2. 西北工业大学 无人机特种技术重点实验室, 陕西 西安 710065
垂直起降技术兴起于上世纪五六十年代，美国、前苏联、英国等军事强国都对垂直起降战斗机进行了大量的研究与设计，但由于技术难度较大，真正设计定型的型号十分稀少。随着无人机技术的迅速发展，将垂直起降技术与无人机技术相结合则逐渐成为一种趋势，尤其是在2014年美国国防部正式启动了"垂直起降试验飞机"研究计划之后，垂直起降技术在无人机上的应用再次引起了人们的极大兴趣，其中最具代表性的为美国国家航空航天局 (NASA) 的GL-10[1-2]和Joby S2[3]垂直起降无人机。
对于垂直起降飞机的设计，综合国内外[4-8]的研究工作来看，其类型主要有尾座式、倾转机翼式、倾转动力式、升推组合式。然而现有垂直起降无人机的缺点在于：在零来流速度下，全机气动力几乎为零，起飞和降落的完成几乎完全依靠发动机的推力或升力。这一方式将使垂直起降阶段的起飞功率随全机重量的增加而显著增大；而在巡航阶段，全机平飞功率则又明显减小，所以，现有的垂直起降飞行器都存在发动机功率过剩、结构死重大、留空时间短、任务半径小等一系列问题。
本文针对常规垂直起降方式的不足，提出了耦合动力的新型气动布局，其动力以螺旋桨作为推进装置，通过充分利用螺旋桨滑流进一步提高巡航阶段全机的气动效率，同时，借助于螺旋桨滑流的有利干扰，使其在零来流速度条件下的悬停、垂直起飞阶段仍然能够对机翼诱导出一定的升力，从而最终减小全机起飞、悬停状态所需要的功率。基于这一设计思想，本文使用CFD数值模拟方法对提出的新型气动布局进行了详细的二维流动数值模拟，研究分析了布局参数对相应布局气动力的影响规律，从而为三维气动构型设计提供参考。
1 计算方法在二维气动布局的数值模拟中，复杂的螺旋桨几何模型可由一条直线代替，同时采用基于动量理论的激励盘模型[9-11]来模拟螺旋桨滑流的影响。激励盘模型的原理是在流场中添加压力源项，使得流场的压力分布在激励盘处产生一个压力阶跃，而压力阶跃的分布也即桨盘前后的压力差则由真实螺旋桨模型的计算结果得到。需要说明的是，对于二维流动，使用激励盘模型仅能考虑螺旋桨滑流对气流的轴向加速效应，而无法计及三维旋转效应。另外，本文的计算工具选择成熟的商业软件Fluent，文中所有的计算，湍流模型选择为k-kl-w三方程转捩模型, 该模型的方程组表达式如下
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(1) |
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(2) |
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(3) |
以上公式中, kL、kT、ω分别为层流动能、湍流动能和比耗散率, 其余参数含义见文献[12]。
2 常规拉力螺旋桨布局为了说明在二维流动情况下螺旋桨滑流对翼型气动力的影响规律, 本节首先从常规拉力螺旋桨布局着手研究，以便于与新型气动布局的结果进行对比, 其布局示意图如图 1所示。
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| 图 1 常规拉力螺旋桨布局示意图 |
图中, ΔX/R、ΔY/R分别表示螺旋桨中心到翼型前缘的无量纲水平距离和垂直安装高度 (R为螺旋桨半径), 并且规定, 当螺旋桨中心高于翼型前缘时, ΔY/R的值为正。对于二维流动, 本文重点考虑的是螺旋桨垂直安装位置对翼型气动力的影响, 所以数值模拟中选择了3个计算位置, 即ΔY/R=-0.5, 0, 0.5, 而螺旋桨与翼型的水平距离则选择为一常值ΔX/R=0.5。巡航状态下, 自由来流基于翼型弦长的雷诺数为Re=4.88×105, 翼型安装角4°, 自由来流迎角2°, 飞行高度H=20 km。螺旋桨直径D=1.65 m, 在1 500 r/min的设计转速下, 螺旋桨产生的推力为T=23 N。常规拉力螺旋桨布局的计算结果如表 1所示。
| 参数 | 单独翼型 | ΔY/R=-0.5 | ΔY/R=0 | ΔY/R=0.5 |
| Cl | 1.119 | 1.249 | 1.305 | 1.317 |
| Cd | 0.011 | 0.026 | 0.019 | 0.009 |
| Cm | -0.092 | -0.103 | -0.111 | -0.107 |
| Cl/Cd | 104.5 | 48.6 | 69.2 | 149.8 |
由表 1中可知, 螺旋桨的垂直安装位置对翼型气动力的影响较为明显。对于升力系数, 在3个不同的垂直安装位置下, 螺旋桨滑流都能够产生增升效果, 并且较高的位置使得增升效果愈加明显, 当ΔY/R=0.5时, 升力系数的增量达到了17.8%。对于阻力系数, 在ΔY/R=-0.5位置处, 滑流的干扰使阻力增长到了干净翼型的2.5倍, 翼型的升阻比仅为干净翼型的46.5%。随着螺旋桨位置的上移, 滑流影响下的翼型阻力系数迅速减小, 当ΔY/R=0.5时, 其值已经小于干净翼型的情况, 而此时翼型的升阻比则提高到了干净翼型的1.4倍。综上, 可以看出, 较高的螺旋桨垂直安装位置对翼型气动效率的提升十分有利。这一二维计算结果的变化趋势与文献[13]中三维螺旋桨/机翼气动干扰的实验结论一致。
3 翼上螺旋桨布局根据上一节的结论可知, 合理利用螺旋桨滑流将能有效提高翼型的气动效率, 实现增升减阻的设计目标。由于翼型升力的贡献主要来源于上翼面, 所以当更大面积的螺旋桨滑流经过翼型上表面时, 其对上翼面气流的加速效应将逐渐增强, 这正是较高螺旋桨垂直安装位置对翼型气动性能有利的原因。基于这一原因, 为使得螺旋桨滑流能够全部用于翼型上表面的气流加速, 本节提出了翼上螺旋桨布局, 其气动构型如图 2所示。
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| 图 2 二维翼上螺旋桨布局示意图 |
在该布局中, 螺旋桨桨尖间隙ΔY (螺旋桨桨尖到翼型前缘的垂直距离) 和螺旋桨相对于翼型的弦向安装位置ΔX是影响翼型气动力的2个主要参数, 其参数的大小均以翼型弦长c进行了无量纲化处理。本文选择了3个桨尖间隙值, 即ΔY/c=0.187、0.287、0.387, 分析它们对该布局气动力的影响。螺旋桨弦向安装位置的变化范围为ΔX/c=0.1~1.0。计算中, 螺旋桨的推力仍为T=23 N, 机翼翼型与第2节所采用的翼型相同。
图 3给出了该布局的升力、阻力系数的计算结果。从升力系数的变化曲线 (见图 3a)) 可知, 对于翼上螺旋桨布局, 螺旋桨滑流仍然具有增升效果, 并且随着螺旋桨弦向安装位置的逐渐后移呈递增趋势, 大约在ΔX/c=0.8位置处, 升力系数相对于干净翼型 (clean airfoil) 获得了最大增量。此外, 桨尖间隙大小对升力的影响也较为明显, 间隙越小, 升力系数增量反而越大。当ΔX/c=0.8, ΔY/c=0.187时, 翼型升力系数的最大增量达到了14.8%, 但是与表 1中ΔY/R=0.5的结果相比, 其增量减小了3%。
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| 图 3 翼上螺旋桨布局气动力变化曲线 |
虽然升力系数的增量有所减小, 但是翼上螺旋桨布局的阻力系数 (见图 3b)) 却发生了显著的改变。在所有的计算参数变化范围内, 该布局的阻力全部为负值, 并且在ΔX/c=0.3时获得了最小阻力。此外, 在相同的弦向位置处, 螺旋桨桨尖间隙越小, 阻力减小的越多。当ΔX/c=0.3, ΔY/c=0.187时, 阻力系数的最大减小量达到了313%。
综合图 3的结果来看, 耦合动力的翼上螺旋桨布局的滑流增升效果相比于常规拉力螺旋桨布局略微有所下降, 但是在减阻方面, 该布局却有非常明显的优势。产生这一优良结果的原因可由图 4中翼型的弦向压力分布来解释。
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| 图 4 翼上螺旋桨布局弦向压力分布对比 |
图 4分别给出了螺旋桨弦向位置为ΔX/c=0.3, 0.8, ΔY/c=0.187时的压力分布与干净翼型的对比。在翼上螺旋桨布局中, 由于螺旋桨滑流主要影响的是翼型上表面, 所以对于下翼面的压力分布, 三者几乎是完全重合的。
当螺旋桨位于翼型上方时, 位于桨盘前方的自由来流受桨盘的抽吸作用而加速。对于不可压流动, 气流速度的提高将引起静压的减小。由于翼型前缘的曲率变化较大, 该翼段静压的变化随流速的改变相对比较敏感, 因此桨盘对气流的抽吸作用引起的上翼面静压减小的区域主要集中于翼型前缘。当前缘吸力增大时, 前缘吸力的增量在来流方向产生的拉力可抵消部分阻力。当螺旋桨位置接近翼型前缘时, 抽吸作用愈加明显, 这也是最小阻力出现在ΔX/c=0.3位置处的原因。
随着螺旋桨位置的逐渐后移, 滑流抽吸效应引起上翼面压力减小的范围进一步扩大, 这正是图 3a) 中最大升力系数增量出现在ΔX/c=0.8位置处的原因。然而该位置处的阻力却明显大于ΔX/c=0.3的情况。其原因在于:虽然滑流抽吸效应影响的范围随螺旋桨位置的后移而增大, 但是对翼型前缘气流抽吸的作用相对减弱, 前缘吸力有所下降, 同时, 上翼面后半段负压力的增量在自由来流方向的分量为额外的阻力, 两者的综合作用使得翼型阻力大于ΔX/c=0.3位置处的情况。
4 耦合动力的双层翼布局综合以上2种布局的计算结果来看, 常规拉力螺旋桨布局相比于翼上螺旋桨布局, 其滑流增升效果相对较好, 而翼上螺旋桨布局在减阻方面却表现出显著的优势。为了能够兼顾2种气动布局各自的优势, 本节结合2种布局的特点提出了耦合动力的双层翼气动布局, 其布局示意图如图 5所示。螺旋桨弦向安装位置为ΔX/c=0.8, 桨尖间隙ΔY/c=0.187, 上翼、下翼翼型相同且安装角都为4°。上翼弦长cup初步选择为下翼弦长的1/4, 即cup/c=1/4。上翼前缘点相对于下翼前缘点的无量纲水平距离为ΔXup/c=0.873。
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| 图 5 耦合动力的双层翼布局示意图 |
在双层翼布局中, 2个翼型在一定的间距范围内将产生气动干扰, 为了说明这一气动干扰的存在, 同时为了验证利用螺旋桨滑流提升双层翼布局气动性能的可行性, 本节首先计算分析了巡航条件下单独上翼、单独下翼以及双层翼布局在有滑流和无滑流干扰4种情况下的气动力, 计算结果如表 2所示。需要说明的是, 表 2中双翼布局的结果所对应的ΔY/D=0.3。
| 参数 | 上翼 | 下翼 | 双层翼布局 (无滑流) | 双层翼布局 (有滑流) |
| Cl | 1.080 | 1.124 | 0.931 | 1.104 |
| Cd | 0.017 | 0.010 | 0.020 | -0.007 |
计算结果表明, 对于常规的双层翼布局 (即无滑流影响), 2个翼型之间的气动干扰使得该布局的总体气动性能有所下降, 然而耦合了动力的影响之后, 即利用滑流的影响, 在保证该布局升力系数几乎不变的同时, 其阻力系数明显降低为负值, 这一结果证明了通过耦合动力的方式提升双层翼布局气动性能的设计思路是有效、可行的。此外, 需要说明的是:表 2中虽然上、下翼的翼型相同, 但由于上翼的弦长较小, 相同来流速度下雷诺数较低, 所以升力系数略小于下翼而阻力系数大于下翼。
4.1 布局参数影响根据表 2的结果判断:对于耦合动力的双翼布局, 如果该气动构型的设计参数选择合理则有可能进一步提高该布局的增升减阻的效果。因此本小节将对可能影响布局性能的双翼间距大小、螺旋桨直径、上翼弦长这三个参数分别进行研究分析。
4.1.1 双层翼间距影响在考虑双层翼间距影响时, 为保证影响因素的单一性, 螺旋桨直径、推力和上翼的弦长都保持不变。即螺旋桨推力T=23 N, 弦向安装位置ΔX/c=0.8, 桨尖间隙ΔY/c=0.187, 上翼弦长cup/c=1/4, 上翼弦向安装位置ΔXup/c=0.873。由于螺旋桨桨尖间隙保持不变, 为便于描述, 将双翼间距定义为上翼前缘点到螺旋桨最低桨尖的垂直距离, 并以螺旋桨的直径进行无量纲化处理, 记为ΔY/D (如图 5所示), 其变化范围为0.1~1.0。图 6给出了双层翼间距变化对该布局的升力、阻力的影响结果, 为便于对比, 也分别给出了单独的上翼和单独的下翼在相同来流条件下各自的升力、阻力系数。
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| 图 6 双层翼间距变化对布局气动力的影响 |
从图 6a) 可知, 在ΔY/D < 0.8的范围内, 双翼布局升力系数随双翼间距的增大而逐渐提高。这一结果是由双翼布局2个翼型的气动干扰大小所致。当2个翼型相互靠近时, 上翼下表面的高压区与下翼上表面的低压区将相互掺混从而引起2个翼型的升力都有所减小, 也即该布局总升力降低。随着间距的增大, 2个翼型之间不利的气动干扰逐渐减弱, 而滑流增升成为主要影响因素, 使得升力系数也相应增大并在ΔY/D=0.8位置处获得最大值。当ΔY/D > 0.8时, 升力系数反而下降, 这是由于此时螺旋桨滑流对上翼的影响主要集中在它的下翼面, 滑流加速降低了下表面的压力, 所以导致上翼对布局总升力的贡献逐渐减小。
图 6b) 的结果表明虽然较小的双层翼间距对升力系数带来不利影响, 但是它对阻力系数却是有利的, 并在ΔY/D=0.3位置处出现最小阻力。
4.1.2 螺旋桨直径影响在研究螺旋桨直径变化影响时, 同样为了保证影响因素的单一性, 其螺旋桨推力仍然为23 N, 双层翼间距为ΔY/D=0.3, 上翼弦长cup/c=1/4。螺旋桨直径d的大小则以相对于原始直径D的比值d/D来表示, 其变化范围为0.1~1.0。
图 7给出了螺旋桨直径变化对双层翼布局升阻力的影响规律。显然, 减小螺旋桨的直径可以显著提高该布局的升力系数同时减小阻力系数。产生这一结果的原因在于:在螺旋桨推力不变的前提下, 较小的螺旋桨直径则意味着桨盘载荷的提高, 而较高的桨盘载荷增强了滑流对自由来流的加速效应, 因此下翼上表面的静压进一步减小, 前缘吸力明显增加。
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| 图 7 螺旋桨直径变化对双层翼布局的影响 |
考虑上翼弦长的影响时, 双层翼的间距仍然为ΔY/D=0.3, 螺旋桨直径恢复为原始直径且推力不变。上翼弦长的无量纲大小cup/c的变化范围为0.1~1.0。需要强调的是, 在增大上翼弦长的过程中, 上翼前缘点相对于下翼的弦向位置始终保持不变。
从图 8的计算结果可知, 上翼弦长的增大使双翼布局的升力系数整体上呈递减趋势, 并且当cup/c > 0.3时, 升力系数开始小于单独的上、下翼型各自的升力值。对于阻力而言, 较大的上翼弦长虽然也可以使得该布局的阻力为负, 但是产生负阻力的优势却逐渐减弱。
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| 图 8 上翼弦长变化的影响 |
综合双翼布局参数对该布局气动力的影响规律可知, 双翼间距、桨盘载荷、上翼弦长的改变都会使该布局的气动力发生显著变化。由于上翼的存在, 双层翼布局的增升减阻效果整体上不如翼上螺旋桨气动构型, 但这也说明上翼的存在对双层翼布局的气动力产生了不可忽略的影响。如果合理设计和利用螺旋桨滑流与上翼的相互干扰, 则可以将上翼作为诱导翼面使用, 从而使双翼布局在零来流速度条件下也能够产生一定的气动力。基于这一设计思路, 本节在耦合动力双层翼气动布局基础上对该布局的悬停特性进行研究, 布局示意图如图 9所示。
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| 图 9 双层翼布局悬停状态示意图 |
在该布局中, 螺旋桨与上翼可以随同下翼的襟翼一起下偏。上翼弦长为cup/c=1/4, 并与下翼襟翼弦长相等。考虑到襟翼偏转的需要, 螺旋桨的直径减小为原来的1/2但推力不变, 同时螺旋桨桨尖间隙减小至ΔY/c=0.06, 而相对于缩小后的螺旋桨直径, 双翼的间距变为ΔY/D=0.6。基于以上参数, 在零来流速度以及不同襟翼偏角情况下, 研究螺旋桨滑流对该布局悬停性能的影响。
表 3给出了双层翼布局在自由来流速度为零并且无地效干扰的悬停状态下, 螺旋桨滑流对上翼、下翼诱导的气动力的计算结果。
| 偏角/(°) | 翼型升力/N | 总升力/N | 翼型阻力/N | 总阻力/N | ||
| 上翼 | 下翼 | 上翼 | 下翼 | |||
| 15 | 7.23 | 23.65 | 30.88 | 2.56 | -2.29 | 0.27 |
| 30 | 5.93 | 27.01 | 32.94 | 3.34 | 2.42 | 5.77 |
| 45 | 3.72 | 26.74 | 30.46 | 3.37 | 4.52 | 7.89 |
| 60 | 1.83 | 32.19 | 34.02 | 3.20 | 4.58 | 7.78 |
| 75 | 0.33 | 44.08 | 44.41 | 3.64 | 3.59 | 7.23 |
| 90 | -0.15 | 41.12 | 40.97 | -2.66 | 6.21 | 3.55 |
对于常规布局飞机, 零来流速度则意味着全机气动力也为零, 而在耦合动力的双层翼布局中, 通过合理利用螺旋桨滑流的抽吸和加速效应, 即使在零来流速度下也可以诱导出一定程度的气动力。这意味着对于需要具备空中悬停能力的垂直起降飞机而言, 在悬停阶段, 全机的重力可以由螺旋桨的拉力与滑流诱导的升力共同承担, 因此, 全机的悬停功率将会大幅降低。
从表中的计算结果可知, 在不同的襟翼偏角下, 螺旋桨滑流对上翼、下翼诱导的气动力有所不同。上翼的诱导升力随襟翼偏角的增大而逐渐减小, 在襟翼偏角为90°时, 产生了一定的负升力, 而下翼的诱导升力则在襟翼75°偏角时达到最大值。由于诱导升力主要在下翼, 所以该布局的总升力也在此时具有最大值。螺旋桨滑流在诱导出升力的同时也带来了一定的阻力。可以发现, 当襟翼偏角在45°~75°范围时, 布局的总阻力变化不大, 此时, 在某一襟翼偏角下, 螺旋桨拉力在水平方向的分量将会与总阻力平衡, 从而实现零来流速度的悬停。
4.3 双层翼布局垂直起飞特性根据悬停状态的计算结果, 襟翼偏角在75°~90°时, 滑流诱导的升力相对较大, 同时总阻力在90°时又相对较小, 因此, 本节选择90°的襟翼偏角进一步研究双层翼布局在垂直起飞时有地效干扰情况下的气动力特性。需要说明的是, 对于垂直起飞阶段, 数值模拟中所对应的大气条件应该选择为标准大气。
表 4给出了不同离地高度下螺旋桨滑流对双翼布局诱导的气动力的对比。离地高度的定义是:下翼前缘点到地面的垂直距离。显然, 在离地高度H=1.2 m时, 下翼产生了较大的负升力, 而随着离地高度的增加, 双翼布局的总升力逐渐由负变为正,
| 高度/m | 翼型升力/N | 总升力/N | 翼型升力/N | 总升力/N | ||
| 上翼 | 下翼 | 上翼 | 下翼 | |||
| 1.2 | 0.34 | -6.88 | -6.54 | 0.068 | 0.13 | 0.198 |
| 2.0 | -0.36 | -1.89 | -2.25 | -0.93 | 3.74 | 2.81 |
| 3.0 | -0.45 | -1.22 | -1.67 | -0.49 | 3.73 | 3.24 |
| 5.0 | -0.39 | 15.87 | 15.48 | -1.34 | 3.03 | 1.69 |
在静止的流场中，螺旋桨滑流的加速效应使其周围的气体获得了一定的垂直向下的流速 (如图 10所示)，当接近地面时，气流则被分开成两部分，其中一部分气流将从地面与下翼之间的通道内流过。由于流道变窄，气流速度将会进一步增大，进而在地面与下翼之间的流域内形成了低压区，此即为下吸效应[14]，这也是产生负升力的原因所在。离地高度越小时 (见图 10a))，低压区内的诱导分离涡范围越大，下吸效应则越强，导致下翼的负升力也就越大。随着离地高度的增加 (见图 10b))，地效干扰和下吸效应的不利影响随之缓和，当离地高度H > 3 m时，双层翼布局的诱导升力将逐渐恢复为正升力。
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| 图 10 地效干扰下的双翼布局垂直起飞状态流线分布 |
针对常规垂直起降飞机在起降阶段过渡依赖发动机来产生升力的缺点，本文提出了翼上螺旋桨布局和耦合动力的双层翼气动布局，并采用数值模拟方法对这2种新型布局的二维气动特性进行了研究分析。结果表明通过合理利用螺旋桨滑流的有利干扰，2种布局的气动力都能够产生明显的增升减阻的效果，甚至出现了负阻力。对于耦合动力的双层翼布局，在零来流速度条件下，螺旋桨滑流的加速效应仍然可以使该布局在悬停状态、垂直起飞阶段诱导出一定的升力，这意味着在相同的起飞重量下，该布局可以有效减小全机所需的起飞功率和悬停功率。本文得到的二维布局的计算结果可以为耦合动力的双层翼布局的三维气动设计提供一定的参考。
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