楊小川, 李偉, 王運濤, 王昊, 岳皓, 黃江濤

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

目前,電推進(jìn)技術(shù)[1-3]逐漸在汽車、火車、飛機(jī)等傳統(tǒng)運輸領(lǐng)域獲得發(fā)展,特別是油電混合汽車、純電動汽車、高鐵動車等早已投入市場,并取得廣泛關(guān)注。而航空飛行器對飛行重量及推重比、能源能量密度、動力安全余度、發(fā)動機(jī)可用功率等指標(biāo)要求高,因此電推進(jìn)在航空領(lǐng)域的工程應(yīng)用仍處于初級階段,應(yīng)用于純電動或油電混合動力中小型飛行器的分布式螺旋槳推進(jìn)技術(shù)已成為航空研究新熱點。

為充分研究飛行器分布式螺旋槳推進(jìn)技術(shù),NASA早在2014年開始分布式螺旋槳相關(guān)技術(shù)研究[4-6],主要從單獨螺旋槳電推進(jìn)試驗臺、前緣異步螺旋槳技術(shù)(LEAPTech)、混合電力集成系統(tǒng)鐵鳥測試(HEIST)以及可擴(kuò)展融合電推進(jìn)技術(shù)和運營研究(SCEPTOR)4個階段開展工作,最終將通過新航空地平線(NAH)計劃的資助,完成X-57分布式螺旋槳電推進(jìn)驗證機(jī)的試飛驗證工作。

關(guān)于分布式螺旋槳推進(jìn)技術(shù),目前國內(nèi)外相關(guān)風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬研究相對較少。Stoll等[7]通過作用盤模型對LEAPTech方案進(jìn)行數(shù)值模擬,該方案主要驗證分布式螺旋槳技術(shù),在大展弦比機(jī)翼前緣共布置18個高升力螺旋槳。通過對著落構(gòu)型進(jìn)行定?；鲾?shù)值模擬研究,得到機(jī)翼最大升力系數(shù)達(dá)到5.2;Patterson等[8]認(rèn)為分布式電動螺旋槳主要有翼尖螺旋槳、高升力螺旋槳和機(jī)身邊界層消除螺旋槳3類,并重點對X-57飛機(jī)起降等低速飛行階段使用的分布式高升力螺旋槳進(jìn)行研究。

此外,在螺旋槳滑流數(shù)值模擬方面,方法較多。從數(shù)模類型上,Veldhuis等[9]將螺旋槳滑流計算分為作用盤模型(actuator disk)和完整槳葉模型(blade modeling)2種;另外,從坐標(biāo)系選取上,一般存在慣性坐標(biāo)系、非慣性坐標(biāo)系和多參考坐標(biāo)系3類;從求解方式上,有定常、準(zhǔn)定常和非定常3種求解方法。

在各類滑流數(shù)值模擬方法中也存在一定聯(lián)系,作用盤模型[10-13]一般用于慣性坐標(biāo)系下的定常計算,如李博等[10]采用等效盤替代真實螺旋槳,對某四發(fā)渦槳飛機(jī)進(jìn)行機(jī)翼滑流影響研究;完整槳葉模型結(jié)合非慣性坐標(biāo)系的準(zhǔn)定常計算,多用于單獨槳葉模擬,即軸對稱流動且多體之間無相對運動;完整槳葉模型結(jié)合多參考坐標(biāo)系的準(zhǔn)定常計算,多用于某一相位角下的螺旋槳滑流影響研究,如張小莉等[14]分別采用基于多參考坐標(biāo)系的準(zhǔn)定常和非定常方法,對機(jī)翼增升裝置滑流效應(yīng)進(jìn)行研究;完整槳葉模型結(jié)合多參考坐標(biāo)系/慣性坐標(biāo)系的非定常計算[15-19],一般用于多體間存在相對運動的非定常滑流效應(yīng)研究,如Roosenboom等[15]采用非定常方法對某四發(fā)渦槳運輸機(jī)滑流效應(yīng)進(jìn)行分析,并與PIV試驗結(jié)果進(jìn)行對比。這些方法各有優(yōu)缺點,如作用盤方法能進(jìn)行螺旋槳性能和滑流效應(yīng)的快速計算評估,而非定常方法則能更精細(xì)地獲得螺旋槳流動特點以及非定常滑流效應(yīng),需根據(jù)所關(guān)注問題以及計算代價來進(jìn)行權(quán)衡。

綜上所述,本文初步提出了一種分布式螺旋槳電推進(jìn)運輸機(jī)方案,并基于自主研發(fā)的“亞跨超CFD軟件平臺”(TRIP3.0)[20],通過將等效盤替代分布式螺旋槳,完成該機(jī)低空低速大拉力狀態(tài)下的有無滑流全機(jī)氣動特性分析,并對分布式螺旋槳布置方案以及分布式螺旋槳下機(jī)翼流動特性進(jìn)行探索研究。

1 等效盤模型

為了簡化真實螺旋槳對氣流的加速加旋影響效果,達(dá)到快速工程評估計算目的,文中采用等效盤模型的無厚度圓盤代替真實分布式螺旋槳,獲得近似真實螺旋槳的滑流效果,達(dá)到評估機(jī)翼等部件滑流影響效果及規(guī)律的目的。

該方法將葉片旋轉(zhuǎn)區(qū)域簡化為無厚度的圓盤,從盤面前流入、盤面后流出的氣流經(jīng)過時間平均、穩(wěn)態(tài)近似來模擬真實槳葉工作,即經(jīng)過盤面的氣流具有和槳葉類似的加速加旋效果,且不同迎角和側(cè)滑角的盤前來流均能通過盤面坐標(biāo)轉(zhuǎn)換進(jìn)行模擬。圖1給出了等效盤模型的基本原理示意圖。

圖1 等效盤模型原理示意圖[18]

為了檢驗CFD計算軟件的合理性和準(zhǔn)確性,文獻(xiàn)[13,18]均對該方法進(jìn)行了詳細(xì)的螺旋槳算例驗證。

2 研究對象

該機(jī)定位于20 t級輕型有人或無人軍民兩用運輸機(jī),載重能力在6 t左右(裝載輕型戰(zhàn)車或商用貨物等),且具備野戰(zhàn)機(jī)場或簡易跑道短距起降能力,以及近地空投能力。

圖2給出全機(jī)外形示意圖,該機(jī)采用上單翼V尾常規(guī)布局,兩側(cè)機(jī)翼前緣對稱布置5個電動螺旋槳,螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向如圖3所示,其中螺旋槳可變總距,槳葉直徑2.4 m,單個螺旋槳包含3片槳葉。全機(jī)翼展25.8 m,機(jī)長15.5 m,不含起落架機(jī)高6.0 m,機(jī)翼面積55 m2,其中機(jī)身最大寬度4.0 m,貨艙尺寸長寬高分別為(4.0～6.5)m×2.7 m×2.3 m,如圖4所示。

圖2 分布式螺旋槳推進(jìn)運輸機(jī)示意圖

圖3 分布式螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向示意圖

圖4 貨艙尺寸示意圖

動力采用油電混合方式,渦軸發(fā)動機(jī)為雙發(fā)設(shè)置,提高安全性。發(fā)動機(jī)位于機(jī)尾上方,置于V尾中間,避免地面異物被發(fā)動機(jī)吸入。單臺功率達(dá)1 000～1 500 kW的渦軸發(fā)動機(jī)主要為10臺電動機(jī)提供動力,且電動機(jī)均布置在兩側(cè)機(jī)翼前緣。通過貫穿整個機(jī)翼的螺旋槳滑流作用,提高全機(jī)低空低速較大迎角下的高升力和穩(wěn)定性。

3 數(shù)值模擬

3.1 模擬方法

計算基于中國空氣動力研究與發(fā)展中心自主研發(fā)的“亞跨超CFD軟件平臺”(TRIP3.0),采用雷諾平均N-S方程,應(yīng)用LU-SGS方法作為離散方程組求解,空間方向黏性項采用二階中心格式離散,無黏項運用MUSCL-Roe格式,湍流模型為SA模型,運用低速預(yù)處理技術(shù)、大規(guī)模并行計算和多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂,分布式螺旋槳采用等效盤進(jìn)行簡化。

3.2 計算網(wǎng)格

網(wǎng)格采用全對接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成,半模網(wǎng)格量為2 000萬,網(wǎng)格塊數(shù)260,其中第一層網(wǎng)格距離約1×10-5m。網(wǎng)格在螺旋槳后方適當(dāng)加密,機(jī)翼弦向和展向網(wǎng)格點數(shù)為70×120。尾部布置的雙發(fā)渦軸發(fā)動機(jī)在數(shù)值模擬中暫未考慮,螺旋槳采用無厚度圓盤代替。全機(jī)共分為機(jī)翼、機(jī)身、尾翼3個部件,各個螺旋槳則單獨積分力,具體網(wǎng)格示意圖如圖5和圖6所示。

圖5 全機(jī)表面網(wǎng)格 圖6 尾部網(wǎng)格示意圖

3.3 計算狀態(tài)

初步分析以低空低速不開襟翼狀態(tài)作為研究對象,來流速度200 km/h,迎角范圍為-2～14°,分別考慮有無滑流情況。有滑流狀態(tài)下,螺旋槳轉(zhuǎn)速均為1 550 r/min,槳葉槳距為28.0°(取槳葉半徑70%處)。

4 結(jié)果分析

為了更好地分析該分布式螺旋槳推進(jìn)運輸機(jī)方案及其滑流效應(yīng),主要從分布式螺旋槳推進(jìn)運輸機(jī)方案全機(jī)氣動特性、壓力分布、典型流場以及分布式螺旋槳下機(jī)翼流動4個方面開展分析。

4.1 全機(jī)氣動特性

圖7給出了有無滑流下全機(jī)阻力、升力、俯仰力矩和升阻比氣動特性曲線,其中有滑流狀態(tài)下阻力及升力均較無滑流大,如迎角α=3°,阻力增加約27%,升力增加約20%。迎角α=14°,阻力增加約39%,升力增加約28%;在升力曲線上,有滑流狀態(tài)較無滑流的升力線斜率更接近線性,且不開襟翼最大升力系數(shù)大于2.0;在迎角α<10°時,有滑流和無滑流狀態(tài)俯仰力矩系數(shù)相差較小,而迎角α>10°時,有滑流狀態(tài)俯仰力矩線性度較無滑流狀態(tài)更好。這主要是因為分布在機(jī)翼前緣的螺旋槳對來流做功,加快機(jī)翼附近氣流速度,使得機(jī)翼動壓增加,阻力增大,升力變大。

圖7 有無滑流下全機(jī)氣動特性曲線

為分析滑流對氣動特性增量的影響規(guī)律,圖8給出了有無滑流下全機(jī)阻力和升力系數(shù)差量曲線。有滑流較無滑流狀態(tài)下的阻力和升力系數(shù)大;迎角越大阻力和升力差量越大,且迎角越大差量越明顯;在迎角α=4°以內(nèi),升力差量增加明顯,而阻力差量增加不顯著,這可能是因為螺旋槳在一定程度上改變機(jī)翼前方氣流的來流方向,使處于滑流區(qū)的部分機(jī)翼有效迎角存在一定滯后。同時螺旋槳滑流為機(jī)翼邊界層注入能量,減小機(jī)翼流動分離引起的阻力增加。

圖8 有無滑流下全機(jī)阻力和升力系數(shù)差量

圖9給出了有無滑流下全機(jī)俯仰力矩系數(shù)差量曲線。在小迎角范圍內(nèi),有無滑流對全機(jī)俯仰力矩影響較小;在迎角α=4～8°區(qū)間,有滑流較無滑流狀態(tài),產(chǎn)生較小抬頭力矩;在迎角α>10°時,有滑流較無滑流狀態(tài)出現(xiàn)明顯的低頭力矩。

關(guān)于迎角α=4～8°區(qū)間,有滑流較無滑流狀態(tài),產(chǎn)生較小抬頭力矩現(xiàn)象,圖10和圖11分別給出有無滑流下各部件俯仰力矩系數(shù)和差量分布,滑流對機(jī)翼和尾翼俯仰力矩影響明顯,對機(jī)身影響較小;有滑流較無滑流狀態(tài)機(jī)翼低頭力矩大(機(jī)翼壓心后移引起),尾翼抬頭力矩較大;有滑流狀態(tài)機(jī)翼俯仰力矩呈線性分布,而尾翼在迎角α=4°之后線性度較差。

圖9 有無滑流下全機(jī)俯 圖10 有無滑流下各部件圖11 有無滑流下各部件 仰力矩系數(shù)差量 俯仰力矩系數(shù) 俯仰力矩系數(shù)差量

4.2 機(jī)翼壓力分布

圖12給出了迎角α=4°時有無滑流下全機(jī)上下表面壓力云圖。在機(jī)翼上表面壓力分布上,有滑流較無滑流狀態(tài)低壓區(qū)明顯,且低壓區(qū)域更大;有滑流下機(jī)翼表面低壓區(qū)主要分布在螺旋槳后方;在單個螺旋槳后方機(jī)翼區(qū)域,靠內(nèi)一側(cè)低壓區(qū)較外側(cè)更大。在機(jī)翼下表面壓力分布上,有滑流較無滑流狀態(tài)高壓區(qū)明顯,且高壓區(qū)域更大;有滑流下機(jī)翼表面高壓區(qū)主要分布在螺旋槳后方;在單個螺旋槳后方機(jī)翼前緣,靠內(nèi)一側(cè)(或靠翼根一側(cè))高壓區(qū)較外側(cè)(或靠翼尖一側(cè))更大。這主要是螺旋槳對來流有一個加速和加旋作用,使得機(jī)翼前方來流動壓增加。同時順氣流方向看,左側(cè)機(jī)翼前緣螺旋槳順時針旋轉(zhuǎn),使得流經(jīng)螺旋槳氣流靠內(nèi)一側(cè)上洗,靠外一側(cè)下洗。

圖12 有無滑流下全機(jī)上下表面壓力云圖

為進(jìn)一步分析單個螺旋槳滑流對后方機(jī)翼影響情況,選取2號螺旋槳作為分析對象,對比距螺旋槳轉(zhuǎn)軸0.7R處的機(jī)翼站位壓力系數(shù)分布,如圖13所示。

圖13 機(jī)翼站位±0.7R示意圖

同時,圖14給出了該站位下有無滑流機(jī)翼剖面壓力系數(shù)分布,在站位-0.7R處有滑流前緣吸力較無滑流狀態(tài)大,且吸力峰較無滑流狀態(tài)大,前緣下表面壓力峰較無滑流大;在站位+0.7R處有滑流前緣吸力較無滑流狀態(tài)小,而吸力峰較無滑流大,順壓梯度更強(qiáng)。

圖14 有無滑流機(jī)翼站位±0.7R處壓力系數(shù)分布

4.3 全機(jī)典型流場

重點對有無滑流機(jī)翼壓力和馬赫數(shù)云圖以及全機(jī)俯仰力矩系數(shù)差量在迎角α=2～8°區(qū)間的“跳躍”現(xiàn)象進(jìn)行分析。

圖15為迎角α=4°時有滑流機(jī)翼站位±0.7R處壓力云圖及流線示意圖,氣流經(jīng)過螺旋槳后壓力均明顯增大,且站位-0.7R低壓區(qū)較站位+0.7R更大;從流線示意圖來看,站位-0.7R的機(jī)翼來流經(jīng)過螺旋槳后向上偏轉(zhuǎn),而站位+0.7R正好相反,來流經(jīng)螺旋槳后向下偏轉(zhuǎn),即螺旋槳向上旋轉(zhuǎn)一側(cè)(站位-0.7R)的機(jī)翼真實來流迎角加大,而螺旋槳向下旋轉(zhuǎn)一側(cè)(站位+0.7R)的機(jī)翼真實來流迎角減小。

圖15 有滑流機(jī)翼站位±0.7R處壓力云圖及流線示意圖

圖16給出了第1號螺旋槳轉(zhuǎn)軸站位處有無滑流馬赫數(shù)云圖及流線示意圖,有滑流狀態(tài)下螺旋槳后方速度較無滑流更大,且高速區(qū)隨迎角變化,偏轉(zhuǎn)較小;流過上側(cè)槳尖的流線,在迎角α=2°時在尾翼下方較遠(yuǎn)處,在迎角α=6°時在尾翼下方較近處,在迎角α=12°時則在尾翼上方;無滑流狀態(tài),流經(jīng)尾翼的來流均為自由來流,僅在迎角α=12°時尾翼部分受機(jī)翼尾流干擾。這與圖11中有無滑流下全機(jī)各部件俯仰力矩系數(shù)差量結(jié)果一致,即尾翼在迎角α=2°和α=12°時,有無滑流尾翼俯仰力矩差量較小,此時尾翼離滑流區(qū)較遠(yuǎn)或完全處于滑流區(qū)。而在迎角α=6°時,有無滑流尾翼俯仰力矩差量較大,這是由于尾翼部分處于滑流區(qū)引起。

圖16 第1號螺旋槳轉(zhuǎn)軸站位處有無滑流馬赫數(shù)云圖及流線示意圖

4.4 分布式螺旋槳下機(jī)翼流動

位于機(jī)翼前緣的分布式螺旋槳,在旋轉(zhuǎn)過程中對機(jī)翼表面流場影響顯著。如圖17給出了迎角α=4°時有無分布式螺旋槳滑流下,機(jī)翼1/4弦長馬赫數(shù)差量云圖。有滑流較無滑流狀態(tài)在螺旋槳后方區(qū)域的馬赫數(shù)差量明顯,在其他區(qū)域差異很小;在機(jī)翼上表面馬赫數(shù)增量區(qū)域向外側(cè)平移,而下表面則向內(nèi)側(cè)偏移;有無滑流馬赫數(shù)差量在槳葉下行一側(cè)更為顯著,如2號螺旋槳站位+0.7R處,這與圖15的壓力分布結(jié)果一致。這主要是槳盤前方來流迎角發(fā)生變化,引起槳盤載荷分布不均勻。

圖17 有無滑流機(jī)翼1/4弦長馬赫數(shù)差量云圖

圖18給出了迎角α=4°時有無滑流機(jī)翼1/4弦長處沿展向壓力分布(順氣流方向看從翼根到翼尖,且槳葉均順時針旋轉(zhuǎn)),有滑流上表面吸力較無滑流在整個展向位置均偏大,而下表面壓力在大部分區(qū)域偏大;有滑流上表面存在5個明顯的吸力峰,下表面相對無滑流狀態(tài)存在5個明顯的高壓區(qū),且均位于螺旋槳軸線左側(cè);有滑流下表面存在4個明顯的低壓峰,且均較無滑流狀態(tài)的壓力偏小。

圖18 有無滑流機(jī)翼1/4弦長處沿展向壓力分布

為分析分布式螺旋槳滑流對機(jī)翼影響范圍,圖19給出了迎角α=4°時有無滑流下全機(jī)表面壓力云圖及渦量等值面,可以看出前緣布置分布式螺旋槳的機(jī)翼大部分區(qū)域處于滑流區(qū)。

圖19 有無滑流下全機(jī)表面壓力云圖及渦量等值面

通過分析該方案的分布式螺旋槳滑流對機(jī)翼流動影響情況,發(fā)現(xiàn)分布式螺旋槳直徑相對機(jī)翼厚度較大時,其滑流對機(jī)翼表面動壓增加效果較弱。如圖17所示馬赫數(shù)差量在離機(jī)翼表面較遠(yuǎn)處(在槳葉半徑0.75R附近)增加明顯,而機(jī)翼表面附近的馬赫數(shù)增量明顯區(qū)域相對較少,即更多的螺旋槳功率用于對遠(yuǎn)離機(jī)翼區(qū)域的氣流做功,這是圖7中有滑流下升力系數(shù)增加相對文獻(xiàn)[7]不顯著的主要原因之一。

5 結(jié) 論

a) 有滑流狀態(tài)較無滑流阻力大,升力大,且有滑流狀態(tài)較無滑流的升力線斜率更接近線性;

b) 有滑流較無滑流狀態(tài)機(jī)翼低頭力矩大(機(jī)翼壓心后移引起),尾翼抬頭力矩較大(尾翼下表面靠近滑流區(qū));

c) 螺旋槳向上旋轉(zhuǎn)一側(cè)的機(jī)翼真實來流迎角加大,而螺旋槳向下旋轉(zhuǎn)一側(cè)的機(jī)翼真實來流迎角減小;

d) 尾翼離滑流區(qū)較遠(yuǎn)或完全處于滑流區(qū)時,有無滑流尾翼俯仰力矩差量較小,而尾翼僅部分處于滑流區(qū)時,差量較大;

e) 分布式螺旋槳直徑相對機(jī)翼厚度較大時,更多的螺旋槳功率用于對遠(yuǎn)離機(jī)翼表面區(qū)域的氣流做功,引起機(jī)翼升力系數(shù)增加不顯著。

由于該方案螺旋槳數(shù)量有限且直徑相對機(jī)翼厚度較大,未能充分體現(xiàn)分布式螺旋槳滑流增升優(yōu)勢。同時旋轉(zhuǎn)方向在同側(cè)機(jī)翼上轉(zhuǎn)向相同,而關(guān)于螺旋槳的轉(zhuǎn)向組合方案與機(jī)翼上下表面的吸力峰和高壓區(qū)數(shù)量存在一定關(guān)系,進(jìn)而對全機(jī)氣動特性產(chǎn)生影響,特別是翼尖螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向。這些均有待后續(xù)進(jìn)一步研究,并為分布式螺旋槳推進(jìn)工程應(yīng)用提供數(shù)據(jù)參考。

致謝在此對課題組張玉倫、洪俊武、王光學(xué)、張書俊、孟德虹、孫巖表示感謝。