馬震宇，程雪楓，董向陽，姚希雙

螺旋槳前掠翼模型氣動特性數(shù)值模擬

馬震宇1，程雪楓2，董向陽1，姚希雙3

（1.鄭州航空工業(yè)管理學院 航空工程學院，河南 鄭州 450046；2.西北工業(yè)大學 動力與能源學院，陜西 西安 710072；3.中航工業(yè)惠陽航空螺旋槳有限責任公司，河北 保定 071051）

前掠翼與串置翼各自具有獨特的氣動和結(jié)構(gòu)優(yōu)勢，螺旋槳滑流對其的氣動影響作用需要分析研究?；谝环N螺旋槳動力串置前掠翼布局模型，螺旋槳直徑0.232 m，應用UG和ICEM CFD軟件，劃分大小流動區(qū)域并考慮壁面粘性附面層特點，構(gòu)建三維模型的結(jié)構(gòu)/非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格模型。應用FLUENT軟件，對無螺旋槳時模型的低速縱向氣動力進行數(shù)值模擬，在飛行馬赫數(shù)0.3和5°攻角時模型升阻比獲得最大為7。在最大升阻比狀態(tài)下，考慮前置螺旋槳工作的影響，數(shù)值模擬螺旋槳滑流作用下模型的低速氣動力特性，螺旋槳轉(zhuǎn)速24638 r/min，發(fā)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)滑流對前后翼都有降低繞流逆壓梯度作用，前翼和后翼壓差載荷均有所增大，模型總體升力相應提高。

前掠翼布局模型；串置式；螺旋槳滑流；氣動特性；數(shù)值模擬

翼面的氣動布局很大程度上決定了飛機、無人機和彈箭飛行的氣動力性能，前掠翼與串置翼在氣動和結(jié)構(gòu)方面具有各自獨特的優(yōu)勢。文獻[1-2]對前掠翼飛機的氣動特性進行了數(shù)值計算和風洞實驗研究。文獻[3-4]運用氣動特性仿真和數(shù)值分析方法，對串置翼飛機的氣動特性進行了研究，得出不同攻角和不同飛行速度下的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰系數(shù)的變化規(guī)律。文獻[5]對一種串列翼布局無人機的關(guān)鍵參數(shù)進行設(shè)計并進行了試飛驗證。

螺旋槳發(fā)動機具有低速飛行時拉力大、推進效率高、經(jīng)濟性好的特點，當前戰(zhàn)術(shù)運輸機和教練機及中小型無人機上仍較多采用螺旋槳作為推進裝置[6-11]，因此必須考慮螺旋槳工作滑流對飛機各部件氣動性能的影響。文獻[6-7]對螺旋槳滑流對機翼和全機的氣動干擾影響進行了數(shù)值研究。螺旋槳滑流影響因素多且較為復雜，大部分研究得出螺旋槳滑流具有增升增阻作用，但也有研究得出在螺旋槳滑流影響下，飛機升力特性并不總能得到提高[8-10]，螺旋槳滑流的影響作用仍需要全面和深入研究[12]。

基于一種前置螺旋槳串置式前掠翼非常規(guī)布局模型，通過三維幾何建模和數(shù)值模擬計算，獲得低速飛行時模型的最大升阻比和迎角，隨之在此狀態(tài)下，研究螺旋槳滑流對模型低速氣動特性的作用與影響。

1 三維幾何模型

1.1 串置前掠翼幾何模型

采用串置前掠翼與機身組合體幾何模型[13]，其中前、后兩個機翼位于同一高度，其縱向間距為282 mm。模型機身長度1.2 m，翼展0.79 m。使用UG_NX和PROFILI等軟件，建立其三維實體模型。機翼后緣和機翼翼梢處幾何尺寸相對較小，機頭處較為尖銳，對此局部進行細微鈍化處理，后緣處切除0.1 mm，以降低局部網(wǎng)格生成質(zhì)量退化。

1.2 螺旋槳幾何模型

選用航模常用的二葉螺旋槳，旋轉(zhuǎn)圓周直徑232 mm，輪轂直徑13 mm、長度10 mm。槳葉翼型為NACAM16，葉根和葉尖弦長均為12 mm，中間最大弦長29.7 mm，葉片安裝角30°，葉根相對葉尖扭轉(zhuǎn)角25°。使用UG_NX等軟件建立其三維實體模型，如圖1所示。

圖1 螺旋槳三維實體模型

2 流場網(wǎng)格模型

2.1 串置前掠翼流場網(wǎng)格模型

選擇模型的流場計算區(qū)域外形為圓柱體，其長度為機身長度的20倍，直徑為翼展的20倍。采用ICEM CFD軟件[14]對流動區(qū)域劃分單元網(wǎng)格，在模型周圍1.5倍機身長度和1.5倍翼展小圓柱流域范圍內(nèi)生成較密一些的四面體非結(jié)構(gòu)單元網(wǎng)格，其外的大范圍流域則生成相對稀疏一些的六面體規(guī)則結(jié)構(gòu)單元網(wǎng)格。而且考慮到氣流的壁面粘滯作用，在模型表面生成棱柱層網(wǎng)格，第一層網(wǎng)格高度為1.998×10-6m。將小圓柱與大圓柱內(nèi)交界面上的網(wǎng)格節(jié)點通過合并網(wǎng)格節(jié)點命令進行對應。最后，計算流域網(wǎng)格劃分結(jié)果總單元數(shù)為505萬，其中小圓柱流域單元數(shù)為410萬，如圖2所示。

圖2 串置前掠翼模型流域網(wǎng)格

2.2 螺旋槳串置前掠翼流場網(wǎng)格模型

將螺旋槳與前掠翼模型組合，螺旋槳置于機身前端，槳轂軸線與機身軸線（軸）共線，模型前端頂點與槳轂表面軸向距離為1 mm。

為提高整體網(wǎng)格尤其機身和機翼表面的網(wǎng)格質(zhì)量，并適當控制網(wǎng)格單元總數(shù)量，需對流動區(qū)域合理分區(qū)。將整個計算區(qū)域分為包圍螺旋槳的周向旋轉(zhuǎn)流域和沿周向靜止的流動區(qū)域兩大部分。

整體計算區(qū)域采圓柱型區(qū)域，圓柱軸線與模型機身軸線重合。計算域入口至模型頭部距離為10倍模型長度，計算域出口至模型尾部距離為15倍模型長度，圓柱型計算域的半徑為10倍翼展長度。并選擇旋轉(zhuǎn)區(qū)域半徑比槳尖圓弧軌跡半徑大4 mm，即選擇半徑135 mm、長5 mm的薄片圓柱區(qū)域作為包裹螺旋槳旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)動區(qū)域。同時再做一個網(wǎng)格加密區(qū)域，同樣采用圓柱型區(qū)域，區(qū)域軸線與機身軸線重合，加密區(qū)域長為1.5倍機身長度、直徑為1.5倍翼展，能夠完全包圍螺旋槳與串置前掠翼實體組合模型，如圖3所示。

應用ICEM CFD軟件，進行流域網(wǎng)格劃分。因區(qū)域較多，模型幾何較復雜，故采用單獨生成網(wǎng)格的方法進行網(wǎng)格劃分，然后再將所有網(wǎng)格進行合并處理。在小圓柱加密區(qū)域與大圓柱流域之間，采用手動生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)量170萬。在旋轉(zhuǎn)區(qū)域和模型表面之間的小圓柱區(qū)域采用自動體網(wǎng)格生成方法，生成非結(jié)構(gòu)四面體網(wǎng)格，并在模型表面創(chuàng)建棱柱邊界層網(wǎng)格，在機翼后緣后方創(chuàng)建生成局部加密區(qū)網(wǎng)格，最后網(wǎng)格單元數(shù)量為925萬。在螺旋槳表面外的旋轉(zhuǎn)流域內(nèi)，自動生成非結(jié)構(gòu)四面體網(wǎng)格，并對螺旋槳表面附近進行局部加密處理。所建網(wǎng)格模型如圖4所示。

3 流場氣動力數(shù)值模擬

3.1 串置前掠翼模型

在標準海平面大氣條件下，前方來流馬赫數(shù)為0.3（模擬飛行馬赫數(shù)）、攻角為-20°～20°變化范圍內(nèi)，應用FLUENT流動分析軟件[15-16]，數(shù)值模擬串置前掠翼模型整體的縱向定常氣動力特性。

選擇計算域的入口圓面和大圓柱側(cè)面為壓力遠場邊界條件、計算域出口為壓力出口條件，設(shè)置操作壓力為101325 Pa，模型表面為流動無滑移絕熱壁面條件。前方來流特征雷諾數(shù)為1.5×106，按完全湍流流場模擬，以S-A一方程模型為湍流補充模型。選擇SIMPLEC算法，并選用二階迎風空間離散格式。圖5為模型升力系數(shù)和升阻比隨攻角變化的數(shù)值計算曲線。

在-20°～20°范圍內(nèi)，隨著飛機攻角的增大，升力系數(shù)逐漸增大。當模型處于負攻角狀態(tài)下飛行時，模型受到氣流向下的作用較強，升力系數(shù)小于零。當模型處于正攻角狀態(tài)下飛行時，升阻比隨著飛行攻角的增大，先增加后減小。這是由于隨著模型攻角的增加，升阻力系數(shù)雖然都有所增大，但兩者的增長幅度有所差別。在5°攻角時，模型升阻比具有最大值為7，此狀態(tài)為該模型最佳巡航狀態(tài)，并且通過積分求得模型此時整體阻力為18.04 N。

圖5 串置前掠翼氣動力數(shù)值模擬結(jié)果

3.2 螺旋槳串置前掠翼模型

按標準海平面大氣條件，前方均勻來流馬赫數(shù)為0.3（模擬飛行馬赫數(shù)），前方均勻來流攻角為正5°（模擬巡飛攻角）。根據(jù)對單獨螺旋槳氣動特性數(shù)值計算可得，巡飛時螺旋槳轉(zhuǎn)速為24638 r/min。

應用FLUENT軟件，采用多重參考系（Multiple Reference Frame，MRF）準定常方法，進行模型縱向氣動流場數(shù)值計算。迭代計算完成后，使用CFD-POST、ORIGIN等軟件對結(jié)果數(shù)據(jù)進行后處理，在沿左右翼展方向距離翼根±10%、±50%、±90%三個典型相對位置處，作為繞流壓強載荷分布特性的比較剖面。

（1）滑流對兩側(cè)機翼的氣動影響

模型左右前翼的三個典型剖面繞流壓力系數(shù)分布如圖6所示。在無側(cè)滑、無滑流的情況下，機翼左右兩側(cè)對應位置的繞流壓力分布完全一致。在有滑流作用的情況下，旋轉(zhuǎn)滑流對機翼左、右兩側(cè)對應剖面繞流的影響相似，但剖面各點壓力分布不再對稱。

從繞流駐點和吸力峰值位置變化看出，滑流使翼型表面駐點壓力和吸力峰值影響明顯，吸力峰值和壓力駐點位置前移，數(shù)值有所增大。

沿剖面弦線方向，在無滑流作用下，翼型上表面氣流逆壓梯度較大，易發(fā)生分離。而滑流明顯減小了機翼上表面的壓力梯度，使氣流不易分離，主要是由于滑流掃掠流過機翼表面，對其附面層內(nèi)的低能粘性氣流起到助推作用。

圖6 模型兩側(cè)對應翼剖面壓力系數(shù)比較

（2）滑流對前后機翼的氣動影響

模型前后翼三個典型剖面繞流壓力系數(shù)分布如圖7所示。無滑流情況下，前后翼表面壓力分布差異較大，且前翼氣動載荷和升力均大于后翼。有滑流作用時，前后翼氣動載荷和升力均明顯增大，且前后翼對應剖面壓力分布差異減小，前后翼兩者升力趨于平衡，模型總體氣動升力有所提高。

圖7 模型前后翼相應剖面壓力系數(shù)比較

4 結(jié)論

（1）基于一種串置式前掠翼模型方案，在來流馬赫數(shù)0.3和±20°攻角變化范圍內(nèi)，通過數(shù)值模擬獲得模型升阻力氣動系數(shù)變化曲線，5°攻角時模型升阻比達到最大值為7。

（2）構(gòu)建一個二葉螺旋槳模型，并與串置前掠翼模型組合，在最大升阻比狀態(tài)下采用MRF方法，對螺旋槳滑流對前掠翼模型流場的影響進行數(shù)值模擬?；髯饔檬箼C翼表面吸力峰值和駐點壓力值有所提高，吸力峰值位置和駐點位置前移?；鹘档土饲昂笠肀砻胬@流的逆壓梯度，有助于減弱后緣粘性流動分離。

（3）在旋轉(zhuǎn)滑流影響下，前后翼對應剖面壓力載荷分布差異減小，前后翼兩者升力趨于平衡，模型整體氣動升力有所提高。

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Numerical Simulation of Aerodynamic Characteristics of a Forward Swept Wing Model with Propeller

MA Zhenyu1，CHENG Xuefeng2，DONG Xiangyang1，YAO Xisuang3

( 1.School of Aeronautical Engineering, Zhengzhou University of Aeronautics, Zhengzhou 450046, China; 2.School of Power and Energy, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China; 3.AVIC Huiyang Aviation Propeller Co., Ltd., Baoding 071051, China)

The forward swept wing and the tandem wing have their unique aerodynamic and structural advantages, and the aerodynamic influence of the propeller slipstream needs to be analyzed. On the basis of a tandem forward swept wing model powered by propeller with a diameter of 0.232m, UG and ICEM CFD software are used to divide the flow area and discover the characteristics of the adhesive wall boundary layer to construct a 3D model and structure/unstructured hybrid mesh model. And then, the low-speed longitudinal aerodynamics of the model without propeller is numerically simulated though FLUENT software,. The maximal lift-to-drag ratio of the model is obtained at the flight of Mach 0.3 and angle of attack 5°. Under the condition of maximum lift-to-drag ratio, the low-speed aerodynamic characteristics of the model influenced by propeller slip flow are numerically simulated while the front propeller is working, and the rotation speed of the propeller is 24,638 r/min. It is found that the slipstream has the effect of reducing counter-pressure gradient of the flow around the front and the rear wings; the overall lift of the model increases with the increase of the differential pressure load on the front and the rear wings.

forward swept wing model；tandem configuration; propeller slipstream；aerodynamic characteristics；numerical simulation

V211.3；V211.4

A

10.3969/j.issn.1006-0316.2020.02.004

1006－0316 (2020) 02－0019－06

2019－08－30

河南省高等學校重點科研項目計劃（16A590001）；鄭州航院教育科學研究基金項目（ZHJY18-11）

馬震宇（1964－），男，河南杞縣人，工學碩士，研究員，主要研究方向為飛航器流體動力性能分析設(shè)計；程雪楓（1997－），男，河南杞縣人，碩士研究生，主要研究方向為飛行器氣動力特性數(shù)值仿真。