小型巡飛彈螺旋槳布局氣動特性研究

林 暢,趙 熹,楊 宇,郭拉鳳,楊成偉,葉波波,佘牟楊

(1.中北大學航空宇航學院,山西 太原 030051)

(2.北京理工大學長三角研究院(嘉興),浙江 嘉興 314000)

(3.北京理工大學機電學院,北京 100081)

巡飛彈是一種具備偵察和制導功能的小型低成本智能彈藥[1]。螺旋槳是低速小型巡飛彈常用的推進裝置,目前后置螺旋槳動力布局被廣泛采用。相關學者針對螺旋槳對飛行器性能影響的研究主要包括兩個方面:一方面側重于對多個螺旋槳在不同布局下的氣動性能研究,如Ghoreyshi等[2]研究了不同相位角和間距對串列雙螺旋槳推力和扭矩的影響;Zanotti等[3]研究了在軸向間距確定的條件下不同槳盤重疊程度對串列螺旋槳性能的影響;湯斯佳等[4]以共軸對轉螺旋槳為研究對象,對比了4種槳間距下共軸對轉螺旋槳的推進效率;de Vries等[5]研究了并列螺旋槳的相互作用對螺旋槳效率的影響。另一方面側重于對螺旋槳與飛行器氣動耦合效應的研究,如Westcott等[6]通過改變傾轉旋翼無人機前置、后置螺旋槳的角度研究了螺旋槳位置對機翼氣動性能的影響;Cho[7]研究了中置布局的增升作用及其對俯仰力矩的影響;Wang等[8]提出了一種中置布局的螺旋槳增升雙翼結構,利用螺旋槳的干擾提高機翼的氣動性能;陳廣強等[9]研究了后置布局的螺旋槳對整機氣動特性的影響。目前,針對大型高速螺旋槳推進飛行器的研究已經較為充分,但對于螺旋槳對小型低速巡飛彈氣動性能的影響及其氣動耦合效應的研究尚少。

計算流體力學(computational fluid dynamics,CFD)方法作為一種高精度模擬方法已經發展出了多種模擬方法,包括多參考系(multiple reference frame, MRF)法[10]、滑移網格(sliding mesh model, SMM)法[11]和嵌套網格(overset mesh model,OMM)法[12]等。由于風洞測試成本高昂,且小尺度、低雷諾數的風洞精度難以滿足需求[13],因此CFD方法仍是研究小型巡飛彈氣動特性的重要手段?；谶@一背景,本文以某型巡飛彈及其適配的折疊螺旋槳為研究對象,基于CFD方法對比分析了前置、后置布局的螺旋槳氣動性能,并進一步分析不同布局螺旋槳與巡飛彈的氣動耦合效應。

1 計算模型

1.1 前置/后置螺旋槳布局

本文的研究對象為某小型固定翼巡飛彈,主要技術參數見表1。該巡飛彈采用直徑為13英寸、螺距為8英寸的螺旋槳。前置布局的螺旋槳安裝于巡飛彈機身頭部,與頭部間距為44 mm;后置布局的螺旋槳位于巡飛彈機身尾部,與巡飛彈機身尾部后端面間距為44 mm。兩種布局形式的螺旋槳旋轉軸均位于機身軸線,為便于折疊,螺旋槳的槳間距設計值為70 mm。兩種布局形式的結構示意如圖1所示。

表1 某型巡飛彈主要參數

圖1 兩種布局的計算模型

1.2 氣動性能表征參數

本文用于表征巡飛彈氣動特性的參數主要有升力系數CL、阻力系數CD以及升阻比K,見式(1)～(3):

(1)

(2)

(3)

式中:L為巡飛彈的飛行升力,N;D為巡飛彈的飛行阻力,N;ρ為標準狀況平均海面下的大氣密度,取值為1.225 kg/m3;v為飛行速度,m/s;S為機翼參考面積,取值0.29 m2。

本文用于表征螺旋槳氣動特性的參數主要有不同前進比λ下的拉力系數CT,見式(4)～(5):

(4)

(5)

式中:N為螺旋槳轉速,r/min;d為螺旋槳直徑,m;T為螺旋槳拉力,N。

2 數值模擬方法及驗證

2.1 數值模擬方法選擇

對于螺旋槳氣動力的求解,CFD方法基于真實模型計算,相較于理論分析方法更加接近真實物理狀態,相較于風洞測試更便捷、高效且精度也得到了驗證。在已有的多種方法中,MRF法和SMM法由于計算效率高,在螺旋槳的數值模擬中得到廣泛應用。

本文對研究對象的13英寸×8英寸螺旋槳分別進行地面試驗和數值模擬。地面試驗利用商用無人機動力測試臺在無來流的狀態下進行螺旋槳測試,如圖2所示。數值模擬分別采用MRF和SMM方法,選擇Realizablek-e湍流模型,運用混合網格生成技術生成網格[14],計算區域交界處采用多面體網格填充,其余部分為六面體非結構化網格,網格數量為6萬。通過比較螺旋槳地面試驗和數值模擬(MRF法和SMM法)的拉力和扭矩數據,在上述兩種數值模擬方法中選擇一種作為本文CFD仿真計算的方法。

圖2 無人機動力測試臺

地面試驗和數值模擬結果如圖3所示,由圖可知,兩種數值模擬方法的結果都能較好地吻合地面試驗結果。轉速在2 000～8 800 r/min時,MRF法的最大拉力與地面試驗結果的誤差為3.1%,最大扭矩誤差為9%;SMM法的最大拉力誤差為10%,最大扭矩誤差為27%。轉速在8 800～12 000 r/min時,MRF方法的最大拉力與地面試驗結果的誤差為13.06%,最大扭矩誤差為4.5%;SMM方法的最大拉力誤差為2.41%,最大扭矩誤差為12.41%?？傮w來看,在低轉速下,MRF方法的計算結果與地面試驗結果更接近,隨著轉速提高,兩種方法的計算誤差均有所增大。但是,由于SMM方法對計算資源的要求高,計算耗時長,為了兼顧計算效率和計算準確性,本文選擇MRF方法進行數值模擬計算。

圖3 兩種數值模擬方法及地面試驗結果對比

2.2 網格無關性驗證

不同網格數量下的數值計算結果可能存在差異[15]。為了盡可能減少網格數量,加快計算速度同時保證計算精度,針對計算模型進行網格無關性驗證。利用ANSYS Fluent Meshing[16]生成4組不同數量的計算網格,分別為47萬、108萬、186萬、227萬,旋轉流域部分網格與2.1節保持一致。其中,186萬網格的對稱剖視圖如圖4所示。

圖4 計算區域

在0°迎角、30 m/s來流速度下對不同數量計算網格進行仿真計算,對比不同數量計算網格的巡飛彈升力系數CL,結果如圖5所示。由圖可以看出,網格數量大于186萬以后,升力系數趨于穩定,不同網格數量下的升力系數最大誤差為10.1%。綜合考慮計算效率和精度,本文數值模擬的網格數量確定為186萬。

圖5 網格無關性驗證

3 計算結果

3.1 不同布局螺旋槳氣動性能分析

影響不同布局螺旋槳氣動性能的主要因素是巡飛彈機身的干擾。對于后置布局的螺旋槳,其槳盤來流受到機身的干擾,導致氣動性能下降;對于前置布局螺旋槳,其槳盤后的下洗氣流易被機身阻擋,導致工作效率降低。由于巡飛彈所用的螺旋槳多為折疊槳,與傳統的直槳相比,折疊槳葉之間有一定的槳間距,而槳間距也直接決定了螺旋槳受機身干擾的程度。因此,本文針對不同槳間距的螺旋槳,分析了不同布局下的螺旋槳氣動性能,仿真工況見表2。

表2 不同布局螺旋槳CFD仿真工況

前置布局的槳盤來流不受機身干擾,因此在前進比為0.40～0.50時,前置布局的拉力表現優于后置布局,并且隨著槳間距增大更為明顯。槳間距為100 mm時,前置布局相較于后置布局拉力系數最大增加了7.4%,主要原因是隨著槳間距增大,后置布局受機身的干擾程度減小。在高來流速度下,機身干擾對螺旋槳的影響不明顯,因此隨著前進比增大,兩種布局的拉力系數差距逐漸減小,如圖6所示。

圖6 兩種布局拉力與槳間距的關系

在槳間距為70 mm條件下,當前進比小于0.50時,前置布局的拉力系數大于后置布局;前進比大于0.50之后,前置布局的拉力系數小于后置布局且下降速度明顯快于后置布局,如圖7所示。取前進比為0.45、0.65時前置、后置布局的巡飛彈對稱剖面的速度云圖進行分析,結果如圖8所示。

圖7 70 mm槳間距前進比-拉力系數曲線

圖8 兩種布局速度云圖對比

由圖可以看出,前進比為0.45時,前置布局的槳盤來流相對穩定,而后置布局的槳盤來流受到機身的干擾,導致螺旋槳氣動性能下降;前進比大于0.65時,隨著前進比增大,后置布局巡飛彈機身對槳盤來流的干擾作用減弱,但對來流的減速作用更加顯著,槳葉根部的氣流速度明顯降低,使螺旋槳氣動性能得到一定的提升。因此后置布局的拉力系數高于前置布局。

3.2 不同布局螺旋槳與巡飛彈的氣動耦合效應分析

1)對巡飛彈阻力系數的影響。

數值計算結果表明,前置布局的巡飛彈阻力系數大于后置布局,如圖9所示,隨著前進比增大兩種布局的阻力系數差異逐漸減小,兩者最大差距出現在前進比為0.40時,前置布局比后置布局大28.3%。進一步對前置、后置布局的巡飛彈對稱剖面的速度云圖進行分析,如圖10所示。

圖9 阻力系數

圖10 前進比為0.40時的速度云圖

由圖可知,前置布局阻力系數較高的原因是前置布局對流經巡飛彈的氣流加速作用更加明顯,增大了巡飛彈的阻力。

2)對巡飛彈升力系數的影響。

由于螺旋槳對流經機翼氣流的加速作用,因此在不同的前進比下前置布局的升力系數均比后置布局高出10%左右,如圖11所示。進一步分析兩種布局下翼根處的速度云圖,如圖12所示,由圖可知,前置布局機翼根部氣流的氣流速度明顯高于后置布局。

圖11 兩種布局升力系數對比

圖12 前進比為0.45時的翼根速度云圖

3)對巡飛彈升阻比的影響。

計算結果表明,隨著前進比增大,巡飛彈的升阻比增高且后置布局的升阻比高于前置布局,在前進比為0.40時兩者差距最大,相差1.01,如圖13所示。

圖13 兩種布局升阻比對比

根據1)的分析結果,在前進比較小時前置布局的阻力顯著大于后置布局,但兩種布局的拉力系數相近,導致升阻比差距較大。隨著前進比增大,前置布局螺旋槳對氣流的加速作用和后置布局機身對來流的減速作用逐漸減弱,因此兩者的阻力系數差距逐漸減小,從而導致升阻比差異減小。

4 結論

本文通過數值模擬,研究了不同布局巡飛彈螺旋槳的氣動性能以及螺旋槳與巡飛彈的氣動耦合效應,得出如下結論:

1)在70 mm的槳間距下,螺旋槳有效避開了巡飛彈機身的尾流影響,因此兩種布局形式對螺旋槳氣動特性的影響并不顯著,但與整彈的氣動耦合效應明顯。

2)前、后置布局的螺旋槳對流經巡飛彈的氣流都有加速作用,其中前置布局的影響更為明顯。前置布局的整彈升力系數、阻力系數均有明顯增加,升力系數最大增加12.65%,阻力系數最大增加28.32%。后置布局的升阻比高于前置布局。

考慮滑流作用對飛機機翼氣動影響的分布式螺旋槳布局優化設計方法,對促進螺旋槳飛機動力/氣動布局一體化設計理念的發展有一定意義。在螺旋槳滑流影響下,對分布式螺旋槳飛機動力布局和氣動外形進行一體化優化設計,提升分布式推進飛機氣動特性,是后續研究的重要方向。