摘 要：使用VSPAERO氣動(dòng)分析模塊，以X-57機(jī)翼作為算例，對(duì)螺旋槳滑流氣動(dòng)特性進(jìn)行計(jì)算，將氣動(dòng)分析結(jié)果與文獻(xiàn)中的CFD分析數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證軟件的精度和可靠性。將其應(yīng)用于19座通勤類飛機(jī)，分別對(duì)1—3對(duì)電機(jī)+槳3種氣動(dòng)布局方案參數(shù)化建模，調(diào)整螺旋槳的位置、尺寸及性能參數(shù)，快速分析飛機(jī)以巡航馬赫數(shù)飛行在不同迎角下的升阻特性。結(jié)果表明：3種方案中六槳方案最優(yōu)，此方案能顯著降低全機(jī)誘導(dǎo)阻力，使總升阻比較雙槳可提高14.8%，相對(duì)于四槳可提高31.9%。

關(guān)鍵詞：通勤飛機(jī)；油電混動(dòng)；分布式推進(jìn)；VSPAERO；多槳配裝

中圖分類號(hào)：V228.5文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A文章編號(hào)：1671-5276（2024）03-0219-04

Researchon Aerodynamic Layout of Propulsion System for Hybrid Electric Commuter Airplane

Abstract：The VSPAERO aerodynamic analysis module is used to calculate the aerodynamic characteristics of propeller slipstream taking X-57 wing as an example. The aerodynamic analysis results are compared with the CFD analysis data in the literature to verify the accuracy and reliability of the software. With the application of the software to 19 commuter aircrafts， and the parametric modeling of three aerodynamic layouts of 1 to 3 pairs of motors + proepellers is carried out respectively. The position parameters， size parameters and performance parameters of propellers are adjusted， and the lift and drag characteristics of aircrafts flying at different angles of attack at cruise Mach number are analyzed. The results show that the six-propeller aerodynamic layout is the best of the three schemes， which can significantly reduce the induced resistance of the whole aircraft， with 14.8% increase of the total lift drag compared with two propellers and 31.9% increase compared with four propellers.

Keywords：commuter aircraft；gasoline-electric hybrid；distributed propulsion；VSPAERO；multi-propeller assembly

0 引言

在混動(dòng)通勤飛機(jī)概念設(shè)計(jì)階段，需要通過(guò)分析螺旋槳滑流與機(jī)體的相互作用來(lái)確定全機(jī)升阻特性，進(jìn)而指導(dǎo)推進(jìn)系統(tǒng)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)。對(duì)螺旋槳滑流影響的全機(jī)氣動(dòng)分析仍較多采用基于N-S方程的CFD數(shù)值模型。斯坦福大學(xué)CLARKE等［1］利用SUAVE保真氣動(dòng)模塊，研究了3種不同推進(jìn)氣動(dòng)布局的螺旋槳飛機(jī)，包括兩種分布式電推進(jìn)結(jié)構(gòu)和雙螺旋槳布局，用于分析螺旋槳、轉(zhuǎn)子、升力面及其相互作用。WALES等［2］分別采用激勵(lì)盤和URANS模型對(duì)雙發(fā)通勤飛機(jī)螺旋槳計(jì)算，并與Clean-Sky2項(xiàng)目中的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，具有很好的擬合效果。李博等［3］應(yīng)用激勵(lì)盤模型對(duì)某四發(fā)渦槳飛機(jī)的全機(jī)三維流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，分析了螺旋槳滑流對(duì)全機(jī)流場(chǎng)特征的影響，給出了滑流對(duì)全機(jī)升阻力系數(shù)的影響量。楊溢［4］依據(jù)激勵(lì)盤理論簡(jiǎn)化實(shí)際螺旋槳構(gòu)型，改變激勵(lì)盤的徑向載荷分布形式，模擬了螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響。栗樞等［5］對(duì)比分析了不同轉(zhuǎn)速-速度匹配下螺旋槳表面積冰對(duì)氣動(dòng)的影響。

目前，對(duì)混合動(dòng)力飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)主要對(duì)象是2—4座的輕小型飛機(jī)， 尚未開(kāi)展對(duì)支線和干線混合飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)氣動(dòng)布局選型的研究?；诖吮尘?，對(duì)19座混合動(dòng)力通勤飛機(jī)，多種不同數(shù)量、不同安裝位置的螺旋槳?dú)鈩?dòng)布局進(jìn)行分析，從中選取較優(yōu)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)。目前更適用于概念設(shè)計(jì)階段的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法是將渦格法和激勵(lì)盤方法相結(jié)合，能快速和較準(zhǔn)確地分析螺旋槳飛機(jī)氣動(dòng)特性。本文使用的VSPAERO是由美國(guó)宇航局開(kāi)發(fā)的概念飛機(jī)設(shè)計(jì)工具OpenVSP［6-7］中用于氣動(dòng)分析的模塊，基于其快速建模和氣動(dòng)分析能力，首先通過(guò)算例驗(yàn)證了VSPAERO氣動(dòng)模塊的計(jì)算精度，然后對(duì)19座油電混動(dòng)通勤飛機(jī)進(jìn)行了多槳配置氣動(dòng)布局研究。

1 混合動(dòng)力通勤飛機(jī)OpenVSP建模

OpenVSP集成了飛機(jī)常見(jiàn)的部件，如機(jī)身、機(jī)翼、動(dòng)力裝置、短艙等部件。在EXCEL表里定義飛機(jī)各部件的參數(shù)信息。通過(guò)VBA語(yǔ)言將參數(shù)信息寫入到VSPScript腳本中，調(diào)用OpenVSP軟件完成氣動(dòng)建模和分析計(jì)算。混合動(dòng)力通勤飛機(jī)的主要外形參數(shù)參考我國(guó)19座級(jí)固定翼通勤類飛機(jī)的運(yùn)12E飛機(jī)。將安裝在機(jī)翼吊艙的PT6A-27的兩對(duì)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)，減掉一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)并將另一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)身做成一體化，減少的發(fā)動(dòng)機(jī)功率由電機(jī)驅(qū)動(dòng)螺旋槳提供，減少的燃油替換為電池，驅(qū)動(dòng)螺旋槳的能量由飛機(jī)燃油和電池共同提供。如圖1所示，應(yīng)用渦格法+激勵(lì)盤理論方法分別對(duì)1—3對(duì)電機(jī)+槳葉氣動(dòng)布局方案進(jìn)行快速估算。根據(jù)各方案的升阻特性，選擇合適的能源改型氣動(dòng)方案。

根據(jù)推進(jìn)系統(tǒng)產(chǎn)生的功率P和槳盤產(chǎn)生的拉力T及螺旋槳直徑D、螺旋槳轉(zhuǎn)速N可以計(jì)算出螺旋槳的拉力系數(shù)CT和功率系數(shù)Cp，如下所示。

將雙發(fā)渦槳?jiǎng)恿Ψ桨父臑橛蓡伟l(fā)油電混動(dòng)，通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)需求功率和推力，得出匹配螺旋槳直徑和轉(zhuǎn)速等參數(shù)信息，如表1所示。

2 VSPAERO算例驗(yàn)證

驗(yàn)證的算例構(gòu)型為螺旋槳+機(jī)翼的氣動(dòng)構(gòu)型，螺旋槳是X-57［8］的高升力螺旋槳，機(jī)翼為矩形翼，翼型采用X-57機(jī)翼的翼根翼型，如圖2所示，其參數(shù)如表2所示。

VSPAERO模塊計(jì)算輸出Polar文件中沒(méi)有考慮到激勵(lì)盤推力分量，應(yīng)根據(jù)式（3）—式（7）將推力進(jìn)行分解，添加到機(jī)翼的力和力矩中，以獲得總的力和力矩。

Ltotal=Lwing+Tsinα（3）

Ditotal=Diwing－Tcosα（4）

Mxtotal=Mxwing+Mxprop（5）

Mytotal=Mywing+T（zwing－zprop）（6）

Mztotal=Mzwing+T（yprop－ywing）（7）

式中：T為螺旋槳產(chǎn)生的拉力；α為機(jī)翼攻角；Ltotal、Ditotal分別為計(jì)入螺旋槳拉力的總升力和總誘導(dǎo)阻力；Mxtotal、Mytotal、Mztotal分別為對(duì)應(yīng)坐標(biāo)軸產(chǎn)生的合力矩。

圖3為算例構(gòu)型考慮螺旋槳推力分解下的總升力、總誘導(dǎo)阻力對(duì)坐標(biāo)軸總力矩大小與CFD高精度數(shù)值軟件計(jì)算結(jié)果對(duì)比圖。計(jì)算出的升力和誘導(dǎo)阻力與CFD的數(shù)據(jù)［9］具有較好的吻合性且趨勢(shì)一致，但從力矩結(jié)果上看，雖然兩者的數(shù)值大小在同一數(shù)量級(jí)，但是由于激勵(lì)盤理論基于無(wú)黏和無(wú)旋假設(shè)，計(jì)算結(jié)果出現(xiàn)一定的誤差，但是計(jì)算速度卻顯著提高，對(duì)于估算升阻特性具有很好的參考意義。

3 混動(dòng)通勤類飛機(jī)氣動(dòng)布局研究

3.1 氣動(dòng)改型方案滑流計(jì)算

分別對(duì)雙槳、四槳、六槳3種氣動(dòng)布局進(jìn)行分析，通過(guò)修改槳盤直徑、旋轉(zhuǎn)速度、功率系數(shù)、拉力系數(shù)、螺旋槳和吊艙展向占位參數(shù)、螺旋槳轉(zhuǎn)向（同翼根到翼梢旋轉(zhuǎn)方向）完成氣動(dòng)外型建模并與對(duì)應(yīng)的3種無(wú)滑流（無(wú)激勵(lì)盤）情況進(jìn)行對(duì)比，計(jì)算結(jié)果如圖4所示。從升力系數(shù)來(lái)看，雙螺旋槳和六螺旋槳較無(wú)激勵(lì)盤模型有一定增加，且六螺旋槳升力系數(shù)較雙螺旋槳隨著迎角而逐漸增大，但是對(duì)于四螺旋槳布局，在0°～4°迎角下，升力系數(shù)相比無(wú)激勵(lì)盤有一定提升，但在4°攻角之后，升力系數(shù)反而小于無(wú)激勵(lì)盤模型。

從計(jì)算結(jié)果來(lái)看，由于螺旋槳滑流影響，相比無(wú)激勵(lì)盤模型對(duì)誘導(dǎo)阻力有明顯抑制作用，且誘導(dǎo)阻力隨螺旋槳數(shù)量增加，出現(xiàn)數(shù)值不斷降低的趨勢(shì)。對(duì)于全機(jī)升阻比，3種氣動(dòng)布局均較無(wú)激勵(lì)盤有顯著提高，在小攻角（2°迎角）下，3種布局方案升阻比相差不大。隨著迎角增加，在4°迎角之后，四槳?dú)鈩?dòng)布局的升阻比明顯小于其他兩種布局方案，而對(duì)于雙槳和六槳?dú)鈩?dòng)布局，六槳方案升阻比要高于雙槳方案。

圖5為3種氣動(dòng)布局沿展向 CL分布圖和 α=0°時(shí)上下表面壓強(qiáng)系數(shù)差分布云圖和尾跡流線圖。圖中反映了在機(jī)翼螺旋槳兩側(cè)升力系數(shù)會(huì)突變?cè)龃?，同時(shí)由于滑流效應(yīng)改變氣流尾跡并隨著螺旋槳數(shù)量增加，滑流效應(yīng)逐漸對(duì)飛機(jī)尾翼部件產(chǎn)生影響，改變氣動(dòng)升阻特性，造成誘導(dǎo)阻力減小，升阻比進(jìn)一步增加，而升力系數(shù)受到槳葉數(shù)量和轉(zhuǎn)向的影響。本文研究的3種氣動(dòng)布局中螺旋槳轉(zhuǎn)向均是以飛行員視角向機(jī)翼外側(cè)旋轉(zhuǎn) ，可以看出在此轉(zhuǎn)向下六槳?dú)鈩?dòng)布局升阻比優(yōu)于其他兩種方案，其升阻比較雙槳可提高14.8%，相對(duì)于四槳可提高31.9%。由于四槳方案明顯劣于其他兩種方案，故不進(jìn)一步研究。在下文中將對(duì)六槳布局方案，探討其轉(zhuǎn)向組合對(duì)氣動(dòng)產(chǎn)生的影響。

3.2 六槳轉(zhuǎn)向組合氣動(dòng)分析

不同螺旋槳轉(zhuǎn)向的組合方式，會(huì)影響多組螺旋槳總的升力效應(yīng)。以六螺旋槳為例，分析其以2°迎角巡航時(shí)的升阻特性。以→表示飛行員視角右側(cè)機(jī)翼螺旋槳順時(shí)針旋轉(zhuǎn)方向，以←表示螺旋槳逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)方向，如表3所示，分析轉(zhuǎn)向構(gòu)型1—構(gòu)型8升力系數(shù)沿機(jī)翼展向分布情況。

圖6為8種不同螺旋槳轉(zhuǎn)向組合升力系數(shù)沿翼展方向分布圖。從圖示曲線分布規(guī)律可以看出，升力系數(shù)在螺旋槳布置位置處發(fā)生突變，不同的轉(zhuǎn)向組合會(huì)影響總的升力特性，如構(gòu)型1和構(gòu)型2組合，會(huì)對(duì)提高升力系數(shù)起到增益效果，而其他轉(zhuǎn)向組合如構(gòu)型6和構(gòu)型8反而會(huì)降低升力系數(shù)。

4 結(jié)語(yǔ)

本文對(duì)19座級(jí)固定翼通勤類飛機(jī)3種推進(jìn)系統(tǒng)氣動(dòng)布局進(jìn)行研究，得出以下結(jié)論：

1）使用VSPAERO對(duì)X-57機(jī)翼升力、阻力和力矩與文獻(xiàn)中CFD數(shù)據(jù)進(jìn)行驗(yàn)證對(duì)比，兩者數(shù)據(jù)具有很好的吻合性；

2）通過(guò)分析19座通勤類飛機(jī)3種布局方案及無(wú)螺旋槳構(gòu)型，滑流效應(yīng)能顯著降低誘導(dǎo)阻力，提高全機(jī)升阻比；

3）從升阻特性看，六槳分布式方案優(yōu)于其他兩種布局方案，其升阻比較雙槳可提高14.8%，相對(duì)于四槳可提高31.9%；

4）六槳轉(zhuǎn)向構(gòu)型不同的螺旋槳轉(zhuǎn)向組合方式，會(huì)影響多組螺旋槳總的升力和阻力效應(yīng)，8種構(gòu)型中構(gòu)型1氣動(dòng)性能最優(yōu)。

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