注［1-7］．Moens等［1］采用激勵(lì)盤模型對(duì)某運(yùn)輸機(jī)在起飛和巡航兩種狀態(tài)下數(shù)值求解了Euler方程．Stuermer［2］采用嵌套網(wǎng)格方法對(duì)螺旋槳滑流流動(dòng)進(jìn)行了非定常數(shù)值分析．Ｒoosenboom等

3、［3］應(yīng)用PIV技術(shù)分析了槳/翼干擾流場．許和勇等［4］運(yùn)用非結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)嵌套網(wǎng)格技術(shù)模擬了螺旋槳飛機(jī)的非定常運(yùn)動(dòng)，分析了螺旋槳轉(zhuǎn)速對(duì)流場的影響．夏貞峰等［5］分別對(duì)3種不同構(gòu)型(單螺旋槳+短艙構(gòu)型、螺旋槳+短艙+機(jī)翼構(gòu)型以及短艙+機(jī)翼構(gòu)型)進(jìn)行了數(shù)值模擬，分析了滑流對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響及機(jī)翼對(duì)螺旋槳?dú)鈩?dòng)力的影響．汪衛(wèi)華等［6］對(duì)單螺旋槳無人機(jī)進(jìn)行了數(shù)值模擬，分析了飛機(jī)的整體溫度分布、螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫排氣溫度．宋琦等［7］分析了螺旋槳滑流與彈載無人機(jī)的相互干擾．陳廣強(qiáng)等［8］應(yīng)用MＲF模型開展了對(duì)高空長航時(shí)無人機(jī)螺旋槳滑流效應(yīng)影響的研究，分析了螺旋槳滑流效應(yīng)對(duì)無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響．總的來看，國內(nèi)

4、外對(duì)槳翼或全機(jī)氣動(dòng)干擾的研究很多，但大多數(shù)都基于常規(guī)螺旋槳或渦槳飛機(jī)，而對(duì)雙螺旋槳?jiǎng)恿o人飛機(jī)的氣動(dòng)分析非常缺乏．因此本文擬對(duì)比有、無螺旋槳滑流作用下的數(shù)值結(jié)果，分析機(jī)翼后的流場變化及其對(duì)尾翼的干擾作用，以期獲得所產(chǎn)生的氣動(dòng)力的變化規(guī)律． 1計(jì)算幾何模型和邊界條件 坐標(biāo)原點(diǎn)在機(jī)身的前緣點(diǎn)(機(jī)頭最前端)，X軸是沿機(jī)身方向，Z軸是翼展方向，Y軸方向由右手定則確定．翼展4．2m，機(jī)長2．4m，機(jī)高0．9m，機(jī)翼氣動(dòng)弦長0．33m，槳平面直徑D=0.5m．有動(dòng)力計(jì)算模型是由“機(jī)身+機(jī)翼+螺旋槳+短艙+水平尾翼+垂直尾翼”構(gòu)成的，見圖1(a)．無動(dòng)力計(jì)算模型是由“機(jī)身+機(jī)

5、翼+短艙+水平尾翼+垂直尾翼”構(gòu)成的，見圖1(b)．有動(dòng)力計(jì)算模型的計(jì)算參數(shù)如表1所示．由于該模型的雙發(fā)螺旋槳向內(nèi)對(duì)轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)且僅以攻角的變化作為自由來流變量，無側(cè)滑角，因此在機(jī)身中心平面的左右兩端具有對(duì)稱性，僅需計(jì)算全機(jī)模型的一半．對(duì)于螺旋槳的非定常運(yùn)動(dòng)，采用粘性非定?？蓧嚎s的Navier-Stokes方程，以螺旋槳每轉(zhuǎn)動(dòng)5為1個(gè)時(shí)間步，即Δt=0．000175s．應(yīng)用Ｒealizablek-ε湍流模型求解湍流粘度μt，時(shí)間項(xiàng)為二階中心差分，對(duì)流項(xiàng)為二階中心差分，擴(kuò)散項(xiàng)為二階迎風(fēng)差分．邊界條件分別為:遠(yuǎn)場邊界條件、壁面邊界條件、對(duì)稱面邊界條件．采用商用軟件Fluent進(jìn)行計(jì)算，進(jìn)行網(wǎng)格數(shù)無關(guān)性驗(yàn)

6、證．計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了統(tǒng)計(jì)時(shí)間平均． 2計(jì)算結(jié)果及分析 螺旋槳的方位角定義為:以槳葉正對(duì)Y軸正方向時(shí)為方位角ψ=0，沿著旋轉(zhuǎn)方向逐漸增加，如圖2所示．葉片在旋轉(zhuǎn)一圈的過程中經(jīng)歷了向下運(yùn)動(dòng)和向上運(yùn)動(dòng)(upmoving)的過程．圖3是在方位角0～360內(nèi)，當(dāng)攻角α=0，10時(shí)，螺旋槳拉力系數(shù)(CT)、升力系數(shù)(CY)和側(cè)向力系數(shù)(CZ)的變化曲線，該曲線的變化與Stuermer在文獻(xiàn)［2］中的發(fā)展過程非常相似，由此可以說明該計(jì)算方法的合理性． 2．1螺旋槳滑流與水平尾翼前端流場分布在機(jī)翼后端、水平尾翼前端，沿?zé)o人飛機(jī)縱向取X=1500mm和X=1800m

7、m處的截面，圖4～圖7為流線圖及渦量分布．由X=1500mm的流線分布(見圖4)可知，由于機(jī)翼上、下表面流動(dòng)方向的不同，空氣在機(jī)翼后端匯合之后形成旋流．有動(dòng)力時(shí)空氣流動(dòng)的渦量，即瞬時(shí)角速度，相比于無動(dòng)力時(shí)有明顯增大(見圖5)，這表明螺旋槳滑流加強(qiáng)了該區(qū)域的旋流流速．除了翼尖渦外，在短艙的后端還會(huì)形成大小不一的漩渦．無動(dòng)力時(shí)，氣流在上、下翼面繞過短艙兩邊形成了兩個(gè)明顯的漩渦，氣流繞過翼根下表面與機(jī)身之后也形成了漩渦．有了螺旋槳滑流之后，其對(duì)機(jī)翼后端的影響立刻凸顯出來，短艙后端形成了4個(gè)漩渦，而且渦強(qiáng)度高于無動(dòng)力情況下的，這使得整個(gè)流場分布變得更加不規(guī)則．另外還能夠發(fā)現(xiàn)螺旋槳的槳尖渦在繞過機(jī)翼下表

8、面之后仍有較強(qiáng)的作用．相比于無動(dòng)力情況，在螺旋槳滑流的作用下，流場不規(guī)則性更加嚴(yán)重，渦的存在對(duì)尾翼的氣動(dòng)性能產(chǎn)生影響，當(dāng)飛機(jī)以不同迎角和側(cè)滑角飛行時(shí)，渦和尾翼的相對(duì)位置也不同，從而使其氣動(dòng)性能發(fā)生改變．由X=1800mm截面的流線分布(如圖6)及渦量分布(如圖7)可見，相對(duì)于X=1500mm截面，流場變化更加平緩，但螺旋槳滑流仍然對(duì)繞水平尾翼的流動(dòng)產(chǎn)生很大的影響．受螺旋槳滑流作用后的上游旋流繞過水平尾翼后在上表面形成一個(gè)更強(qiáng)的漩渦，增大了水平尾翼上下表面的流動(dòng)速度．因此，若想降低由螺旋槳滑流對(duì)尾翼不利的氣動(dòng)影響或者說更充分地利用滑流給水平尾翼帶來的益處，那么就應(yīng)該注意調(diào)整水平尾翼位置的布置．

9、 2．2螺旋槳滑流與水平尾翼當(dāng)?shù)赜亲兓?給出了兩個(gè)截面處距離水平尾翼前緣適當(dāng)位置的速度分布．由表中的數(shù)據(jù)可見，X方向速度(即軸向速度)均有增大，Y，Z方向的速度因?yàn)椴煌瑫r(shí)刻所受到的上洗、下洗效應(yīng)而發(fā)生微量變化．截面Z/b=0．1071處的當(dāng)?shù)赜铅う翞樨?fù)值，表明該處受到下洗作用，所以有動(dòng)力時(shí)的Y方向速度低于無動(dòng)力時(shí)的;截面Z/b=0．1905處的Δα同樣為負(fù)值，且后者的絕對(duì)值低于前者的絕對(duì)值，表明該處也受到下洗的作用，因此有動(dòng)力時(shí)的Y方向速度會(huì)略低于無動(dòng)力情況的．結(jié)合圖8，在螺旋槳滑流作用下，繞流機(jī)翼后的下洗流動(dòng)進(jìn)一步增強(qiáng)．相比于無動(dòng)力情況，水平尾翼也因此受到上游帶來的下洗流

10、動(dòng)，抑制了原迎角帶給水平尾翼的上洗氣流． 2．3螺旋槳滑流與水平尾翼壓力分布水平尾翼受到上游下洗流動(dòng)的作用，若僅從這方面考慮，水平尾翼的上表面靜壓應(yīng)高于下表面靜壓．但從圖9可見，上表面的靜壓低于下表面的，因此還需進(jìn)一步分析出引起水平尾翼上、下表面靜壓變化的原因．根據(jù)Bernoulli(伯努利)方程，速度大小與該處的靜壓成反比，而滑流增大了水平尾翼表面的流速，則必將改變其靜壓分布(結(jié)合圖10)．為此進(jìn)一步分析該處的動(dòng)壓變化情形．圖11和圖12為不同截面處水平尾翼近表面的動(dòng)壓分布．由圖11可見，在螺旋槳滑流作用下，截面Z/b=0．1071處水平尾翼下表面的動(dòng)壓略高于上表面的動(dòng)壓，這

11、不同于機(jī)翼上表面動(dòng)壓大、下表面動(dòng)壓小;而截面Z/b=0．1905處上表面的動(dòng)壓卻明顯高于下表面的(見圖12)．有動(dòng)力時(shí)，動(dòng)壓沿水平尾翼展向發(fā)生較大變化的原因在于上游不規(guī)則的擾動(dòng)氣流流經(jīng)水平尾翼之后，在上翼面形成一個(gè)較強(qiáng)的漩渦，使得動(dòng)壓在上表面沿翼展向垂直尾翼方向逐漸增大，導(dǎo)致水平尾翼表面靜壓發(fā)生變化． 2．4水平尾翼氣動(dòng)力變化規(guī)律從上述分析可知，相比于無螺旋槳滑流作用情況，在螺旋槳滑流的作用下，繞過水平尾翼的氣流有較大的變化，這種變化主要體現(xiàn)在水平尾翼的當(dāng)?shù)赜呛徒砻鎰?dòng)壓會(huì)發(fā)生變化，由此引起水平尾翼在氣動(dòng)特性方面的變化．表3為飛行迎角8時(shí)水平尾翼氣動(dòng)力系數(shù)．該工況下，相對(duì)于無

12、動(dòng)力情況，螺旋槳滑流使得水平尾翼的升力系數(shù)降低了0．0165;阻力系數(shù)略微增大0．0008;俯仰力矩系數(shù)也降低了0．0566，表現(xiàn)為降低了下俯力矩，也就是說滑流能夠起到增大上仰力矩的作用;升阻比降低了2．97．圖13和圖14是不同飛行迎角下水平尾翼的升力系數(shù)、阻力系數(shù)變化曲線．在較大范圍內(nèi)，隨著迎角的增大，有螺旋槳滑流作用下的水平尾翼升力系數(shù)始終低于無滑流作用情況下的．在小飛行迎角下，阻力系數(shù)略微增大．因壓差阻力逐漸增大，阻力系數(shù)曲線的兩端都上升，有滑流作用所引起的阻力增大幅度更大些．值得注意的是，由于水平尾翼所產(chǎn)生的升、阻力占全機(jī)升、阻力的比重低，因此滑流所引起的氣動(dòng)力變化對(duì)無人飛機(jī)整體而言

13、是很微量的．配置了水平尾翼的無人飛機(jī)能夠方便地調(diào)節(jié)全機(jī)的俯仰力矩平衡，使縱向穩(wěn)定性大大增加．一般水平尾翼距無人機(jī)的重心較遠(yuǎn)，穩(wěn)定性作用很大，只要無人飛機(jī)的迎角有一點(diǎn)改變，水平尾翼就能產(chǎn)生相對(duì)大的恢復(fù)力矩．如圖15和圖16，隨著飛行迎角的變化，有螺旋槳滑流作用下的水平尾翼始終能夠增大上仰力矩，從而克服螺旋槳滑流給機(jī)翼帶來的下俯力矩，有利于無人機(jī)整體穩(wěn)定性的提高． 3結(jié)論 本文對(duì)比了有、無螺旋槳滑流作用下的無人機(jī)水平尾翼的氣動(dòng)特性，分析了螺旋槳滑流引起水平尾翼氣動(dòng)力發(fā)生變化的原因．結(jié)果表明:1)在螺旋槳滑流作用下，繞過機(jī)翼后空氣會(huì)形成更強(qiáng)的旋流而且呈現(xiàn)更強(qiáng)的下洗作用，該氣流會(huì)改變當(dāng)?shù)厝肓饔遣⒃黾铀轿惨斫砻娴牧鲃?dòng)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，有利于無人機(jī)整體穩(wěn)定性的提高．2)隨飛行迎角的變化，有滑流作用情況對(duì)阻力的影響相對(duì)較大———沿最小阻力系數(shù)兩端變化量逐漸增加．