引言

近年來,電推進技術(shù)在汽車、動車等傳統(tǒng)運輸工具領(lǐng)域得到了較為廣泛的應(yīng)用。而航空飛行器對輕量化、可靠性、能源能量密度、發(fā)動機功率等要求較高,因此電推進技術(shù)在航空領(lǐng)域的應(yīng)用仍處于探索階段[1]。目前,應(yīng)用于中小型飛行器的分布式螺旋槳推進技術(shù)成為航空領(lǐng)域的研究熱點。此類飛行器的機翼通常具有大展弦比、柔性大的特點,靜氣彈變形較大,同時螺旋槳導(dǎo)致的滑流效應(yīng)引起機翼的氣動載荷發(fā)生變化,氣動彈性和滑流效應(yīng)的耦合更加復(fù)雜[2]。

針對柔性機翼的氣動彈性問題,徐敏等人發(fā)展了一種CFD/CSD松耦合方法,以M6機翼為研究對象,計算了馬赫數(shù)0.839 5、迎角5.06O狀態(tài)下的靜氣彈結(jié)構(gòu)響應(yīng)以及氣動特性[3];謝長川等人通過升力線方法求解機翼上的定常氣動力,并結(jié)合有限元靜力學(xué)工具建立了一種螺旋槳機翼氣動彈性問題的快速求解方法[4];唐佳棟等人采用松耦合方法研究了螺旋槳旋轉(zhuǎn)引起的流場擾動對機翼的影響[5]。

本文針對分布式螺旋槳機翼,采用CFD/CSD松耦合方法,在靜氣彈計算的基礎(chǔ)上,分析螺旋槳滑流效應(yīng)對機翼的影響。

1數(shù)值模擬方法

1.1激勵盤模型

針對螺旋槳滑流問題的數(shù)值模擬采用激勵盤模型,在槳盤位置處通過一個無厚度的圓盤代替槳盤。激勵盤法能夠極大地降低網(wǎng)格生成難度及計算成本,在僅考慮定常狀態(tài)下的流場而不考慮槳尖引起的復(fù)雜流動時,能夠保證精度,同時減少計算量。

激勵盤上的載荷分布包括常數(shù)分布、線性分布和非線性分布等。本文采用Goldstein載荷分布的激勵盤法對滑流進行模擬。為了驗證該方法計算氣動力的準(zhǔn)確性,以單螺旋槳PROWIM模型為例,采用自研軟件計算了馬赫數(shù)0.145、0O迎角下的展向升力系數(shù)。如圖1所示,可以發(fā)現(xiàn),機翼上下翼面的升力環(huán)量與試驗值較為接近。

1.2氣動結(jié)構(gòu)耦合分析流程

針對分布式螺旋槳機翼靜氣彈分析,搭建CFD/CSD松耦合計算流程。松耦合保持了CFD和CSD模塊的獨立性,只需通過數(shù)據(jù)插值技術(shù)增加氣動力和位移的數(shù)據(jù)交換即可組成耦合系統(tǒng),從而降低計算復(fù)雜度。其基本流程如下:

1)根據(jù)初始氣動網(wǎng)格和計算狀態(tài)在CFD求解器中計算流場;

2)利用RBF插值方法將CFD計算得到的耦合界面上的氣動力插值到CSD網(wǎng)格對應(yīng)的節(jié)點上;

3)通過有限元求解器計算施加氣動力載荷后物面網(wǎng)格點上產(chǎn)生的節(jié)點位移;

4)比較第n步和n—1步有限元計算得到的節(jié)點最大位移變化量,若滿足位移收斂條件,則完成計算,未達到收斂標(biāo)準(zhǔn)則繼續(xù)迭代計算;

5)再次利用RBF插值將有限元網(wǎng)格節(jié)點上的位移插值到氣動網(wǎng)格上;

6)通過網(wǎng)格變形技術(shù)對流場域網(wǎng)格進行更新,直到達到位移收斂標(biāo)準(zhǔn),則完成迭代。

本文CFD計算采用自研軟件,通過激勵盤法模擬螺旋槳。湍流模型選擇SA模型,空間離散格式選擇ROE格式。CSD計算基于開源有限元求解器TACS進行計算,通過RBF插值技術(shù)在耦合界面上進行節(jié)點位移和氣動力的交換。具體流程如圖2所示。

2計算模型

2.1幾何模型

本文的研究對象為分布式螺旋槳大展弦比機翼,機翼結(jié)構(gòu)為雙梁多肋型,翼型為NACA 63717,展長5 m,展弦比15。機翼主要由前后梁、翼肋和蒙皮組成,槳盤中心距機翼前緣0.2 m,距離翼根分別為1.2、3.1、5 m。在計算中僅考慮機翼的變形,不考慮槳葉變形。

2.2 CFD計算模型

在CFD計算中,暫不考慮螺旋槳槳轂。首先采用pointwise生成粗、中、細三套非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進行網(wǎng)格無關(guān)性驗證。其中,中等網(wǎng)格點數(shù)為194萬,激勵盤網(wǎng)格數(shù)設(shè)置為徑向15個點、周向75個點,網(wǎng)格示意圖如圖3所示。計算馬赫數(shù)0.233,采用定升力0.55計算,可以得到,網(wǎng)格點數(shù)由91萬增加到194萬時,阻力變化量較大,將網(wǎng)格點數(shù)增加到292萬,得到的阻力變化量較小,基本達到計算精度要求。因此,選用網(wǎng)格點數(shù)為292萬的網(wǎng)格進行后續(xù)靜氣彈計算。

2.3 CSD計算模型

在有限元計算中,為了降低計算量,將實際結(jié)構(gòu)簡化為由前后翼梁、翼肋和蒙皮組成的翼盒模型。翼根與機身為剛性連接,因此對翼根處的單元節(jié)點施加固定約束。有限元單元采用不同厚度的CTRIA3和CQUAD4單元進行劃分,翼梁處單元厚度為14 mm,翼肋單元為3 mm,蒙皮單元為2 mm。

3結(jié)果及分析

針對螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向和轉(zhuǎn)速對機翼氣動特性的影響,本文計算了0、2 548、4 548、6 548 r/min四種轉(zhuǎn)速下機翼的流場和結(jié)構(gòu)變形。

3.1螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?qū)C翼氣動特性的影響

為了分析螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?qū)C翼的影響,選擇第3組轉(zhuǎn)速,通過改變激勵盤的前進比正負,實現(xiàn)螺旋槳順時針和逆時針旋轉(zhuǎn)。比較發(fā)現(xiàn),螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?qū)C翼變形量影響不大,順時針旋轉(zhuǎn)時,機翼的最大變形量為0.197 7 m,逆時針旋轉(zhuǎn)時,機翼最大變形量為0.197 0 m。圖4為順時針、逆時針和無滑流狀態(tài)下機翼升力環(huán)量,虛線為槳盤中心的位置?？梢钥闯?順時針和逆時針旋轉(zhuǎn)方向升力差別不大,因而變形量基本一致。對于阻力而言,順時針阻力系數(shù)為0.018 6,逆時針阻力系數(shù)為0.017 65,原因在于逆時針旋轉(zhuǎn)時,螺旋槳引起的氣流旋轉(zhuǎn)方向與翼尖渦方向相反,削弱了翼尖渦的強度,降低了機翼的誘導(dǎo)阻力。從圖5三種情況下的壓力分布云圖可以得到,螺旋槳滑流引起后方的上翼面出現(xiàn)較大低壓區(qū),順時針旋轉(zhuǎn)時,升力的峰值出現(xiàn)在螺旋槳后方靠近翼根的一側(cè),而逆時針旋轉(zhuǎn)時,升力峰值出現(xiàn)在螺旋槳后方靠近翼梢的一側(cè)。

3.2螺旋槳轉(zhuǎn)速對機翼氣動特性的影響

為了分析螺旋槳轉(zhuǎn)速對機翼升阻力特性的影響,對轉(zhuǎn)速為0(無滑流)、2 548、4 548、6 548 r/min進行靜氣彈計算。達到收斂條件后,得到不同轉(zhuǎn)速下的升阻力。隨著轉(zhuǎn)速的增大,升力和阻力的斜率逐漸增大,主要原因在于轉(zhuǎn)速越高,引起的滑流效應(yīng)越明顯,氣流經(jīng)過螺旋槳加速加旋后,增大了機翼的當(dāng)?shù)貧饬饔?影響壓力分布,尤其是螺旋槳后方的機翼,受到滑流影響更大。

圖6為四種轉(zhuǎn)速下機翼的升力環(huán)量,轉(zhuǎn)速增大時,螺旋槳后方的升力明顯增大。值得注意的是,僅在靠近翼根的一側(cè)出現(xiàn)了較為明顯的升力峰值,而在螺旋槳2和螺旋槳3的位置并無明顯峰值。

為進一步分析導(dǎo)致該現(xiàn)象的原因,選取轉(zhuǎn)速6 548 r/min,分別計算考慮靜氣彈變形與不考慮變形的升力。結(jié)果如圖7所示,沒有考慮變形下的升力環(huán)量,即視機翼為剛性;考慮變形的升力環(huán)量,即為柔性機翼?？梢钥闯?不考慮靜氣彈變形時,在三個螺旋槳的后方均出現(xiàn)了明顯的升力峰值,而對于柔性機翼,僅在螺旋槳1處存在明顯的升力峰值,靠近翼尖位置處升力峰值消失。主要原因在于,螺旋槳1比較靠近翼根處,機翼剛度較大,變形小,機翼的扭轉(zhuǎn)角較小,因而升力相較于無變形情況下有所降低,而螺旋槳2和螺旋槳3兩個螺旋槳靠近翼梢,機翼剛度較小,滑流引起的升力增量被翼梁、翼肋和蒙皮傳遞到機翼其他位置,因而升力峰值幾乎消失?？梢?滑流效應(yīng)和靜氣彈變形存在緊密的耦合關(guān)系。

4結(jié)論

本文采用自研CFD軟件和開源結(jié)構(gòu)求解器TACS搭建了CFD/CSD松耦合求解流程。針對分布式大展弦比機翼,通過激勵盤模型進行滑流計算,研究了靜氣彈和滑流效應(yīng)耦合情況下,螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向和轉(zhuǎn)速對機翼氣動特性和變形的影響,主要結(jié)論如下:

1)螺旋槳順時針和逆時針旋轉(zhuǎn)的阻力由于翼尖渦的影響略有差異,而升力大小基本一致,因而機翼上的載荷較為接近,變形量基本相同。

2)隨著螺旋槳轉(zhuǎn)速的均勻增大,滑流效應(yīng)對機翼的影響更加明顯,機翼升阻力曲線的斜率更大;靠近翼根位置處,機翼剛度較大,存在明顯的升力峰值,翼梢位置處,機翼剛度較小,變形較大,升力峰值幾乎消失。因此,靜氣彈變形會對機翼的載荷分布產(chǎn)生一定影響。