馬成宇,何國(guó)毅,王 琦

(南昌航空大學(xué) 飛行器工程學(xué)院,南昌 330063)

0 引 言

螺旋槳是指通過(guò)槳葉旋轉(zhuǎn)推動(dòng)氣流加速運(yùn)動(dòng)從而產(chǎn)生推力的動(dòng)力裝置。在噴氣動(dòng)力之前,螺旋槳是航空飛行器的主要?jiǎng)恿ο到y(tǒng),即便在世界航空史進(jìn)入噴氣動(dòng)力時(shí)代之后,螺旋槳以其高效、經(jīng)濟(jì)的優(yōu)勢(shì)依然是部分航空飛行器首選的動(dòng)力裝置[1-2]。但由于螺旋槳槳尖馬赫數(shù)的限制,傳統(tǒng)的螺旋槳無(wú)法在高亞音速范圍內(nèi)高效工作,因此對(duì)于螺旋槳的應(yīng)用及設(shè)計(jì)很長(zhǎng)時(shí)間只停留在低速范圍內(nèi)。為提高螺旋槳的槳尖臨界馬赫數(shù),早在20世紀(jì)50年代,槳尖后掠的螺旋槳槳葉就已出現(xiàn)[3],20世紀(jì)70年代美國(guó)率先開展了先進(jìn)螺旋槳計(jì)劃,從氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、噪聲等方面對(duì)后掠槳葉進(jìn)行設(shè)計(jì)和計(jì)算[4-6],法國(guó),英國(guó)等歐洲各國(guó)相繼開展高速螺旋槳的研究,前蘇聯(lián)也取得顯著的成果,烏克蘭D-27發(fā)動(dòng)機(jī)上所安裝的槳葉是后掠槳葉實(shí)際應(yīng)用的典范[7-8]。到目前為止,多數(shù)投入使用的螺旋槳都考慮到了后掠設(shè)計(jì),但由于對(duì)飛行速度沒(méi)有過(guò)高要求,所設(shè)計(jì)的螺旋槳槳葉只是輕微的后掠,同時(shí)由于當(dāng)前使用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)執(zhí)行高速飛行任務(wù)所用成本在可接受范圍之內(nèi),因此對(duì)螺旋槳高速性能的研究鮮有報(bào)道。

近年來(lái),隨著人類對(duì)空域的不斷探索,高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)逐漸成為各國(guó)研究熱點(diǎn)。高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)是指飛行高度不低于18 km,飛行時(shí)間不少于24h的戰(zhàn)術(shù)或戰(zhàn)略無(wú)人機(jī)[9],相對(duì)于軌道衛(wèi)星,其成本較低,可隨時(shí)更改航線,機(jī)動(dòng)性強(qiáng),且飛行高度較低,偵察圖像分辨率高,可廣泛應(yīng)用于空中預(yù)警、通信中繼、電子干擾、攔截戰(zhàn)區(qū)彈道導(dǎo)彈、海岸與邊界巡邏、大氣環(huán)境研究和空中交通管制等,被人們稱為“大氣層人造衛(wèi)星”[10-11]。根據(jù)其任務(wù)要求,高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)對(duì)能量來(lái)源和推進(jìn)系統(tǒng)有較高要求:首先,長(zhǎng)航時(shí)的設(shè)計(jì)要求,使得無(wú)人機(jī)的供能系統(tǒng)必須能夠長(zhǎng)時(shí)間地供應(yīng)能量,同時(shí)推進(jìn)系統(tǒng)必須具有較高的經(jīng)濟(jì)性以減少能量消耗;其次,無(wú)人機(jī)要爬升到一定高度執(zhí)行任務(wù),要求推進(jìn)系統(tǒng)能夠保證無(wú)人機(jī)具有良好的爬升能力[12],盡量縮短爬升時(shí)間;此外,由于無(wú)人機(jī)的任務(wù)航線可隨時(shí)更改,這就要求無(wú)人機(jī)具有較好的機(jī)動(dòng)能力,可以很快到達(dá)指定的任務(wù)區(qū)域,到達(dá)指定區(qū)域后又能以較低的飛行速度執(zhí)行偵察、監(jiān)視等任務(wù),因此推進(jìn)系統(tǒng)還需具備寬工況的特性。高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)按照能量來(lái)源的不同可以分為:常規(guī)動(dòng)力無(wú)人機(jī)、太陽(yáng)能動(dòng)力無(wú)人機(jī)、氫動(dòng)力無(wú)人機(jī)和混合動(dòng)力無(wú)人機(jī)。其中常規(guī)動(dòng)力無(wú)人機(jī)通常選用燃油動(dòng)力或者化學(xué)電池電動(dòng)系統(tǒng),難以滿足長(zhǎng)航時(shí)的設(shè)計(jì)要求;而太陽(yáng)能動(dòng)力無(wú)人機(jī)通常采用超大展弦比輕質(zhì)結(jié)構(gòu)[13-14],同時(shí)受限于天陽(yáng)能轉(zhuǎn)化率低的限制,只能夠低速續(xù)航,無(wú)法滿足快速機(jī)動(dòng)的設(shè)計(jì)要求;氫動(dòng)力無(wú)人機(jī)因航空用燃料電池具有轉(zhuǎn)化率高、功重比高和能量密度大等特點(diǎn)[15-17],同時(shí)在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面與太陽(yáng)能動(dòng)力無(wú)人機(jī)相比不需要超大展弦比設(shè)計(jì),使得無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)較強(qiáng),可以達(dá)到較高的飛行速度[18];此外,采用氫能/太陽(yáng)能混合動(dòng)力作為供能系統(tǒng),綜合兩者供能方式的長(zhǎng)處,是最有潛力滿足長(zhǎng)航時(shí)和寬工況設(shè)計(jì)要求的供能系統(tǒng)[19-20]。對(duì)于推進(jìn)系統(tǒng)的選擇,螺旋槳因其在低速范圍內(nèi)的高效性可作為高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng),以滿足高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)慢速飛行對(duì)某一特定目標(biāo)進(jìn)行監(jiān)視和細(xì)節(jié)辨認(rèn)的要求,同時(shí)由于螺旋槳的經(jīng)濟(jì)性,易于無(wú)人機(jī)長(zhǎng)航時(shí)飛行。唯一不足的是螺旋槳高速性能不佳,同時(shí)考慮到高空空氣稀薄,不利于散熱,高空無(wú)人機(jī)一般采用傳動(dòng)結(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單的定距螺旋槳[21],當(dāng)飛行速度在偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)之后螺旋槳效率下降很快。

目前國(guó)內(nèi)外的專家學(xué)者對(duì)高空無(wú)人機(jī)螺旋槳的研究主要集中在抑制槳葉氣流分離[22-25]、螺旋槳與機(jī)翼氣動(dòng)干擾[26-27]以及在設(shè)計(jì)飛行速度下螺旋槳槳葉設(shè)計(jì)[28-29]三個(gè)方面,而對(duì)如何加寬螺旋槳的有效工作范圍,增強(qiáng)快速爬升和機(jī)動(dòng)能力研究甚少,因此針對(duì)這一問(wèn)題,本文將槳葉后掠的設(shè)計(jì)思想應(yīng)用到高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)螺旋槳的改進(jìn)設(shè)計(jì)上,探究槳葉后掠角對(duì)螺旋槳?dú)鈩?dòng)性能的影響規(guī)律,研究結(jié)論同樣對(duì)工作于傳統(tǒng)高度內(nèi)的螺旋槳提高其高速性能具有借鑒和指導(dǎo)意義。

1 槳葉物理模型說(shuō)明

1.1 槳葉建模方法說(shuō)明

本文所用無(wú)后掠槳葉數(shù)據(jù)取自文獻(xiàn)[11],螺旋槳半徑2.3 m,設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)為0.4,基本葉素翼型為Eppler387。以笛卡爾坐標(biāo)系的z軸為葉素積疊線,沿展向分布10個(gè)葉素,不同展長(zhǎng)處葉素的弦長(zhǎng)中點(diǎn)布置在z軸上,葉素弦長(zhǎng)分布和扭轉(zhuǎn)角分布見文獻(xiàn)[11],最終形成的無(wú)后掠槳葉見圖1。

圖1 無(wú)后掠槳葉示意圖Fig.1 Unswept-blade model

后掠槳葉在無(wú)后掠槳葉的基礎(chǔ)上進(jìn)行改動(dòng),見圖2:首先將無(wú)后掠槳葉各個(gè)葉素的弦線前后延長(zhǎng)形成和槳葉扭轉(zhuǎn)角一致的扭轉(zhuǎn)面,其次在無(wú)后掠槳葉積疊線的一半處將積疊線分成上下兩部分,上半部分積疊線沿著y方向后掠β角度,并延長(zhǎng)上半部分積疊線使得后掠后的頂點(diǎn)z坐標(biāo)和無(wú)后掠槳葉積疊線頂點(diǎn)z坐標(biāo)相同,形成后掠積疊折線,再將后掠積疊折現(xiàn)繞z軸旋轉(zhuǎn)任意角度使得旋轉(zhuǎn)面和扭轉(zhuǎn)面相交,然后通過(guò)相交線的頂點(diǎn)、無(wú)后掠積疊線中點(diǎn)和起點(diǎn)形成一條樣條曲線,將此樣條曲線投影到扭轉(zhuǎn)面上即形成后掠積疊曲線,最后按照無(wú)后掠槳葉的弦長(zhǎng)分布和扭轉(zhuǎn)角分布在后掠積疊曲線上平均分布10個(gè)葉素形成后掠角為β的后掠槳葉。為保證后掠槳葉和無(wú)后掠槳葉的表面積近似相等,建模時(shí)近似認(rèn)為槳葉在扭轉(zhuǎn)面上的投影相等則槳葉表面積相等。無(wú)后掠槳葉和后掠槳葉在扭轉(zhuǎn)平面上的投影可近似看成梯形,梯形的上底和下底相同(半展長(zhǎng)處和槳尖處葉素弦長(zhǎng)相同),要保證梯形面積不變,則要求梯形的高相同,因此要求后掠槳葉積疊線頂點(diǎn)z坐標(biāo)和無(wú)后掠槳葉積疊線頂點(diǎn)z坐標(biāo)相同。最終形成的無(wú)后掠槳葉表面積為1.47 m2,最大后掠50°時(shí)槳葉表面積1.491 m2,誤差為1.42%,在可接受的范圍。

圖2 后掠槳葉建模示意圖Fig.2 Swept-blade model

1.2 螺旋槳半徑及轉(zhuǎn)速確定方法說(shuō)明

半徑是螺旋槳設(shè)計(jì)的重要參數(shù),直接影響到螺旋槳轉(zhuǎn)速的確定。無(wú)后掠槳葉的半徑為葉素積疊線的長(zhǎng)度,后掠槳葉的半徑為后掠積疊線起點(diǎn)和頂點(diǎn)所連空間線段在垂直于平飛方向的平面上的投影,因?yàn)闊o(wú)后掠槳葉的積疊線起點(diǎn)和終點(diǎn)所連空間線段在垂直于平飛方向的平面上的投影就是積疊線本身,可見無(wú)后掠槳葉是后掠槳葉的特殊情況。為避免螺旋槳槳尖激波阻力的影響,本文要求所有后掠槳葉在相同的前飛速度時(shí)槳尖馬赫數(shù)相等,即所有槳葉的槳尖切向速度(2πNsR,Ns表示螺旋槳轉(zhuǎn)速,R為螺旋槳半徑)相同,因此根據(jù)無(wú)后掠槳葉螺旋槳的半徑(2.3 m)和轉(zhuǎn)速(860 r/min)以及各個(gè)后掠槳葉螺旋槳的半徑即可確定后掠槳葉螺旋槳的轉(zhuǎn)速,所有后掠槳葉螺旋槳的轉(zhuǎn)速和半徑均列于表1。

表1 后掠槳葉旋轉(zhuǎn)半徑和轉(zhuǎn)速Table 1 Rotation speed and radius of different propellers

2 數(shù)值方法與驗(yàn)證

2.1 數(shù)值模擬方法與網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

本文所用螺旋槳的工作高度為25.9 km,此高度的大氣物理屬性如下:大氣壓強(qiáng)p＝2549.2 Pa,大氣密度ρ＝0.034 75 kg/m3,黏度μ＝1.46×10-5kg/(m·s),溫度T＝221.5 K,導(dǎo)熱系數(shù)λ＝1013 J/(kg·k)。數(shù)值模擬采用商用CFD軟件STAR-CCM＋完成,基于笛卡爾網(wǎng)格和周期性邊界條件僅對(duì)單個(gè)槳葉進(jìn)行計(jì)算。計(jì)算域分為旋轉(zhuǎn)區(qū)域和靜止區(qū)域兩部分(圖3),考慮到槳尖空氣壓縮性影響,對(duì)槳尖區(qū)域局部加密,槳葉附近網(wǎng)格見圖4。采用多重參考系模型定常求解雷諾時(shí)均N-S方程和Realizable k-ε湍流模型,空間離散方法采用二階迎風(fēng)插值的Roe格式。對(duì)無(wú)后掠槳葉進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證,此時(shí)螺旋槳的工作狀態(tài)為:轉(zhuǎn)速Ns＝860 r/min,來(lái)流速度v0＝112.13 m/s,分別改變槳葉表面面網(wǎng)格尺寸為10 mm、7 mm、5 mm、3 mm,對(duì)應(yīng)的體網(wǎng)格數(shù)量為:1075萬(wàn)、1100萬(wàn)、1324萬(wàn)、1390萬(wàn)。圖5為螺旋槳拉力T和力矩M的網(wǎng)格無(wú)關(guān)性曲線圖,當(dāng)槳葉面網(wǎng)格尺寸小于5 mm(體網(wǎng)格1324萬(wàn))之后,計(jì)算所得拉力和力矩的波動(dòng)已經(jīng)很小,故對(duì)無(wú)后掠槳葉和后掠槳葉的計(jì)算均采用5 mm的槳葉面網(wǎng)格。

圖3 計(jì)算域示意圖Fig.3 Computational domain

圖4 槳葉附近網(wǎng)格Fig.4 Mesh around the blade

圖5 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證Fig.5 Mesh independency study

2.2 無(wú)后掠槳葉螺旋槳計(jì)算結(jié)果校核

工程上除采用數(shù)值模擬方法計(jì)算螺旋槳?dú)鈩?dòng)性能外,也常采用片條理論計(jì)算螺旋槳?dú)鈩?dòng)性能。因此采用第2節(jié)所述數(shù)值方法,計(jì)算了無(wú)后掠槳葉從設(shè)計(jì)點(diǎn)(進(jìn)距比J＝1.7,對(duì)應(yīng)的巡航速度為112.13 m/s)到進(jìn)距比為2.3(巡航速度151.71 m/s)的拉力系數(shù)Ct和力矩系數(shù)Cm,在圖6中與文獻(xiàn)[11]中片條理論計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比,可見兩種方法得到的拉力系數(shù)和力矩系數(shù)隨進(jìn)距比增大的變化趨勢(shì)吻合,其中數(shù)值模擬方法計(jì)算結(jié)果比片條理論計(jì)算結(jié)果略大。在文獻(xiàn)[30]中也有類似的結(jié)論。因此可以認(rèn)為本文所用的數(shù)值模擬方法滿足當(dāng)前階段的計(jì)算精度和要求,可用于初步探究后掠槳葉的氣動(dòng)變化規(guī)律。

圖6 無(wú)后掠槳葉片條理論與數(shù)值計(jì)算結(jié)果對(duì)比Fig.6 Comparison between strip theory method and CFD method

3 無(wú)后掠槳葉螺旋槳?dú)鈩?dòng)性能分析

圖7為進(jìn)距比從1.7到2.3范圍內(nèi)無(wú)后掠螺旋槳性能曲線。隨著進(jìn)距比增大,拉力系數(shù)和功率系數(shù)CW均下降,效率η經(jīng)過(guò)一段緩慢增加之后急劇下降。圖8為進(jìn)距比在1.7、2.0、2.3時(shí)槳葉0.9倍展長(zhǎng)處的壓力系數(shù)Cp曲線。隨著進(jìn)距比的增大,翼型吸力面的負(fù)壓區(qū)范圍逐漸縮小,從前緣開始正壓區(qū)范圍逐漸擴(kuò)大,而翼型的壓力面則從前緣開始負(fù)壓區(qū)逐漸擴(kuò)大。圖9為進(jìn)距比1.7、2.0、2.3時(shí)0.9倍槳葉展長(zhǎng)截面的壓力云圖?？梢婋S著平飛速度的增大,駐點(diǎn)位置逐漸由下翼面轉(zhuǎn)移到上翼面。當(dāng)駐點(diǎn)位置在上翼面時(shí),氣流繞過(guò)前緣,速度逐漸增大,壓強(qiáng)隨之降低,因此進(jìn)距比為2.0、2.3時(shí),下翼面前緣附近形成負(fù)壓區(qū)。由圖9可見,平飛速度越大,駐點(diǎn)位置相對(duì)靠后,則氣流繞過(guò)前緣需要經(jīng)過(guò)更長(zhǎng)的路程,氣流速度更快,因此下翼面前緣區(qū)域壓強(qiáng)更小。而在上翼面,由于駐點(diǎn)位置的影響,隨著平飛速度增大,上翼面正壓區(qū)逐漸增大,從而負(fù)壓區(qū)縮小。槳葉駐點(diǎn)位置取決于槳葉前來(lái)流方向,槳葉前來(lái)流方向則由飛行速度和螺旋槳旋轉(zhuǎn)速度構(gòu)成的速度三角形決定。由于高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)螺旋槳多為定槳距螺旋槳,結(jié)合圖7、圖8所呈現(xiàn)的趨勢(shì),根據(jù)速度三角形可知,螺旋槳轉(zhuǎn)速不變,平飛速度增大,各個(gè)葉素的迎角變小甚至?xí)優(yōu)樨?fù)迎角,導(dǎo)致螺旋槳拉力和功率需求降低。當(dāng)平飛速度超過(guò)某一值后,螺旋槳幾乎不提供拉力,因此效率急劇下降。針對(duì)這一問(wèn)題,一般采用調(diào)整螺旋槳轉(zhuǎn)速的方法來(lái)解決。但是,由圖8還可以看出,三個(gè)進(jìn)距比工況下,槳尖均受到明顯的壓縮效應(yīng)影響,這說(shuō)明即便通過(guò)調(diào)整螺旋槳轉(zhuǎn)速和飛行速度進(jìn)行匹配以避免槳葉迎角的減小,但是槳尖壓縮效應(yīng)對(duì)螺旋槳?dú)鈩?dòng)性能的影響始終存在,因此,如何消除槳尖壓縮效應(yīng)是提高螺旋槳?dú)鈩?dòng)性能的關(guān)鍵。

圖7 無(wú)后掠槳葉性能曲線Fig.7 Performance curve of unswept-blade propeller

圖8 隨進(jìn)距比增大壓力系數(shù)曲線圖變化對(duì)比Fig.8 Comparison of pressure coefficient curve with increasing of advance ratio

圖9 不同進(jìn)距比0.9倍展長(zhǎng)壓力云圖Fig.9 Pressure distribution at 0.9 spanwise length location with different advance ratio

4 后掠槳葉計(jì)算結(jié)果及分析

根據(jù)第1.2節(jié)提到的不同后掠槳葉要保證槳尖切向速度相同的要求,可知不同后掠螺旋槳直徑D和轉(zhuǎn)速的乘積是一定值。又根據(jù)進(jìn)距比的定義式:J＝v0/(Ns·D),可知不同后掠角的螺旋槳進(jìn)距比和平飛速度一一對(duì)應(yīng),因此不同后掠角的螺旋槳?dú)鈩?dòng)性能可以放在同一段進(jìn)距比的范圍內(nèi)進(jìn)行比較。這樣既可以表示各個(gè)螺旋槳自身的氣動(dòng)性能又可以進(jìn)行不同后掠槳葉之間的性能對(duì)比。采用與無(wú)后掠槳葉相同的計(jì)算方法分別對(duì)各個(gè)后掠槳葉進(jìn)行計(jì)算,結(jié)果分析如下。

圖10~圖12分別為不同后掠角螺旋槳的拉力、功率和效率對(duì)比圖。由拉力對(duì)比曲線圖可知,在平飛速度較低時(shí)(進(jìn)距比1.7、1.8),隨著槳葉后掠角的增大,拉力先增大然后降低,在此范圍內(nèi)槳葉后掠角為40°時(shí)拉力最大,進(jìn)距比超過(guò)1.8之后,螺旋槳拉力隨著槳葉后掠角的增大而增大,整體來(lái)看后掠槳葉螺旋槳都能提供比無(wú)后掠槳葉螺旋槳更大的拉力。由功率對(duì)比曲線可知,隨著槳葉后掠角的增大,螺旋槳的功率需求也隨之增大,且在較高平飛速度時(shí)對(duì)功率的需求更高。由效率對(duì)比曲線可知,槳葉后掠可以使螺旋槳在較高的平飛速度維持較為理想的效率,且后掠角越大,螺旋槳可在更高的平飛速度下高效工作。后掠角從10°增大到40°時(shí),螺旋槳的峰值效率隨著后掠角的增大而增大;當(dāng)槳葉后掠角達(dá)到50°時(shí),螺旋槳的峰值效率下降,且在較低的速度范圍內(nèi),螺旋槳效率下降明顯,不利于無(wú)人機(jī)低速巡航飛行。本文的計(jì)算結(jié)果還顯示,當(dāng)后掠角在30°時(shí),螺旋槳在高速工作時(shí)的效率開始明顯提高,最佳的后掠角應(yīng)該在30°和50°之間,此時(shí),螺旋槳在較低速度范圍內(nèi)效率變化不大,在較高速度范圍內(nèi)能夠明顯提高螺旋槳效率,有效加寬螺旋槳的工作范圍。

圖10 不同后掠角螺旋槳拉力對(duì)比Fig.10 Thrust comparison for different sweep angles

圖11 不同后掠角螺旋槳功率對(duì)比Fig.11 Power comparison for different sweep angles

圖12 不同后掠角螺旋槳效率對(duì)比Fig.12 Efficient comparison for different sweep angles

圖13 J＝1.7時(shí)不同后掠角槳葉壓力分布對(duì)比Fig.13 Comparison of pressure distribution on blade for different sweep angles at J＝1.7

現(xiàn)分析J＝1.7時(shí),后掠角分別為10°、30°、50°槳葉吸力面和壓力面的壓力云圖(圖13),探究槳葉上壓力分布隨后掠角的變化規(guī)律。從圖13(a)吸力面的壓力值來(lái)看,隨著后掠角的增大,負(fù)壓值先增大后降低。從壓力分布來(lái)看,當(dāng)后掠角為10°、30°時(shí),最大負(fù)壓區(qū)都在槳尖處;當(dāng)后掠角為50°時(shí),最大負(fù)壓區(qū)由槳尖向槳葉中部移動(dòng)。從圖13(b)壓力面的壓力云圖來(lái)看,后掠角為10°、30°時(shí),壓力面的最大正壓區(qū)在槳尖處,從槳尖到槳根壓強(qiáng)逐漸減小;后掠角為50°時(shí),壓力面的最大正壓區(qū)從槳尖下移到槳葉中上部。

圖14為進(jìn)距比1.7時(shí)、不同后掠角槳葉0.7倍展向截面的前緣壓力云圖。從圖中可以看出后掠會(huì)導(dǎo)致駐點(diǎn)位置下移。圖15為后掠槳葉葉素分布位置(紅色方點(diǎn))和無(wú)后掠槳葉葉素分布位置(藍(lán)色點(diǎn))對(duì)比,可以看出在各個(gè)展向位置,后掠槳葉的迎角都大于無(wú)后掠槳葉。正是因?yàn)楹舐邮沟脴~的平均迎角增大,后掠槳葉的功率需求更大,這一點(diǎn)也可以從圖11功率對(duì)比圖中得出。因?yàn)楹舐訒?huì)使得槳葉平均迎角變大,且隨著后掠角增大,這種趨勢(shì)更加明顯,所以在圖13(b)中后掠角為30°、50°時(shí)最大正壓區(qū)域比后掠角為10°時(shí)大,而后掠角為50°時(shí)由于槳尖三維效應(yīng)的緣故,在槳尖處的最大正壓區(qū)域消失。同樣由于迎角增大的原因,在圖13(a)中,后掠角30°時(shí)的最大負(fù)壓高于后掠角10°時(shí)的最大負(fù)壓,但是后掠角為50°時(shí)由于三維效應(yīng)的緣故最大負(fù)壓值又低于后掠角為30°的槳葉,因此在三維效應(yīng)和迎角增大的共同影響下,使得三種槳葉中,后掠30°的槳葉能提供最大的拉力。

圖14 不同后掠角前緣駐點(diǎn)c位置對(duì)比Fig.14 Comparison of leading edge stagnation point location for different sweep angles

圖15 后掠和無(wú)后掠槳葉葉素分布位置對(duì)比Fig.15 Comparison of blade elements position of swept and unswept blade

圖16 J＝2.0時(shí)不同后掠角槳葉壓力分布對(duì)比Fig.16 Comparison of pressure distribution on blade for different sweep angles at J＝2.0

圖16為進(jìn)距比2.0時(shí),后掠角分別為10°、30°、50°時(shí)槳葉吸力面和壓力面的壓力云圖。吸力面的壓力變化情況和進(jìn)距比為1.7時(shí)有相同之處也有所區(qū)別:后掠角為10°、30°時(shí)最大負(fù)壓區(qū)在槳尖處,后掠角為50°時(shí)同樣由于槳尖三維效應(yīng)的緣故,使得最大負(fù)壓區(qū)向槳葉中部移動(dòng)。壓力面和吸力面的壓力值變化情況與進(jìn)距比為1.7時(shí)有所不同,由圖9可知進(jìn)距比為2.0時(shí),槳葉處在負(fù)迎角的工作狀態(tài),因此在壓力面能夠看到明顯的負(fù)壓區(qū)域,因?yàn)楹舐邮沟脴~的迎角變大,從而在進(jìn)距比2.0時(shí),后掠50°的槳葉迎角大于后掠10°、30°的槳葉,即后掠50°的槳葉更接近于正迎角的工作狀態(tài),氣流從上翼面繞過(guò)前緣到達(dá)下翼面的過(guò)程中,壓降不及后掠角為10°、30°時(shí)劇烈,因此在圖16(b)中可以看到,后掠角為50°時(shí),在壓力面前緣附近形成的負(fù)壓區(qū)域小于另外兩種情況,從吸力面壓力分布可見,三個(gè)槳葉的最大負(fù)壓值相同,這是由于迎角為負(fù)及迎角隨后掠角的變化導(dǎo)致,后掠50°時(shí)更接近正迎角,因此氣流在前緣處可以更加充分的加速,使得其最大負(fù)壓值能夠相等于其余兩個(gè)后掠槳葉。這正是圖10中當(dāng)進(jìn)距比在1.9之后,后掠角為50°的槳葉所產(chǎn)生的拉力最大的原因。

圖17為進(jìn)距比1.7時(shí),后掠角分別為0°、30°時(shí)0.95倍展長(zhǎng)處切面的壓力云圖,由圖可見在槳尖處有明顯的壓縮效應(yīng),后掠角0°時(shí),槳尖處形成了激波,激波后與激波前絕對(duì)靜壓比為1.45,當(dāng)后掠角為30°時(shí),激波減弱,波后、波前絕對(duì)靜壓比為1.41,可見槳葉后掠可以減弱槳尖激波強(qiáng)度,這也是后掠槳葉比無(wú)后掠槳葉能夠提供更大拉力的原因。由于本文所用螺旋槳工作高度較高,大氣密度低導(dǎo)致雷諾數(shù)較低,附面層較厚,氣流在上翼面易發(fā)生分離,由圖可見在上翼面存在激波-附面層干擾現(xiàn)象,并且后掠角越大激波-附面層干擾現(xiàn)象越明顯,這是因?yàn)楹舐訒?huì)使得槳尖附面層變厚,本文認(rèn)為激波-附面層干擾一定程度上減弱了槳葉上表面的激波強(qiáng)度,這可以從圖17壓力云圖及圖18壓力系數(shù)曲線對(duì)比圖中看出。由壓力系數(shù)曲線對(duì)比(圖18)可見,由于后掠角30°時(shí)的當(dāng)?shù)赜谴笥诤舐咏?°時(shí)的當(dāng)?shù)赜?因此在激波前,后掠角30°時(shí)吸力更大,在激波之后,一方面由于后掠減弱了激波強(qiáng)度,另一方面由于激波-附面層干擾的作用使得后掠角30°時(shí)的吸力更大。

圖17 J＝1.7時(shí)后掠與不后掠槳葉槳尖激波比較Fig.17 Comparison ofshock wave at blade tip between swept and unswept blade

圖18 J＝1.7時(shí)后掠與不后掠槳葉槳尖壓力系數(shù)比較Fig.18 Comparison of pressure coefficient at blade tip between sweptand unswept blade

5 結(jié) 論

本文將槳葉后掠的設(shè)計(jì)思想應(yīng)用于高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)螺旋槳槳葉設(shè)計(jì)上,在無(wú)后掠槳葉的基礎(chǔ)上,分別設(shè)計(jì)了五個(gè)后掠槳葉,應(yīng)用數(shù)值計(jì)算方法,分析了高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)螺旋槳在高速工況時(shí)效率下降的原因,對(duì)比了不同后掠角螺旋槳拉力、功率和效率的變化趨勢(shì),分析了后掠對(duì)槳葉氣動(dòng)性能影響的原因,得出如下結(jié)論:

提高螺旋槳高速性能的關(guān)鍵在于減弱槳尖壓縮效應(yīng),后掠槳葉能夠達(dá)到這一目的,但是后掠槳葉的氣動(dòng)性能受迎角變化、槳尖三維效應(yīng)、槳尖激波強(qiáng)度、激波-附面層干擾綜合影響。當(dāng)槳葉后掠角在30°和50°之間時(shí),可使螺旋槳能夠在原設(shè)計(jì)點(diǎn)之后加寬螺旋槳的高效工作范圍,提高高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)的高速性能,滿足無(wú)人機(jī)快速爬升和快速機(jī)動(dòng)的設(shè)計(jì)要求。