1、1临近空间飞行器螺旋桨低雷诺数高升力翼型综述马蓉 刘沛清 胡颖(北京航空航天大学流体力学所 , 北京 10083)摘要 为了研究和设计适用于临近空间飞行器螺旋桨低密度、低雷诺数、高马赫数、大跨飞高的高升力翼型，本文通过总结现有低雷诺数高升力翼型的气动特性，分析了临近空间飞行器螺旋桨翼型的适应性条件及其选择原则，从而为临界空间飞行器高效螺旋桨设计与研制提供翼型选择依据。关键字 临近空间 ;螺旋桨 ;低雷诺数 ;高升力翼型1、引言近年出现的临近空间飞行器，处于现有飞机的最高飞行高度和卫星的最低轨道高度之间，也称为亚轨道或空天过渡区，位于11km 32km之间的平流层。在此空间飞行的低动态飞行器，因
2、密度低于地面的13倍以上，所涉及的主要气动问题是与低Re（雷诺数）数有关的绕流问题。特别是对于长航时飞行器而言，如何以最小的动力实现尽可能长的飞行时间，在机翼和螺旋桨设计中，关键问题是选择和设计低Re数、高升力、失速特性缓慢的翼型，使飞行器处于航时因子 高的高升力系数状态飞行，甚至靠近失1.5Cld速迎角时仍能安全飞行。遗憾的是目前大多数可选用的常规NACA4、5位数及6系列的翼型都是为了满足高Re数（10 7）而设计的，它们的最大升力系数普遍偏低，航时因子不高，特别是在低Re数（约 106）下这些翼型将出现层流分离泡，严重影响气动性能。而国外70 年代发展的著名低速高升力GAW1 翼型虽然具
3、有最大升力系数较高的优点,但仍是为改善通用航空飞机巡航升力系数时的航程和升力系数为1. 0 时的爬升性能而设计的。一旦绕流Re数低到 量级，该翼型的最大升力系数也迅速降低，且失速特性曲线60陡峭、最大航时因子也不高。一些较新的低Re层流翼型具有高升阻比的特点，但其陡峭的失速特性曲线也限制了飞行器高升力长航时飞行的实现。为了充分利用电机功率，降低能源消耗，本文针对临近空间长航时低动态飞行器的特点，详细总结了已有的低Re数高升力翼型的气动特性，归纳了适用2于临近空间飞行器螺旋桨低密度、低Re数、高马赫数、大跨飞高的高升力翼型，以及临近空间飞行器螺旋桨翼型的选择和设计基本原则。2、临近空间低Re数高
4、升力翼型特点在平流层，空气的密度小、温度不变，大气只有水平方向的运动，基本无上下运动，也无雷雨风暴等气象变化。因空气密度小，采用常规翼型设计的螺旋桨，具有推力小、效率低的缺点。同时在起飞着落时，空气密度随高度显著变化，最大相差14倍；空气运动粘性系数随高度变化而增大，最大相差11倍；但空气声速随高度变化而减小，二者比值1.15。这些气动参数大的变化将直接影响到通过螺旋桨平面的空气质量流量、推力、效率等气动参数。因此，设计临近空间飞行器需要采用低Re数、高升力、失速性能缓慢的翼型。早在1940年Liebeck就提出这种高升力翼型的概念，但高升力翼型设计问题仍然是当今倍受关注的话题。原因是通过改进
5、高升力翼型气动性能可以增加翼载，减少飞行器起飞和着陆重量和噪声，降低失速速度。螺旋桨内段、中段和外段可能采用不同的翼型，或同一翼型做局部的修型。在没有现成可用翼型的条件下,主要是采用已有高升力翼型,根据设计条件修型、不断逼近、优化，最终获得满足设计飞行任务的翼型。高升力翼型升力较高，但是其巡航阻力与其他相对厚度相同的翼型相当。它的典型外形特征是翼型上下翼面不再对称，上翼面厚度增加，下翼面厚度减小，并在后缘处凹入。前缘半径相对较大，最大厚度和最大弯度位置靠前。 基于对当今低雷诺数高升力翼型及其气动特性的统计分析，这里重点介绍三种典型的低Re数高升力翼型。2.1 LNV109A翼型Liebeck使
6、用一种反设计方法设计了这种高升力翼型。Liebeck设计原理包括应用Stratford压力分布，在最大升力系数Clmax 处无分离现象。Liebeck原型翼型无后加载项，从而产生很小的俯仰力矩。3图2.1 LNV109A翼型的升阻特性 (Re= ) 图2.2 LNV109A翼型在低Re的极曲线53106由图2.1和图2.2可看出，LNV109A翼型的升力和力矩系数在中等和小迎角下几乎不受Re的影响，而阻力系数几乎在全部迎角范围内都受 Re的影响。这是因为Liebeck 设计翼型时使用了Stratford 压力分布，但这种方法的缺点是失速急剧，坡度大。2.2 Eppler家族翼型（1）E387它
7、在不同低雷诺数Re下的气动特性实验图见图2.3 和图2.4。图2.3 E387在一些低Re数下的升力曲线图图2.4 E387在一些低Re数下的极曲线图（2）E423Eppler通过使用凹的Stratford-like压力分布恢复来实现最大升力。图 2.5给出这种典型翼型的升阻特性曲线和力矩曲线。4图2.5 E423翼型的几何外形及气动特性图(Re= )53106由以上Eppler翼型家族气动曲线可看出，与LNV109A翼型相比，Eppler翼型失速缓和，在全部迎角范围内，受Re数影响较小。这与Eppler设计翼型时使用凹Stratford-like压力分布有关。2.3 S1223S1223是当
8、今比较先进的高升力翼型. Selig使用凹的 Stratford-like压力分布和后加载来设计翼型，从而达到UAVs的高升力性能。它的典型外形特征是: 1)翼型上表面前缘附近的弯度和厚度较大,使得最大升力系数增大; 2)相对弯度增大,使得最大升力系数和升力系数斜率增大; 3)最大弯度位置前移和最大厚度位置靠前,会使最大升力系数增大,最小阻力系数减小,从而使得升阻比增大; 4)增加后缘弯度将增加翼型升力，同时也增加低头力矩。图2.6 S1223的气动特性(Re= - ) 图2.7 1223在Re= , , 的极曲线5310651.02.53.01由图2.6和图2.7可以看出，与前两种典型高升力
9、翼型相比，S1223有更缓和的失速特性和高升力特性，这与Selig使用凹的Stratford-like凹压力分布和后加载来设计翼型密切相关。53、临近空间飞行器螺旋桨翼型的气动特征高空飞行的螺旋桨，因空气稀薄，桨叶所受的飞行动压小，要求巡航时使用大的升力系数，从而导致翼型具有低雷诺数、高升力、高马赫数特征。 (1) 高升力飞行高度愈高，巡航飞行所需升力系数愈大，而高空长航时飞行器的巡航高度通常都大于18km，所以巡航时高空长航时飞行器必定工作在高升力系数下。因此，高升力是高空长航时飞行器的重要气动特征之一。(2) 低雷诺数和高马赫数由于高空的空气运动粘性系数高于地面的，因此飞行雷诺数随高度增加
10、而迅速下降。在气动上，常把低于 归于低雷诺数范围。另外，高空61.0声速比地面小，若参数不变，高空螺旋桨桨尖马赫数要比地面桨尖马赫数大。因此低雷诺数和高马赫数是高空螺旋桨的另一个重要气动特征。如图3.1在高空低雷诺数下，普通翼型即使在小迎角下也可能出现层流分离泡，升力系数增加缓慢，阻力系数却迅速增加。随着迎角增大，升力系数基本不变，阻力系数仍迅速增加，翼型的升阻特性显著下降。图3.2显示高马赫数下会发生激波而引起层流分离，大大降低了翼型的气动性能。低雷诺数的流动现象，国内、外都开展了大量的研究。在亚音速时，翼型的层流边界层在低雷诺数下有以下三种形式：(1) 层流边界层在达到逆压梯度之前自然转捩
11、成湍流边界层，这种层流边界层气动性能最好。因为湍流边界层能量较大，可以更好的经受逆压梯度,使流动将保持更长的附体流动，从而产生更好的升力和阻力特性。(2) 在翼型表面完全分离 ,这样会带来最糟的气动性能。当翼型在大迎角下失速时,层流边界层在翼型靠近前缘处完全分离。如果层流边界层不能克服逆压梯度，完全分离也可以发生在低迎角下。(3) 在翼型表面形成层流分离泡。一般认为,当雷诺数低于 ,即使在61.0小迎角下，都可能产生分离气泡。它是前缘附近的较大的逆压梯度引起的，但在分离点后的顺压梯度作用下,分离流动又重新附着而形成分离气泡(见图3.2)。在分离泡内是一个涡中心靠近附着点的慢速逆流区。分离泡区域
12、的翼型表面压力仍旧是常数，一直到流动附着点时，压力迅速变大。通常层流分离泡被划分为“长”型或“短”型。“长”型分离泡可以占到翼弦长的620% 30% ，随迎角增大而变长，导致升力线斜率下降，对翼型性能产生不利影响；“短”型分离泡一般只有翼弦长的百分之几,随迎角增大而变短，对翼型性能产生有利的影响。无疑,分离气泡的位置和发展必然会影响翼型的气动特性。因此为了正确把握临近空间飞行器螺旋桨翼型的气动特性,必须开展边界层转捩、分离和分离泡的研究。图3.1低雷诺数下翼型边界层 图3.2高马赫数下翼型边界层4、低Re数、高升力翼型气动特征4.1 对称高升力翼型的升力特征 图4.1 NACA0009在低雷诺
13、数下的升力曲线图 图4.2 SD8020在低雷诺数下的升力曲线图由图4.1和图4.2可以看到，对于NACA0009和SD8020在Re=40,0000，60,000，80,000 和100,000时，并不象高 Re数下那样升力曲线以几乎是 的斜率线性增加，而是在恢复线性增长（一直到失速）前先出现2小于 再出现大于 的非线性特征。对于这种对称翼型低Re数下的不寻2常升力特征是我们所不需要的。因为它会造成低Re 数无人机在使用对称安定面时出现不正常纵向操纵特征。低Re数升力线上接近迎角 的非线性0特征会使飞行器感到操纵不灵敏。这种低Re数下对称翼型的不寻常升力特性是由翼型上、下翼面层流分离泡及其随
14、迎角增大分离泡尺寸的变化引起的。边界层转捩器可用于改善NACA0009和SD8020翼型出现层流分离泡时升力性能会急速下降的现象，升力性能比没用转捩器有明显提高。74.2 高升力翼型的静升力滞后现象对于一些翼型在低Re数下，气动性能依赖于是否在给定的测试条件可以通过增加或减小迎角 或Re数来改善。静升力滞后现象如图 4.3和图4.4所示。图中分别用小正方形和小圆圈来表示FX63137和S1210增加迎角和减小迎角状态。图4.3 FX63137在低雷诺数下的升力曲线图 图4.4 S1210在低雷诺数下的的升力曲线图FX 63-137和S1210翼型的升力曲线图都是先在中间段出现长气泡滞后效应（顺
15、时针环），再在后部出现短气泡滞后效应（逆时针环），但Mod FX74-CL5-140和CH10-48-13翼型恰恰相反。一般情况下，翼型只会出现一种滞后效应，如M06-13-128翼型只有长气泡滞后效应，而S1223高升力翼型和Lissaman7769翼型只有短气泡滞后效应。适当大小的边界层转捩器的合适放置可以使这些大约厚度在10的对称翼型在低Re 数下的不利效应大大减少。因此，采用边界层转捩器对于改善低Re数对称翼型气动性能具有明显作用，尤其是在 附近。05、 临近空间螺旋桨翼型的选择与设计原则在临近空间，因空气稀薄，在巡航状态下，螺旋桨所受到的动压小，要求翼型的升力系数要大。此外又要留空时
16、间长，因此螺旋桨翼型的升阻比也要大。因此，设计低Re数、高亚声速Ma下高效、大拉力螺旋桨的翼型选择和设计是关键。现有低Re数高升力翼型的圆顶形前部压力分布有利于缓和失速特性，但该翼型低头力矩偏大，后部厚度太簿。为此，研究适用于临近空间飞行器螺旋桨的新翼型势在必行，设计时需要考虑以下主要方面。8（1）高升力系数、大升阻比翼型是关键。如对于两种最大升阻比相当的翼型，则应选择在最大升阻比处升力系数较大的翼型。另外，极曲线中部区域越垂直越好。这样的极曲线可以在很大迎角范围内阻力系数增加很小。(2) 在翼型压力分布峰值之后保持适当的逆压梯度可以作为高亚音速低雷诺数翼型设计的一个重要准则。低雷诺数翼型的设
17、计重点应放在控制附面层转捩点的位置上。当附面层转捩点位置被控制在临近层流分离点的位置时，则翼型的阻力最小。为此，在转捩点位置或者转捩点发生前的层流边界层中应保持适度的逆压梯度，以保证翼型转捩点位置接近层流分离点位置。而此适度的逆压梯度又与雷诺数和马赫数等因素有很大关系。雷诺数相对较高时，逆压梯度不能过大，否则特别容易转捩，其大小应根据具体问题做具体分析。(3) 对于翼面上顺压梯度较长的典型层流翼型，在翼型压力峰值之后保持适当的逆压梯度，可以增加翼型上翼面前部的升力，减小翼型的低头力矩，再配合翼型的后加载以及前加载技术可以有效提高翼型的设计升力系数。由于逆压梯度减缓了翼型上的流速，从而在来流马赫
18、数较大的情况下减缓了翼型产生强激波的可能性，有效地改善了翼型的激波分离特性。同时与常规的层流翼型相比，还可增大翼型的头部半径，来改善翼型的低速性能。(4) 翼型设计中还应该考虑大气湍流度的影响。例如对于平板边界层流动，来流的湍流度对临界雷诺数影响非常大，当来流的湍流度 0.001时，临近雷诺数随湍流度的增加显著的降低，如0.0036，临界雷诺数减小近一半。 有文献表明：即使对于典型的层流翼型（上翼面有较长的顺压梯度分布形式），也只有在低湍流度（即湍流度0.0005）的风洞中，才能成功地进行测量。所以对于近地面低Re数翼型设计与高空低Re数翼型设计（主要区别是大气湍流度有较大差别）的思想和原则也
19、应有所不同。参考文献1 刘沛清. 空气螺旋桨理论及其应用. 北京航空航天大学出版社, 2006.6.2 Koss D，MSteinbuch，MShepshelovich. Design and Experimental Evaluation of a HighLift，Mild Stall Airfoil. AIAA 941867,1994.93 Michael S. Selig, James J. Guglielmo, Andy P. Broeren and Philippe Giguere. Experiments on Airfoils at Low Reynolds Numbers. AlAA 96-0062,1996.4 Wael A. Mokhtar. A Numerical Parametric Study of High-Lift Low Reynolds numberAirfoils. AIAA 2005-1355, 2005.5 Moshe Steinbuch and Misha Shepshelovich. Development of High Altitude Long Altitude Long Endurance Airfoils. AIAA 2004-1052, 2004.6 朱宝鎏.无人飞机空气动力学.航空工业出版社,2006.10.
