螺旋槳滑流對水平尾翼氣動的影響

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1、螺旋槳滑流對水平尾翼氣動的影響 螺旋槳滑流對水平尾翼氣動的影響 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水平尾翼氣體流動的變化規(guī)律，對比了有、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，氣流繞過機翼后形成更強的旋流且呈現(xiàn)更強的下洗作用．該氣流繞過水平尾翼后，改變了當?shù)厝肓饔?，并使得水平尾翼近表面的流動速度增大，由此降低了水平尾翼升力、微量增加了阻力以及提高?/p>

2、上仰力矩．隨飛行迎角的變化，滑流作用對阻力的影響相對較大———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;氣動特性 螺旋槳滑流通過機翼之后，受到機翼的剪切作用，使得一部分在機翼上表面流動，另一部分順著下表面流動，然后在機翼后端又匯合在一起．看似簡單的分、合過程，卻使無人機繞流流場發(fā)生很大變化，包括對尾翼的影響，從而引起了國內(nèi)外的廣泛關(guān)注［1-7］．Moens等［1］采用激勵盤模型對某運輸機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)格方法對螺旋槳滑流流動進行了非定常數(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］運用非結(jié)構(gòu)動態(tài)嵌套網(wǎng)格技術(shù)模擬了螺旋槳飛機的非定常運動，分析了螺旋槳轉(zhuǎn)速對流場的影響．夏貞峰等［5］分別對3種不同構(gòu)型(單螺旋槳+短艙構(gòu)型、螺旋槳+短艙+機翼構(gòu)型以及短艙+機翼構(gòu)型)進行了數(shù)值模擬，分析了滑流對機翼氣動特性的影響及機翼對螺旋槳氣動力的影響．汪衛(wèi)華等［6］對單螺旋槳無人機進行了數(shù)值模擬，分析了飛機的整體溫度分布、螺旋槳發(fā)動機的高溫排氣溫度．宋琦等［7］分析了螺旋槳滑流與彈載無人機的相互干擾．陳廣強等［8］應(yīng)用MＲF模型開展了對高空長航時無人機螺旋槳滑流效應(yīng)影響的研究，分析了螺旋槳滑流效應(yīng)對無人機氣動特性的影響．總的來看，國內(nèi)

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

5、翼+短艙+水平尾翼+垂直尾翼”構(gòu)成的，見圖1(b)．有動力計算模型的計算參數(shù)如表1所示．由于該模型的雙發(fā)螺旋槳向內(nèi)對轉(zhuǎn)運動且僅以攻角的變化作為自由來流變量，無側(cè)滑角，因此在機身中心平面的左右兩端具有對稱性，僅需計算全機模型的一半．對于螺旋槳的非定常運動，采用粘性非定常可壓縮的Navier-Stokes方程，以螺旋槳每轉(zhuǎn)動5為1個時間步，即Δt=0．000175s．應(yīng)用Ｒealizablek-ε湍流模型求解湍流粘度μt，時間項為二階中心差分，對流項為二階中心差分，擴散項為二階迎風(fēng)差分．邊界條件分別為:遠場邊界條件、壁面邊界條件、對稱面邊界條件．采用商用軟件Fluent進行計算，進行網(wǎng)格數(shù)無關(guān)性驗

6、證．計算結(jié)果進行了統(tǒng)計時間平均． 2計算結(jié)果及分析 螺旋槳的方位角定義為:以槳葉正對Y軸正方向時為方位角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)歷了向下運動和向上運動(upmoving)的過程．圖3是在方位角0～360內(nèi)，當攻角α=0，10時，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［2］中的發(fā)展過程非常相似，由此可以說明該計算方法的合理性． 2．1螺旋槳滑流與水平尾翼前端流場分布在機翼后端、水平尾翼前端，沿?zé)o人飛機縱向取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，由于機翼上、下表面流動方向的不同，空氣在機翼后端匯合之后形成旋流．有動力時空氣流動的渦量，即瞬時角速度，相比于無動力時有明顯增大(見圖5)，這表明螺旋槳滑流加強了該區(qū)域的旋流流速．除了翼尖渦外，在短艙的后端還會形成大小不一的漩渦．無動力時，氣流在上、下翼面繞過短艙兩邊形成了兩個明顯的漩渦，氣流繞過翼根下表面與機身之后也形成了漩渦．有了螺旋槳滑流之后，其對機翼后端的影響立刻凸顯出來，短艙后端形成了4個漩渦，而且渦強度高于無動力情況下的，這使得整個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翼下表

8、面之后仍有較強的作用．相比于無動力情況，在螺旋槳滑流的作用下，流場不規(guī)則性更加嚴重，渦的存在對尾翼的氣動性能產(chǎn)生影響，當飛機以不同迎角和側(cè)滑角飛行時，渦和尾翼的相對位置也不同，從而使其氣動性能發(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，相對于X=1500mm截面，流場變化更加平緩，但螺旋槳滑流仍然對繞水平尾翼的流動產(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更強的漩渦，增大了水平尾翼上下表面的流動速度．因此，若想降低由螺旋槳滑流對尾翼不利的氣動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?shù)赜亲兓?給出了兩個截面處距離水平尾翼前緣適當位置的速度分布．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方向的速度因為不同時刻所受到的上洗、下洗效應(yīng)而發(fā)生微量變化．截面Z/b=0．1071處的當?shù)赜铅う翞樨撝?，表明該處受到下洗作用，所以有動力時的Y方向速度低于無動力時的;截面Z/b=0．1905處的Δα同樣為負值，且后者的絕對值低于前者的絕對值，表明該處也受到下洗的作用，因此有動力時的Y方向速度會略低于無動力情況的．結(jié)合圖8，在螺旋槳滑流作用下，繞流機翼后的下洗流動進一步增強．相比于無動力情況，水平尾翼也因此受到上游帶來的下洗流

10、動，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)．為此進一步分析該處的動壓變化情形．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壓略高于上表面的動壓，這

11、不同于機翼上表面動壓大、下表面動壓小;而截面Z/b=0．1905處上表面的動壓卻明顯高于下表面的(見圖12)．有動力時，動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)則的擾動氣流流經(jīng)水平尾翼之后，在上翼面形成一個較強的漩渦，使得動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?shù)赜呛徒砻鎰訅簳l(fā)生變化，由此引起水平尾翼在氣動特性方面的變化．表3為飛行迎角8時水平尾翼氣動力系數(shù)．該工況下，相對于無

12、動力情況，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、阻力占全機升、阻力的比重低，因此滑流所引起的氣動力變化對無人飛機整體而言

13、是很微量的．配置了水平尾翼的無人飛機能夠方便地調(diào)節(jié)全機的俯仰力矩平衡，使縱向穩(wěn)定性大大增加．一般水平尾翼距無人機的重心較遠，穩(wěn)定性作用很大，只要無人飛機的迎角有一點改變，水平尾翼就能產(chǎn)生相對大的恢復(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翼帶來的下俯力矩，有利于無人機整體穩(wěn)定性的提高． 3結(jié)論 本文對比了有、無螺旋槳滑流作用下的無人機水平尾翼的氣動特性，分析了螺旋槳滑流引起水平尾翼氣動力發(fā)生變化的原因．結(jié)果表明:1)在螺旋槳滑流作用下，繞過機翼后空氣會形成更強的旋流而且呈現(xiàn)更強的下洗作用，該氣流會改變當?shù)厝肓饔遣⒃黾铀轿惨斫砻娴牧鲃铀俣龋髯饔媒档土怂轿惨淼纳Γ⒘吭黾恿俗枇?，提高了上仰力矩，有利于無人機整體穩(wěn)定性的提高．2)隨飛行迎角的變化，有滑流作用情況對阻力的影響相對較大———沿最小阻力系數(shù)兩端變化量逐漸增加．