吳 江,劉遠(yuǎn)強(qiáng),高 峰,佟勝喜

(沈陽航空航天大學(xué) 遼寧省通用航空重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,沈陽 110136)

目前,針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的研究多集中在飛行控制和氣動(dòng)特性分析方面。許長春[1]以傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)為研究對(duì)象,通過建立無人機(jī)飛行力學(xué)模型研究其飛行動(dòng)力學(xué)特性,進(jìn)行了控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和數(shù)學(xué)仿真。齊贊強(qiáng)[2]設(shè)計(jì)了一種新構(gòu)型的傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機(jī),基于計(jì)算流體力學(xué)的數(shù)值計(jì)算方法計(jì)算和分析了該無人機(jī)氣動(dòng)特性和干擾規(guī)律。薛立鵬等[3]基于自由尾跡分析方法建立了傾轉(zhuǎn)旋翼的氣動(dòng)特性分析模型,提出了傾轉(zhuǎn)旋翼氣動(dòng)多目標(biāo)協(xié)同優(yōu)化策略,對(duì)槳葉氣動(dòng)外形進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。招啟軍等[4]針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼工作模式特點(diǎn),將CFD方法與優(yōu)化方法相結(jié)合,建立了一套傾轉(zhuǎn)旋翼/螺旋槳?dú)鈩?dòng)外形綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。

針對(duì)適用于傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的螺旋槳的研究尚不多見?，F(xiàn)有的實(shí)用的螺旋槳設(shè)計(jì)方法基于的理論基礎(chǔ)可以分為兩種,一種是基于葉素力矩理論,一種是基于渦流理論?；谝陨侠碚?在20世紀(jì)70年代至90年代許多學(xué)者進(jìn)行了航空螺旋槳設(shè)計(jì)與分析方法的研究[5-10]。近些年,隨著通用飛機(jī)和無人機(jī)研究的發(fā)展,螺旋槳的研究重新引起了國內(nèi)外學(xué)者的重視。項(xiàng)松等[11]基于葉素力矩理論,提出了一種高效螺旋槳設(shè)計(jì)方法,在給定工況的前提下,獲得了弦長和槳距角沿著槳葉徑向的分布,完成了一款高效率螺旋槳的設(shè)計(jì)。Hepperle M[12]提出了一種給定弦長分布的螺旋槳的逆向設(shè)計(jì)方法。Traub L W[13]基于渦流理論,提出了一種考慮失速影響的螺旋槳設(shè)計(jì)、分析方法,該方法適合于螺旋槳的概念設(shè)計(jì)和初步設(shè)計(jì)。Wisniewski C F等[14]通過試驗(yàn)的方法研究了翼型、槳尖幾何形狀、雷諾數(shù)、弦長分布等對(duì)小型螺旋槳性能和噪聲的影響。Dorfling J,Rokhsaz K[15]提出了一種通過變分法進(jìn)行螺旋槳優(yōu)化的方法,并給出了基于歐拉拉格朗日方程對(duì)約束及非約束條件下螺旋槳槳葉扭轉(zhuǎn)進(jìn)行優(yōu)化的流程。

現(xiàn)有螺旋槳設(shè)計(jì)方法多針對(duì)固定翼油動(dòng)飛機(jī),對(duì)螺旋槳效率要求不高,且一般僅考慮一個(gè)工況,很難滿足傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)對(duì)于多個(gè)工況的需求。本文基于渦流理論,提出了一種螺旋槳設(shè)計(jì)流程,使用該流程能準(zhǔn)確地得到滿足巡航及起降狀態(tài)拉力需求且巡航效率高的螺旋槳特征參數(shù),非常適合于傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的螺旋槳設(shè)計(jì)。利用該設(shè)計(jì)流程針對(duì)某型傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的技術(shù)要求,設(shè)計(jì)了一款15英寸的固定槳距螺旋槳,經(jīng)計(jì)算分析該螺旋槳能滿足傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)巡航工作效率高和起降、懸停狀態(tài)拉力大的需要。

1 螺旋槳設(shè)計(jì)理論

1.1 理論基礎(chǔ)

螺旋槳槳葉沿展向任意位置r處,氣流速度與攻角之間的幾何關(guān)系,以及渦流速度與攻角之間的關(guān)系,如圖1所示。

基于Goldstein渦流理論和儒可夫斯基的螺旋槳渦流理論,可以得到公式(1)

α(r)]=0

(1)

公式(1)中,B為螺旋槳槳葉數(shù),r為沿槳葉展向的圓周站位位置,對(duì)應(yīng)槳葉r站位位置c(r)為局部的弦長,cl(r)為局部升力系數(shù),αi(r)為局部誘導(dǎo)攻角,α∞(r)為來流攻角,F(r)為翼尖損失系數(shù)。

F(r) 如公式(2)所示

(2)

圖1 局部速度分量與攻角的關(guān)系

公式(2)中,βtip為槳尖處的槳距角,可由公式(3)計(jì)算得到

(3)

公式(3)中,P為螺旋槳槳距。

由圖1中上下兩圖,分別求解誘導(dǎo)速度軸向分量Vix,可以得出局部誘導(dǎo)攻角αi(r)的計(jì)算公式(4)

(4)

公式(4)中,ω0為尾流位移速度,ω為螺旋槳轉(zhuǎn)速。

不考慮誘導(dǎo)速度的影響,來流攻角可由公式(5)計(jì)算

(5)

槳葉r站位位置的局部雷諾數(shù)Re(r)可由公式(6)計(jì)算得到

(6)

槳葉r站位位置的槳距角可由公式(7)計(jì)算

βch(r)=αi(r)+α(r)+α(r)+αzl

(7)

公式(7)中,α(r)為局部的幾何攻角,αzl為局部翼型的零升攻角。

螺旋槳的拉力可由公式(8)計(jì)算得到

(8)

公式(8)中,hub為槳轂位置計(jì)算截止面,cD(r)為局部翼型的阻力系數(shù)。

螺旋槳的扭矩可由公式(9)計(jì)算得到

(9)

螺旋槳效率可由公式(10)計(jì)算得到

(10)

公式(10)中,前進(jìn)比J可由公式(11)計(jì)算得到,拉力系數(shù)CT可由公式(12)計(jì)算得到,扭矩系數(shù)CQ可由公式(13)計(jì)算得到

(11)

(12)

(13)

公式(11)、(12)、(13)中的n為轉(zhuǎn)速,單位為轉(zhuǎn)每秒,D為螺旋槳直徑。

1.2 螺旋槳設(shè)計(jì)流程

(1)給定工況需求,包括螺旋槳的工作轉(zhuǎn)速ω、來流速度V∞、拉力需求T0等;

(2)確定槳葉半徑R、槳距P、槳葉數(shù)B、槳轂位置計(jì)算截止面hub、沿槳葉展向的選定截面站位分布及翼型;

(3)給定ω0初始值;

(4)選取一定的弦長分布策略,確定弦長分布c(r);

(5)由公式(3)確定βtip、由公式(5)確定α∞(r)、由公式(4)確定αi(r);

(6)依據(jù)選取的截面站位分布,從槳根某一起始位置至槳尖,由公式(1)計(jì)算對(duì)應(yīng)截面位置的cl(r);

(7)由公式(6)求得站位截面的局部雷諾數(shù),利用XFOIL軟件計(jì)算,確定對(duì)應(yīng)截面的α(r)、αzl、cD(r);

(8)利用公式(8)求得螺旋槳的拉力T;

(9)如果拉力不能滿足需求,即T

(10)由弦長分布策略得到最終的弦長分布c(r)、由公式(7)得到最終的槳距角分布βch(r)。

2 某型傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)用固定槳距螺旋槳的設(shè)計(jì)

2.1 工況分析

該款無人機(jī)最大起飛重量12 kg,巡航速度15 m/s,起降階段為4旋翼模式,平飛階段2個(gè)旋翼進(jìn)行傾轉(zhuǎn)拉動(dòng)飛機(jī)前飛,起降階段預(yù)計(jì)飛行時(shí)長2 min至3 min,平飛續(xù)航能力預(yù)計(jì)為1.5 h。依據(jù)氣動(dòng)計(jì)算,整機(jī)的升阻比約為10至15,現(xiàn)有電機(jī)工作轉(zhuǎn)速范圍為3 000～8 000 rpm。

從飛機(jī)的設(shè)計(jì)技術(shù)要求分析,飛機(jī)有兩個(gè)主要工況。工況一是垂直起降階段,4旋翼工作,來流速度接近0,單個(gè)螺旋槳的拉力需求為3 kgf;工況二是平飛巡航階段,2個(gè)螺旋槳工作,來流速度為15 m/s,單個(gè)螺旋槳的拉力需求為0.6 kgf。

依據(jù)工況一進(jìn)行設(shè)計(jì),螺旋槳槳距角偏小,爬升階段效率高,巡航階段效率偏低;依據(jù)工況二進(jìn)行設(shè)計(jì),螺旋槳槳距角較大,巡航階段效率高,爬升階段效率低。由于飛機(jī)的主要工況是平飛(平飛時(shí)長與爬升時(shí)長比約為30至45),因此螺旋槳設(shè)計(jì)以工況二為主,同時(shí)要兼顧工況一下的拉力需求。因此,給定工況定義為工作轉(zhuǎn)速4 000 rpm,來流速度15 m/s,拉力需求0.6 kgf,同時(shí)保證工作轉(zhuǎn)速為7 000 rmp,來流速度為0 m/s時(shí),拉力不小于3 kgf。

2.2 螺旋槳設(shè)計(jì)

第一步,選定螺旋槳相關(guān)參數(shù),根據(jù)飛機(jī)布局要求螺旋槳直徑選為381 mm,槳葉數(shù)為2,考慮電機(jī)安裝座的要求,槳葉徑向站位截止面位置hub不小于25 mm。

第二步,進(jìn)行翼型的選取,依據(jù)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn),截面翼型選擇E214翼型,其平面形狀如圖2所示。

圖2E214翼型

第三步,依據(jù)弦長分布策略,調(diào)整得到最終弦長分布,如圖3所示。

圖3 弦長分布

第四步,計(jì)算得到槳距角分布,如圖4所示。

圖4 槳距角分布

最終,依據(jù)選定的翼型,結(jié)合弦長及槳距角分布,考慮螺旋槳的強(qiáng)度要求及幾何光順性,利用CATIA軟件建立螺旋槳的三維模型。螺旋槳模型如圖5所示。

圖5螺旋槳模型

3 螺旋槳性能分析

利用CFD軟件對(duì)于螺旋槳滑流的三維流場進(jìn)行了數(shù)值模擬。計(jì)算模型采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行劃分。網(wǎng)格數(shù)量為200萬,網(wǎng)格如圖6所示。

圖6 螺旋槳表面網(wǎng)格

靜止的流場域采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行模擬,網(wǎng)格數(shù)量為168萬,網(wǎng)格如圖7所示。

圖7 靜止的流場域網(wǎng)格

兩個(gè)流場域的交界面采用流體與流體耦合的形式進(jìn)行計(jì)算。采用有限體積法對(duì)控制方程進(jìn)行離散化。經(jīng)計(jì)算,對(duì)應(yīng)工況二的螺旋槳拉力及效率分布如圖8所示，功率及拉力功率比分布如圖9所示。

由于對(duì)應(yīng)工況一來流速度為0,不考慮效率;對(duì)應(yīng)工況一的拉力分布情況如圖10所示,功率及拉力功率比分布如圖11所示。

從分析結(jié)果(詳見圖8、圖10)可以看到,所設(shè)計(jì)的螺旋槳在巡航狀態(tài)下(即對(duì)應(yīng)工作轉(zhuǎn)速4 000 rpm,來流速度15 m/s),產(chǎn)生的拉力為0.65 kgf(大于0.6 kgf),此狀態(tài)工作效率最高(約為0.68);在起降及懸停狀態(tài)(對(duì)應(yīng)工作轉(zhuǎn)速7 000 rpm,來流速度0 m/s)的拉力為3.5 kgf(大于3 kgf)。螺旋槳性能可以滿足設(shè)計(jì)要求。

圖8 工況二拉力及效率分布

圖9 工況二功率及拉力功率比分布

圖10 工況一拉力分布

圖11 工況一功率及拉力功率比分布

4 結(jié)論

本文設(shè)計(jì)了一款用于某型傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的15英寸固定槳距螺旋槳,建立了該螺旋槳的三維CATIA模型,利用CFD軟件進(jìn)行了其性能的計(jì)算分析,分析結(jié)果顯示該螺旋槳的性能可以滿足設(shè)計(jì)要求。

設(shè)計(jì)實(shí)例表明本文提出的螺旋槳設(shè)計(jì)流程適用于傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)對(duì)多工況工作的需求,對(duì)多工況固定槳距螺旋槳的設(shè)計(jì)進(jìn)行了有益探索。