孫俊磊，王和平,*，周洲，雷珊

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 2.中航工業(yè)西安飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司 飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089

在螺旋槳飛機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)和性能分析中，研究螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響是其必須考慮的問題[1-3]。而菱形翼布局飛機(jī)由于特殊的布局形式，其受螺旋槳滑流的影響而導(dǎo)致的氣動(dòng)特性的變化與常規(guī)布局飛機(jī)有很大不同。菱形翼布局飛機(jī)的機(jī)翼由前翼和后翼組成。其前翼后掠，后翼前掠，后翼翼尖在前翼翼尖或前翼中部與前翼相連，形成一個(gè)框架式結(jié)構(gòu)。因無論從俯視或正視來看，其翼面都構(gòu)成一個(gè)菱形外形，因此命名為菱形翼布局飛機(jī)，有些文獻(xiàn)稱其為連翼布局(Joined-Wing)飛機(jī)或盒式翼布局飛機(jī)[4]。此種構(gòu)型有前后兩副機(jī)翼，螺旋槳產(chǎn)生的滑流隨螺旋槳安裝位置的不同對(duì)前后翼的干擾影響差異很大，對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響也有很大不同。

目前國(guó)內(nèi)外眾多專家學(xué)者[5-8]針對(duì)菱形翼布局無人機(jī)的氣動(dòng)特性已經(jīng)進(jìn)行了大量的研究，如劉學(xué)強(qiáng)等[5]對(duì)菱形翼布局客機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值分析并與常規(guī)構(gòu)型進(jìn)行了對(duì)比。李光里等[6]對(duì)平列式菱形翼布局進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，唐勝景等[7]對(duì)后翼上反串置翼無人機(jī)進(jìn)行數(shù)值分析的方法也為進(jìn)行菱形翼布局無人機(jī)的數(shù)值模擬提供了較好的研究思路，但上述文獻(xiàn)主要是針對(duì)干凈構(gòu)型氣動(dòng)特性的研究，對(duì)于螺旋槳滑流對(duì)菱形翼布局氣動(dòng)特性影響的研究還很少見。

論文研究的無人機(jī)具有典型的低雷諾數(shù)特征，飛機(jī)表面邊界層內(nèi)易發(fā)生分離而形成層流分離泡[9]，其會(huì)顯著降低全機(jī)的氣動(dòng)效率。目前針對(duì)低雷諾數(shù)狀態(tài)下螺旋槳滑流與機(jī)翼之間的氣動(dòng)干擾問題已經(jīng)進(jìn)行了大量的研究[10-13]，如Catalano[10]研究了35萬(wàn)雷諾數(shù)下螺旋槳滑流對(duì)FX 63-137機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響。研究結(jié)果表明在螺旋槳滑流影響區(qū)域內(nèi)，機(jī)翼表面邊界層內(nèi)的層流分離泡結(jié)構(gòu)徹底消失，拉力機(jī)翼表面流動(dòng)轉(zhuǎn)捩位置前移并接近機(jī)翼前緣位置；王科雷等[12]研究了分布式螺旋槳對(duì)FX 63-137低雷諾數(shù)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響，研究結(jié)果表明螺旋槳滑流作用極大地豐富了機(jī)翼邊界層內(nèi)湍動(dòng)能程度，促使螺旋槳下游區(qū)域內(nèi)機(jī)翼由前緣開始流動(dòng)轉(zhuǎn)捩并消除了層流分離。這些研究都為論文的分析提供了依據(jù)。

論文通過對(duì)帶槳前后無人機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值模擬和流場(chǎng)分析研究了螺旋槳滑流對(duì)菱形翼布局氣動(dòng)特性的影響。

1 計(jì)算模型

為研究螺旋槳滑流對(duì)菱形翼布局無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響，采用圖1所示的4種構(gòu)型進(jìn)行數(shù)值模擬。其中圖1(a)為安裝機(jī)身拉進(jìn)式螺旋槳構(gòu)型，螺旋槳直徑為0.533 4 m (21 in)，沿來流方向順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，螺旋槳距機(jī)頭的距離為100 mm，圖1(b)～圖1(d)使用雙槳，螺旋槳直徑為0.330 2 m(13 in)，螺旋槳中心點(diǎn)距機(jī)翼前緣距離為150 mm。螺旋槳的安裝角為0°，距離機(jī)頭和機(jī)翼前緣點(diǎn)的垂直安裝距離為0 m，螺旋槳反向?qū)D(zhuǎn)且左側(cè)機(jī)翼安裝的螺旋槳均沿來流方向順時(shí)針旋轉(zhuǎn)；其中圖1(b)和圖1(c)構(gòu)型的螺旋槳中心點(diǎn)分別位于Z/η=35%(Z為剖面距對(duì)稱面的距離，Z=0.612 5 m，η為半展長(zhǎng))處的前后翼上(即前翼內(nèi)翼段和后翼段的半展長(zhǎng)位置)，圖1(d)的螺旋槳中心點(diǎn)位于Z/η=44%處(靠近前后翼連接處)。在分析過程中分別使用Fuselage Pro、Frt-wing Pro、Aft-wing Pro1、Aft-wing Pro2來表示上述4種構(gòu)型，其中Frt-wing和Aft-wing分別代表前后翼。各構(gòu)型中的無人機(jī)均為低雷諾數(shù)菱形翼布局無人機(jī)。

使用ANSYS ICEM CFD軟件繪制模型計(jì)算網(wǎng)格。網(wǎng)格分為旋轉(zhuǎn)和非旋轉(zhuǎn)兩個(gè)區(qū)域，其中旋轉(zhuǎn)區(qū)域主要在螺旋槳附近，其余為非旋轉(zhuǎn)區(qū)域。非旋轉(zhuǎn)區(qū)域采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行建模。考慮到黏性計(jì)算需要，第1層網(wǎng)格距離物面約為1×10-5m，保證近壁面y+≈1，加密機(jī)翼前后緣及翼身連接處的網(wǎng)格。在螺旋槳的旋轉(zhuǎn)區(qū)域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行建模，按照0.7倍螺旋槳半徑處的剖面速度計(jì)算雷諾數(shù)并保證近壁面y+≈0.5，網(wǎng)格量約為187萬(wàn)，對(duì)于Fuselage Pro構(gòu)型采用全模計(jì)算，整個(gè)網(wǎng)格量約為1 210萬(wàn)，對(duì)于Frt-wing Pro、Aft-wing Pro1、Aft-wing Pro2構(gòu)型采用半模計(jì)算，網(wǎng)格量約為775萬(wàn)，圖2所示為Aft-wing Pro2構(gòu)型的混合網(wǎng)格示意圖。

圖1 菱形翼布局無人機(jī)構(gòu)型和螺旋槳示意圖
Fig.1 Schematic of diamond joined-wing configuration UAV with propellers

圖2 Aft-wing Pro2 構(gòu)型混合網(wǎng)格結(jié)構(gòu)
Fig.2 Hybrid grid structure of Aft-wing Pro2 configuration

2 數(shù)值模擬方法及試驗(yàn)驗(yàn)證

2.1 數(shù)值模擬方法

使用Fluent軟件進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算，采用多重參考系(Multiple Reference Frame，MRF)方法求解基于結(jié)構(gòu)與非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格技術(shù)的k-kL-ω轉(zhuǎn)捩模型[14]準(zhǔn)定常求解雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程?？臻g離散方法采用二階迎風(fēng)MUSCL插值的Roe格式，時(shí)間離散與推進(jìn)則采用隱式AF(Approximate Factorization)方法。

2.1.1 MRF方法

MRF方法是旋轉(zhuǎn)單元體的穩(wěn)態(tài)近似。它求解出來的流場(chǎng)是一個(gè)充分發(fā)展的流場(chǎng)，這個(gè)流場(chǎng)再以一定的速度運(yùn)動(dòng)就可以得到實(shí)際的流場(chǎng)，MRF方法是近似的準(zhǔn)定常模型，其相對(duì)于非定常求解方法更加節(jié)省計(jì)算資源，同時(shí)能夠獲得較高的數(shù)值模擬精度，常用于定軸旋轉(zhuǎn)體的氣動(dòng)計(jì)算[15-16]。其主要思想是通過在各螺旋槳周圍建立一個(gè)規(guī)則封閉的圓柱流動(dòng)區(qū)域來模擬螺旋槳的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，在建立的封閉區(qū)域中采用與螺旋槳具有相同轉(zhuǎn)速的旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系，通過相應(yīng)的處理方法實(shí)現(xiàn)在靜態(tài)狀態(tài)下獲得包含旋轉(zhuǎn)氣流的流場(chǎng)模擬效果。

2.1.2k-kL-ω轉(zhuǎn)捩模型

k-kL-ω轉(zhuǎn)捩模型是基于局部變量構(gòu)造的新模型，其通過‘層流動(dòng)能’來預(yù)測(cè)層流分離轉(zhuǎn)捩的位置和發(fā)展趨勢(shì)并引入了‘分裂機(jī)制’來描述層流與湍流之間的相互影響，其運(yùn)輸方程組為

(1)

(2)

(3)

湍流和層流動(dòng)能生成項(xiàng)及近壁面耗散項(xiàng)的表達(dá)式為

PkT=νT,sS2

(4)

(5)

PkL=νT,lS2

(6)

(7)

式中：x為坐標(biāo)軸系，其下標(biāo)i，j表示各軸系的方向；k為動(dòng)能；ν為黏性系數(shù)；下標(biāo)T表示湍流，L表示層流，s表示小尺度，l表示大尺度；αT為湍流標(biāo)量擴(kuò)散率；ω為湍流頻率；S為張力率梯度；R及RNAT分別表示由旁路轉(zhuǎn)捩和自然轉(zhuǎn)捩而引起的湍流產(chǎn)生項(xiàng)；其他系數(shù)的具體取值見文獻(xiàn)[14]。

2.2 算例和試驗(yàn)驗(yàn)證

對(duì)展弦比為8.9的FX 63-137平直機(jī)翼進(jìn)行數(shù)值模擬，其模擬計(jì)算高度為2 000 m，來流速度為25 m/s，雷諾數(shù)為3×105，計(jì)算網(wǎng)格數(shù)約為250萬(wàn)，來流湍流度為Tu∞=0.1%，使用文獻(xiàn)[17]的試驗(yàn)數(shù)據(jù)與數(shù)值模擬數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，如圖3所示，其中α為迎角，CL為升力系數(shù)，CD為阻力系數(shù)。

從宏觀上來看數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)在小迎角范圍內(nèi)吻合良好，但在大迎角情況下誤差較大，這主要是由于數(shù)值模擬對(duì)機(jī)翼表面流動(dòng)分離的模擬精度較低引起的。

圖3 數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比
Fig.3 Comparison of numerical simulation results and experimental date

圖4 3°迎角時(shí)機(jī)翼表面極限流線
Fig.4 Limit streamlines on wing surface (α=3°)

圖4為3°迎角時(shí)機(jī)翼表面極限流線分布圖，Cp為壓力系數(shù)，可以看到數(shù)值模擬方法可以較為準(zhǔn)確地模擬低雷諾數(shù)機(jī)翼表面的分離、轉(zhuǎn)捩及再附的層流分離特征，采用k-kL-ω轉(zhuǎn)捩模型的數(shù)值模擬方法可以用于對(duì)低雷諾數(shù)菱形翼布局無人機(jī)的計(jì)算。

圖5 螺旋槳拉力對(duì)比
Fig.5 Comparison of propeller thrusts

如圖5所示，對(duì)某型0.533 4 m螺旋槳地面狀態(tài)不同轉(zhuǎn)速進(jìn)行數(shù)值模擬，并與測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比, Ground指地面試驗(yàn)狀態(tài)，Cruise指巡航狀態(tài)。從圖中可以看出數(shù)值模擬的0.533 4 m螺旋槳拉力數(shù)據(jù)與地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)相比雖然有一定誤差且轉(zhuǎn)速較大時(shí)誤差增大，但其發(fā)展趨勢(shì)基本上吻合良好，這表明基于混合網(wǎng)格技術(shù)的k-kL-ω轉(zhuǎn)捩模型求解雷諾平均方程的MRF方法可以用于模擬螺旋槳旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)流場(chǎng)。對(duì)0.533 4 m螺旋槳和0.330 2 m螺旋槳進(jìn)行數(shù)值模擬，模擬狀態(tài)選擇菱形翼布局無人機(jī)的巡航狀態(tài)，即來流速度為25 m/s，飛行高度為2 000 m時(shí)進(jìn)行計(jì)算，圖中虛線為提供20 N拉力時(shí)對(duì)應(yīng)的螺旋槳轉(zhuǎn)速，此時(shí)單0.533 4 m螺旋槳轉(zhuǎn)速約為4 600 r/min，而雙0.330 2 m螺旋槳轉(zhuǎn)速約為8 100 r/min，本文通過保持以此轉(zhuǎn)速為前提研究螺旋槳對(duì)菱形翼布局無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響。

3 氣動(dòng)性能的影響分析

圖6(a)和圖6(b)為菱形翼布局無人機(jī)巡航狀態(tài)下，螺旋槳安裝位置不同時(shí)其升阻力系數(shù)與干凈構(gòu)型(Clean Mod)的差值隨迎角變化的曲線，其中ΔCL為升力系數(shù)的差值，ΔCD為阻力系數(shù)的差值。在較小迎角時(shí)，無論采用何種安裝方式，螺旋槳滑流均小幅增加了菱形翼布局無人機(jī)的升力系數(shù)，當(dāng)迎角增大時(shí)，ΔCL隨迎角的增大而減少，并都在超過某個(gè)迎角后時(shí)呈負(fù)值，即螺旋槳滑流不僅沒有增加菱形翼布局無人機(jī)的升力系數(shù)，還影響了其升力特性。雖然在常規(guī)布局飛機(jī)中，受機(jī)翼與滑流范圍相對(duì)位置的影響，在某些情況下螺旋槳滑流也可能導(dǎo)致機(jī)翼升力的減少[18]。但在菱形翼布局中，螺旋槳滑流對(duì)無人機(jī)機(jī)翼特別是后翼升力特性的影響與常規(guī)布局飛機(jī)區(qū)別較大，有必要進(jìn)行詳細(xì)分析。

螺旋槳滑流導(dǎo)致菱形翼布局無人機(jī)的阻力系數(shù)均有所增加，在提供相同推力的情況下，安裝在機(jī)頭的螺旋槳對(duì)阻力系數(shù)的影響大于安裝雙槳的情況，而在前翼安裝螺旋槳會(huì)導(dǎo)致全機(jī)的阻力系數(shù)增長(zhǎng)的斜率明顯大于機(jī)頭螺旋槳和后翼安裝螺旋槳。后翼安裝螺旋槳時(shí)滑流對(duì)全機(jī)阻力系數(shù)的增量較小且受迎角變化的影響較小。

圖6 氣動(dòng)力系數(shù)對(duì)比
Fig.6 Comparison of aerodynamic force coefficients

圖6(c)為菱形翼布局無人機(jī)安裝螺旋槳前后的俯仰力矩特性曲線對(duì)比圖，其中Cm為俯仰力矩系數(shù)。圖中計(jì)算模型由于取消了垂尾，但其計(jì)算參考點(diǎn)仍選在原重心處，因此干凈構(gòu)型在4°迎角時(shí)縱向靜穩(wěn)定裕度僅有約2.9%，小于采用全機(jī)計(jì)算時(shí)的12.7%。對(duì)于常規(guī)布局飛機(jī)來講，飛機(jī)機(jī)翼較為靠近焦點(diǎn)位置，螺旋槳滑流導(dǎo)致機(jī)翼氣動(dòng)特性出現(xiàn)少量變化，對(duì)俯仰力矩特性的影響有限，幾乎可以忽略不計(jì)，但圖6(c)顯示，帶槳狀態(tài)的菱形翼布局無人機(jī)俯仰力矩曲線與干凈構(gòu)型相比會(huì)出現(xiàn)較大變化。

考慮到機(jī)翼分為前后翼且展弦比較大，不利于直接進(jìn)行分析，為詳細(xì)分析機(jī)翼的三維流場(chǎng), 選擇沿如圖7所示位置截取機(jī)翼的若干剖面進(jìn)行分析對(duì)比，X代表垂直于來流方向的截面距基準(zhǔn)點(diǎn)的距離，基準(zhǔn)點(diǎn)在圖7所示X=0 m的位置，Z代表順來流方向的截面到對(duì)稱面的距離。

圖7 截面位置示意圖
Fig.7 Shematic of cross-sections position

3.1 機(jī)身拉進(jìn)式螺旋槳

對(duì)菱形翼布局無人機(jī)干凈構(gòu)型與安裝機(jī)身拉進(jìn)式螺旋槳構(gòu)型(Fuselage Pro)進(jìn)行數(shù)值模擬,并分別對(duì)比前后翼升力系數(shù)，獲得如圖8所示的升力特性曲線。從圖中可以看出安裝機(jī)身拉進(jìn)式螺旋槳其滑流在較小迎角時(shí)對(duì)前翼具有增升效果，但隨著迎角的增大，這種增升效果逐漸減弱，在12°迎角以后時(shí)，與干凈構(gòu)型飛機(jī)相比，安裝機(jī)身拉進(jìn)式螺旋槳的菱形翼布局無人機(jī)的升力系數(shù)反而有所減少。從圖中還可以看到螺旋槳滑流在小迎角時(shí)對(duì)后翼的增升效果極為有限，然而隨著迎角增加，此種構(gòu)型菱形翼布局無人機(jī)后翼的升力系數(shù)開始增加，前后翼升力特性的綜合變化共同作用導(dǎo)致了如圖6(a)所示的Fuselage Pro構(gòu)型升力系數(shù)變化曲線。

圖8 Fuselage Pro構(gòu)型與干凈構(gòu)型升力系數(shù)曲線對(duì)比
Fig.8 Comparison of life coefficients curves between Fuselage Pro and Clean Mod configuration

圖9 前翼上下表面壓力分布(α=0°)
Fig.9 Upper and lower surface pressure distribution of the Frt-wing (α=0°)

由于螺旋槳相對(duì)來流沿順時(shí)針方向旋轉(zhuǎn)，滑流具有相對(duì)來流沿順時(shí)針方向旋轉(zhuǎn)的特性，這使帶槳狀態(tài)與干凈構(gòu)型相比右側(cè)機(jī)翼的上表面和左側(cè)機(jī)翼的下表面出現(xiàn)了如圖9所示的較為明顯的低壓區(qū)。在右側(cè)機(jī)翼上表面接近前緣的區(qū)域，螺旋槳滑流帶來向上的速度分量，相當(dāng)于增大了這一區(qū)域的有效迎角，提高了升力。同理，左側(cè)機(jī)翼下表面接近前緣的部分區(qū)域，由于螺旋槳的旋轉(zhuǎn)帶來的向下速度分量減少了此處的局部迎角，機(jī)翼下表面的壓強(qiáng)降低。由于螺旋槳位置相對(duì)機(jī)翼較高，右側(cè)機(jī)翼上表面增加的低壓區(qū)的范圍和強(qiáng)度都大于左側(cè)機(jī)翼下表面增加的低壓區(qū)，因此，從整體來看，在0°迎角時(shí)機(jī)頭安裝螺旋槳滑流對(duì)前翼具有增升作用。

圖10為圖7所示的X=0.14 m處，迎角分別為0°和16°的截面速度分布(V/V∞)和渦結(jié)構(gòu)圖，其視角為來流反方向。機(jī)身拉進(jìn)式螺旋槳相對(duì)于前翼前緣實(shí)際上有一個(gè)較大的垂直安裝高度，對(duì)比圖10(a)和圖10(b)可以看到隨著迎角的增加，螺旋槳滑流形成的上洗渦系逐漸遠(yuǎn)離右側(cè)前翼，其對(duì)右側(cè)前翼的上洗作用減弱，而螺旋槳滑流在左側(cè)前翼形成的下洗渦逐漸靠近機(jī)身，其強(qiáng)度也有所增強(qiáng)，對(duì)左側(cè)前翼的下洗作用增強(qiáng)，這導(dǎo)致前翼的升力系數(shù)在較大迎角時(shí)出現(xiàn)下降的趨勢(shì)。

圖10 Fuselage Pro構(gòu)型前翼截面速度分布和 渦結(jié)構(gòu)(X=0.14 m)
Fig.10 Velocity distribution and vortex structure of cross-section of Fuselage Pro Frt-wing configuration(X=0.14 m)

圖11為螺旋槳滑流的分布云圖，其截面位置分別為圖7所示的X=0，0.14，0.6，0.8，1.2，1.4 m處，迎角分別為0°和16°，其使用當(dāng)?shù)厮俣扰c來流速度的比值V/V∞來渲染，主要用來顯示螺旋槳滑流的發(fā)展趨勢(shì)。結(jié)果顯示，自由來流經(jīng)過螺旋槳后，氣流不僅有周向旋轉(zhuǎn)和軸向加速的作用，其受周向旋轉(zhuǎn)的誘導(dǎo)上洗渦系還具備向右側(cè)機(jī)翼發(fā)展的趨勢(shì)。同時(shí)隨著迎角的增大，螺旋槳形成的滑流渦系會(huì)向上方移動(dòng)。

圖11 Fuselage Pro構(gòu)型螺旋槳滑流分布
Fig.11 Propeller slipstream distribution of Fuselage Pro configuration

圖12 Fuselage Pro構(gòu)型后翼截面速度分布和 渦結(jié)構(gòu) (X=1.2 m)
Fig.12 Velocity distribution and vortex structure of cross-section of Fuselage Pro Aft-wing configuration(X=1.2 m)

圖12為圖7所示X=1.2 m處，迎角分別為0°和16°的截面速度分布和渦結(jié)構(gòu)圖，分析圖11(a)和圖12(a)所示的云圖可以看到螺旋槳形成的上洗渦和下洗渦在0°迎角時(shí)均從后翼下方掠過，其基本上不會(huì)對(duì)后翼產(chǎn)生影響，對(duì)比圖8也可以發(fā)現(xiàn)在較小迎角時(shí)后翼升力特性幾乎沒有變化。圖12(b)顯示，在16°迎角時(shí)可以看到螺旋槳形成的上洗渦系已出現(xiàn)在此種構(gòu)型菱形翼布局無人機(jī)后翼右側(cè)機(jī)翼的上表面，而強(qiáng)度較低的下洗流也已經(jīng)開始影響后翼的左側(cè)機(jī)翼，由于此時(shí)螺旋槳的距離較遠(yuǎn)，螺旋槳卷起的渦已經(jīng)出現(xiàn)卷繞破裂的趨勢(shì)，其上下洗的能力減弱，但從總體上看，螺旋槳上洗渦的強(qiáng)度和影響范圍都要大于下洗渦，另外螺旋槳做功仍在一定程度上提高了此處的流動(dòng)速度，此種構(gòu)型的菱形翼布局無人機(jī)后翼的升力特性有所增大[19-20]。

如圖13所示，由于無人機(jī)處于典型的低雷諾數(shù)狀態(tài)，干凈構(gòu)型時(shí)，后翼會(huì)出現(xiàn)層流分離，由于后翼為前掠翼，流動(dòng)會(huì)向翼根處堆積導(dǎo)致后翼根處出現(xiàn)流動(dòng)分離，后翼靠近翼根處呈現(xiàn)分離再附再分離的流動(dòng)特點(diǎn)。當(dāng)飛機(jī)安裝機(jī)身拉進(jìn)式螺旋槳產(chǎn)生的含有較大湍動(dòng)能的上洗流流過后翼右側(cè)機(jī)翼時(shí)，為后翼補(bǔ)充了能量，使后翼部分區(qū)域的層流分離變?yōu)榱烁街?，并抑制了后翼右?cè)機(jī)翼的后緣分離，總體上提高了后翼的升力特性。

圖13 Fuselage Pro構(gòu)型與干凈構(gòu)型極限流線對(duì)比
Fig.13 Comparison of limit streamlines between Fuselage Pro and Clean Mod configuration

因此當(dāng)迎角增大時(shí)，此種構(gòu)型菱形翼布局無人機(jī)后翼的升力出現(xiàn)增加的原因主要有這幾個(gè)方面：首先，在后翼處，螺旋槳卷起的渦雖然出現(xiàn)了卷繞破裂的現(xiàn)象，但仍對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生上下洗作用；螺旋槳做功在一定程度上提高了此處流動(dòng)的速度；同時(shí)螺旋槳滑流提高了后翼附近流動(dòng)的湍流度，為后翼的附面層注入了能量，抑制了層流分離和后緣分離，提高了后翼的升力特性。

圖14為帶槳狀態(tài)與干凈構(gòu)型時(shí)前后翼提供的俯仰力矩對(duì)比曲線，從圖中可以看出前后翼升力特性的改變直接導(dǎo)致了前后翼提供的俯仰力矩特性的變化，再聯(lián)系圖6(c)可以看出，安裝機(jī)身拉進(jìn)式螺旋槳，當(dāng)迎角較小時(shí)，螺旋槳滑流對(duì)前翼具有增升作用且其影響的區(qū)域主要在前翼翼根處，而螺旋槳滑流對(duì)后翼的升力特性影響不大，此時(shí)全機(jī)的抬頭力矩增大。隨著迎角的增大，前翼升力的增量不斷減少并最終小于干凈構(gòu)型，而后翼受螺旋槳的影響升力系數(shù)不斷增大，其能夠提供的低頭力矩增加。由于螺旋槳對(duì)前后翼影響的區(qū)域均較靠近翼根，距離焦點(diǎn)位置較遠(yuǎn)，因此前后機(jī)翼升力的少量變化就會(huì)導(dǎo)致俯仰力矩出現(xiàn)較為明顯的變化，由于全機(jī)的俯仰力矩是由前后翼共同提供，螺旋槳對(duì)前后翼的影響導(dǎo)致全機(jī)的縱向靜穩(wěn)定裕度急劇增大，會(huì)嚴(yán)重影響無人機(jī)的使用。此外文獻(xiàn)[21]采用非定常方法進(jìn)行數(shù)值模擬時(shí)螺旋槳滑流對(duì)機(jī)翼升力特性的影響會(huì)呈現(xiàn)周期性，這一定會(huì)導(dǎo)致此種構(gòu)型菱形翼布局無人機(jī)的俯仰力矩出現(xiàn)周期性振蕩，對(duì)飛機(jī)控制提出了更高的要求。

圖14 Fuselage Pro構(gòu)型與干凈構(gòu)型俯仰力矩系數(shù) 曲線對(duì)比
Fig.14 Comparison of pitching moment coefficients curves between Fuselage Pro and Clean Mod configuration

3.2 前翼拉進(jìn)式螺旋槳

對(duì)菱形翼布局無人機(jī)干凈構(gòu)型與安裝前翼拉進(jìn)式螺旋槳構(gòu)型(Frt-wing Pro)進(jìn)行數(shù)值模擬并分別對(duì)比前后翼升力系數(shù)，如圖15所示。安裝前翼拉進(jìn)式螺旋槳產(chǎn)生的滑流對(duì)此種構(gòu)型菱形翼布局無人機(jī)的前翼具有明顯的增升效果，螺旋槳滑流的增升作用與迎角較小時(shí)安裝機(jī)身拉進(jìn)式螺旋槳對(duì)前翼的影響原理基本相同，在此不再贅述。圖15顯示前翼拉進(jìn)式螺旋槳對(duì)此種構(gòu)型菱形翼布局無人機(jī)的后翼升力特性的影響較大，當(dāng)迎角較小時(shí)，后翼的升力特性相對(duì)于干凈構(gòu)型已經(jīng)有所減少，隨著迎角的增大其升力系數(shù)差值不斷增大。

圖15 Frt-wing Pro構(gòu)型與干凈構(gòu)型升力系數(shù)曲線對(duì)比
Fig.15 Comparison of life coefficients curves between Frt-wing Pro and Clean Mod configuration

圖16 Frt-wing Pro構(gòu)型后翼截面速度分布和渦結(jié)構(gòu) (X=1.2 m,α=0°)
Fig.16 Velocity distribution and vortex structure of cross-section of Frt-wing Pro Aft-wing configuration (X=1.2 m,α=0°)

圖16為圖7所示X=1.2 m處，迎角為0°時(shí)的截面速度分布和渦結(jié)構(gòu)圖，從圖中可以看到，前翼螺旋槳形成的上洗渦系和下洗渦系在此時(shí)均從后翼下方掠過，螺旋槳上洗渦幾乎不會(huì)影響此種構(gòu)型菱形翼布局無人機(jī)后翼的氣動(dòng)性能，螺旋槳的下洗渦系抑制了后翼部分區(qū)域下表面的壓力分布，但其作用不強(qiáng)，僅導(dǎo)致這一區(qū)域的升力特性少量下降。

隨著迎角的增加，前翼拉進(jìn)式螺旋槳形成的滑流向上方移動(dòng)，同時(shí)由于螺旋槳周向旋轉(zhuǎn)的誘導(dǎo)作用滑流也會(huì)向后翼翼根方向偏移，最終會(huì)如圖17所示，直接影響后翼的氣動(dòng)特性。

圖17 Frt-wing Pro構(gòu)型16°迎角時(shí)空間流線分布
Fig.17 Streamlines distribution at 16° angle of attack of Frt-wing Pro configuration

圖18 Frt-wing Pro構(gòu)型后翼截面速度分布和 渦結(jié)構(gòu) (α=16°)
Fig.18 Velocity distribution and vortex structure of cross-section of Frt-wing Pro Aft-wing configuration (α=16°)

圖18為X=1.2 m和1.4 m處迎角為16°時(shí)的后翼截面速度分布和渦結(jié)構(gòu)圖，可以看到，隨著迎角的增加，在X=1.2 m處，螺旋槳的下洗渦對(duì)此種構(gòu)型菱形翼布局無人機(jī)的后翼翼根上表面有較強(qiáng)的下洗作用，減少了這一區(qū)域的升力特性。而分析X=1.4 m處的渦結(jié)構(gòu)圖可以看到螺旋槳的下洗渦對(duì)后翼翼根上表面的下洗作用仍然存在，螺旋槳上洗渦出現(xiàn)在后翼翼根附近的下表面，其對(duì)機(jī)翼的作用也相當(dāng)于下洗，在螺旋槳下洗渦和上洗渦的共同作用下，后翼翼根較大區(qū)域的升力特性出現(xiàn)明顯的下降，導(dǎo)致后翼升力特性的降低。

從圖16可以看出，螺旋槳的下洗渦系由于受到螺旋槳上洗渦的誘導(dǎo)和下洗作用開始出現(xiàn)卷繞，并形成一個(gè)極限環(huán)，其進(jìn)一步發(fā)展就會(huì)出現(xiàn)渦的融合和破裂，而圖18(a)顯示在16°迎角時(shí)這一趨勢(shì)不明顯，其上洗渦與下洗渦相對(duì)獨(dú)立，并未出現(xiàn)明顯的卷繞融合趨勢(shì)。因此可以看出后翼附近螺旋槳上洗渦和下洗渦之間的相互干擾機(jī)理較為復(fù)雜，發(fā)展趨勢(shì)難以預(yù)測(cè)，又受到飛行狀態(tài)、螺旋槳形狀、轉(zhuǎn)速、前翼特性等因素的影響，定量預(yù)測(cè)螺旋槳滑流對(duì)此種構(gòu)型的菱形翼布局無人機(jī)的后翼的影響難度很大。

螺旋槳滑流通過向后翼邊界層注入湍動(dòng)能抑制層流分離和后緣分離的作用仍然存在，其仍能夠少量提高后翼的升力特性，但螺旋槳滑流形成的渦系對(duì)前后翼的作用才是影響機(jī)翼升力特性的主要因素。

將螺旋槳放在前翼時(shí)，螺旋槳滑流流過前翼能夠提高前翼的升力特性，為全機(jī)提供一個(gè)抬頭力矩，但是流過前翼后產(chǎn)生的復(fù)雜渦系結(jié)構(gòu)會(huì)嚴(yán)重影響后翼的氣動(dòng)性能，隨著迎角的增加，螺旋槳滑流向后翼移動(dòng)，這種影響越來越嚴(yán)重，全機(jī)在這兩方面因素的共同作用下不僅抬頭力矩會(huì)急劇增加，甚至?xí)霈F(xiàn)靜不穩(wěn)定的狀態(tài)。將螺旋槳安裝在前翼中部，螺旋槳滑流經(jīng)過前翼干擾后所形成的渦系結(jié)構(gòu)復(fù)雜，對(duì)此種構(gòu)型菱形翼布局無人機(jī)后翼的影響難以預(yù)測(cè)，會(huì)增加飛機(jī)設(shè)計(jì)的難度，如將前翼螺旋槳放在前后翼連接處可能較為合適，此時(shí)，螺旋槳滑流不會(huì)影響后翼的性能并可能會(huì)對(duì)前后翼連接處有一定增升作用，同時(shí)螺旋槳的位置靠近焦點(diǎn)，螺旋槳滑流對(duì)全機(jī)俯仰力矩的影響也會(huì)相對(duì)較小。

3.3 后翼拉進(jìn)式螺旋槳

對(duì)菱形翼布局無人機(jī)干凈構(gòu)型與安裝后翼拉進(jìn)式螺旋槳構(gòu)型(Aft-wing Pro1 和 Aft-wing Pro2)進(jìn)行數(shù)值模擬并分別對(duì)比前后翼升力系數(shù)，如圖19所示，為方便對(duì)比，后翼拉進(jìn)式螺旋槳與前翼拉進(jìn)式螺旋槳的轉(zhuǎn)速和旋轉(zhuǎn)方向相同。

安裝后翼拉進(jìn)式螺旋槳，當(dāng)迎角較小時(shí)，前翼的升力特性幾乎與干凈構(gòu)型完全相同，當(dāng)迎角較大時(shí)，前翼的氣動(dòng)性能略有提高，這主要是由于螺旋槳做功對(duì)前翼流動(dòng)具有一定的加速作用并一定程度上抑制了后緣分離導(dǎo)致的，而Aft-wing Pro2構(gòu)型比Aft-wing Pro1構(gòu)型的前翼升力系數(shù)要高一些,主要是由于其螺旋槳更靠近前翼。但總體來講其增升效果不明顯。后翼的升力特性在小迎角時(shí)相對(duì)于干凈構(gòu)型的升力特性有所增加，但隨著迎角的增大，這一增量越來越小，最終小于干凈構(gòu)型的升力特性。

圖20為安裝后翼拉進(jìn)式螺旋槳時(shí)(Aft-wing Pro1構(gòu)型)不同迎角的后翼展向升力分布對(duì)比圖，其分布位置為圖7所示的Z=0.18～0.92 m的區(qū)域。當(dāng)迎角較小時(shí)，螺旋槳滑流使機(jī)翼左側(cè)升力增大，右側(cè)機(jī)翼升力減小。上洗流對(duì)機(jī)翼升力的增大作用大于下洗流對(duì)機(jī)翼升力的減小作用。當(dāng)迎角增大時(shí)，不同于平直機(jī)翼，上洗流對(duì)機(jī)翼的增升作用明顯減弱，而下洗流對(duì)機(jī)翼的減升作用明顯增強(qiáng)，到8°迎角時(shí)上洗流對(duì)機(jī)翼的增升作用已經(jīng)不能抵消下洗流對(duì)機(jī)翼的減升作用，而到16°迎角時(shí)，螺旋槳滑流已經(jīng)不再有增升作用，機(jī)翼升力系數(shù)明顯減少。出現(xiàn)這種情況的主要原因是隨著迎角的增加，螺旋槳產(chǎn)生的上洗流逐步遠(yuǎn)離機(jī)翼上表面，而下洗流則逐步靠近機(jī)翼下表面，在這兩方面的作用下機(jī)翼的升力特性減少。

圖19 Aft-wing Pro1、Aft-wing Pro2與干凈構(gòu)型 構(gòu)型升力系數(shù)曲線對(duì)比
Fig.19 Comparison of life coefficients curves between Aft-wing Pro1,Aft-wing Pro2 and Clean Mod configuration

圖20 Aft-wing Pro1構(gòu)型與干凈構(gòu)型后翼 展向升力分布
Fig.20 Spanwise lift distribution of Aft-wing between Aft-wing Pro1 and Clean Mod configuration

圖21 Frt-wing Pro構(gòu)型與干凈構(gòu)型前翼 展向升力分布
Fig.21 Spanwise lift distribution of Frt-wing between Frt-wing Pro and Clean Mod configuration

圖21為安裝前翼拉進(jìn)式螺旋槳時(shí)前翼的展向升力分布圖。對(duì)比圖20可以看到在安裝前翼拉進(jìn)式螺旋槳時(shí)，隨著迎角的增加，前翼上洗流對(duì)機(jī)翼的增升作用并未隨迎角的增大而急劇減少，其螺旋槳下洗流對(duì)機(jī)翼的減升作用也遠(yuǎn)不及在后翼安裝螺旋槳那樣強(qiáng)烈，出現(xiàn)這一現(xiàn)象的主要原因是由于前翼有較大的后掠角，螺旋槳離機(jī)翼的上洗區(qū)域較近而離下洗區(qū)域較遠(yuǎn)，當(dāng)迎角增加時(shí)，螺旋槳上洗流在流過機(jī)翼前沒有發(fā)展的空間，前翼受螺旋槳上洗流影響的升力增量隨迎角變化較小。而隨著下洗流不斷靠近機(jī)翼，前翼的升力減量也在增加，但由于前翼后掠，其下洗流產(chǎn)生區(qū)域離機(jī)翼前緣距離較遠(yuǎn)，下洗流強(qiáng)度遠(yuǎn)小于安裝后翼拉進(jìn)式螺旋槳的情況，而螺旋槳滑流對(duì)前掠的后翼的影響正好相反。因此，對(duì)于平直翼，螺旋槳的旋轉(zhuǎn)方向與滑流對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響不大，但對(duì)于帶掠角的機(jī)翼，螺旋槳的旋轉(zhuǎn)方向會(huì)直接影響上洗流和下洗流距機(jī)翼的距離，其滑流對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性影響特性也會(huì)不同，菱形翼布局飛機(jī)中左側(cè)后翼應(yīng)安裝一個(gè)順來流方向逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的螺旋槳才能保證較好地利用滑流增升作用。

對(duì)比Aft-wing Pro1構(gòu)型和Aft-wing Pro2構(gòu)型的后翼升力特性曲線可以發(fā)現(xiàn)隨著迎角的增大，Aft-wing Pro2構(gòu)型后翼的升力系數(shù)明顯大于Aft-wing Pro1構(gòu)型的升力系數(shù)，這與菱形翼布局自身的特點(diǎn)有關(guān)。在前后翼連接處，氣流受到前翼阻滯和下洗作用的影響，流動(dòng)速度減少，有效迎角減少，致使后翼在此區(qū)域的氣動(dòng)性能降低。這種影響隨著迎角的增大，前翼升力特性的增加變得更為強(qiáng)烈，螺旋槳在此處做功對(duì)氣流進(jìn)行重新加速有效地消除了前翼的影響，提高了后翼靠近前后翼連接處的升力特性，使Aft-wing Pro2構(gòu)型的升力特性優(yōu)于Aft-wing Pro1構(gòu)型。

為研究螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?qū)咏菣C(jī)翼的氣動(dòng)特性的影響，后翼拉進(jìn)式螺旋槳的旋轉(zhuǎn)方向與前翼拉進(jìn)式螺旋槳的旋轉(zhuǎn)方向相同，數(shù)值模擬的后翼隨迎角的增大升力特性不斷降低，后翼能夠提供的低頭力矩增量不斷減少，而由于此時(shí)螺旋槳對(duì)前翼的影響較小，隨著迎角的增加，前翼提供的抬頭力矩穩(wěn)定增加，導(dǎo)致全機(jī)的抬頭力矩不斷增大，如圖6(c)所示，全機(jī)出現(xiàn)縱向靜不穩(wěn)定的狀態(tài)。如果左側(cè)機(jī)翼選擇順來流方向逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的螺旋槳并較好地利用螺旋槳滑流，模型應(yīng)該呈現(xiàn)縱向靜穩(wěn)定性。圖6(c)顯示雖然Aft-wing Pro2構(gòu)型的后翼升力系數(shù)大于Aft-wing Pro1構(gòu)型，但縱向靜穩(wěn)定裕度小于Aft-wing Pro1構(gòu)型，這主要是由于Aft-wing Pro2構(gòu)型的后翼升力增加區(qū)域主要在焦點(diǎn)附近，其變化對(duì)全機(jī)的俯仰力矩影響較小導(dǎo)致的。

4 結(jié) 論

1) 以提供相同拉力為條件對(duì)安裝不同位置螺旋槳的菱形翼布局無人機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值模擬和對(duì)比分析，研究結(jié)果表明螺旋槳滑流對(duì)此種構(gòu)型的菱形翼布局無人機(jī)并不總存在增升作用。螺旋槳的安裝方式對(duì)此種構(gòu)型的菱形翼布局無人機(jī)的俯仰力矩特性影響很大。

2) 通過對(duì)安裝機(jī)身拉進(jìn)式螺旋槳構(gòu)型進(jìn)行分析可以看到，此種構(gòu)型的菱形翼布局無人機(jī)前翼的升力特性主要受螺旋槳滑流渦系的影響。而后翼在較小迎角時(shí)幾乎不受滑流發(fā)展出的渦系影響，但隨著迎角的增大，螺旋槳滑流形成的渦系開始影響后翼并提高了后翼的升力特性。

3) 通過對(duì)安裝前翼拉進(jìn)式螺旋槳的菱形翼布局無人機(jī)進(jìn)行分析可以看到，此種構(gòu)型菱形翼布局無人機(jī)前翼的升力特性受螺旋槳滑流的影響明顯大于干凈構(gòu)型，但后翼受經(jīng)過前翼干擾的螺旋槳滑流形成的渦系干擾升力損失較大。這一渦系之間的相互干擾機(jī)理較為復(fù)雜，定量預(yù)測(cè)其對(duì)后翼氣動(dòng)特性的影響難度很大。

4) 對(duì)比安裝前翼拉進(jìn)式螺旋槳構(gòu)型與后翼拉進(jìn)式螺旋槳構(gòu)型的數(shù)值模擬結(jié)果表明，為較好地利用滑流的增升效果，應(yīng)選擇使產(chǎn)生的上洗流更加靠近機(jī)翼前緣的螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向。后翼安裝螺旋槳對(duì)流過前翼的氣流有加速作用，但增升效果不明顯。其安裝位置較為靠近前后翼連接處，可以削弱前翼的阻滯和下洗影響，提高后翼升力特性。

5) 菱形翼布局無人機(jī)的前后翼距離焦點(diǎn)的位置較遠(yuǎn)，螺旋槳滑流對(duì)前后翼升力的影響會(huì)導(dǎo)致全機(jī)俯仰力矩系數(shù)出現(xiàn)較大的改變。在工程應(yīng)用中菱形翼布局飛機(jī)選擇安裝對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性影響較小的機(jī)身推進(jìn)式螺旋槳，如要利用螺旋槳滑流的增升作用則應(yīng)在設(shè)計(jì)階段就引入螺旋槳進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。

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