螺旋桨滑流对菱形翼布局无人机气动的影响

孙俊磊，王和平,*，周洲，雷珊

1.西北工业大学 航空学院，西安 710072 2.中航工业西安飞机工业(集团)有限公司 飞机设计研究院，西安 710089

在螺旋桨飞机的气动设计和性能分析中，研究螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响是其必须考虑的问题[1-3]。而菱形翼布局飞机由于特殊的布局形式，其受螺旋桨滑流的影响而导致的气动特性的变化与常规布局飞机有很大不同。菱形翼布局飞机的机翼由前翼和后翼组成。其前翼后掠，后翼前掠，后翼翼尖在前翼翼尖或前翼中部与前翼相连，形成一个框架式结构。因无论从俯视或正视来看，其翼面都构成一个菱形外形，因此命名为菱形翼布局飞机，有些文献称其为连翼布局(Joined-Wing)飞机或盒式翼布局飞机[4]。此种构型有前后两副机翼，螺旋桨产生的滑流随螺旋桨安装位置的不同对前后翼的干扰影响差异很大，对全机气动特性的影响也有很大不同。

目前国内外众多专家学者[5-8]针对菱形翼布局无人机的气动特性已经进行了大量的研究，如刘学强等[5]对菱形翼布局客机的气动特性进行了数值分析并与常规构型进行了对比。李光里等[6]对平列式菱形翼布局进行了风洞试验，唐胜景等[7]对后翼上反串置翼无人机进行数值分析的方法也为进行菱形翼布局无人机的数值模拟提供了较好的研究思路，但上述文献主要是针对干净构型气动特性的研究，对于螺旋桨滑流对菱形翼布局气动特性影响的研究还很少见。

论文研究的无人机具有典型的低雷诺数特征，飞机表面边界层内易发生分离而形成层流分离泡[9]，其会显著降低全机的气动效率。目前针对低雷诺数状态下螺旋桨滑流与机翼之间的气动干扰问题已经进行了大量的研究[10-13]，如Catalano[10]研究了35万雷诺数下螺旋桨滑流对FX 63-137机翼气动特性的影响。研究结果表明在螺旋桨滑流影响区域内，机翼表面边界层内的层流分离泡结构彻底消失，拉力机翼表面流动转捩位置前移并接近机翼前缘位置；王科雷等[12]研究了分布式螺旋桨对FX 63-137低雷诺数机翼气动特性的影响，研究结果表明螺旋桨滑流作用极大地丰富了机翼边界层内湍动能程度，促使螺旋桨下游区域内机翼由前缘开始流动转捩并消除了层流分离。这些研究都为论文的分析提供了依据。

论文通过对带桨前后无人机的气动特性进行数值模拟和流场分析研究了螺旋桨滑流对菱形翼布局气动特性的影响。

1 计算模型

为研究螺旋桨滑流对菱形翼布局无人机气动特性的影响，采用图1所示的4种构型进行数值模拟。其中图1(a)为安装机身拉进式螺旋桨构型，螺旋桨直径为0.533 4 m (21 in)，沿来流方向顺时针旋转，螺旋桨距机头的距离为100 mm，图1(b)～图1(d)使用双桨，螺旋桨直径为0.330 2 m(13 in)，螺旋桨中心点距机翼前缘距离为150 mm。螺旋桨的安装角为0°，距离机头和机翼前缘点的垂直安装距离为0 m，螺旋桨反向对转且左侧机翼安装的螺旋桨均沿来流方向顺时针旋转；其中图1(b)和图1(c)构型的螺旋桨中心点分别位于Z/η=35%(Z为剖面距对称面的距离，Z=0.612 5 m，η为半展长)处的前后翼上(即前翼内翼段和后翼段的半展长位置)，图1(d)的螺旋桨中心点位于Z/η=44%处(靠近前后翼连接处)。在分析过程中分别使用Fuselage Pro、Frt-wing Pro、Aft-wing Pro1、Aft-wing Pro2来表示上述4种构型，其中Frt-wing和Aft-wing分别代表前后翼。各构型中的无人机均为低雷诺数菱形翼布局无人机。

使用ANSYS ICEM CFD软件绘制模型计算网格。网格分为旋转和非旋转两个区域，其中旋转区域主要在螺旋桨附近，其余为非旋转区域。非旋转区域采用结构网格进行建模。考虑到黏性计算需要，第1层网格距离物面约为1×10-5m，保证近壁面y+≈1，加密机翼前后缘及翼身连接处的网格。在螺旋桨的旋转区域采用非结构网格进行建模，按照0.7倍螺旋桨半径处的剖面速度计算雷诺数并保证近壁面y+≈0.5，网格量约为187万，对于Fuselage Pro构型采用全模计算，整个网格量约为1 210万，对于Frt-wing Pro、Aft-wing Pro1、Aft-wing Pro2构型采用半模计算，网格量约为775万，图2所示为Aft-wing Pro2构型的混合网格示意图。

图1 菱形翼布局无人机构型和螺旋桨示意图
Fig.1 Schematic of diamond joined-wing configuration UAV with propellers

图2 Aft-wing Pro2 构型混合网格结构
Fig.2 Hybrid grid structure of Aft-wing Pro2 configuration

2 数值模拟方法及试验验证

2.1 数值模拟方法

使用Fluent软件进行数值模拟计算，采用多重参考系(Multiple Reference Frame，MRF)方法求解基于结构与非结构混合网格技术的k-kL-ω转捩模型[14]准定常求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程。空间离散方法采用二阶迎风MUSCL插值的Roe格式，时间离散与推进则采用隐式AF(Approximate Factorization)方法。

2.1.1 MRF方法

MRF方法是旋转单元体的稳态近似。它求解出来的流场是一个充分发展的流场，这个流场再以一定的速度运动就可以得到实际的流场，MRF方法是近似的准定常模型，其相对于非定常求解方法更加节省计算资源，同时能够获得较高的数值模拟精度，常用于定轴旋转体的气动计算[15-16]。其主要思想是通过在各螺旋桨周围建立一个规则封闭的圆柱流动区域来模拟螺旋桨的旋转运动，在建立的封闭区域中采用与螺旋桨具有相同转速的旋转坐标系，通过相应的处理方法实现在静态状态下获得包含旋转气流的流场模拟效果。

2.1.2k-kL-ω转捩模型

k-kL-ω转捩模型是基于局部变量构造的新模型，其通过‘层流动能’来预测层流分离转捩的位置和发展趋势并引入了‘分裂机制’来描述层流与湍流之间的相互影响，其运输方程组为

(1)

(2)

(3)

湍流和层流动能生成项及近壁面耗散项的表达式为

PkT=νT,sS2

(4)

(5)

PkL=νT,lS2

(6)

(7)

式中：x为坐标轴系，其下标i，j表示各轴系的方向；k为动能；ν为黏性系数；下标T表示湍流，L表示层流，s表示小尺度，l表示大尺度；αT为湍流标量扩散率；ω为湍流频率；S为张力率梯度；R及RNAT分别表示由旁路转捩和自然转捩而引起的湍流产生项；其他系数的具体取值见文献[14]。

2.2 算例和试验验证

对展弦比为8.9的FX 63-137平直机翼进行数值模拟，其模拟计算高度为2 000 m，来流速度为25 m/s，雷诺数为3×105，计算网格数约为250万，来流湍流度为Tu∞=0.1%，使用文献[17]的试验数据与数值模拟数据进行对比，如图3所示，其中α为迎角，CL为升力系数，CD为阻力系数。

从宏观上来看数值模拟结果与试验数据在小迎角范围内吻合良好，但在大迎角情况下误差较大，这主要是由于数值模拟对机翼表面流动分离的模拟精度较低引起的。

图3 数值模拟结果与试验数据对比
Fig.3 Comparison of numerical simulation results and experimental date

图4 3°迎角时机翼表面极限流线
Fig.4 Limit streamlines on wing surface (α=3°)

图4为3°迎角时机翼表面极限流线分布图，Cp为压力系数，可以看到数值模拟方法可以较为准确地模拟低雷诺数机翼表面的分离、转捩及再附的层流分离特征，采用k-kL-ω转捩模型的数值模拟方法可以用于对低雷诺数菱形翼布局无人机的计算。

图5 螺旋桨拉力对比
Fig.5 Comparison of propeller thrusts

如图5所示，对某型0.533 4 m螺旋桨地面状态不同转速进行数值模拟，并与测试数据进行对比, Ground指地面试验状态，Cruise指巡航状态。从图中可以看出数值模拟的0.533 4 m螺旋桨拉力数据与地面试验数据相比虽然有一定误差且转速较大时误差增大，但其发展趋势基本上吻合良好，这表明基于混合网格技术的k-kL-ω转捩模型求解雷诺平均方程的MRF方法可以用于模拟螺旋桨旋转运动流场。对0.533 4 m螺旋桨和0.330 2 m螺旋桨进行数值模拟，模拟状态选择菱形翼布局无人机的巡航状态，即来流速度为25 m/s，飞行高度为2 000 m时进行计算，图中虚线为提供20 N拉力时对应的螺旋桨转速，此时单0.533 4 m螺旋桨转速约为4 600 r/min，而双0.330 2 m螺旋桨转速约为8 100 r/min，本文通过保持以此转速为前提研究螺旋桨对菱形翼布局无人机气动特性的影响。

3 气动性能的影响分析

图6(a)和图6(b)为菱形翼布局无人机巡航状态下，螺旋桨安装位置不同时其升阻力系数与干净构型(Clean Mod)的差值随迎角变化的曲线，其中ΔCL为升力系数的差值，ΔCD为阻力系数的差值。在较小迎角时，无论采用何种安装方式，螺旋桨滑流均小幅增加了菱形翼布局无人机的升力系数，当迎角增大时，ΔCL随迎角的增大而减少，并都在超过某个迎角后时呈负值，即螺旋桨滑流不仅没有增加菱形翼布局无人机的升力系数，还影响了其升力特性。虽然在常规布局飞机中，受机翼与滑流范围相对位置的影响，在某些情况下螺旋桨滑流也可能导致机翼升力的减少[18]。但在菱形翼布局中，螺旋桨滑流对无人机机翼特别是后翼升力特性的影响与常规布局飞机区别较大，有必要进行详细分析。

螺旋桨滑流导致菱形翼布局无人机的阻力系数均有所增加，在提供相同推力的情况下，安装在机头的螺旋桨对阻力系数的影响大于安装双桨的情况，而在前翼安装螺旋桨会导致全机的阻力系数增长的斜率明显大于机头螺旋桨和后翼安装螺旋桨。后翼安装螺旋桨时滑流对全机阻力系数的增量较小且受迎角变化的影响较小。

图6 气动力系数对比
Fig.6 Comparison of aerodynamic force coefficients

图6(c)为菱形翼布局无人机安装螺旋桨前后的俯仰力矩特性曲线对比图，其中Cm为俯仰力矩系数。图中计算模型由于取消了垂尾，但其计算参考点仍选在原重心处，因此干净构型在4°迎角时纵向静稳定裕度仅有约2.9%，小于采用全机计算时的12.7%。对于常规布局飞机来讲，飞机机翼较为靠近焦点位置，螺旋桨滑流导致机翼气动特性出现少量变化，对俯仰力矩特性的影响有限，几乎可以忽略不计，但图6(c)显示，带桨状态的菱形翼布局无人机俯仰力矩曲线与干净构型相比会出现较大变化。

考虑到机翼分为前后翼且展弦比较大，不利于直接进行分析，为详细分析机翼的三维流场, 选择沿如图7所示位置截取机翼的若干剖面进行分析对比，X代表垂直于来流方向的截面距基准点的距离，基准点在图7所示X=0 m的位置，Z代表顺来流方向的截面到对称面的距离。

图7 截面位置示意图
Fig.7 Shematic of cross-sections position

3.1 机身拉进式螺旋桨

对菱形翼布局无人机干净构型与安装机身拉进式螺旋桨构型(Fuselage Pro)进行数值模拟,并分别对比前后翼升力系数，获得如图8所示的升力特性曲线。从图中可以看出安装机身拉进式螺旋桨其滑流在较小迎角时对前翼具有增升效果，但随着迎角的增大，这种增升效果逐渐减弱，在12°迎角以后时，与干净构型飞机相比，安装机身拉进式螺旋桨的菱形翼布局无人机的升力系数反而有所减少。从图中还可以看到螺旋桨滑流在小迎角时对后翼的增升效果极为有限，然而随着迎角增加，此种构型菱形翼布局无人机后翼的升力系数开始增加，前后翼升力特性的综合变化共同作用导致了如图6(a)所示的Fuselage Pro构型升力系数变化曲线。

图8 Fuselage Pro构型与干净构型升力系数曲线对比
Fig.8 Comparison of life coefficients curves between Fuselage Pro and Clean Mod configuration

图9 前翼上下表面压力分布(α=0°)
Fig.9 Upper and lower surface pressure distribution of the Frt-wing (α=0°)

由于螺旋桨相对来流沿顺时针方向旋转，滑流具有相对来流沿顺时针方向旋转的特性，这使带桨状态与干净构型相比右侧机翼的上表面和左侧机翼的下表面出现了如图9所示的较为明显的低压区。在右侧机翼上表面接近前缘的区域，螺旋桨滑流带来向上的速度分量，相当于增大了这一区域的有效迎角，提高了升力。同理，左侧机翼下表面接近前缘的部分区域，由于螺旋桨的旋转带来的向下速度分量减少了此处的局部迎角，机翼下表面的压强降低。由于螺旋桨位置相对机翼较高，右侧机翼上表面增加的低压区的范围和强度都大于左侧机翼下表面增加的低压区，因此，从整体来看，在0°迎角时机头安装螺旋桨滑流对前翼具有增升作用。

图10为图7所示的X=0.14 m处，迎角分别为0°和16°的截面速度分布(V/V∞)和涡结构图，其视角为来流反方向。机身拉进式螺旋桨相对于前翼前缘实际上有一个较大的垂直安装高度，对比图10(a)和图10(b)可以看到随着迎角的增加，螺旋桨滑流形成的上洗涡系逐渐远离右侧前翼，其对右侧前翼的上洗作用减弱，而螺旋桨滑流在左侧前翼形成的下洗涡逐渐靠近机身，其强度也有所增强，对左侧前翼的下洗作用增强，这导致前翼的升力系数在较大迎角时出现下降的趋势。

图10 Fuselage Pro构型前翼截面速度分布和 涡结构(X=0.14 m)
Fig.10 Velocity distribution and vortex structure of cross-section of Fuselage Pro Frt-wing configuration(X=0.14 m)

图11为螺旋桨滑流的分布云图，其截面位置分别为图7所示的X=0，0.14，0.6，0.8，1.2，1.4 m处，迎角分别为0°和16°，其使用当地速度与来流速度的比值V/V∞来渲染，主要用来显示螺旋桨滑流的发展趋势。结果显示，自由来流经过螺旋桨后，气流不仅有周向旋转和轴向加速的作用，其受周向旋转的诱导上洗涡系还具备向右侧机翼发展的趋势。同时随着迎角的增大，螺旋桨形成的滑流涡系会向上方移动。

图11 Fuselage Pro构型螺旋桨滑流分布
Fig.11 Propeller slipstream distribution of Fuselage Pro configuration

图12 Fuselage Pro构型后翼截面速度分布和 涡结构 (X=1.2 m)
Fig.12 Velocity distribution and vortex structure of cross-section of Fuselage Pro Aft-wing configuration(X=1.2 m)

图12为图7所示X=1.2 m处，迎角分别为0°和16°的截面速度分布和涡结构图，分析图11(a)和图12(a)所示的云图可以看到螺旋桨形成的上洗涡和下洗涡在0°迎角时均从后翼下方掠过，其基本上不会对后翼产生影响，对比图8也可以发现在较小迎角时后翼升力特性几乎没有变化。图12(b)显示，在16°迎角时可以看到螺旋桨形成的上洗涡系已出现在此种构型菱形翼布局无人机后翼右侧机翼的上表面，而强度较低的下洗流也已经开始影响后翼的左侧机翼，由于此时螺旋桨的距离较远，螺旋桨卷起的涡已经出现卷绕破裂的趋势，其上下洗的能力减弱，但从总体上看，螺旋桨上洗涡的强度和影响范围都要大于下洗涡，另外螺旋桨做功仍在一定程度上提高了此处的流动速度，此种构型的菱形翼布局无人机后翼的升力特性有所增大[19-20]。

如图13所示，由于无人机处于典型的低雷诺数状态，干净构型时，后翼会出现层流分离，由于后翼为前掠翼，流动会向翼根处堆积导致后翼根处出现流动分离，后翼靠近翼根处呈现分离再附再分离的流动特点。当飞机安装机身拉进式螺旋桨产生的含有较大湍动能的上洗流流过后翼右侧机翼时，为后翼补充了能量，使后翼部分区域的层流分离变为了附着流，并抑制了后翼右侧机翼的后缘分离，总体上提高了后翼的升力特性。

图13 Fuselage Pro构型与干净构型极限流线对比
Fig.13 Comparison of limit streamlines between Fuselage Pro and Clean Mod configuration

因此当迎角增大时，此种构型菱形翼布局无人机后翼的升力出现增加的原因主要有这几个方面：首先，在后翼处，螺旋桨卷起的涡虽然出现了卷绕破裂的现象，但仍对机翼产生上下洗作用；螺旋桨做功在一定程度上提高了此处流动的速度；同时螺旋桨滑流提高了后翼附近流动的湍流度，为后翼的附面层注入了能量，抑制了层流分离和后缘分离，提高了后翼的升力特性。

图14为带桨状态与干净构型时前后翼提供的俯仰力矩对比曲线，从图中可以看出前后翼升力特性的改变直接导致了前后翼提供的俯仰力矩特性的变化，再联系图6(c)可以看出，安装机身拉进式螺旋桨，当迎角较小时，螺旋桨滑流对前翼具有增升作用且其影响的区域主要在前翼翼根处，而螺旋桨滑流对后翼的升力特性影响不大，此时全机的抬头力矩增大。随着迎角的增大，前翼升力的增量不断减少并最终小于干净构型，而后翼受螺旋桨的影响升力系数不断增大，其能够提供的低头力矩增加。由于螺旋桨对前后翼影响的区域均较靠近翼根，距离焦点位置较远，因此前后机翼升力的少量变化就会导致俯仰力矩出现较为明显的变化，由于全机的俯仰力矩是由前后翼共同提供，螺旋桨对前后翼的影响导致全机的纵向静稳定裕度急剧增大，会严重影响无人机的使用。此外文献[21]采用非定常方法进行数值模拟时螺旋桨滑流对机翼升力特性的影响会呈现周期性，这一定会导致此种构型菱形翼布局无人机的俯仰力矩出现周期性振荡，对飞机控制提出了更高的要求。

图14 Fuselage Pro构型与干净构型俯仰力矩系数 曲线对比
Fig.14 Comparison of pitching moment coefficients curves between Fuselage Pro and Clean Mod configuration

3.2 前翼拉进式螺旋桨

对菱形翼布局无人机干净构型与安装前翼拉进式螺旋桨构型(Frt-wing Pro)进行数值模拟并分别对比前后翼升力系数，如图15所示。安装前翼拉进式螺旋桨产生的滑流对此种构型菱形翼布局无人机的前翼具有明显的增升效果，螺旋桨滑流的增升作用与迎角较小时安装机身拉进式螺旋桨对前翼的影响原理基本相同，在此不再赘述。图15显示前翼拉进式螺旋桨对此种构型菱形翼布局无人机的后翼升力特性的影响较大，当迎角较小时，后翼的升力特性相对于干净构型已经有所减少，随着迎角的增大其升力系数差值不断增大。

图15 Frt-wing Pro构型与干净构型升力系数曲线对比
Fig.15 Comparison of life coefficients curves between Frt-wing Pro and Clean Mod configuration

图16 Frt-wing Pro构型后翼截面速度分布和涡结构 (X=1.2 m,α=0°)
Fig.16 Velocity distribution and vortex structure of cross-section of Frt-wing Pro Aft-wing configuration (X=1.2 m,α=0°)

图16为图7所示X=1.2 m处，迎角为0°时的截面速度分布和涡结构图，从图中可以看到，前翼螺旋桨形成的上洗涡系和下洗涡系在此时均从后翼下方掠过，螺旋桨上洗涡几乎不会影响此种构型菱形翼布局无人机后翼的气动性能，螺旋桨的下洗涡系抑制了后翼部分区域下表面的压力分布，但其作用不强，仅导致这一区域的升力特性少量下降。

随着迎角的增加，前翼拉进式螺旋桨形成的滑流向上方移动，同时由于螺旋桨周向旋转的诱导作用滑流也会向后翼翼根方向偏移，最终会如图17所示，直接影响后翼的气动特性。

图17 Frt-wing Pro构型16°迎角时空间流线分布
Fig.17 Streamlines distribution at 16° angle of attack of Frt-wing Pro configuration

图18 Frt-wing Pro构型后翼截面速度分布和 涡结构 (α=16°)
Fig.18 Velocity distribution and vortex structure of cross-section of Frt-wing Pro Aft-wing configuration (α=16°)

图18为X=1.2 m和1.4 m处迎角为16°时的后翼截面速度分布和涡结构图，可以看到，随着迎角的增加，在X=1.2 m处，螺旋桨的下洗涡对此种构型菱形翼布局无人机的后翼翼根上表面有较强的下洗作用，减少了这一区域的升力特性。而分析X=1.4 m处的涡结构图可以看到螺旋桨的下洗涡对后翼翼根上表面的下洗作用仍然存在，螺旋桨上洗涡出现在后翼翼根附近的下表面，其对机翼的作用也相当于下洗，在螺旋桨下洗涡和上洗涡的共同作用下，后翼翼根较大区域的升力特性出现明显的下降，导致后翼升力特性的降低。

从图16可以看出，螺旋桨的下洗涡系由于受到螺旋桨上洗涡的诱导和下洗作用开始出现卷绕，并形成一个极限环，其进一步发展就会出现涡的融合和破裂，而图18(a)显示在16°迎角时这一趋势不明显，其上洗涡与下洗涡相对独立，并未出现明显的卷绕融合趋势。因此可以看出后翼附近螺旋桨上洗涡和下洗涡之间的相互干扰机理较为复杂，发展趋势难以预测，又受到飞行状态、螺旋桨形状、转速、前翼特性等因素的影响，定量预测螺旋桨滑流对此种构型的菱形翼布局无人机的后翼的影响难度很大。

螺旋桨滑流通过向后翼边界层注入湍动能抑制层流分离和后缘分离的作用仍然存在，其仍能够少量提高后翼的升力特性，但螺旋桨滑流形成的涡系对前后翼的作用才是影响机翼升力特性的主要因素。

将螺旋桨放在前翼时，螺旋桨滑流流过前翼能够提高前翼的升力特性，为全机提供一个抬头力矩，但是流过前翼后产生的复杂涡系结构会严重影响后翼的气动性能，随着迎角的增加，螺旋桨滑流向后翼移动，这种影响越来越严重，全机在这两方面因素的共同作用下不仅抬头力矩会急剧增加，甚至会出现静不稳定的状态。将螺旋桨安装在前翼中部，螺旋桨滑流经过前翼干扰后所形成的涡系结构复杂，对此种构型菱形翼布局无人机后翼的影响难以预测，会增加飞机设计的难度，如将前翼螺旋桨放在前后翼连接处可能较为合适，此时，螺旋桨滑流不会影响后翼的性能并可能会对前后翼连接处有一定增升作用，同时螺旋桨的位置靠近焦点，螺旋桨滑流对全机俯仰力矩的影响也会相对较小。

3.3 后翼拉进式螺旋桨

对菱形翼布局无人机干净构型与安装后翼拉进式螺旋桨构型(Aft-wing Pro1 和 Aft-wing Pro2)进行数值模拟并分别对比前后翼升力系数，如图19所示，为方便对比，后翼拉进式螺旋桨与前翼拉进式螺旋桨的转速和旋转方向相同。

安装后翼拉进式螺旋桨，当迎角较小时，前翼的升力特性几乎与干净构型完全相同，当迎角较大时，前翼的气动性能略有提高，这主要是由于螺旋桨做功对前翼流动具有一定的加速作用并一定程度上抑制了后缘分离导致的，而Aft-wing Pro2构型比Aft-wing Pro1构型的前翼升力系数要高一些,主要是由于其螺旋桨更靠近前翼。但总体来讲其增升效果不明显。后翼的升力特性在小迎角时相对于干净构型的升力特性有所增加，但随着迎角的增大，这一增量越来越小，最终小于干净构型的升力特性。

图20为安装后翼拉进式螺旋桨时(Aft-wing Pro1构型)不同迎角的后翼展向升力分布对比图，其分布位置为图7所示的Z=0.18～0.92 m的区域。当迎角较小时，螺旋桨滑流使机翼左侧升力增大，右侧机翼升力减小。上洗流对机翼升力的增大作用大于下洗流对机翼升力的减小作用。当迎角增大时，不同于平直机翼，上洗流对机翼的增升作用明显减弱，而下洗流对机翼的减升作用明显增强，到8°迎角时上洗流对机翼的增升作用已经不能抵消下洗流对机翼的减升作用，而到16°迎角时，螺旋桨滑流已经不再有增升作用，机翼升力系数明显减少。出现这种情况的主要原因是随着迎角的增加，螺旋桨产生的上洗流逐步远离机翼上表面，而下洗流则逐步靠近机翼下表面，在这两方面的作用下机翼的升力特性减少。

图19 Aft-wing Pro1、Aft-wing Pro2与干净构型 构型升力系数曲线对比
Fig.19 Comparison of life coefficients curves between Aft-wing Pro1,Aft-wing Pro2 and Clean Mod configuration

图20 Aft-wing Pro1构型与干净构型后翼 展向升力分布
Fig.20 Spanwise lift distribution of Aft-wing between Aft-wing Pro1 and Clean Mod configuration

图21 Frt-wing Pro构型与干净构型前翼 展向升力分布
Fig.21 Spanwise lift distribution of Frt-wing between Frt-wing Pro and Clean Mod configuration

图21为安装前翼拉进式螺旋桨时前翼的展向升力分布图。对比图20可以看到在安装前翼拉进式螺旋桨时，随着迎角的增加，前翼上洗流对机翼的增升作用并未随迎角的增大而急剧减少，其螺旋桨下洗流对机翼的减升作用也远不及在后翼安装螺旋桨那样强烈，出现这一现象的主要原因是由于前翼有较大的后掠角，螺旋桨离机翼的上洗区域较近而离下洗区域较远，当迎角增加时，螺旋桨上洗流在流过机翼前没有发展的空间，前翼受螺旋桨上洗流影响的升力增量随迎角变化较小。而随着下洗流不断靠近机翼，前翼的升力减量也在增加，但由于前翼后掠，其下洗流产生区域离机翼前缘距离较远，下洗流强度远小于安装后翼拉进式螺旋桨的情况，而螺旋桨滑流对前掠的后翼的影响正好相反。因此，对于平直翼，螺旋桨的旋转方向与滑流对机翼气动特性的影响不大，但对于带掠角的机翼，螺旋桨的旋转方向会直接影响上洗流和下洗流距机翼的距离，其滑流对机翼气动特性影响特性也会不同，菱形翼布局飞机中左侧后翼应安装一个顺来流方向逆时针旋转的螺旋桨才能保证较好地利用滑流增升作用。

对比Aft-wing Pro1构型和Aft-wing Pro2构型的后翼升力特性曲线可以发现随着迎角的增大，Aft-wing Pro2构型后翼的升力系数明显大于Aft-wing Pro1构型的升力系数，这与菱形翼布局自身的特点有关。在前后翼连接处，气流受到前翼阻滞和下洗作用的影响，流动速度减少，有效迎角减少，致使后翼在此区域的气动性能降低。这种影响随着迎角的增大，前翼升力特性的增加变得更为强烈，螺旋桨在此处做功对气流进行重新加速有效地消除了前翼的影响，提高了后翼靠近前后翼连接处的升力特性，使Aft-wing Pro2构型的升力特性优于Aft-wing Pro1构型。

为研究螺旋桨旋转方向对带掠角机翼的气动特性的影响，后翼拉进式螺旋桨的旋转方向与前翼拉进式螺旋桨的旋转方向相同，数值模拟的后翼随迎角的增大升力特性不断降低，后翼能够提供的低头力矩增量不断减少，而由于此时螺旋桨对前翼的影响较小，随着迎角的增加，前翼提供的抬头力矩稳定增加，导致全机的抬头力矩不断增大，如图6(c)所示，全机出现纵向静不稳定的状态。如果左侧机翼选择顺来流方向逆时针旋转的螺旋桨并较好地利用螺旋桨滑流，模型应该呈现纵向静稳定性。图6(c)显示虽然Aft-wing Pro2构型的后翼升力系数大于Aft-wing Pro1构型，但纵向静稳定裕度小于Aft-wing Pro1构型，这主要是由于Aft-wing Pro2构型的后翼升力增加区域主要在焦点附近，其变化对全机的俯仰力矩影响较小导致的。

4 结 论

1) 以提供相同拉力为条件对安装不同位置螺旋桨的菱形翼布局无人机的气动特性进行数值模拟和对比分析，研究结果表明螺旋桨滑流对此种构型的菱形翼布局无人机并不总存在增升作用。螺旋桨的安装方式对此种构型的菱形翼布局无人机的俯仰力矩特性影响很大。

2) 通过对安装机身拉进式螺旋桨构型进行分析可以看到，此种构型的菱形翼布局无人机前翼的升力特性主要受螺旋桨滑流涡系的影响。而后翼在较小迎角时几乎不受滑流发展出的涡系影响，但随着迎角的增大，螺旋桨滑流形成的涡系开始影响后翼并提高了后翼的升力特性。

3) 通过对安装前翼拉进式螺旋桨的菱形翼布局无人机进行分析可以看到，此种构型菱形翼布局无人机前翼的升力特性受螺旋桨滑流的影响明显大于干净构型，但后翼受经过前翼干扰的螺旋桨滑流形成的涡系干扰升力损失较大。这一涡系之间的相互干扰机理较为复杂，定量预测其对后翼气动特性的影响难度很大。

4) 对比安装前翼拉进式螺旋桨构型与后翼拉进式螺旋桨构型的数值模拟结果表明，为较好地利用滑流的增升效果，应选择使产生的上洗流更加靠近机翼前缘的螺旋桨旋转方向。后翼安装螺旋桨对流过前翼的气流有加速作用，但增升效果不明显。其安装位置较为靠近前后翼连接处，可以削弱前翼的阻滞和下洗影响，提高后翼升力特性。

5) 菱形翼布局无人机的前后翼距离焦点的位置较远，螺旋桨滑流对前后翼升力的影响会导致全机俯仰力矩系数出现较大的改变。在工程应用中菱形翼布局飞机选择安装对飞机气动特性影响较小的机身推进式螺旋桨，如要利用螺旋桨滑流的增升作用则应在设计阶段就引入螺旋桨进行数值计算。

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