李喜樂, 李廣佳, 周 波, 朱文國, 孫凱軍

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074)

一種新的臨近空間螺旋槳地面試驗方法

李喜樂, 李廣佳*, 周 波, 朱文國, 孫凱軍

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074)

提出了一種采用軌道拖車搭載螺旋槳的臨近空間螺旋槳地面試驗方法。利用中航工業(yè)特種飛行器研究所的高精度拖車試驗臺控制螺旋槳前進(jìn)速度，螺旋槳轉(zhuǎn)速由伺服電機控制。針對新設(shè)計的臨近空間低雷諾數(shù)螺旋槳，依據(jù)等前進(jìn)比和等雷諾數(shù)相似準(zhǔn)則，進(jìn)行了螺旋槳在不同飛行高度下氣動特性的地面試驗研究。通過試驗數(shù)據(jù)與片條理論及CFD方法計算結(jié)果的對比分析，驗證試驗方法的可行性及螺旋槳氣動性能。結(jié)果表明：(1)由于槳尖馬赫數(shù)較低，等前進(jìn)比和等雷諾數(shù)相似準(zhǔn)則適用于新設(shè)計的臨近空間螺旋槳地面試驗；(2)不同飛行高度下螺旋槳地面試驗數(shù)據(jù)與計算結(jié)果吻合良好，說明提出的方法是可行的，可為同類螺旋槳試驗提供參考。

臨近空間；螺旋槳；相似準(zhǔn)則；雷諾數(shù)；前進(jìn)比

0 引 言

臨近空間太陽能無人機飛行高度在0～30km之間，飛行速度范圍為8～45m/s，具有飛行高度和速度跨度大的特點。作為其主要動力裝置的螺旋槳處于高空低密度工作環(huán)境，20km高度的大氣密度約為海平面的1/14，壓強約1/18，呈低密度、低雷諾數(shù)效應(yīng)。目前，國外將臨近空間螺旋槳試驗分為二維低雷諾數(shù)螺旋槳翼型試驗和三維螺旋槳試驗2部分，試驗方法主要有地面增壓式風(fēng)洞試驗[2-4]和臨近空間氣球/滑翔機搭載試驗[5-7]2種方法。這2種方法都具有準(zhǔn)確度好的特點，但是投入成本高、建設(shè)周期長，國內(nèi)尚不具備這樣的試驗條件。

目前，國內(nèi)較多采用的臨近空間螺旋槳試驗方法是地面常規(guī)低速風(fēng)洞縮比模型試驗[8-10]和地面車載試驗。然而，國內(nèi)低速風(fēng)洞在風(fēng)速低于8m/s時流場品質(zhì)難以保證，常規(guī)地面車載試驗容易受外界風(fēng)等因素的干擾，都會對試驗結(jié)果造成一定的影響。結(jié)合試驗內(nèi)容和詳細(xì)調(diào)研分析，作者提出了一種利用地面高精度拖車搭載臨近空間螺旋槳測量其高空氣動特性的新試驗方法。該方法針對不同海拔高度下的飛行狀態(tài)，依據(jù)等雷諾數(shù)和等前進(jìn)比相似準(zhǔn)則，將其轉(zhuǎn)換到地面高度狀態(tài)后，完成臨近空間螺旋槳氣動特性試驗。拖車搭載試驗是將螺旋槳安裝于拖車前部伸出的懸臂支架上，在室內(nèi)空氣靜止?fàn)顟B(tài)下，通過控制拖車速度模擬螺旋槳前進(jìn)速度。相對于低速風(fēng)洞而言，由于拖車速度可以精確控制，易于獲得穩(wěn)定的、較低的螺旋槳前進(jìn)速度，且試驗段橫截面積大，拖車工作行程長，可測量時間充裕；相對常規(guī)車載試驗而言，拖車搭載螺旋槳試驗處于室內(nèi)環(huán)境下，不受外界氣象條件的干擾。

1 臨近空間螺旋槳地面試驗相似準(zhǔn)則

螺旋槳的相似條件包括：幾何相似、運動相似和動力相似。對幾何相似、方位角相同的螺旋槳，其拉力系數(shù)和功率系數(shù)并不直接取決于來流速度V、螺旋槳直徑D、轉(zhuǎn)速n、密度ρ、空氣運動粘性系數(shù)μ等個別參數(shù)，而是取決于前進(jìn)比λ、雷諾數(shù)Re、馬赫數(shù)Ma這3個相似參數(shù)(嚴(yán)格來說，還有氣流紊流度ε、螺旋槳表面粗糙度h/d等)[11-12]。即:

但在模型槳實驗中，要使這些相似參數(shù)都和全尺寸情況下完全相同極為困難，有時甚至無法實現(xiàn)。根據(jù)多年實踐經(jīng)驗，在螺旋槳試驗中，保證主要相似準(zhǔn)則，忽略次要相似準(zhǔn)則，亦可獲得良好的試驗結(jié)果。這里研究的螺旋槳，在幾何和運動相似的情況下，由于槳尖馬赫數(shù)較低，可以不予嚴(yán)格保證馬赫數(shù)這一相似參數(shù)(當(dāng)槳尖馬赫數(shù)接近或超過0.9時，需要嚴(yán)格保證槳尖馬赫數(shù)這一相似條件)[12]，只需保證雷諾數(shù)和前進(jìn)比相等，即：

可得轉(zhuǎn)速比尺和速度比尺：

其中，ξL=D1/D2為長度比尺；ξυ=υ1/υ2為空氣運動粘性系數(shù)比尺。

拉力比尺：

功率比尺：

表1為不同海拔高度下的大氣參數(shù)表。試驗選用未縮比的原型螺旋槳，即長度比尺ηL=1。因此，不同飛行高度下各參數(shù)相似比尺如表2所示。

表1 不同高度大氣參數(shù)表Table 1 Atmosphere parameters at different altitudes

表2 不同高度下各參數(shù)相對于地面(H=0km)高度的相似比尺Table 2 The scale of parameters at different altitudes to ground

2 試驗設(shè)備與模型

搭載臨近空間螺旋槳的試驗臺采用中航工業(yè)特種飛行器研究所高速水動力實驗室的拖車試驗臺。試驗臺的主要組成部分包括拖車系統(tǒng)、高精度軌道、懸臂支架、二分量天平、伺服電機、減速器、電源、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)以及螺旋槳，如圖1所示。

圖1 臨近空間螺旋槳試驗系統(tǒng)

試驗?zāi)Ｐ蜑檎n題組設(shè)計的臨近空間低雷諾數(shù)螺旋槳，幾何外形如圖2所示。該螺旋槳直徑D=2m，基本槳葉翼型采用設(shè)計的高升阻比低雷諾數(shù)層流翼型，槳葉設(shè)計采用寬葉槳的設(shè)計思想，通過增大高空飛行狀態(tài)下的槳葉當(dāng)?shù)叵议L雷諾數(shù)，改善螺旋槳的低雷諾數(shù)氣動特性，提高螺旋槳效率。該螺旋槳的最大相對寬度為c/D=13.26%。

圖2 臨近空間螺旋槳幾何外形

3 試驗方法與測量精度

螺旋槳旋轉(zhuǎn)采用伺服電動機驅(qū)動，通過電動機和減速器精確控制螺旋槳轉(zhuǎn)速。螺旋槳和電動機通過懸臂支架固定于拖車前端，高精度拖車帶動螺旋槳模擬其前進(jìn)速度。輪輻式二分量天平同軸安裝于電動機外部，測量電動機輸出扭矩的反作用扭矩和拉力值，并由采集系統(tǒng)采集到計算機。

根據(jù)測試內(nèi)容及采用的相似準(zhǔn)則確定試驗狀態(tài)下螺旋槳前進(jìn)速度范圍為2.5～8.5m/s，轉(zhuǎn)速范圍為100～450r/min。測試系統(tǒng)各設(shè)備精度如下：

(1) 拖車速度范圍為0.1～22m/s，車速穩(wěn)定精度優(yōu)于2‰；

(2) 二分量天平量程為：拉力0～300N，扭矩0～30N·m，精度5‰；

(3) 伺服電動機：瞬時最大轉(zhuǎn)矩23.3N·m，最大轉(zhuǎn)速3000r/min。

整個試驗在室內(nèi)封閉環(huán)境下進(jìn)行，不受外界氣象條件的影響。對水池壁面和拖車系統(tǒng)對螺旋槳周圍流場的干擾進(jìn)行了數(shù)值模擬分析，并采用超聲風(fēng)速儀測量了不同拖車前進(jìn)速度下螺旋槳附近流場速度，經(jīng)過綜合分析，將螺旋槳安裝于拖車前端4m處，螺旋槳軸心距水池水面高2.79m，流場均勻度滿足試驗要求。由于拖車車體的干擾作用，拖車速度和螺旋槳附近流場速度存在較小偏差，在試驗結(jié)果處理時對螺旋槳前進(jìn)速度做了修正。

4 試驗結(jié)果及分析

圖3～7為H=0～20km不同高度條件下臨近空間螺旋槳采用相似準(zhǔn)則轉(zhuǎn)換到地面狀態(tài)后螺旋槳氣動特性試驗結(jié)果，各圖中(a)～(c)分別為拉力系數(shù)、功率系數(shù)和效率隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線。為了驗證試驗方法的可靠性和試驗結(jié)果的準(zhǔn)確性，與片條理論和CFD計算結(jié)果進(jìn)行對比。片條理論計算中，采用Xfoil軟件[13]計算各剖面翼型氣動特性，Xfoil采用基于空間方法理論的eN方法預(yù)測繞低雷諾數(shù)翼型流動的轉(zhuǎn)捩位置，由于所設(shè)計螺旋槳為輕載螺旋槳，片條理論適合于該螺旋槳氣動特性計算；CFD方法采用求解非慣性坐標(biāo)系下的RANS方程來模擬螺旋槳繞流流場，求解過程中也考慮了轉(zhuǎn)捩的影響。

圖3為H=0km高度下螺旋槳氣動特性試驗結(jié)果。其中，紅色實線為片條理論的計算結(jié)果，藍(lán)色空心原點為CFD方法的計算結(jié)果，黑色原點為試驗數(shù)據(jù)。從圖3(a)可以看出，隨著前進(jìn)比增加，拉力系數(shù)逐漸減小，試驗測得的拉力系數(shù)與片條理論和CFD方法計算結(jié)果吻合良好，試驗數(shù)據(jù)比片條理論和CFD方法計算結(jié)果偏低，更接近于CFD方法的結(jié)果。從圖3(b)可以看出，三者得出的功率系數(shù)曲線趨勢與圖3(a)一致，圖3(c)為效率隨前進(jìn)比的變化關(guān)系曲線，可以看出，由于試驗測得的拉力系數(shù)和功率系數(shù)均偏低，計算得出的效率曲線與CFD結(jié)果吻合良好。

(a) 拉力系數(shù)隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

(b) 功率系數(shù)隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

(c) 效率隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

(a) 拉力系數(shù)隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

(b) 功率系數(shù)隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

(c) 效率隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

圖4為H=5km高度下螺旋槳氣動特性地面試驗結(jié)果，該狀態(tài)下僅有4個測量點，小前進(jìn)比下，試驗測得的拉力系數(shù)和功率系數(shù)均低于片條理論的計算結(jié)果，大前進(jìn)比下的2個點與片條理論結(jié)果吻合良好，除第2個點外，其余3個試驗點的效率與片條理論吻合良好。

圖5為H=10km高度下螺旋槳氣動特性地面試驗數(shù)據(jù)與計算結(jié)果對比，其中，紅色實線和紅色空心散點分別為H=10km高度下采用片條理論和CFD方法的計算結(jié)果，藍(lán)色虛線和藍(lán)色三角形散點表示經(jīng)過相似準(zhǔn)則轉(zhuǎn)換到地面高度后片條理論和CFD方法的計算結(jié)果，黑色實心散點為試驗數(shù)據(jù)。通過對比可以看出，相似轉(zhuǎn)換前后片條理論計算的拉力系數(shù)、功率系數(shù)和效率隨前進(jìn)比的變化關(guān)系曲線完全重合，CFD方法的計算結(jié)果也完全重合，表明采用的相似準(zhǔn)則是合理的。從試驗數(shù)據(jù)與計算結(jié)果比較可知，兩者吻合較好，但是，與H=0和5km高度下的結(jié)果相比，試驗測得的拉力系數(shù)和功率系數(shù)的散布度稍大，使得效率的散布度較大，這是由于隨著飛行高度的增加，相似轉(zhuǎn)換到地面狀態(tài)后的拉力和扭矩值減小，受天平測量精度的影響而導(dǎo)致的。

(a) 拉力系數(shù)隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

(b) 功率系數(shù)隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

(c) 效率隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

圖6為H=15km高度下螺旋槳氣動特性地面試驗數(shù)據(jù)與計算結(jié)果對比，從圖6(a)、(b)可以看出，試驗測得的拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)均低于片條理論的結(jié)果，其中，拉力系數(shù)有2個試驗數(shù)據(jù)與計算結(jié)果更為接近。這是因為隨著高度的增加，相似轉(zhuǎn)換到地面狀態(tài)后的拉力和扭矩值減小，難以準(zhǔn)確測量。而效率η=λ·CT/CP，因此，計算出的效率偏差增大，如圖6(c)所示。

圖7為H=20km高度下螺旋槳氣動特性地面試驗數(shù)據(jù)與計算結(jié)果對比，由于該狀態(tài)下拉力和扭矩值較小，本次試驗僅測量了3個大前進(jìn)比下的試驗數(shù)據(jù)。相似變換前后的計算結(jié)果對比吻合良好，再次驗證了采用的相似準(zhǔn)則的合理性。試驗測得的拉力系數(shù)和功率系數(shù)均低于片條理論的計算結(jié)果，與CFD方法計算結(jié)果接近，試驗測得的效率高于計算結(jié)果。

(a) 拉力系數(shù)隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

(b) 功率系數(shù)隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

(c) 效率隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

H=0～20km高度下螺旋槳地面試驗結(jié)果與計算結(jié)果基本吻合，表明采用的試驗方法是合理的。整體來看，試驗測得的拉力系數(shù)和功率系數(shù)低于片條理論的計算結(jié)果，與CFD方法的計算結(jié)果更為接近，效率由拉力系數(shù)和功率系數(shù)求得，故依賴于這2個參數(shù)的準(zhǔn)確程度。隨著高度增加，相似轉(zhuǎn)換后的拉力和扭矩值較小，試驗中難以測量準(zhǔn)確是高空狀態(tài)下試驗偏差增大的原因。

(a) 拉力系數(shù)隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

(b) 功率系數(shù)隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

(c) 效率隨前進(jìn)比變化關(guān)系曲線

5 結(jié) 論

在中航工業(yè)特種飛行器研究所水動力室完成了高精度拖車搭載臨近空間螺旋槳試驗，得出結(jié)論如下：

(1) 對采用的等前進(jìn)比和等雷諾數(shù)臨近空間螺旋槳相似準(zhǔn)則進(jìn)行了數(shù)值模擬驗證，相似轉(zhuǎn)換前后的拉力系數(shù)、扭矩系數(shù)和效率隨前進(jìn)比變化關(guān)系吻合良好，表明采用的相似準(zhǔn)則是合理的；

(2) 首次提出了高精度拖車搭載臨近空間螺旋槳試驗。根據(jù)等前進(jìn)比和等雷諾數(shù)相似準(zhǔn)則，完成了0～20km高度螺旋槳氣動特性地面拖車試驗，螺旋槳靜態(tài)氣動特性試驗數(shù)據(jù)與數(shù)值模擬結(jié)果吻合良好。驗證了試驗方法的可行性，為在地面模擬螺旋槳高空氣動特性試驗提供了一種新的試驗方法，具有較大的工程應(yīng)用價值。

此外，試驗同時驗證了新設(shè)計的臨近空間螺旋槳在不同飛行高度下的氣動特性，表明螺旋槳的氣動設(shè)計是成功的。

致謝:本研究得到了中航工業(yè)特種飛行器研究所高速水動力實驗室張家旭主任和廉滋鼎主任及工作人員的幫助，在此向他們表示衷心感謝！

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(編輯：李金勇)

A new ground test method for near space propeller

Li Xile, Li Guangjia*, Zhou Bo, Zhu Wenguo, Sun Kaijun

(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

A new experimental technology for testing the aerodynamic performance of near space propeller by a railcar on the ground is proposed, in which the advance speed of the propeller is controlled by a high accuracy railcar, and the rotation speed of the propeller is controlled by a servo-electromotor. According to the equal Reynolds number and equal advance ratio similarity criterion, ground experiments including thrust and torque measurement were carried out to investigate the designed near space propeller aerodynamic characteristics at different flight altitudes, and the experimental data was compared with computational results by strip theory and CFD method. The results indicate that: (1) because the Mach number at the tip of the propeller is lower, the equal Reynolds number and equal advance ratio similarity criterion is appropriate for the designed near space propeller experiment on the ground; (2) the ground experimental data of propeller at different altitudes agree well with computational results, and thus it is proved that the new experimental method is feasible and can provide a reference for similar propeller tests.

near space;propeller;similarity theory;Reynolds number;advance ratio

1672-9897(2015)03-0087-06

10.11729/syltlx20140138

2014-11-28;

2015-01-13

LiXL,LiGJ,ZhouB,etal.Anewgroundtestmethodfornearspacepropeller.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(3): 87-92. 李喜樂, 李廣佳, 周波, 等. 一種新的臨近空間螺旋槳地面試驗方法. 實驗流體力學(xué), 2015, 29(3): 87-92.

V211.71

A

李喜樂(1979-)，男,河南洛陽人,工程師,博士。研究方向:飛行器設(shè)計空氣動力學(xué)。通信地址:北京市7201信箱49分箱(100074)。E-mail:lxl1027@mail.nwpu.edu.cn

*通信作者 E-mail: 18911898039@163.com