分布式螺旋桨/机翼构型中螺旋桨的作用

郭佳豪; 周洲

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2505770

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (19) :8387-8395 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2505770

航空、航天

分布式螺旋桨/机翼构型中螺旋桨的作用

郭佳豪 ¹ ,
周洲 ²^,^*

作者信息 +

Role of Propeller in Distributed Propeller/Wing Configuration

GUO Jia-hao ¹ ,
ZHOU Zhou ²^,^*

Author information +

文章历史 +

摘要

基于动量源法将螺旋桨的作用转化为桨叶力分布的作用,对分布式螺旋桨/机翼构型中螺旋桨的作用进行了研究。首先,通过对比不同数值模拟方法,验证了动量源法求解构型气动力的可行性与高效性。接着,通过改变桨叶力分布的变化趋势,研究了螺旋桨滑流影响后方机翼气动力的关键因素。最后,分析了螺旋桨高度变化带来的影响。结果表明,相比常规设计的螺旋桨,桨叶力分布更加均匀的螺旋桨能够增强桨毂周围的滑流,有利于后方机翼上表面低压区的展向扩展,产生“增升减阻”的有利作用。而滑流的旋转使机翼展向气动力分布不均,可在上洗侧带来“增升减阻”的效果,是螺旋桨滑流影响机翼气动力的关键因素。此外,适当增加螺旋桨高度能够使机翼的升力及升阻比进一步提高。

Abstract

The role of the propeller in a distributed propeller/wing configuration were investigated based on the momentum source method which translates the role of the propeller into the role of the blade force distribution. Firstly, the feasibility and efficiency of the momentum source method for solving the aerodynamic force of the configuration were verified by comparing different numerical simulation methods. Then, the key factors of the propeller slipstream affecting the aerodynamic force of the rear wing were investigated by varying the trend of the blade force distribution. Finally, the effect brought by the change of propeller height was analyzed. The results show that a propeller with a more uniform distribution of the blade force enhances the slipstream around the hub and facilitates the expansion of the low-pressure area on the upper surface of the rear wing, which has the beneficial effect of “increasing lift and reducing drag”. The rotation of the slip-stream causes an uneven distribution of the aerodynamic force across the wing span, which has the effect of “increasing lift and reducing drag” on the upper wash side and is the key factor affecting the aerodynamic force of the wing. In addition, an appropriate increase in propeller height can further increase the lift and lift-to-drag ratio of the wing.

Graphical abstract

关键词

螺旋桨 / 滑流 / 动量源法 / 分布式动力 / 增升减阻

Key words

propeller / slipstream / momentum source method / distributed propulsion / lift augmentation and drag reduction

引用本文

引用格式 ▾

郭佳豪, 周洲. 分布式螺旋桨/机翼构型中螺旋桨的作用[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(19): 8387-8395 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2505770

GUO Jia-hao, ZHOU Zhou. Role of Propeller in Distributed Propeller/Wing Configuration[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(19): 8387-8395 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2505770

登录浏览全文

4963

注册一个新账户忘记密码

螺旋桨作为一种常规动力形式,被广泛应用于各类飞行器中。然而螺旋桨滑流会对其后机翼等气动部件产生较为复杂的干扰。

为明确螺旋桨滑流对以机翼为主的气动部件的作用机理,国内外学者进行了较多的研究。Ehab等^[1]、李征初等^[2]、Catalano等^[3]通过风洞试验,测量并研究了螺旋桨滑流的作用效果。此外,随着计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)技术的日益发展,更多的学者采用CFD数值模拟对该问题进行研究,主要采用多重参考系法(multiple reference frames,MRF)^[4]、滑移网格法^[4-6]及嵌套网格法^[7]等基于真实螺旋桨模型的数值模拟方法,以及简化螺旋桨的数值模拟方法,如激励盘法^[8-10]和动量源法^[11-12]。

文献[4-5,8]表明,螺旋桨滑流作用下,机翼的升力和阻力增加。这种增升增阻效果在巡航状态会使飞行器升阻比降低^[5]。但在起飞阶段,由于飞行速度较小,滑流的增速作用明显,如果利用得当能够增加飞机升力^[9,13],但也会出现不利的气动力影响^[14]。

为进一步利用螺旋桨滑流带来的有利作用,美国国家航空航天局开发了采用分布式推进技术的X-57麦克斯韦飞机^[15]。其通过在机翼前缘布置分布式螺旋桨,使螺旋桨的滑流广泛作用于机翼,形成更强的相互耦合。设计表明,X-57前缘分布的多个螺旋桨可加速机翼表面的流动,从而改善飞机的低速气动特性^[16]。故对于分布式螺旋桨/机翼构型,研究螺旋桨的作用机理,以便合理地对其滑流进行利用,成为分布式推进飞行器的研究重点之一。

对螺旋桨耦合机翼的研究早期多集中于滑流影响下的机翼上,通过优化机翼的方式提高构型气动性能^[17]。近几年则有学者开始从螺旋桨的设计出发进行研究,以使螺旋桨产生更有利于后方机翼的滑流。王科雷等^[18]以机翼气动效率最优为目标对分布式螺旋桨的滑流进行了重构设计。Chen等^[19]通过对分布式螺旋桨进行反设计实现了后方机翼的增升减阻。郭佳豪等^[20]则通过设计不同拉力分布的螺旋桨提高了后方机翼的升阻比。

但是,基于真实螺旋桨的试验、数值模拟及设计等研究均只能同时研究螺旋桨轴向和切向滑流的共同作用,无法将滑流的轴向速度与切向速度剥离,两者各自的作用机理需进一步研究。

动量源法作为一种有效的螺旋桨简化方法,其将桨叶等效为一个有厚度的网格圆盘,将桨叶力分布转化为动量源项参与流场求解,相比激励盘法在数值上更加稳定^[21]。动量源法中,桨叶拉力分布决定了滑流的轴向速度,扭矩分布决定了切向速度,可将轴向速度与切向速度剥离。

因此,基于动量源法将螺旋桨的作用分离为桨叶径向拉力分布以及扭矩分布的作用,并通过改变桨叶力分布以及螺旋桨的高度位置,更加细致地研究分布式螺旋桨/机翼构型中螺旋桨的作用特性。可为研究分布式螺旋桨/机翼构型提供一套实用的数值模拟方法,同时为该构型中螺旋桨的设计提供指导思路,并为进一步的分布式螺旋桨/机翼一体化设计建立基础。

1 动量源法验证

1.1 方法概述

根据螺旋桨几何信息及工作状态,桨叶叶素的拉力dT和切向力dF分别为

(1)dT=$\frac{1}{2}$ρW²b(C_lcosϕ-C_dsinϕ)dr

(2)dF=$\frac{1}{2}$ρW²b(C_lsinϕ+C_dcosϕ)dr

式中:ρ为气流密度;W为合速度;b为叶素弦长;ϕ为入流角;C_l、C_d分别为叶素的升阻力系数;r为桨叶叶素到螺旋桨旋转轴的径向距离。

将桨叶气动力在一个周期内的作用时均等效到网格单元上,并将其转化为动量源S,表达式为

(3)S=$\frac{-{\mathit{N}}_{\mathrm{B}}\mathrm{d}\mathit{F}\mathit{\text{'}}(\mathit{\varphi }/2\mathrm{\pi })}{{\mathit{V}}_{\mathrm{o}\mathrm{l}}}$=$\frac{-{\mathit{N}}_{\mathrm{B}}(\mathrm{d}\mathit{F}\mathit{\text{'}}/\mathrm{d}\mathit{r})}{2\mathrm{\pi }\mathit{r}{\mathit{d}}_{0}}$

式(3)中:N_B为桨叶数量;dF'为叶素合力;φ为网格单元所占圆周角;V_ol为当地网格单元的体积;d₀为网格厚度。

通过坐标变换得到三个方向的动量S_x、S_y、S_z,最后将其加入对应网格单元控制体的动量方程中,参与流场求解。

1.2 方法验证

验证构型如图1所示。机翼采用NACA643-618翼型,弦长c=0.4 m,展长b=1.5 m。螺旋桨采用JXF16×8螺旋桨,桨叶半径R=0.203 2 m,安装位置距机翼前缘水平距离d=0.1 m,高度h=0.04 m,如图2所示。测试转速Ω=5 300 r/min。

首先对其在地面无来流状态进行试验,再分别通过多重参考系法、滑移网格法以及动量源法进行数值模拟,最后进行对比分析。

试验采用 “ATI Delta 六分量力/力矩传感器”测量机翼的气动力,使用“Eagle Tree System”传感器监测螺旋桨转速,并通过舵机测试仪对电机油门进行控制。测试完成后取中间稳定阶段的气动力数据的平均值作为试验结果。

多重参考系法及滑移网格法基于混合网格(图3)。动量源法所需的桨叶力分布从独立螺旋桨的多重参考系法模拟中获取,计算网格是在图3机翼结构网格的基础上,将桨叶用同等半径的桨盘代替,桨盘厚度为2 mm的一层网格单元。三种方法均采用SA湍流模型(Spalart-Allmaras模型)。

计算结果如表1所示。结果表明,多重参考系法模拟中螺旋桨放置角度不同,所得机翼气动力不同,与测试的时均结果存在差异。这是因为多重参考系法是一种准定常模拟方法,网格本身并不会发生物理运动,而是通过桨叶网格区域坐标系的“旋转”等效桨叶的旋转,因此多重参考系法的模拟结果类似真实运动状态下的一个瞬态结果,桨叶相对机翼放置角度的不同则会导致后方翼段气动力的不同。

滑移网格法基于非定常计算,更接近真实物理运动,因此得到的时均结果与测试结果符合更好。而动量源法本身便是时均等效效果,计算精度接近滑移网格法,优于多重参考系法,这与文献[22]中得到的结论一致。此外,动量源法基于定常计算,且对螺旋桨进行简化处理,所需网格量更少,计算效率更高。

2 分布式螺旋桨/机翼构型

2.1 构型示意

分布式螺旋桨/机翼构型除去机翼两侧翼尖部分,螺旋桨以相同方向旋转时,构型沿展向具有重复性。因此采用图4所示的构型,取中间红色区域“有效翼段”的气动力进行分析,以此反映分布式螺旋桨/机翼的气动特性。

机翼采用NACA2412翼型,弦长c=0.8 m,展长b=3.5 m,有效翼段展长b₁=0.7 m。螺旋桨半径R=0.3 m,距机翼前缘水平距离d=0.3 m,高度h=0,两螺旋桨轴心间距d₁=0.7 m。

2.2 螺旋桨力分布说明

螺旋桨的拉力及扭矩主要由叶素的升力和阻力决定,而叶素的升阻比一般较高,可认为桨叶拉力及扭矩的变化趋势相同。

将螺旋桨的作用分解为桨叶径向拉力分布和扭矩分布的作用。分布式螺旋桨/机翼构型中的螺旋桨采用5种力分布形式,如图5所示。dT/dr为桨径r处单位桨径所提供的拉力,力分布曲线所围成的面积即为总拉力,扭矩同理。根据式(3),桨径r处的力分布更大,意味着动量源更大,因此桨盘后方所产生的滑流速度更大,故力分布的变化趋势亦反映了滑流的变化趋势。保证不同力分布形式的总拉力和总扭矩相同,以此对螺旋桨的作用进行研究。

不同力分布形式的力分布峰值位置固定在0.8R处。其中“分布3”是通过拟合常规基于“最小能量损失”设计方法设计出的螺旋桨的力分布得到。其他力分布形式以“分布3”的曲线为参考,通过调整曲线前半段和后半段分布的凹凸,并确保围成的面积基本相同得到。

2.3 计算状态

针对起飞阶段,计算高度为海平面,来流速度取v₀=10 m/s,单个螺旋桨拉力T=40 N,扭矩M=1.5 N·m。采用动量源法进行分析。

2.4 网格无关性验证

机翼迎角取2°,桨叶力分布取为“分布3”,对如图6所示的三套网格进行计算,结果如表2所示。

可知,不同网格量的计算结果接近,加密网格后计算结果的变化减小。为兼顾计算精度和计算效率,计算网格量选择473万。

3 螺旋桨力分布作用

3.1 干净机翼特性

无螺旋桨时,有效翼段的气动力如表3所示。2°及8°迎角下有效翼段的升阻比接近,但分别处于增大和减小的不同阶段。

3.2 不同螺旋桨力分布对机翼的作用

采用动量源法,将5种桨叶力分布应用在分布式螺旋桨/机翼构型中,机翼迎角取2°、5°及8°。计算得到的有效翼段气动力如图7所示。

相比干净机翼,不同机翼迎角下分布式螺旋桨均带来明显的“增升增阻”效果。

桨叶力分布均匀的螺旋桨更有利于后方机翼升力的提高。其中,在2°和5°迎角下随着桨叶力分布趋于均匀(由分布5~分布1),有效翼段的阻力减小、升阻比提高。以“分布3”常规设计的螺旋桨的作用结果为参考,2°和5°迎角下均匀的桨叶力分布可起到“增升减阻”的效果,如“分布1”和“分布2”。而在8°迎角下(已超过干净机翼最大升阻比迎角),均匀的桨叶力分布虽使有效翼段的阻力增大,但依旧可使升阻比提高。

以2°迎角为例,对比有效翼段的表面压力分布结果,如图8和图9所示。相比“分布5”,力分布更加均匀的“分布1”靠近桨毂处的力更大,滑流也对应更强。这使得机翼上表面原本处于左右两侧的低压区相互靠近、相连,低压区面积扩大,且压力降低,从而带来“增升减阻”的作用效果。

这说明滑流对机翼的作用不能简单地根据“滑流的上下洗使后方翼段的当地迎角改变,并带来动压提高”进行解释。

4 螺旋桨滑流的旋转作用

对比螺旋桨单独拉力作用以及拉力、扭矩共同作用的效果,以研究螺旋桨滑流旋转的作用。

从图10所示气动力对比中可知,滑流的旋转速度即滑流的切向速度,在不同力分布下均可带来“增升减阻”的效果,能够提高有效翼段的升阻比。且螺旋桨力分布越均匀对“增升减阻”越有利。

从图11所示展向力分布可知,滑流无旋转时有效翼段展向力分布左右对称,滑流的加速作用使当地升力和阻力均增大。而滑流有旋转时,切向速度带来“上下洗”作用造成展向气动力非对称,其中“上洗侧”的“增升减阻”效果更显著。

5 螺旋桨高度位置的作用

5.1 不同高度位置5种力分布效果对比

为进一步研究螺旋桨高度变化对机翼气动力的影响,改变螺旋桨高度为h=-0.1,0,0.1 m,机翼2°迎角。不同力分布作用结果如图12所示。

提升螺旋桨高度能够使更多的滑流作用于机翼上表面,增强上表面前部的低压及其范围,如图13和图14所示,故有效翼段的升力、阻力和升阻比均提高。其中,螺旋桨处于机翼上方时,更均匀的桨叶力分布可获取更大的升力和升阻比,与螺旋桨处于机翼下方时的作用相反。

5.2 螺旋桨最佳高度位置

0~0.25 m高度范围的螺旋桨作用效果如图15所示。随着螺旋桨高度增加,有效翼段的升力与阻力基本呈现“先增后减”的变化。首先作用于机翼上表面的滑流逐渐增强,但当螺旋桨进一步升高,滑流又逐渐远离机翼上表面,升力和阻力则又呈现下降趋势,直至滑流对机翼的作用完全消失,此过程中机翼的升阻比持续增加。

另一方面,力分布更加均匀的螺旋桨,滑流也更加均匀,在相同的螺旋桨高度有更多的滑流作用于机翼上表面,故最大升力出现的高度更低。

此外,以螺旋桨高度h=0 m、采用“分布3”的结果作为基准,对比螺旋桨高度h=0.1 m、采用“分布1”的结果,如表4所示。可知,通过改变桨叶力分布,并适当提高螺旋桨高度,可使后方的有效翼段升力提高25.93%,升阻比提高18.58%,气动性能明显改善。

6 结论

基于动量源法,研究了分布式螺旋桨/机翼构型中螺旋桨力分布及高度变化对后方机翼的作用,得到如下结论。

(1)以多重参考系法研究螺旋桨滑流对后方机翼的作用时,螺旋桨的放置角度会对机翼气动力产生较大的影响。相比之下,动量源法的计算精度接近滑移网格非定常数值模拟,优于多重参考系法,所需网格量更少,计算效率更高。

(2)相比干净机翼,螺旋桨滑流对后方机翼带来“增升增阻”的作用。而在分布式螺旋桨/机翼构型中,当螺旋桨的桨叶力分布趋于均匀时,桨毂后方滑流增强,使机翼上表面左右两侧低压区相连、面积扩大,且压力降低,能够带来“增升减阻”的效果。

(3)滑流的旋转使机翼的展向力分布不均,能够在上洗侧产生“增升减阻”的作用,从而提高后方机翼的升阻比,是螺旋桨滑流影响机翼气动力的关键因素。

(4)适当提升螺旋桨高度能够使机翼的升力及升阻比提高。而更均匀的螺旋桨力分布能够使机翼的气动性能进一步提高,其中升力可提高25.93%,升阻比可提高18.58%,对应的最佳螺旋桨高度也更低。

参考文献

原文顺序 | 出版日期 | 本文引用

[1]	Ehab A E, Colin P B. Experimental investigation of the effect of propeller slipstream on boundary layer behavior at low Reynolds number data: AIAA-2000-4123[R]. Denve: AIAA, 2000.

[2]	李征初, 王勋年, 陈洪, 等. 螺旋桨滑流对飞机机翼流场影响试验研究[J]. 流体力学实验与测量, 2000, 14(2): 44-48.

[3]	Li Zhengchu, Wang Xunnian, Chen Hong, et al. Experimental re-search of influence of propeller slipstream on wing flow field[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2000, 14(2): 44-48.

[4]	Catalano F M. On the effects of an installed propeller slipstream on wing aerodynamic characteristics[J]. Acta Polytechnica, 2004, 44(3): 8-14.

[5]	程晓亮, 李杰. 螺旋桨滑流对机翼气动特性影响的方法研究[J]. 科学技术与工程, 2011, 11(14): 3229-3235.

[6]	Cheng Xiaoliang, Li Jie. Unsteady computational method for the propeller/wing interaction[J]. Science Technology and Engineering, 2011, 11(14): 3229-3235.

[7]	王红波, 祝小平, 周洲, 等. 太阳能无人机螺旋桨滑流气动特性分析[J]. 西北工业大学学报, 2015, 33(6): 910-920.

[8]	Wang Hongbo, Zhu Xiaoping, Zhou Zhou, et al. Aerodynamic investigation on propeller slipstream flows for solar powered airplanes[J]. Journal of Northwestern Poly-technical University, 2015, 33(6): 910-920.

[9]	高飞飞. 基于 CFD 技术的螺旋桨非定常流场数值模拟[J]. 科学技术与工程, 2011, 11(30): 7564-7569.

[10]	Gao Feifei. Numerical simulation of unsteady flow around propeller based on CFD technology[J]. Science Technology and Engineering, 2011, 11(30): 7564-7569.

[11]	Stuermer A W. Unsteady CFD simulations of propeller installation effects data: AIAA-2006-4946[R]. Sacramento: AIAA, 2006.

[12]	李博, 梁德旺, 黄国平. 基于等效盘模型的滑流对涡桨飞机气动性能的影响[J]. 航空学报, 2008, 29(4): 845-852.

[13]	Li Bo, Liang Dewang, Huang Guoping. Propeller slipstream effects on aerodynamic performance of turbo-prop airplane based on equivalent actuator disk model[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2008, 29(4): 845-852.

[14]	Moens F, Gardarein P. Numerical simulation of the propeller/wing interactions for transport air-craft data: AIAA-2001-2404[R]. Anaheim: AIAA, 2001.

[15]	王维, 杨永, 夏贞锋. 不同螺旋桨滑流数值模拟方法对比研究[J]. 航空计算技术, 2012, 42(5): 80-83.

[16]	Wang Wei, Yang Yong, Xia Zhenfeng. Study on comparison of different numerical simulation methods concerning propeller slipstream[J]. Aeronautical Computing Technique, 2012, 42(5): 80-83.

[17]	Rajagopalan R G, Lim C K. Laminar flow analysis of a rotor in hover[J]. Journal of the American Helicopter Society, 1991, 36(1): 12-23.

[18]	宋长虹, 林永峰, 陈文轩, 等. 基于动量源方法的涵道尾桨CFD分析[J]. 直升机技术, 2009(1): 6-11.

[19]	Song Changhong, Lin Yongfeng, Chen Wenxuan, et al. CFD analysis for the ducted tail rotor based on momentum source method[J]. Helicopter Technique, 2009(1): 6-11.

[20]	左岁寒, 杨永. 螺旋桨滑流对带后缘襟翼机翼气动特性影响的数值分析[J]. 航空计算技术, 2007, 37(1): 54-57.

[21]	Zuo Suihan, Yang Yong. Numerical simulation of propeller/high-lift system interaction[J]. Aeronautical Computing Technique, 2007, 37(1): 54-57.

[22]	陈广强, 白鹏, 詹慧玲, 等. 高空长航时无人机螺旋桨滑流效应影响研究[J]. 飞机设计, 2014, 34(4): 1-9.

[23]	Chen Guangqiang, Bai Peng, Zhan Huiling, et al. Numerical simulation study on propeller slipstream effect on high altitude long endurance unmanned air vehicle[J]. Air-craft Design, 2014, 34(4): 1-9.

[24]	Borer N K, Patterson M D, Gibson A R, et al. Design and performance of the NASA SCEPTOR distributed electric propulsion flight demonstrator data: AIAA 2016-3920[R]. Washington: AIAA, 2016.

[25]	Stoll A M. Comparison of CFD and experimental results of the LEAPTech distributed electric propulsion blown wing data: AIAA 2015-3188[R]. Dallas: AIAA, 2015.

[26]	徐家宽, 白俊强, 黄江涛, 等. 考虑螺旋桨滑流影响的机翼气动优化设计研究[J]. 航空学报, 2014, 35(11): 2910-2920.

[27]	Xu Jiakuan, Bai Junqiang, Huang Jiangtao, et al. Aerodynamic optimization design of wing under the interaction of propeller slipsteam[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2014, 35(11): 2910-2920.

[28]	王科雷, 周洲, 祝小平, 等. 基于气动载荷分布的螺旋桨诱导流场重构设计[J]. 航空学报, 2020, 41(1): 63-74.

[29]	Wang Kelei, Zhou Zhou, Zhu Xiaoping, et al. Reconstruction design of propeller induced flow-field based on aerodynamic loading distributions[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2020, 41(1): 63-74.

[30]	Chen X, Zhou Z. Inverse aerodynamic design for DEP propeller based on desired propeller slip-stream[J]. Aerospace Science and Technology, 2020, 102: 105820.

[31]	郭佳豪, 周洲, 范中允. 一种给定拉力分布的螺旋桨设计方法及应用[J]. 航空动力学报, 2020, 35(6): 1238-1246.

[32]	Guo Jiahao, Zhou Zhou, Fan Zhongyun. A method of propeller design with given thrust distribution and it’s application[J]. Journal of Aerospace Power, 2020, 35(6): 1238-1246.

[33]	O’Brien D, Smith M. Analysis of rotor-fuselage interactions using various rotor models data: AIAA 2005-468[R]. Reno: AIAA, 2005.

[34]	范中允, 周洲, 祝小平, 等. 翼上螺旋桨构型耦合气动特性及机翼翼型优化设计研究[J]. 航空学报, 2019, 40(9): 122777.

[35]	Fan Zhongyun, Zhou Zhou, Zhu Xiaoping, et al. Coupled aerodynamic analysis and wing airfoil design for channel wing[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinaca, 2019, 40(9): 122777.