滑流作用情况下机翼阻力系数有何变化？其变化与机翼仰角有何关系

文 | 论芸轩

编辑 | 论芸轩

燃油动力飞机的技术日趋成熟，具有续航能力强、负载能力高等特点，但随着航空技术的不断发展，飞行器的油耗、噪声、环保等问题越来越受关注｡

而传统的燃油动力飞机，已不能满足人们对于飞行器高效、低耗、绿色环保的要求，因此发展绿色航空成为共识｡

节能环保、效率高、能耗低、噪声水平低的电动飞机，被认为是极具前景的绿色航空解决方案，其中分布式电推进技术，已成为各国航空战略发展的重要研究方向｡

并且分布式推进飞行器，相对于传统布局的飞行器具有，大幅降低对发动机的性能要求的优势，针对单个螺旋桨滑流的数值模拟方面方法较多，国内外众多学者进行了大量的研究工作｡

实验在确保计算方法可信的基础上，针对一种分布式电推进螺旋桨飞机的低速特性，进行研究。

先总结分布式螺旋桨滑流效应，对全机气动特性的影响，然后对受分布式螺旋桨及翼尖螺旋桨影响下，机翼进行滑流流动机理研究，为后续分布式螺旋桨参数影响规律研究，提供计算支持｡

实验的第一步就是数值模拟方法及验证。

首先对于螺旋桨产生的滑流流场，通常需考虑流场的加速效应、旋转效应、黏性效应、湍流效应及桨毂的影响等｡

国内外长期以来积累了大量螺旋桨滑流计算方法，主要有面元法、激励盘方法、旋转坐标系方法及滑移网格方法｡

其中面元法及激励盘方法具有方法简单、计算网格量小等特点。

但激励盘方法假设螺旋桨前方气流只有轴向速度，未考虑螺旋桨前方气流的旋转效应，且由于桨叶载荷的给定，需要很强的螺旋桨滑流/机翼绕流相互干扰经验，不同使用者获得的评估结果之间会存在很大差异｡

因此该方法用于，螺旋桨飞机滑流流场的精细化评估工作并不合适，更多用于方案设计、初步分析评估阶段｡

而多参考系(MRF)方法与滑移网格方法，是较常用的滑流计算方法，从两者计算结果对比来看，滑移网格方法计算结果与试验结果更为接近，但MRF方法同样能够描述流场的变化，且变化趋势与滑移网格方法相同｡

所以MRF方法，将所在旋转区域内的流场，简化为桨叶在某一位置的瞬时流场，这样就把一个非稳态问题转化为一个稳态问题求解，大幅节省了计算量｡

故实验使用MRF方法进行滑流计算可节省计算量、提高计算效率｡

计算中，机身和机翼等部件所在区域为非旋转区域，而螺旋桨相对机身、机翼等高速旋转，故计算域由静止域和旋转域两部分组成｡

随后对实验所需要的数值进行模拟。

一般情况下，研究模型为采用分布式电推进布局的运输机方案，具备短距起降能力｡

且模型采用大展弦比上单翼、T型尾翼布局，机身为某运输机机体，机翼为前缘无后掠的平直翼｡

其全机机身长度为10.64m，机翼面积为43.6m2，展弦比为16.5，翼尖布置两个巡航螺旋桨，桨叶直径为2.66m，桨叶角为44.7°，单个螺旋桨包含3个桨叶｡

同时两侧机翼前缘对称布置4个高升力电动螺旋桨，桨叶直径为1.35m，桨叶角为44.7°，单个螺旋桨包含6个桨叶，可在起飞和降落时提供额外升力｡

实验以低空低速无增升状态为研究对象，分别计算了无动力构型及有动力构型，计算来流速度为77m/s，迎角范围为-2°~16°，参考面积为21.8m2，平均气动弦长为1.158m，翼尖螺旋桨转速为1146r/min，前缘螺旋桨转速为1910r/min，螺旋桨桨叶角均为44.7°｡

而有动力构型计算网格，是由静止域网格和旋转域网格两部分组成，其中旋转域包括螺旋桨及一个有厚度的圆盘，圆盘直径约为螺旋桨直径的1.25倍｡

静止域网格约4100万网格单元，翼尖螺旋桨网格约1800万网格单元，每个高升力螺旋桨网格约2600万网格单元，总计1.6亿网格单元｡为模拟黏性附面层的需要，第1层网格距离物面高度为参考弦长的10-6倍，网格y+<1｡

使用MRF方法得到数值模拟结果，对有动力起降构型进行结果分析｡

机翼是受螺旋桨滑流影响最大的部件，相比不受滑流影响的干净机翼，螺旋桨滑流会带来轴向速度、滚转速度的变化，来流经过桨盘后压力发生突变，对整个机翼流动状态影响很大｡

主要进行全机气动力特性、前缘及翼尖螺旋桨滑流对机翼影响的机理分析｡

首先为排除螺旋桨拉力带来的阻力变化，有动力构型并未提取螺旋桨桨叶及桨毂的直接拉力，可看出螺旋桨滑流增加了升力线斜率，有动力状态比无动力状态升力系数线性程度更好，且增大了失速迎角，改善了失速特性｡

在起降迎角附近，滑流影响使升力系数增加量超过65%，前缘高升力螺旋桨可有效增加起降时的升力，在升力系数增量方面，迎角越大升力的差量越大，滑流影响越明显｡

同时，可以发现在滑流作用的影响下，全机阻力系数有明显提升，且随迎角的增加阻力系数增量也开始增大，并可看出有动力状态较无动力状态产生低头力矩，且在大迎角情况下产生的低头力矩非常明显｡

在小迎角情况下，全机纵向静稳定性小幅降低，而在大迎角情况下，全机纵向静稳定性增加明显，总的来说，有动力状态下升力和阻力均较无动力状态大，但升力增量小于阻力增量，导致全机升阻比降低｡

而前缘高升力螺旋桨桨叶旋转诱导空气，形成高速旋转推进的流管，流场增加了周向速度，改变径向速度分布，增加轴向速度，高能量螺旋桨滑流，将对机翼前缘带来显著的直接影响，改变升力和阻力的性能特征｡

且迎角α=0°状态下，计算得到的螺旋桨轴向截面速度场，及螺旋桨后方耦合滑流速度场。

并且在螺旋桨高速转动下，转动速度与来流速度相互叠加带来速度的增加，在桨尖处最为明显，在一定正迎角的情况下，桨尖马赫数能够达到0.30以上｡

而滑流显著提高了桨盘后方空间流动速度，随机翼带来的压缩性和滑流流管收缩速度，都进一步提高，最大马赫数在机翼上方及后缘达到0.38以上，且在机翼上下两侧都会带来速度的增加｡

但在机翼上表面压力分布上，有动力状态较无动力状态低压区更为明显，且范围更大，低压区主要分布在单个螺旋桨桨叶向上运动一侧｡

同时在机翼下表面压力分布上，有动力状态在机翼后缘的高压区更加明显，单个螺旋桨两侧压力分布差异较为明显，这主要是螺旋桨气流带来的洗流影响｡

为进一步研究螺旋桨对机翼表面压力带来的影响，有无动力情况下展向升力系数分布的对比情况，从无动力状态结果可以看出，短舱与机翼的紧耦合设计带来短舱附近流场变化｡

并且短舱对两侧气流的影响较大，引起两侧气流加速、局部迎角发生变化，升力变大，这种影响在机翼展向升力系数分布中，表现为短舱两侧的波峰｡

对于左侧机翼，在α=0°状态下由于螺旋桨沿来流方向顺时针旋转，螺旋桨内侧(靠近翼根一侧)的局部迎角减小、剖面升力降低｡

螺旋桨外侧(靠近翼尖一侧)的局部迎角增大、剖面升力增加，内侧升力的增加与外侧升力的降低，相对于短舱基本呈对称趋势｡

所以相邻两个螺旋桨间，由于同时受到上洗和下洗的作用，2号螺旋桨内侧升力减小量小于1号螺旋桨内侧升力减小量，即波峰值较波谷值大，从而有动力模型升力较无动力构型大｡

由于翼尖螺旋桨的存在，且翼尖螺旋桨顺时针旋转使翼尖处局部迎角降低，剖面升力较无动力情况减小｡

实验指出翼尖处，机翼受翼尖螺旋桨影响范围较大，且翼尖螺旋桨的顺时针旋转方式，对靠近翼尖部分机翼产生不利影响｡

并且其在靠近翼尖的机翼上表面产生较大的高压区，机翼下表面产生低压区｡

而研究翼尖螺旋桨对机翼的影响规律，为提升研究效率，模型使用仅包含翼尖螺旋桨构型｡

翼尖螺旋桨顺时针旋转构型为Case1，逆时针旋转构型为Case2，翼尖螺旋桨顺时针旋转构型(Case1)与逆时针旋转构型(Case2)全机气动力对比｡

上图可看到两种构型升力线斜率相同，且失速迎角相同，Case2升力系数数值高于Case1，并且在8°迎角以下，Case2阻力更小，当迎角大于8°时，Case1阻力小于Case2，而在迎角小于8°时Case2升阻比提升较大，Case2构型有利于在巡航小迎角时提升巡航效率｡

两种构型俯仰力矩斜率基本相同，Case2纵向静稳定性略高，两种构型表面压力对比｡

由于螺旋桨布置在翼尖，螺旋桨旋转效应仅会对其一侧的两种构型旋转方向机翼产生影响，Case2逆时针旋转，靠近翼尖一侧的机翼局部迎角变大，滑流影响区域的机翼剖面升力增加，产生上洗效果。

且Case2上表面有明显的低压区，下表面有明显的高压区，明显的上下表面压力差使Case2拥有比Case1更好升力特性｡

针对一种分布式电动飞机有无动力状态分别进行数值模拟，并对分布式螺旋桨滑流影响结果进行分析，得到如下结论：

（1）有动力状态较无动力状态升力增加，阻力增加，但升阻比降低｡

（2）有动力状态较无动力状态产生低头力矩，且在大迎角情况下产生的低头力矩非常明显｡

（3）滑流显著提高了桨盘后方空间流动速度，随着机翼带来的压缩性和滑流流管收缩，速度会进一步提高｡

（4）滑流影响带来螺旋桨两侧机翼局部迎角的不对称变化，机翼沿展向的升力系数和环量分布发生变化｡

（5）螺旋桨的旋转方向，对螺旋桨两侧的机翼表面压力分布，有较大影响，尤其是翼尖螺旋桨对全机气动性能影响较大｡

综上所述，后续需据此改进翼尖螺旋桨的旋转方向，进一步优化构型的气动性能｡