一種新的臨近空間螺旋槳地面試驗方法

李喜樂, 李廣佳, 周 波, 朱文國, 孫凱軍

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

一種新的臨近空間螺旋槳地面試驗方法

李喜樂, 李廣佳*, 周 波, 朱文國, 孫凱軍

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

提出了一種采用軌道拖車搭載螺旋槳的臨近空間螺旋槳地面試驗方法。利用中航工業特種飛行器研究所的高精度拖車試驗臺控制螺旋槳前進速度，螺旋槳轉速由伺服電機控制。針對新設計的臨近空間低雷諾數螺旋槳，依據等前進比和等雷諾數相似準則，進行了螺旋槳在不同飛行高度下氣動特性的地面試驗研究。通過試驗數據與片條理論及CFD方法計算結果的對比分析，驗證試驗方法的可行性及螺旋槳氣動性能。結果表明：(1)由于槳尖馬赫數較低，等前進比和等雷諾數相似準則適用于新設計的臨近空間螺旋槳地面試驗；(2)不同飛行高度下螺旋槳地面試驗數據與計算結果吻合良好，說明提出的方法是可行的，可為同類螺旋槳試驗提供參考。

臨近空間；螺旋槳；相似準則；雷諾數；前進比

0 引 言

臨近空間太陽能無人機飛行高度在0～30km之間，飛行速度范圍為8～45m/s，具有飛行高度和速度跨度大的特點。作為其主要動力裝置的螺旋槳處于高空低密度工作環境，20km高度的大氣密度約為海平面的1/14，壓強約1/18，呈低密度、低雷諾數效應。目前，國外將臨近空間螺旋槳試驗分為二維低雷諾數螺旋槳翼型試驗和三維螺旋槳試驗2部分，試驗方法主要有地面增壓式風洞試驗[2-4]和臨近空間氣球/滑翔機搭載試驗[5-7]2種方法。這2種方法都具有準確度好的特點，但是投入成本高、建設周期長，國內尚不具備這樣的試驗條件。

目前，國內較多采用的臨近空間螺旋槳試驗方法是地面常規低速風洞縮比模型試驗[8-10]和地面車載試驗。然而，國內低速風洞在風速低于8m/s時流場品質難以保證，常規地面車載試驗容易受外界風等因素的干擾，都會對試驗結果造成一定的影響。結合試驗內容和詳細調研分析，作者提出了一種利用地面高精度拖車搭載臨近空間螺旋槳測量其高空氣動特性的新試驗方法。該方法針對不同海拔高度下的飛行狀態，依據等雷諾數和等前進比相似準則，將其轉換到地面高度狀態后，完成臨近空間螺旋槳氣動特性試驗。拖車搭載試驗是將螺旋槳安裝于拖車前部伸出的懸臂支架上，在室內空氣靜止狀態下，通過控制拖車速度模擬螺旋槳前進速度。相對于低速風洞而言，由于拖車速度可以精確控制，易于獲得穩定的、較低的螺旋槳前進速度，且試驗段橫截面積大，拖車工作行程長，可測量時間充裕；相對常規車載試驗而言，拖車搭載螺旋槳試驗處于室內環境下，不受外界氣象條件的干擾。

1 臨近空間螺旋槳地面試驗相似準則

螺旋槳的相似條件包括：幾何相似、運動相似和動力相似。對幾何相似、方位角相同的螺旋槳，其拉力系數和功率系數并不直接取決于來流速度V、螺旋槳直徑D、轉速n、密度ρ、空氣運動粘性系數μ等個別參數，而是取決于前進比λ、雷諾數Re、馬赫數Ma這3個相似參數(嚴格來說，還有氣流紊流度ε、螺旋槳表面粗糙度h/d等)[11-12]。即:

但在模型槳實驗中，要使這些相似參數都和全尺寸情況下完全相同極為困難，有時甚至無法實現。根據多年實踐經驗，在螺旋槳試驗中，保證主要相似準則，忽略次要相似準則，亦可獲得良好的試驗結果。這里研究的螺旋槳，在幾何和運動相似的情況下，由于槳尖馬赫數較低，可以不予嚴格保證馬赫數這一相似參數(當槳尖馬赫數接近或超過0.9時，需要嚴格保證槳尖馬赫數這一相似條件)[12]，只需保證雷諾數和前進比相等，即：

可得轉速比尺和速度比尺：

其中，ξL=D1/D2為長度比尺；ξυ=υ1/υ2為空氣運動粘性系數比尺。

拉力比尺：

功率比尺：

表1為不同海拔高度下的大氣參數表。試驗選用未縮比的原型螺旋槳，即長度比尺ηL=1。因此，不同飛行高度下各參數相似比尺如表2所示。

表1 不同高度大氣參數表Table 1 Atmosphere parameters at different altitudes

表2 不同高度下各參數相對于地面(H=0km)高度的相似比尺Table 2 The scale of parameters at different altitudes to ground

2 試驗設備與模型

搭載臨近空間螺旋槳的試驗臺采用中航工業特種飛行器研究所高速水動力實驗室的拖車試驗臺。試驗臺的主要組成部分包括拖車系統、高精度軌道、懸臂支架、二分量天平、伺服電機、減速器、電源、數據采集系統以及螺旋槳，如圖1所示。

圖1 臨近空間螺旋槳試驗系統

試驗模型為課題組設計的臨近空間低雷諾數螺旋槳，幾何外形如圖2所示。該螺旋槳直徑D=2m，基本槳葉翼型采用設計的高升阻比低雷諾數層流翼型，槳葉設計采用寬葉槳的設計思想，通過增大高空飛行狀態下的槳葉當地弦長雷諾數，改善螺旋槳的低雷諾數氣動特性，提高螺旋槳效率。該螺旋槳的最大相對寬度為c/D=13.26%。

圖2 臨近空間螺旋槳幾何外形

3 試驗方法與測量精度

螺旋槳旋轉采用伺服電動機驅動，通過電動機和減速器精確控制螺旋槳轉速。螺旋槳和電動機通過懸臂支架固定于拖車前端，高精度拖車帶動螺旋槳模擬其前進速度。輪輻式二分量天平同軸安裝于電動機外部，測量電動機輸出扭矩的反作用扭矩和拉力值，并由采集系統采集到計算機。

根據測試內容及采用的相似準則確定試驗狀態下螺旋槳前進速度范圍為2.5～8.5m/s，轉速范圍為100～450r/min。測試系統各設備精度如下：

(1) 拖車速度范圍為0.1～22m/s，車速穩定精度優于2‰；

(2) 二分量天平量程為：拉力0～300N，扭矩0～30N·m，精度5‰；

(3) 伺服電動機：瞬時最大轉矩23.3N·m，最大轉速3000r/min。

整個試驗在室內封閉環境下進行，不受外界氣象條件的影響。對水池壁面和拖車系統對螺旋槳周圍流場的干擾進行了數值模擬分析，并采用超聲風速儀測量了不同拖車前進速度下螺旋槳附近流場速度，經過綜合分析，將螺旋槳安裝于拖車前端4m處，螺旋槳軸心距水池水面高2.79m，流場均勻度滿足試驗要求。由于拖車車體的干擾作用，拖車速度和螺旋槳附近流場速度存在較小偏差，在試驗結果處理時對螺旋槳前進速度做了修正。

4 試驗結果及分析

圖3～7為H=0～20km不同高度條件下臨近空間螺旋槳采用相似準則轉換到地面狀態后螺旋槳氣動特性試驗結果，各圖中(a)～(c)分別為拉力系數、功率系數和效率隨前進比變化關系曲線。為了驗證試驗方法的可靠性和試驗結果的準確性，與片條理論和CFD計算結果進行對比。片條理論計算中，采用Xfoil軟件[13]計算各剖面翼型氣動特性，Xfoil采用基于空間方法理論的eN方法預測繞低雷諾數翼型流動的轉捩位置，由于所設計螺旋槳為輕載螺旋槳，片條理論適合于該螺旋槳氣動特性計算；CFD方法采用求解非慣性坐標系下的RANS方程來模擬螺旋槳繞流流場，求解過程中也考慮了轉捩的影響。

圖3為H=0km高度下螺旋槳氣動特性試驗結果。其中，紅色實線為片條理論的計算結果，藍色空心原點為CFD方法的計算結果，黑色原點為試驗數據。從圖3(a)可以看出，隨著前進比增加，拉力系數逐漸減小，試驗測得的拉力系數與片條理論和CFD方法計算結果吻合良好，試驗數據比片條理論和CFD方法計算結果偏低，更接近于CFD方法的結果。從圖3(b)可以看出，三者得出的功率系數曲線趨勢與圖3(a)一致，圖3(c)為效率隨前進比的變化關系曲線，可以看出，由于試驗測得的拉力系數和功率系數均偏低，計算得出的效率曲線與CFD結果吻合良好。

(a) 拉力系數隨前進比變化關系曲線

(b) 功率系數隨前進比變化關系曲線

(c) 效率隨前進比變化關系曲線

(a) 拉力系數隨前進比變化關系曲線

(b) 功率系數隨前進比變化關系曲線

(c) 效率隨前進比變化關系曲線

圖4為H=5km高度下螺旋槳氣動特性地面試驗結果，該狀態下僅有4個測量點，小前進比下，試驗測得的拉力系數和功率系數均低于片條理論的計算結果，大前進比下的2個點與片條理論結果吻合良好，除第2個點外，其余3個試驗點的效率與片條理論吻合良好。

圖5為H=10km高度下螺旋槳氣動特性地面試驗數據與計算結果對比，其中，紅色實線和紅色空心散點分別為H=10km高度下采用片條理論和CFD方法的計算結果，藍色虛線和藍色三角形散點表示經過相似準則轉換到地面高度后片條理論和CFD方法的計算結果，黑色實心散點為試驗數據。通過對比可以看出，相似轉換前后片條理論計算的拉力系數、功率系數和效率隨前進比的變化關系曲線完全重合，CFD方法的計算結果也完全重合，表明采用的相似準則是合理的。從試驗數據與計算結果比較可知，兩者吻合較好，但是，與H=0和5km高度下的結果相比，試驗測得的拉力系數和功率系數的散布度稍大，使得效率的散布度較大，這是由于隨著飛行高度的增加，相似轉換到地面狀態后的拉力和扭矩值減小，受天平測量精度的影響而導致的。

(a) 拉力系數隨前進比變化關系曲線

(b) 功率系數隨前進比變化關系曲線

(c) 效率隨前進比變化關系曲線

圖6為H=15km高度下螺旋槳氣動特性地面試驗數據與計算結果對比，從圖6(a)、(b)可以看出，試驗測得的拉力系數和扭矩系數均低于片條理論的結果，其中，拉力系數有2個試驗數據與計算結果更為接近。這是因為隨著高度的增加，相似轉換到地面狀態后的拉力和扭矩值減小，難以準確測量。而效率η=λ·CT/CP，因此，計算出的效率偏差增大，如圖6(c)所示。

圖7為H=20km高度下螺旋槳氣動特性地面試驗數據與計算結果對比，由于該狀態下拉力和扭矩值較小，本次試驗僅測量了3個大前進比下的試驗數據。相似變換前后的計算結果對比吻合良好，再次驗證了采用的相似準則的合理性。試驗測得的拉力系數和功率系數均低于片條理論的計算結果，與CFD方法計算結果接近，試驗測得的效率高于計算結果。

(a) 拉力系數隨前進比變化關系曲線

(b) 功率系數隨前進比變化關系曲線

(c) 效率隨前進比變化關系曲線

H=0～20km高度下螺旋槳地面試驗結果與計算結果基本吻合，表明采用的試驗方法是合理的。整體來看，試驗測得的拉力系數和功率系數低于片條理論的計算結果，與CFD方法的計算結果更為接近，效率由拉力系數和功率系數求得，故依賴于這2個參數的準確程度。隨著高度增加，相似轉換后的拉力和扭矩值較小，試驗中難以測量準確是高空狀態下試驗偏差增大的原因。

(a) 拉力系數隨前進比變化關系曲線

(b) 功率系數隨前進比變化關系曲線

(c) 效率隨前進比變化關系曲線

5 結 論

在中航工業特種飛行器研究所水動力室完成了高精度拖車搭載臨近空間螺旋槳試驗，得出結論如下：

(1) 對采用的等前進比和等雷諾數臨近空間螺旋槳相似準則進行了數值模擬驗證，相似轉換前后的拉力系數、扭矩系數和效率隨前進比變化關系吻合良好，表明采用的相似準則是合理的；

(2) 首次提出了高精度拖車搭載臨近空間螺旋槳試驗。根據等前進比和等雷諾數相似準則，完成了0～20km高度螺旋槳氣動特性地面拖車試驗，螺旋槳靜態氣動特性試驗數據與數值模擬結果吻合良好。驗證了試驗方法的可行性，為在地面模擬螺旋槳高空氣動特性試驗提供了一種新的試驗方法，具有較大的工程應用價值。

此外，試驗同時驗證了新設計的臨近空間螺旋槳在不同飛行高度下的氣動特性，表明螺旋槳的氣動設計是成功的。

致謝:本研究得到了中航工業特種飛行器研究所高速水動力實驗室張家旭主任和廉滋鼎主任及工作人員的幫助，在此向他們表示衷心感謝！

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(編輯：李金勇)

A new ground test method for near space propeller

Li Xile, Li Guangjia*, Zhou Bo, Zhu Wenguo, Sun Kaijun

(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

A new experimental technology for testing the aerodynamic performance of near space propeller by a railcar on the ground is proposed, in which the advance speed of the propeller is controlled by a high accuracy railcar, and the rotation speed of the propeller is controlled by a servo-electromotor. According to the equal Reynolds number and equal advance ratio similarity criterion, ground experiments including thrust and torque measurement were carried out to investigate the designed near space propeller aerodynamic characteristics at different flight altitudes, and the experimental data was compared with computational results by strip theory and CFD method. The results indicate that: (1) because the Mach number at the tip of the propeller is lower, the equal Reynolds number and equal advance ratio similarity criterion is appropriate for the designed near space propeller experiment on the ground; (2) the ground experimental data of propeller at different altitudes agree well with computational results, and thus it is proved that the new experimental method is feasible and can provide a reference for similar propeller tests.

near space;propeller;similarity theory;Reynolds number;advance ratio

1672-9897(2015)03-0087-06

10.11729/syltlx20140138

2014-11-28;

2015-01-13

LiXL,LiGJ,ZhouB,etal.Anewgroundtestmethodfornearspacepropeller.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(3): 87-92. 李喜樂, 李廣佳, 周波, 等. 一種新的臨近空間螺旋槳地面試驗方法. 實驗流體力學, 2015, 29(3): 87-92.

V211.71

A

李喜樂(1979-)，男,河南洛陽人,工程師,博士。研究方向:飛行器設計空氣動力學。通信地址:北京市7201信箱49分箱(100074)。E-mail:lxl1027@mail.nwpu.edu.cn

*通信作者 E-mail: 18911898039@163.com