電動飛機分布式螺旋槳—機翼設計分析方法研究

孫宗燕，王強，喬偉，付暢，鄭亞飛，宋佳陽

航空工業哈爾濱飛機工業集團有限責任公司，黑龍江 哈爾濱 150066

隨著環境與能源問題的顯現，國內外逐漸重視航空運輸業在燃油消耗、噪聲控制、污染排放等方面的問題。節能環保、效率高、能耗低的新能源飛行器逐漸成為現代航空運輸業發展的主要方向[1]。其中，電動螺旋槳飛機在能耗、穩定性和經濟性方面具備明顯優勢，是目前世界上各大航空制造商的研制焦點。但電動螺旋槳飛機也存在一定不足，如其受到電機、電池技術的限制，航程、航時普遍較短。這在要求電推進系統技術提高的同時，也要求飛機設計人員盡可能地提高飛機氣動效率，以盡量減少能量消耗。分布式螺旋槳設計概念的出現，有助于提高飛機氣動效率[2]。

位于機翼前緣之前的分布式螺旋槳產生的滑流可以顯著提高槳盤后空氣流速，增加機翼升力，從而減小機翼面積，降低飛行過程中的阻力，改善飛行性能。同時，電推進系統的相對尺寸近似無關性[3]避免了傳統動力系統分解后的效率下降問題。2016 年，美國國家航空航天局（NASA）公開了X-57 的驗證機計劃[4]。該驗證機基于意大利Tecnam 公司的P2006T雙發活塞機型經過4 個階段改裝，其巡航狀態的升阻比超過20，比原機型提高了一倍，有效提高了整機的氣動效率。接近3倍的機翼載荷提升也將改善飛行品質和陣風響應。

由于分布式螺旋槳飛機氣流流過槳盤后對機翼及其后部件氣動特性影響的計算評估比傳統飛機更為復雜，目前國內外對于分布式螺旋槳電推進飛機的主要研究思路是在現有機型基礎上進行分布式改型。大量預研主要集中于螺旋槳滑流的數值模擬研究，如王科雷等[5]對三種螺旋槳機翼構型進行了數值模擬，進行了螺旋槳拉力特性分析及螺旋槳滑流的氣動特性影響分析；王元元等[6]采用嵌入式激勵盤技術對某分布式電推進飛機滑流對全機氣動特性的影響進行了計算；楊偉等[7]采用等效盤模型對分布式螺旋槳滑流進行數值模擬，并對螺旋槳動力布局形式進行優化。也有部分研究關注分布式螺旋槳飛機總體參數設計方面，如佟剛等[8]進行了分布式電動飛機動力系統與機翼尺寸的參數匹配設計與性能分析；李嘉誠等[9]以運7飛機作為參考機型，進行了分布式電推進飛機的總體設計與性能分析。

將傳統的渦槳飛機改型為分布式螺旋槳飛機需要綜合考慮螺旋槳滑流效應對飛機氣動部件產生的影響，以及更換發動機及螺旋槳后，動力系統的推力特性變化等問題。改型的過程是對各項參數不斷迭代及完善，最終確定飛機的各項設計參數。本文以運12F 飛機為例，選取其機翼及螺旋槳作為研究對象，根據其現有的飛行性能指標改型為分布式推進飛機，綜合考慮其氣動及推力特性，確定分布式螺旋槳個數，根據拉力需求進行螺旋槳設計，并分析其氣動特性提升能力。本文研究將為傳統渦槳飛機改型為分布式電推進螺旋槳飛機提供參考。

1 分布式機翼及螺旋槳參數設計

本文保留運12F 飛機的機身及尾翼，根據分布式推進螺旋槳滑流對機翼氣動特性的影響，以運12F 原型機巡航性能為約束、起飛爬升性能為目標，將布置在機翼前方的拉進式雙發螺旋槳改為分布式電推進螺旋槳，重新對機翼及螺旋槳進行參數設計。表1所列為運12F飛機部分參數。

表1 參考機型運12F基本參數Table 1 Basic parameters of reference model Y12F

1.1 螺旋槳滑流對機翼氣動力的影響

在機翼前緣布置螺旋槳的分布式電推進飛機，機翼處于螺旋槳后部滑流區。由于經過螺旋槳槳盤后的滑流速度大于飛機飛行速度，機翼可以在相同的飛行速度下產生更大的氣動力。在動量理論中，螺旋槳被視為一個前進的槳葉片數無限多的槳盤，氣流連續通過槳盤，在槳盤上產生的拉力分布是均勻的，槳盤前后存在壓差。螺旋槳槳盤前后流速變化如圖1所示。

圖1 螺旋槳槳盤前后流速變化Fig.1 Changes in flow velocity before and after the propeller disc

假設流動為不可壓縮理想勢流，螺旋槳槳盤前后的壓差Δp與螺旋槳拉力T的關系為

式中，ρ為當地空氣密度；V0為來流速度；a為氣流經過螺旋槳槳盤后的速度增量，b為滑流速度增量。設A為螺旋槳槳盤面積，則處于滑流區的機翼升力L為

式中，CL為升力系數；S為螺旋槳滑流效應下的機翼面積。

若保持分布式電推進飛機與參考飛機的機翼升力和飛行速度相同，則

由此可見，改型為分布式電推進飛機后的機翼面積是參考機型機翼面積的1/(1 +b)2。

1.2 機翼參數初步評估

飛機在各飛行階段需用功率與拉力不同。通常在飛機起飛滑跑、高速巡航時所需功率較大，起飛第二階段及爬升過程中所需拉力較大。不同任務階段對分布式螺旋槳動力系統提出了不同要求，因此首先對原型機各飛行任務剖面的最大需用功率及拉力進行估算。

（1）最大平飛速度對應的需用功率和拉力

運12F在標準海平面大氣條件下最大平飛速度為482km/h，以最大起飛重量計算此時飛機升力系數CL=0.2112，根據飛機平飛極曲線，此時飛機阻力系數CD=0.041，則需用推力為：T==13274.6N，需用功率為1578.4kW。

（2）起飛階段對應的需用功率和拉力

根據參考文獻[10]的試飛數據，SA2為起飛空中段距離，V2為起飛安全速度；VR為起飛抬前輪速度，計算飛機起飛加速度aa為0.8m/s2。

由mgcosγ=，其中V0取V2和VR平均值，爬升角約為5°，估算得到CL=1.3，此時CD=0.133，則計算阻力Q=8553.9N，由Tcosα=Q+Gsinγ+maa，計算此時飛機所需推力為22684.9N，所需功率為1163.7kW。

（3）爬升階段對應的需用功率和拉力

根據運12F 飛行手冊，標準海平面大氣狀態下8400kg時，爬升梯度約為17%，飛機爬升率約為10.2m/s，則得到飛機爬升角約為10°，估算此時升力系數CL=0.94，查得此時CD=0.1，則估算阻力為8564.9N，根據Tcosα=Q+Gsinγ，計算此時飛機所需推力為23508.49N，所需功率為1410.51kW。

由上述三種狀態可知：飛機在爬升階段所需螺旋槳拉力較大，而巡航階段所需功率較大，本文對這兩個典型任務剖面以及飛行任務最多的遠航速度剖面進行分析，取最大所需功率為1578.4kW，最大拉力為23508.5N，將其定為螺旋槳設計中最大需用功率及拉力。

假設螺旋槳槳盤面積在改變構型前后保持不變，以飛機巡航階段所需推力為計算依據，結合式（2）和式（3），初步評估得到改進后分布式電推進飛行器構型機翼面積為35.19m2，則在飛機最大巡航速度和飛機整體質量基本保持不變的前提下，為保證飛機有足夠的升力，通過分布式推進螺旋槳機翼設計可將機翼面積減少約10.95%。為保證改型后飛機展弦比不變，取機翼翼展和平均弦長為原來的9.1%，則初步得到改型后分布式電推進飛行器機翼參考翼展為18.24m，平均氣動弦長為1.9224m。以此為基礎進行分布式螺旋槳個數選取。采用同種方法，若以飛機爬升階段所需推力為計算依據，評估得到改進后分布式電推進飛行器構型機翼面積為20.16m2，以飛機爬升階段計算，機翼面積減少約55%，則初步得到改型后分布式電推進飛行器機翼參考翼展為14.758m。

由分析結果及相關研究[11]可知，螺旋槳滑流效應隨拉力增加而增大，隨來流速度增大而減小。由于飛機爬升階段所需拉力較大，速度較低，螺旋槳滑流效應對飛機氣動特性的影響較為明顯，若以此階段作為參考約束條件，要求改型后的飛機與原型機有相近的爬升性能，則計算的分布式推進螺旋槳機翼面積將大大減小。但螺旋槳滑流效應在飛機高速巡航時的作用并不明顯，若想保證高速巡航性能不變，則需要保證飛機在該狀態下的機翼面積是足夠的。因此，本文選取飛機高速巡航階段計算的機翼面積為約束進行分布式螺旋槳—機翼構型設計。

1.3 螺旋槳個數選擇

螺旋槳個數直接決定了動力輸出效率和對機翼升力的影響，分布式螺旋槳個數需要從多個方面進行綜合考慮和設計。本節對螺旋槳個數選取的原則是在避免相鄰螺旋槳相互干擾的前提下，盡可能使機翼全部處于螺旋槳滑流中，且處于翼梢位置的兩個螺旋槳，其轉軸與翼梢展向位置坐標一致，則分布式螺旋槳直徑與機翼翼展的關系為

式中，N為分布式螺旋槳個數，bw為翼展，bl為機身寬度，Ds為分布式螺旋槳直徑。

1.3.1 從螺旋槳槳盤面積變化考慮

分布式推進螺旋槳槳盤面積與其所能提供的推進效率密切相關，相同的螺旋槳槳盤面積產生相同的推進效率，一般來講，使用越多的小槳盤，總的槳盤面積越小，則總的推進效率越低[11]。分布式電推進飛機螺旋槳個數N與總面積Atotal的關系為

因此，運12F螺旋槳槳盤面積為12.53m2。則分布式推進螺旋槳槳盤面積與螺旋槳個數的關系曲線如圖2所示。

圖2 分布式螺旋槳個數與槳盤面積關系Fig.2 Relationship between the number of distributed propellers and the area of the propeller disc

隨著螺旋槳個數的增加，分布式螺旋槳槳盤總面積減小，當螺旋槳個數為16 時，分布式電推進飛機螺旋槳槳盤總面積與參考機型運12F 槳盤總面積相當，即從螺旋槳槳盤面積考慮，螺旋槳個數應不大于16個。

1.3.2 螺旋槳個數對電動機輸出功率的影響

動力系統的高效運行與螺旋槳和電動機的效率有關，同時也取決于二者之間的良好匹配。滿足功率需求下，要求兩者在同一轉速時都處于高效率運行狀態。根據雷默[12]對斯廷頓方程的修正形式，其螺旋槳直徑與所需功率的關系為

式中， 多葉槳時系數Kp取0.49，Ps為發動機功率。

取改型前后螺旋槳槳尖速度相同，將式（5）代入式（6），則匹配較好的單個電機功率與螺旋槳個數的關系為

實際上，分布式螺旋槳飛機單個電機功率為參考機型發動機總功率平均分配至N個螺旋槳，則由此得到分布式推進螺旋槳個數與電機匹配情況，如圖3所示。

圖3 螺旋槳個數與電動機功率匹配Fig.3 Matching between the number of propellers andmotor power

由圖3可知，在交點處電機個數約為12個，此時電機功率與螺旋槳直徑匹配關系良好。

1.3.3 從螺旋槳總質量變化考慮

本文對于改型后的分布式螺旋槳擬采用參考飛機螺旋槳等比縮小的同種材質螺旋槳。兩者質量比等于體積比，等比縮小的螺旋槳的總質量與個數間的關系為

式中，Mtotal為分布式推進螺旋槳總質量，Mref為運12F 飛機單個螺旋槳質量。

分布式推進螺旋槳個數與質量的關系如圖4所示。由圖4 可知，在交點處螺旋槳個數為10 個，超過10 個螺旋槳后，分布式螺旋槳總質量小于運12F原型機。

圖4 分布式螺旋槳個數與螺旋槳質量匹配Fig.4 Matching between the number of distributed propellers and the quality of propellers

綜上所述，從螺旋槳槳盤面積考慮，分布式螺旋槳個數應不超過16個；從電機輸出功率的角度考慮，分布式螺旋槳個數的最佳方案為12個；從螺旋槳質量的角度考慮，分布式螺旋槳個數應不少于10 個。因此，本文對分布式螺旋槳個數為10、12、14、16個時的機翼面積進行修正。結合式（1）～式（3），重新計算可以得到修正后的分布式推進飛機的機翼面積，見表2。

表2 分布式推進機翼面積修正Table 2 Distributed propulsion wing area correction

本文擬采用與運12F原型機相同的螺旋槳進行等比例縮小，則根據螺旋槳相似理論，分布式螺旋槳與原型機螺旋槳前進比相同。由參考文獻[10]可知，原型機螺旋槳巡航階段前進比約為1.49，效率約為0.85；爬升階段螺槳前進比約為0.75，效率約為0.70。為保證螺旋槳滑流全部覆蓋于機翼表面，則根據表2 中所得翼展、式（4）及相似準則中馬赫數相似，即n1D1=n2D2，得到分布式螺旋槳直徑和轉速；將各飛行階段所需拉力代入CT=T/(ρn2D4)，計算不同組合的螺旋槳拉力系數；將需用功率和效率代入P=Pwη，CP=Pw/(ρn3D5)，計算螺旋槳功率系數，則結果見表3。

表3 各飛行階段螺旋槳參數初步估計Table 3 Preliminary estimation of propeller parameters for each flight stage

1.4 氣動模型建立及升阻力驗證

本文選用OpenVSP 對機翼及螺旋槳組合體進行建模和氣動力計算分析，其為NASA 開發的開源參數化飛機設計評估軟件，可用于氣動參數計算，計算方法包括渦格法及面元法，可快速建立模型并進行高效計算，適合飛機設計初期的方案設計及概念設計階段。

為驗證計算方法的準確性，本文將渦格法及面元法建立的機翼模型與運12F風洞試驗結果進行對比。升阻力系數對比結果如圖5和圖6所示。來流速度為60m/s，采用渦格法計算，在升力系數線性段范圍內，升力系數計算結果幾乎與風洞試驗結果重合，最大升力系數比試驗結果約小12%；采用面元法所計算的升力線斜率比風洞試驗結果約大5%，最大升力系數比試驗結果約大13%。兩種計算方法所得到的最大升力系數迎角比試驗結果小2°～3°。所計算的阻力系數在升力系數線性段均略小于試驗值，但誤差不超過4.6%。

圖5 升力系數對比Fig.5 Comparison between lift coefficient

圖6 阻力系數對比Fig.6 Comparison between drag coefficient

由此可見，OpenVSP 中采用渦格法在升力系數線性段的升阻力計算準確性較為可觀，采用面元法計算的升力系數偏大，但阻力系數更為接近試驗結果。而兩種方法均無法非常準確地估計最大升力系數及最大升力系數迎角。后面將主要參考數值模擬中升力系數線性段的模擬結果。

1.5 分布式螺旋槳機翼表面壓差及升阻力

將表3中估算的螺旋槳相關參數結果在OpenVSP中進行激勵盤模型建模，與表2中修正后的機翼組合后，選取飛機典型飛行狀態，爬升狀態時，來流速度為60m/s，迎角為5°；巡航狀態時，來流馬赫數為105m/s，迎角為1°，渦格法計算得到不同組合分布式螺旋槳機翼上下表面壓差分布情況如圖7～圖14所示。

圖7 機翼上下表面壓差分布情況（分布式螺旋槳16個，V=105m/s，α=1°）Fig.7 Distribution of differential pressure between the upper and lower surfaces of the wing(16 Distributed propellers, V =105m/s, α= 1°)

圖8 機翼上下表面壓差分布情況（分布式螺旋槳16個，V =60m/s，α=5°）Fig.8 Distribution of differential pressure between the upper and lower surfaces of the wing(16 Distributed propellers, V =60m/s, α= 5°)

圖9 機翼上下表面壓差分布情況（分布式螺旋槳14個，V =105m/s，α=1°）Fig.9 Distribution of differential pressure between the upper and lower surfaces of the wing(14 Distributed propellers, V =105m/s, α= 1°)

圖10 機翼上下表面壓差分布情況（分布式螺旋槳14個，V =60m/s，α=5°）Fig.10 Distribution of differential pressure between the upper and lower surfaces of the wing(14 Distributed propellers, V =60m/s, α= 5°)

圖11 機翼上下表面壓差分布情況（分布式螺旋槳12個，V =105m/s，α=1°）Fig.11 Distribution of differential pressure between the upper and lower surfaces of the wing(12 Distributed propellers, V =105m/s, α=1°)

圖12 機翼上下表面壓差分布情況（分布式螺旋槳12個，V =60m/s，α=5°）Fig.12 Distribution of differential pressure between the upper and lower surfaces of the wing(12 Distributed propellers, V =60m/s, α= 5°)

圖13 機翼上下表面壓差分布情況（分布式螺旋槳10個，V =105m/s，α=1°）Fig.13 Distribution of differential pressure between the upper and lower surfaces of the wing(10 Distributed propellers, V =105m/s, α= 1° )

圖14 機翼上下表面壓差分布情況（分布式螺旋槳10個，V =60m/s，α=5°）Fig.14 Distribution of differential pressure between the upper and lower surfaces of the wing(10 Distributed propellers, V =60m/s, α= 5°)

計算結果表明，來流速度為105m/s、迎角為1°時，分布式螺旋槳槳盤后形成的螺旋槳滑流對機翼2/c處的大部分區域影響較為明顯，上下表面壓差較大；螺旋槳滑流對機翼表面的負壓增強效果明顯，負壓增強區基本連成一片，翼梢處有較為明顯的高壓區。來流速度為60m/s、迎角為5°時，分布式螺旋槳滑流從機翼前緣區域即產生影響，在機翼表面一直擴展直至后緣，前緣附近壓差變化明顯，翼梢處同樣存在高壓區。

圖15～圖18 為兩種來流速度下升阻力隨迎角的變化。由圖可知，當來流速度為105m/s 時4 組方案的升阻力系數隨迎角變化情況基本相同，分布式螺旋槳為16 個時，在迎角超過10°以后升阻力系數略低于其他三組；當來流速度為60m/s時，這種趨勢更為明顯。在迎角0°附近，分布式螺旋槳為16 個時，其升力系數要略高于其他三組，但隨著迎角增大，其升力線斜率要小于其他三組，迎角超過10°以后尤為明顯，當迎角為15°時，分布式螺旋槳為16個的方案升力系數比其他三組低約8%。綜合考慮飛機在各階段的飛行性能需求，盡量選取分布式推進螺旋槳為10、12、14個。

圖15 升力系數對比(V =105m/s)Fig.15 Comparison between lift coefficient(V =105m/s)

圖16 阻力系數對比(V =105m/s)Fig.16 Comparison between drag coefficient(V =105m/s)

圖17 升力系數對比(V =60m/s)Fig.17 Comparison between lift coefficient(V =60m/s)

圖18 阻力系數對比(V =60m/s)Fig.18 Comparison between drag coefficient(V =60m/s)

1.6 電動機選擇

在初步確定分布式螺旋槳各項參數后可據此對電動機進行選擇。所選電動機應滿足飛機各飛行階段的功率需求，即電動機輸出功率大于螺旋槳吸收功率。初步估算各飛行階段電動機輸出功率

式中，ηm為電機效率，取0.9；ηp為螺旋槳效率，取0.7；ηc為控制效率，取0.95。

另外，螺旋槳轉速—功率特性與電動機轉速—功率需要合理匹配，確保在相應轉速—功率下電動機有較高的效率。經過查找相關資料發現，EMRAX 系列電動機覆蓋功率范圍較大，數據公開，可獲得性強，其不同型號電動機相關參數見表4。

表4 EMRAX電動機參數Table 4 EMRAX motor parameters

通過對表3及表4的分析可知，當選擇分布式推進螺旋槳個數為12 個時，可以選擇EMRAX348 電動機，其輸出功率轉速等參數與初步估算的螺旋槳相關參數匹配較好。在轉速為3337r/min時，電動機效率約為95%，功率為200kW，能夠滿足各任務剖面需求，其單個電動機重量為41.5kg。至此確定分布式螺旋槳個數為12個。

2 螺旋槳設計

前文由動量理論確定的螺旋槳參數，僅考慮了螺旋槳的軸向效應，而未考慮螺旋槳的旋轉效應，并不體現螺旋槳實際繞流特征。需根據表3中對于分布式螺旋槳在各飛行階段的參數，進行螺旋槳槳葉設計。在設計槳葉時采用葉素理論將槳葉分為有限個葉素，計算每一葉素上的氣動力，沿徑向積分得到槳葉總的氣動力。在各飛行狀態下，如果沿著槳葉徑向的所有翼型都在最大效率（最大升阻比）迎角工作，則螺旋槳效率最高。

由于飛機大部分飛行任務在巡航階段，根據參考文獻[13]選擇螺旋槳翼型為Clark-Y18，其在飛機巡航速度下阻力系數更小。螺旋槳設計過程如下[14]：根據前文確定的飛機在各任務階段的需用拉力、飛行速度、螺旋槳槳葉數、半徑、槳轂半徑，將其中一個槳葉分為nb段（nb+1個截面），確定沿槳葉徑向各截面的翼型分布；計算拉格朗日乘數K；計算第i個截面的弦長l和槳距角θ。

式中，λ為前進比，ξi=為第i個截面的量綱一坐標。誘導迎角為

量綱一實際速度為

量綱一弦長b=l/R，l為弦長，b取0.01～0.21，步長為0.01。局部雷諾數Reζ=VEb·Re，局部馬赫數Maζ=VEMa，其中Re為自由流雷諾數，Ma為自由流馬赫數。

第i個截面翼型最大效率迎角αmax，是翼型最大升阻比時對應迎角。

量綱一弦長為

逐步令b增大計算|B-b|最小值，此時b為第i個截面無量綱弦長，實際弦長l=bR，αmax為第i個截面迎角。第i個截面槳距角θ=δ+αmax。

根據前文對分布式螺旋槳參數的估算，螺旋槳直徑為1.4387m，轉速為3337r/min，5 葉槳，在OpenVSP 中進行螺旋槳槳葉設計，最終確定螺旋槳槳葉相關參數如圖19和圖20 所示，其中3/4 扭轉角為螺旋槳槳葉在螺旋槳軸心到3/4螺旋槳半徑處的扭轉角度，其作為槳距值，衡量槳葉的整體扭轉。螺旋槳外形如圖21所示。

圖19 弦長分布Fig.19 Chord length distribution

圖20 槳距角分布Fig.20 Pitch angle distribution

圖21 分布式螺旋槳外形圖Fig.21 Distributed propeller outline drawing

用所設計的螺旋槳在OpenVSP 中進行單獨螺旋槳的計算得到簡化的激勵盤模型，對表3中參數進行修正，結果見表5。由此可見，所設計的螺旋槳在幾種飛行狀態下均滿足預期指標。

表5 OpenVSP單獨螺旋槳模型計算結果Table 5 Calculation results of OpenVSP single propeller model

3 機翼—螺旋槳升阻力分析

在OpenVSP中分別采用修正后的激勵盤模型、螺旋槳槳葉模型對機翼及螺旋槳組合體的氣動力系數與原型機進行比較。

3.1 螺旋槳激勵盤模型升阻力計算

來流速度分別為60m/s、105m/s 和120m/s。升阻力系數結果如圖22和圖23所示。計算結果表明，隨著迎角的增大，分布式螺旋槳滑流對升力系數的影響逐漸增大；三種速度狀態下，在來流速度為60m/s時，分布式螺旋槳滑流使飛機升力系數增加最為明顯；綜合來看，在低速大迎角狀態下螺旋槳滑流效應作用更為明顯。

圖22 升力系數Fig.22 Lift coefficient

圖23 阻力系數Fig.23 Resistance coefficient

與升力系數變化趨勢類似，隨著迎角的增大，分布式螺旋槳滑流對阻力系數的影響逐漸增大；分布式螺旋槳在低速時相對原型機的阻力系數增量要大于高速時，以5°迎角為例，由于分布式螺旋槳推進飛機在60m/s 時阻力系數相對原型機增加量要超過其速度在105m/s 時的約13%，這要求分布式螺旋槳飛機在爬升狀態下，應有較大的拉力以滿足起飛、爬升等階段的任務需求。

從升力系數與阻力系數的變化情況來看，分布式螺旋槳滑流效應確實可以增大機翼的升力系數，但代價是阻力系數隨之增大，尤其是在大迎角姿態下。從這個角度來講，將傳統的雙發螺旋槳—機翼改型為分布式螺旋槳—機翼而保證飛機在大迎角下的性能指標，需要考慮減阻問題，如增大機翼展弦比。

3.2 螺旋槳槳葉轉向對機翼表面壓力分布的影響

螺旋槳槳葉模型中，螺旋槳相關參數設置見表5。在槳葉模型中，位于翼梢處的兩個螺旋槳以逆翼尖渦方向旋轉，以削弱翼尖渦強度，降低機翼的誘導阻力。相鄰螺旋槳轉向設置為轉向相反，其轉軸中間位置槳葉均處于上行或下行狀態，可以使轉軸中間區域機翼的前緣吸力加強[15]。

為更好地模擬螺旋槳轉向對機翼表面壓力分布的影響情況，采用面元法對螺旋槳及機翼模型進行模擬。來流速度為60m/s、迎角為5°時，機翼上表面壓力分布模擬結果如圖24 所示。由圖24 可知，翼梢處的螺旋槳明顯改善了此處的高壓區，推遲了翼尖失速。機翼前緣負壓區域明顯，且對向旋轉的兩槳葉下行中間區域的機翼前緣負壓區域增大。

圖24 面元法槳葉模型模擬機翼上表面壓力分布Fig.24 Panel method blade model simulation of pressure distribution on the upper surface of a wing

3.3 螺旋槳位置對升阻力的影響

為了使發動機短艙與機翼的機械固定裝置不影響機翼上表面氣流流動，且出于固定裝置設計制造外形簡單減小阻力的考慮，原型機發動機短艙及螺旋槳位于機翼下方0.3m 處。而采用分布式螺旋槳，為提高機翼上表面空氣流速，使螺旋槳滑流的增升作用最大化，可考慮調整分布式螺旋槳縱向位置至機翼上方。圖25～圖28為不同來流速度下，分布式螺旋槳分別位于機翼上方及下方0.146m處，對模型升阻力的影響。通過分析可知，分布式螺旋槳無論上置或下置，均會使模型升力系數高于原型機；在飛機大迎角狀態下，螺旋槳上置時的升力系數大于螺旋槳下置時的升力系數，小速度時更為明顯。在巡航及爬升狀態下，螺旋槳上置比螺旋槳下置升力系數約提高5%。圖25 和圖26 所示為來流速度為120m/s時，升力系數和阻力系數隨迎角變化曲線。通過分析可知，分布式螺旋槳上置效果好于下置，在迎角為15°時，螺旋槳上置時的升力系數比螺旋槳下置時增加0.1，阻力系數減小0.005。圖27 和圖28 所示為來流速度為60m/s 時，升力系數和阻力系數隨迎角變化曲線。通過分析可知，在迎角大于5°后，分布式螺旋槳上置使升力系數有所增加，同時阻力系數也在明顯增加。在迎角為15°時，螺旋槳上置比螺旋槳下置的升力系數增加0.15，但阻力系數約增大0.025。

圖25 分布式螺旋槳在機翼上下升力系數(120m/s)Fig.25 Lift coefficient of distributed propeller above and below the wing (120m/s)

圖26 分布式螺旋槳在機翼上下阻力系數(120m/s)Fig.26 Drag coefficient of distributed propeller above and below the wing (120m/s)

圖27 分布式螺旋槳在機翼上下升力系數(60m/s)Fig.27 Lift coefficient of distributed propeller above and below the wing (60m/s)

圖28 分布式螺旋槳在機翼上下阻力系數(60m/s)Fig.28 Drag coefficient of distributed propeller above and below the wing (60m/s)

4 結論

本文以運12F 飛機巡航性能為約束，首先根據動量理論對其改為分布式推進螺旋槳飛機后的機翼參數進行修正；然后從螺旋槳槳盤面積、螺旋槳與電動機匹配關系、螺旋槳質量三個方面綜合評估，確定以運12F 為原型機的分布式推進飛機機翼前緣螺旋槳個數為12 個；之后，基于已選定的分布式推進螺旋槳—機翼布局形式，根據原型機爬升及巡航階段的動力需求進行螺旋槳設計；最終確定分布式推進螺旋槳—機翼模型的各項參數，將其與原型機的螺旋槳—機翼模型在OpenVSP 中采用渦格法進行氣動特性計算對比分析。得到以下結論：

（1）位于機翼前緣的分布式螺旋槳所產生的滑流效應能夠使飛機升力系數增大，但其代價是阻力增加，尤其是在速度較低和迎角較大的飛行階段（如爬升、起飛），螺旋槳滑流在使飛機升力系數有較大提升的同時，也大大增大了阻力，甚至阻力系數影響量將超過升力系數，但將螺旋槳置于機翼翼面以上可提高機翼上表面流速，合理布置可抑制阻力的增加。

（2）螺旋槳滑流對機翼升力系數提升作用是隨著迎角增加而增加的，且在速度較小時更為明顯，則螺旋槳滑流可主要指向提升飛機起飛、爬升等階段的性能指標。

（3）機翼翼梢處的螺旋槳以逆翼尖渦方向旋轉可以削弱翼尖渦強度，降低誘導阻力，改善翼尖失速。

將常規構型的雙發螺旋槳飛機改型為分布式螺旋槳飛機，由于飛機氣動特性的變化較為復雜，一方面對電動機和螺旋槳在不同飛行階段提供功率及推力的能力提出了要求，應結合電動機替換內燃機能效的提升綜合考慮，以獲取整機的最大收益；另一方面，若單獨考慮分布式推進螺旋槳對飛機氣動特性的優化，仍需要在設計過程中追求“增升減阻”，如增大機翼的展弦比、調整分布式螺旋槳位置，進一步分析螺旋槳與機翼的位置關系對其氣動特性的影響，或是考慮在不同的飛行階段具體的性能指標，對螺旋槳進行特殊任務需求設計。