馬進超，張春元，李 翔，陳安民，張?zhí)觳?/p>

(1.中北大學 機電工程學院，太原 030051；2.太原龍翔科技股份有限公司，太原 030024)

目前在中小型以及一些長航時的無人機開始采用串置翼布局，特別是在傾轉(zhuǎn)四旋翼當中。串列翼布局無人機不僅可以增加整體結(jié)構(gòu)剛度，而且通過改變機翼之間的升力分布使飛機的誘導阻力降低[1]，適合作為巡航使用。螺旋槳飛機在研制過程中，其氣動設計必須要著重考慮螺旋槳滑流對全機的氣動性能影響[2-4]。串置翼無人機由于采用前后翼的形式，上下兩翼的垂直距離又有相差，因此前置狀態(tài)的螺旋槳，其滑流必定會對前后翼產(chǎn)生影響，而且也會對全機的氣動特性產(chǎn)生影響。

針對串列翼前后翼干擾翼問題國內(nèi)外眾多學者外已經(jīng)進行了大量理論及實驗研究[5-9]。常浩等[5]對串列翼形式的復合無人飛行器進行了不同機翼布局的氣動特性分析，唐勝景等[6]對后翼上反串置翼無人機進行了數(shù)值分析。張國慶等[7]對低雷諾數(shù)下串置翼型氣動特性分析。程浩等[8]對前翼在上下兩種布局的串列翼飛行器進行了仿真研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)對于前翼在上的串列翼布局具有較好的各方面性能。國外Daniel F.Scharpf等[9]對串置翼在低雷諾數(shù)下進行了實驗研究，然而這些都是對干凈構(gòu)型(無螺旋槳或螺旋槳尾推方式，本研究著重指無螺旋槳)的串置翼布局無人機進行氣動特性分析。本研究以前翼在上，后翼在下，前后機翼展長相等的布局為研究基礎，進行螺旋槳分布對小型串列翼無人機的氣動特性影響進行數(shù)值模擬研究。

在研究中主要對螺旋槳安裝在機頭位置、機翼靠近中部前緣、機翼翼梢前緣以及無螺旋槳無人機氣動特性進行數(shù)值模擬，其中安裝于翼梢前緣處螺旋槳正反轉(zhuǎn),其余均單向旋轉(zhuǎn)，并分析這幾種情況下螺旋槳對串列翼無人機前后翼氣動影響，為小型串列翼布局無人機尤其是雙發(fā)或雙傾轉(zhuǎn)旋翼串列翼無人機的設計提供有意義的參考。

1 計算模型和計算方法

本文研究螺旋槳分布在機身前部、機翼前緣及機翼翼尖前翼情況對小型串列翼無人機的氣動影響問題。如圖1所示為螺旋槳分布位置和串置翼無人機實體模型。機身前拉式，螺旋槳直徑為0.381 m，距機頭0.6 m。機翼前拉式和翼梢正反轉(zhuǎn)布局，螺旋槳直徑均為0.279 m，螺旋槳距離機翼前緣均為0.1 m。各構(gòu)型機翼均采用平直無扭轉(zhuǎn)機翼，翼型選擇NACA4309翼型，機翼弦長0.15 m，前后翼距離均為5倍弦長(0.75 m)且前后翼安裝角度均為0°，前后翼垂直安裝距離均為0.4倍弦長。螺旋槳的安裝角度均為0°，垂直安裝距離均為0 m。

圖1(a)及圖1(b)和圖1(c)機翼螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向均為沿來流方向的逆時針方向，而圖1(d)右機翼螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向為沿來流方向的順時針方向，圖1(b)螺旋槳中心點位于距機身對稱面的0.3m處，圖1(c)和圖1(d)螺旋槳中心均位于機翼翼尖處。

圖1 螺旋槳分布及串列翼布局無人機構(gòu)型示意圖

采用ICEM劃分網(wǎng)格(見圖2)，由于采用混合網(wǎng)格形式，旋轉(zhuǎn)區(qū)域(螺旋槳附近)采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，按照螺旋槳0.7倍半徑處的特征弦長計算雷諾數(shù)并保證y+≈1,并保證網(wǎng)格數(shù)量約為150萬。非旋轉(zhuǎn)區(qū)域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分(機身和機翼)，第1層網(wǎng)格高度為1.5×10-5m，并保證y+≈1。圖1(a)網(wǎng)格總數(shù)量為720萬左右，而圖1(b)、圖1(c)和圖1(d)網(wǎng)格總數(shù)量大約在840萬左右。來流速度20 m/s，暫不考慮垂尾對飛機的影響。

圖2 無人機結(jié)構(gòu)與非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格模型

本研究采用多重參考系(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SSTk-ω湍流模型準定常求解雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程。由于無人機飛行高度較低且飛行速度較小，所以采用不可壓進行求解。壓力項采用二階格式，其他項均采用二階迎風格式。

2 算例驗證

針對某型直徑0.279 m和0.381 m的雙葉螺旋槳運用MRF進行驗證。針對不同轉(zhuǎn)速地面狀態(tài)下進行數(shù)值模擬并和試驗數(shù)據(jù)進行比較。

如圖3，運用Mayatech MT10PRO電機拉力測試臺分別對這兩種型號的螺旋槳進行了地面狀態(tài)拉力多次試驗并取平均值，由圖3可以看出隨著螺旋槳轉(zhuǎn)速的增大，誤差有小幅度增大，但發(fā)展趨勢類似。因此基于混合網(wǎng)格的SSTk-ω湍流模型可以用于模擬螺旋槳的旋轉(zhuǎn)運動。為避免其他因素的影響，如圖3，選取無人機巡航狀態(tài)的拉力均為8 N，對應機身前拉螺旋槳(直徑0.381 m)的轉(zhuǎn)速為6 780 r/min，機翼前拉螺及翼梢螺旋槳(直徑0.279 m)對應轉(zhuǎn)速為7 670 r/min。

圖3 螺旋槳拉力

3 機身前拉布局的計算結(jié)果與分析

圖4為螺旋槳安裝在機身前、機翼前緣、機翼翼梢處的升阻系數(shù)及其俯仰力矩系數(shù)曲線。

圖4 各布局升力與阻力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)

由圖4可以看到，機身前拉布局及機翼前拉布局其阻力均較大于干凈布局阻力，而升力系數(shù)卻不一定總是大于干凈布局系數(shù)，翼梢螺旋槳正轉(zhuǎn)布局其總升力與反轉(zhuǎn)布局相比較優(yōu)，兩者總阻力相差不大，因而前者升阻比較大，因此翼尖安裝螺旋槳其正轉(zhuǎn)相對反轉(zhuǎn)升阻比較大[10]。同時可以發(fā)現(xiàn)機身前拉布局其俯仰力矩系數(shù)變化最大，而機翼前拉布局其俯仰力矩系數(shù)變化較小。因此需要更為詳細的對比分析。

對串列翼布局無人機機身前拉布局和干凈布局進行數(shù)值模擬，得到不同迎角下的前后翼升力系數(shù)，作出圖5，螺旋槳滑流在小迎角情況下對前翼和后翼都有增升作用，但在迎角11°時，機身前拉式布局前翼升力小于干凈布局，而在17°又大于干凈布局前翼升力。迎角在5°之前，后翼升力隨著迎角的增大而增大，在5°到11°之間小于干凈布局后翼升力，而在11°之后后翼又升力明顯大于干凈布局后翼升力。結(jié)合圖4(a)可以看到，機身前拉式布局總升力基本優(yōu)于干凈布局總升力。

圖5 機身前拉布局和干凈布局前后翼升力系數(shù)

圖6為螺旋槳滑流速度分布云圖，迎角分別為0°和16°。V為當?shù)厮俣?，V∞為來流速度，由速度云圖可以看到隨著迎角的增加，螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的氣流隨著迎角的增大向左機翼上方偏轉(zhuǎn)。

圖6 螺旋槳滑流速度云圖

螺旋槳相對來流逆時針旋轉(zhuǎn)，由于前翼安裝位置高于螺旋槳，致使來流受到螺旋槳旋轉(zhuǎn)影響，如圖7(a)所示(截面距離前翼前緣0.1 m處，如圖6(a)前翼上的截面圖，視圖方向與其一致)，而左下方靠近機身處出現(xiàn)較弱的上洗渦，但此渦對機翼的作用相當于下洗，致使有效迎角減少，升力減少而右機翼上方出現(xiàn)較強的上洗渦,提高了此處的有效迎角，致使升力提高，同時螺旋槳滑流的加速作用致使前翼上表面流速加快，出現(xiàn)較大的低壓區(qū)，螺旋槳滑流加速作用以及右前翼上洗渦的共同作用在小迎角情況下大于左前翼上洗渦的影響，致使在無人機在小迎角情況下升力有效提高。

結(jié)合圖6(b)和圖7(b)，隨著迎角的增加右前翼上方的上洗渦逐漸靠近機身而左前翼上方的下洗渦逐漸增強，導致左前翼機翼有效迎角減少，致使前翼在11°之后升力減小，而在17°之后左前翼上方的下洗渦反倒抑制了該處機翼的失速，因此避免了前翼升力的較大損失。

圖7 前翼速度云圖和渦結(jié)構(gòu)

由于后翼在下，小迎角情況下，后翼受到螺旋槳的滑流加速作用，升力增大，在5°到11°之間，結(jié)合圖6(b)和圖8(截面距離后翼前緣0.02 m處，如圖6(b)后翼上的截面圖，視圖方向與其一致)可以看到，左后翼上方受到較強的下洗渦，致使有效迎角減少，而右后翼上表面的上洗渦已向機身上方偏移，對右后翼的作用減少因而升力較小，而11°之后左后翼上表面受到螺旋槳微弱的下洗渦的影響，抑制了左后翼的失速，故后翼升力明顯大于干凈布局。結(jié)合圖4(b)可以看到,后翼升力系數(shù)的變化較大導致整機俯仰力矩系數(shù)產(chǎn)生較大變化。

圖8 迎角10°后翼截面速度云圖和渦結(jié)構(gòu)

4 機翼前拉布局的計算結(jié)果與分析

對螺旋槳安裝機翼前緣布局進行模擬仿真與干凈構(gòu)型進行對比，得到如圖9所示前后翼力系數(shù)曲線。小迎角情況下，螺旋槳滑流對前翼和后翼都具有增升作用。同樣在5°到15°之間機翼前拉布局前翼升力均小于干凈布局，此種情況是由于右前翼受到旋翼下洗影響較大，如圖10(截面距離前翼前緣0.02 m處，如圖6(a)前翼上的截面圖，視圖方向與其一致)右前翼所示,同時機翼中部后緣和翼根處出現(xiàn)氣流分離，導致氣流流速小于來流速度,如圖11所示(截面距離前翼前緣0.1 m處，視圖方向與圖6一致)，導致升力減少，前翼整體升力減少，而在15°之后由于螺旋槳產(chǎn)生的渦系向機身靠攏，靠近機身處的機翼前緣上表面受到螺旋槳滑流加速作用，有效減小翼根的失速，升力增大。旋翼的存在有效提高了前翼翼根的失速迎角。

圖9 機翼前拉布局與干凈布局各系數(shù)曲線

圖10 迎角10°前翼截面速度云圖和渦結(jié)構(gòu)

在5°到10°之間，后翼中部靠近翼根處受到前旋翼下洗流影響較大，在機翼表面產(chǎn)生下洗渦，而上洗渦向上方偏轉(zhuǎn)，如圖12所示(截面距離后翼前緣0.02 m處，視圖方向與圖6一致)，導致有效迎角減小，升力減小，隨迎角的增大，螺旋槳產(chǎn)生的氣流向機身內(nèi)偏轉(zhuǎn)，如圖13所示；12°時由于旋翼下洗流正好流過后翼翼根上表面，避免后翼翼根產(chǎn)生氣流分離，升力有效增大，而在14°時，后翼后緣中部同前翼一樣出現(xiàn)氣流分離，導致后翼升力減小，16°之后干凈構(gòu)型后翼翼根嚴重失速，而機翼前拉布局由于旋翼的滑流有效抑制后翼翼根的失速，升力有所提高。

圖11 迎角10°前翼后緣截面速度云圖和渦結(jié)構(gòu)

圖12 迎角10°后翼截面速度云圖和渦結(jié)構(gòu)

圖13 迎角為10°空間流線圖

5 翼梢螺旋槳正反轉(zhuǎn)布局和計算結(jié)果與分析

對螺旋槳安裝在翼梢正反轉(zhuǎn)兩種布局進行模擬仿真與干凈構(gòu)型進行對比，得到如圖14所示各系數(shù)對比。翼梢螺旋槳正轉(zhuǎn)布局，其螺旋槳相對右前翼沿來流逆時針旋轉(zhuǎn)作用，翼尖氣流相對迎角較大，小迎角情況下可有效提高前翼升力，而在11°到17°之間前翼升力微小于干凈布局前翼升力，這主要是由于螺旋槳氣流向內(nèi)偏轉(zhuǎn)，這與機翼前拉布局類似(見圖13)，翼尖受螺旋槳下洗流影響大，導致翼尖升力減少，同時螺旋槳向上偏轉(zhuǎn)的氣流與來流匯聚導致前翼中部氣流分離，升力減少。而在17°之后螺旋槳滑流抑制了翼尖的氣流分流，從而有效提高了前翼升力。這可以通過螺旋槳向外偏移微小距離以充分利用滑流的增升作用，減少螺旋槳下洗流的影響，以提高前翼升力。

翼梢螺旋槳反轉(zhuǎn)布局，其螺旋槳相對右前翼沿來流順時針旋轉(zhuǎn)，其前翼升力系數(shù)總是小于干凈布局前翼升力系數(shù)，這主要靠近翼尖處螺旋槳下洗較強，其滑流增升作用弱于下洗作用，同時在大迎角情況下螺旋槳向下旋轉(zhuǎn)的氣流與來流匯聚形成較強分離渦，導致靠近翼尖處機翼后緣形成氣流分離，前翼先于干凈布局前翼失速。

圖14 翼梢正反轉(zhuǎn)布局與干凈布局各系數(shù)對比

翼梢螺旋槳正轉(zhuǎn)布局后翼在3°之前升力大于干凈布局這主要是旋翼帶動氣流向上旋轉(zhuǎn)，后翼翼尖來流迎角增大，升力有所增大。而在3°到15°之間，后翼升力明顯小于干凈布局升力，前旋翼的氣流向機身內(nèi)偏轉(zhuǎn)，導致旋翼下洗氣流作用在后翼靠近翼尖部分，其有效迎角減小，升力減小，而在15°之后又大于干凈布局，這主要是由于旋翼的下洗流作用在后翼上表面有效地抑制了后翼的氣流分離，提高了后翼失速迎角，因此升力有所增大。

翼梢螺旋槳反轉(zhuǎn)布局，后翼在小迎角情況下略大于干凈布局后翼升力，這主要是由于螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向與正轉(zhuǎn)布局相反，其渦系隨著迎角的增大向遠離后翼方向發(fā)展，旋翼和前翼的共同作用，略提高了后翼的升力。而在12°之后，后翼升力明顯小于干凈布局后翼升力，旋翼向下偏轉(zhuǎn)的氣流與來流匯聚導致翼尖及機翼中部氣流進一步分離，因而升力有所減少。

6 結(jié)論

螺旋槳滑流下對串列翼無人機的前后翼升力及俯仰力矩特性影響明顯。采用機身前拉布局的串列翼，其前后翼升力及總升力相對其他布局在較大迎角時比較大，但其俯仰力矩系數(shù)變化較大；機翼前拉布局其螺旋槳對前后翼升力影響較為復雜，但其俯仰力矩變化相對較??；翼梢處安裝螺旋槳，其正轉(zhuǎn)布局前后翼升力及俯仰力矩系數(shù)均較優(yōu)于反轉(zhuǎn)布局。若采用雙發(fā)或雙傾轉(zhuǎn)旋翼的串列翼無人機，應充分利用滑流增升，盡可能避免螺旋槳渦系的不利影響。