螺旋桨前掠翼模型气动特性数值模拟

马震宇，程雪枫，董向阳，姚希双

螺旋桨前掠翼模型气动特性数值模拟

马震宇1，程雪枫2，董向阳1，姚希双3

（1.郑州航空工业管理学院 航空工程学院，河南 郑州 450046；2.西北工业大学 动力与能源学院，陕西 西安 710072；3.中航工业惠阳航空螺旋桨有限责任公司，河北 保定 071051）

前掠翼与串置翼各自具有独特的气动和结构优势，螺旋桨滑流对其的气动影响作用需要分析研究。基于一种螺旋桨动力串置前掠翼布局模型，螺旋桨直径0.232 m，应用UG和ICEM CFD软件，划分大小流动区域并考虑壁面粘性附面层特点，构建三维模型的结构/非结构混合网格模型。应用FLUENT软件，对无螺旋桨时模型的低速纵向气动力进行数值模拟，在飞行马赫数0.3和5°攻角时模型升阻比获得最大为7。在最大升阻比状态下，考虑前置螺旋桨工作的影响，数值模拟螺旋桨滑流作用下模型的低速气动力特性，螺旋桨转速24638 r/min，发现旋转滑流对前后翼都有降低绕流逆压梯度作用，前翼和后翼压差载荷均有所增大，模型总体升力相应提高。

前掠翼布局模型；串置式；螺旋桨滑流；气动特性；数值模拟

翼面的气动布局很大程度上决定了飞机、无人机和弹箭飞行的气动力性能，前掠翼与串置翼在气动和结构方面具有各自独特的优势。文献[1-2]对前掠翼飞机的气动特性进行了数值计算和风洞实验研究。文献[3-4]运用气动特性仿真和数值分析方法，对串置翼飞机的气动特性进行了研究，得出不同攻角和不同飞行速度下的阻力系数、升力系数和俯仰系数的变化规律。文献[5]对一种串列翼布局无人机的关键参数进行设计并进行了试飞验证。

螺旋桨发动机具有低速飞行时拉力大、推进效率高、经济性好的特点，当前战术运输机和教练机及中小型无人机上仍较多采用螺旋桨作为推进装置[6-11]，因此必须考虑螺旋桨工作滑流对飞机各部件气动性能的影响。文献[6-7]对螺旋桨滑流对机翼和全机的气动干扰影响进行了数值研究。螺旋桨滑流影响因素多且较为复杂，大部分研究得出螺旋桨滑流具有增升增阻作用，但也有研究得出在螺旋桨滑流影响下，飞机升力特性并不总能得到提高[8-10]，螺旋桨滑流的影响作用仍需要全面和深入研究[12]。

基于一种前置螺旋桨串置式前掠翼非常规布局模型，通过三维几何建模和数值模拟计算，获得低速飞行时模型的最大升阻比和迎角，随之在此状态下，研究螺旋桨滑流对模型低速气动特性的作用与影响。

1 三维几何模型

1.1 串置前掠翼几何模型

采用串置前掠翼与机身组合体几何模型[13]，其中前、后两个机翼位于同一高度，其纵向间距为282 mm。模型机身长度1.2 m，翼展0.79 m。使用UG_NX和PROFILI等软件，建立其三维实体模型。机翼后缘和机翼翼梢处几何尺寸相对较小，机头处较为尖锐，对此局部进行细微钝化处理，后缘处切除0.1 mm，以降低局部网格生成质量退化。

1.2 螺旋桨几何模型

选用航模常用的二叶螺旋桨，旋转圆周直径232 mm，轮毂直径13 mm、长度10 mm。桨叶翼型为NACAM16，叶根和叶尖弦长均为12 mm，中间最大弦长29.7 mm，叶片安装角30°，叶根相对叶尖扭转角25°。使用UG_NX等软件建立其三维实体模型，如图1所示。

图1 螺旋桨三维实体模型

2 流场网格模型

2.1 串置前掠翼流场网格模型

选择模型的流场计算区域外形为圆柱体，其长度为机身长度的20倍，直径为翼展的20倍。采用ICEM CFD软件[14]对流动区域划分单元网格，在模型周围1.5倍机身长度和1.5倍翼展小圆柱流域范围内生成较密一些的四面体非结构单元网格，其外的大范围流域则生成相对稀疏一些的六面体规则结构单元网格。而且考虑到气流的壁面粘滞作用，在模型表面生成棱柱层网格，第一层网格高度为1.998×10-6m。将小圆柱与大圆柱内交界面上的网格节点通过合并网格节点命令进行对应。最后，计算流域网格划分结果总单元数为505万，其中小圆柱流域单元数为410万，如图2所示。

图2 串置前掠翼模型流域网格

2.2 螺旋桨串置前掠翼流场网格模型

将螺旋桨与前掠翼模型组合，螺旋桨置于机身前端，桨毂轴线与机身轴线（轴）共线，模型前端顶点与桨毂表面轴向距离为1 mm。

为提高整体网格尤其机身和机翼表面的网格质量，并适当控制网格单元总数量，需对流动区域合理分区。将整个计算区域分为包围螺旋桨的周向旋转流域和沿周向静止的流动区域两大部分。

整体计算区域采圆柱型区域，圆柱轴线与模型机身轴线重合。计算域入口至模型头部距离为10倍模型长度，计算域出口至模型尾部距离为15倍模型长度，圆柱型计算域的半径为10倍翼展长度。并选择旋转区域半径比桨尖圆弧轨迹半径大4 mm，即选择半径135 mm、长5 mm的薄片圆柱区域作为包裹螺旋桨旋转的转动区域。同时再做一个网格加密区域，同样采用圆柱型区域，区域轴线与机身轴线重合，加密区域长为1.5倍机身长度、直径为1.5倍翼展，能够完全包围螺旋桨与串置前掠翼实体组合模型，如图3所示。

应用ICEM CFD软件，进行流域网格划分。因区域较多，模型几何较复杂，故采用单独生成网格的方法进行网格划分，然后再将所有网格进行合并处理。在小圆柱加密区域与大圆柱流域之间，采用手动生成结构化网格，网格单元数量170万。在旋转区域和模型表面之间的小圆柱区域采用自动体网格生成方法，生成非结构四面体网格，并在模型表面创建棱柱边界层网格，在机翼后缘后方创建生成局部加密区网格，最后网格单元数量为925万。在螺旋桨表面外的旋转流域内，自动生成非结构四面体网格，并对螺旋桨表面附近进行局部加密处理。所建网格模型如图4所示。

3 流场气动力数值模拟

3.1 串置前掠翼模型

在标准海平面大气条件下，前方来流马赫数为0.3（模拟飞行马赫数）、攻角为-20°～20°变化范围内，应用FLUENT流动分析软件[15-16]，数值模拟串置前掠翼模型整体的纵向定常气动力特性。

选择计算域的入口圆面和大圆柱侧面为压力远场边界条件、计算域出口为压力出口条件，设置操作压力为101325 Pa，模型表面为流动无滑移绝热壁面条件。前方来流特征雷诺数为1.5×106，按完全湍流流场模拟，以S-A一方程模型为湍流补充模型。选择SIMPLEC算法，并选用二阶迎风空间离散格式。图5为模型升力系数和升阻比随攻角变化的数值计算曲线。

在-20°～20°范围内，随着飞机攻角的增大，升力系数逐渐增大。当模型处于负攻角状态下飞行时，模型受到气流向下的作用较强，升力系数小于零。当模型处于正攻角状态下飞行时，升阻比随着飞行攻角的增大，先增加后减小。这是由于随着模型攻角的增加，升阻力系数虽然都有所增大，但两者的增长幅度有所差别。在5°攻角时，模型升阻比具有最大值为7，此状态为该模型最佳巡航状态，并且通过积分求得模型此时整体阻力为18.04 N。

图5 串置前掠翼气动力数值模拟结果

3.2 螺旋桨串置前掠翼模型

按标准海平面大气条件，前方均匀来流马赫数为0.3（模拟飞行马赫数），前方均匀来流攻角为正5°（模拟巡飞攻角）。根据对单独螺旋桨气动特性数值计算可得，巡飞时螺旋桨转速为24638 r/min。

应用FLUENT软件，采用多重参考系（Multiple Reference Frame，MRF）准定常方法，进行模型纵向气动流场数值计算。迭代计算完成后，使用CFD-POST、ORIGIN等软件对结果数据进行后处理，在沿左右翼展方向距离翼根±10%、±50%、±90%三个典型相对位置处，作为绕流压强载荷分布特性的比较剖面。

（1）滑流对两侧机翼的气动影响

模型左右前翼的三个典型剖面绕流压力系数分布如图6所示。在无侧滑、无滑流的情况下，机翼左右两侧对应位置的绕流压力分布完全一致。在有滑流作用的情况下，旋转滑流对机翼左、右两侧对应剖面绕流的影响相似，但剖面各点压力分布不再对称。

从绕流驻点和吸力峰值位置变化看出，滑流使翼型表面驻点压力和吸力峰值影响明显，吸力峰值和压力驻点位置前移，数值有所增大。

沿剖面弦线方向，在无滑流作用下，翼型上表面气流逆压梯度较大，易发生分离。而滑流明显减小了机翼上表面的压力梯度，使气流不易分离，主要是由于滑流扫掠流过机翼表面，对其附面层内的低能粘性气流起到助推作用。

图6 模型两侧对应翼剖面压力系数比较

（2）滑流对前后机翼的气动影响

模型前后翼三个典型剖面绕流压力系数分布如图7所示。无滑流情况下，前后翼表面压力分布差异较大，且前翼气动载荷和升力均大于后翼。有滑流作用时，前后翼气动载荷和升力均明显增大，且前后翼对应剖面压力分布差异减小，前后翼两者升力趋于平衡，模型总体气动升力有所提高。

图7 模型前后翼相应剖面压力系数比较

4 结论

（1）基于一种串置式前掠翼模型方案，在来流马赫数0.3和±20°攻角变化范围内，通过数值模拟获得模型升阻力气动系数变化曲线，5°攻角时模型升阻比达到最大值为7。

（2）构建一个二叶螺旋桨模型，并与串置前掠翼模型组合，在最大升阻比状态下采用MRF方法，对螺旋桨滑流对前掠翼模型流场的影响进行数值模拟。滑流作用使机翼表面吸力峰值和驻点压力值有所提高，吸力峰值位置和驻点位置前移。滑流降低了前后翼表面绕流的逆压梯度，有助于减弱后缘粘性流动分离。

（3）在旋转滑流影响下，前后翼对应剖面压力载荷分布差异减小，前后翼两者升力趋于平衡，模型整体气动升力有所提高。

[1]苏新兵，周洲，王旭，等. 变前掠翼无人机气动特性和动力学建模与仿真[J]. 计算机仿真，2014，31（2）：78-82.

[2]马震宇，徐梦飞，赵希玮，等. 高速前掠翼模型低速纵向气动力实验与数值仿真[J]. 科学技术与工程，2018，18（15）：328-332.

[3]华杰，马震宇，李德坚，等. 串置翼太阳能无人机气动特性仿真与设计[J]. 弹箭与制导学报，2016（6）：85-89.

[4]李永泽，孙传杰，卢永刚. 串列翼布局前后翼相对位置对气动特性影响研究[J]. 飞机设计，2016，36（6）：32-36.

[5]付东金，刘吉顺，姜鹏瀚，等. 一种基于串列翼布局无人机的关键参数设计与试飞验证[J]. 科技创新，2018，（14）：12-13.

[6]张刘，白俊强，李华星，等. 螺旋桨滑流与机翼之间气动干扰影响研究[J]. 航空计算技术，2012，42（2）：87-91.

[7]左岁寒. 螺旋桨滑流对机翼/全机干扰的数值模拟研究[D]. 西安：西北工业大学，2007.

[8]孙俊磊，王和平，周洲，等. 螺旋桨滑流对菱形翼布局无人机气动影响的研究[J]. 航空学报，2018，39（1）：121-431.

[9]陈广强，白鹏，詹慧玲，等. 一种推进式螺旋桨无人机滑流效应影响研究[J]. 空气动力学学报，2015，33（4）：554-562.

[10]段中喆，刘沛清. 某型螺旋桨滑流对机翼气动性能影响的数值研究[J]. 应用基础与工程科学学报，2012，20（Z1）：215-225．

[11]张宗伟. 一起航空器部附件翻修的蝴蝶效应[J]. 机械，2016，43（8）：75-77.

[12]李尚斌，焦予秦. 螺旋桨滑流影响的研究进展[J].科学技术与工程，2012，12（8）：1867-1873．

[13]马震宇，何中义，韩鹏凯，等. 串置前掠翼模型亚音速升阻特性仿真[J]. 兵器装备工程学报，2019，40（1）：51-56.

[14]纪兵兵，陈金瓶. ANSYS ICEM CFD网格划分技术实例详解[M]. 北京：中国水利水电出版社，2012.

[15]段中喆. ANSYS FLUENT流体分析与工程实例[M]. 北京：电子工业出版社，2015.

[16]武宾宾，李振. 基于FLUENT气动喷砂回收器流体仿真与优化[J]. 机械，2018，45（12）：22-25.

Numerical Simulation of Aerodynamic Characteristics of a Forward Swept Wing Model with Propeller

MA Zhenyu1，CHENG Xuefeng2，DONG Xiangyang1，YAO Xisuang3

( 1.School of Aeronautical Engineering, Zhengzhou University of Aeronautics, Zhengzhou 450046, China; 2.School of Power and Energy, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China; 3.AVIC Huiyang Aviation Propeller Co., Ltd., Baoding 071051, China)

The forward swept wing and the tandem wing have their unique aerodynamic and structural advantages, and the aerodynamic influence of the propeller slipstream needs to be analyzed. On the basis of a tandem forward swept wing model powered by propeller with a diameter of 0.232m, UG and ICEM CFD software are used to divide the flow area and discover the characteristics of the adhesive wall boundary layer to construct a 3D model and structure/unstructured hybrid mesh model. And then, the low-speed longitudinal aerodynamics of the model without propeller is numerically simulated though FLUENT software,. The maximal lift-to-drag ratio of the model is obtained at the flight of Mach 0.3 and angle of attack 5°. Under the condition of maximum lift-to-drag ratio, the low-speed aerodynamic characteristics of the model influenced by propeller slip flow are numerically simulated while the front propeller is working, and the rotation speed of the propeller is 24,638 r/min. It is found that the slipstream has the effect of reducing counter-pressure gradient of the flow around the front and the rear wings; the overall lift of the model increases with the increase of the differential pressure load on the front and the rear wings.

forward swept wing model；tandem configuration; propeller slipstream；aerodynamic characteristics；numerical simulation

V211.3；V211.4

A

10.3969/j.issn.1006-0316.2020.02.004

1006－0316 (2020) 02－0019－06

2019－08－30

河南省高等学校重点科研项目计划（16A590001）；郑州航院教育科学研究基金项目（ZHJY18-11）

马震宇（1964－），男，河南杞县人，工学硕士，研究员，主要研究方向为飞航器流体动力性能分析设计；程雪枫（1997－），男，河南杞县人，硕士研究生，主要研究方向为飞行器气动力特性数值仿真。