螺旋槳滑流對飛機(jī)縱向氣動特性的影響研究

李興偉,李 聰,高 靜,李盛文

(中國航空工業(yè)空氣動力研究院,哈爾濱 150001)

螺旋槳滑流對飛機(jī)縱向氣動特性的影響研究

李興偉*,李 聰,高 靜,李盛文

(中國航空工業(yè)空氣動力研究院,哈爾濱 150001)

采用螺旋槳飛機(jī)動力模擬風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)及粒子圖像測速技術(shù)，研究雙發(fā)常規(guī)布局渦槳飛機(jī)的螺旋槳滑流對飛機(jī)縱向氣動特性的影響規(guī)律。通過測力風(fēng)洞試驗(yàn)研究螺旋槳不同位置處滑流對飛機(jī)的升阻特性、力矩特性及平尾下洗等縱向氣動特性的影響，利用PIV技術(shù)研究測力試驗(yàn)優(yōu)選槳盤位置的飛機(jī)部件典型剖面受滑流影響時的流場變化情況。研究結(jié)果表明，螺旋槳下沉后滑流對飛機(jī)升阻特性的不利影響最明顯，螺旋槳前伸和安裝角由正變負(fù)時滑流對飛機(jī)的升阻特性均有改善，而螺旋槳前伸在飛機(jī)失速迎角附近對升力特性的改善更為明顯。

螺旋槳滑流；短艙位置；風(fēng)洞試驗(yàn)；PIV試驗(yàn)

0 引 言

螺旋槳會對飛機(jī)產(chǎn)生較大的動力影響，這種動力影響包括直接影響和間接影響。直接影響主要是螺旋槳產(chǎn)生的拉力、扭矩和法向力對飛機(jī)氣動特性的附加影響；間接影響是指螺旋槳產(chǎn)生的滑流與飛機(jī)各部件之間的干擾作用，這種影響使飛機(jī)升力、阻力增加，下洗發(fā)生變化，飛機(jī)的操縱性、穩(wěn)定性及舵面效率均受影響。

螺旋槳滑流對于飛機(jī)縱向氣動特性影響的研究，一直以來都受到渦槳飛機(jī)設(shè)計者的廣泛關(guān)注。近年來，國內(nèi)外關(guān)于螺旋槳滑流的風(fēng)洞試驗(yàn)研究以及數(shù)值計算研究都取得較多的研究成果，如2004年，Arne W.Stuermer[1]在非定常條件下，做了螺旋槳滑流對機(jī)翼影響的研究，得到滑流使升力增加的同時，也使阻力、滾轉(zhuǎn)力增加的結(jié)論。2014年，楊小川[2]等人利用動態(tài)拼接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格技術(shù)和雙時間步推進(jìn)方法，研究了雙發(fā)渦槳飛機(jī)螺旋槳非定?；餍?yīng)并分析了滑流對流場的影響，得出了飛機(jī)部件受滑流影響后升力系數(shù)增加的結(jié)論及飛機(jī)表面流場受滑流影響的變化情況。

目前的研究多是基于螺旋槳位置固定的情況去研究滑流影響，為了能夠更加合理地利用滑流影響，本文開展了螺旋槳不同位置處的滑流影響研究。

1 試驗(yàn)設(shè)備與模型

1.1風(fēng)洞及支撐設(shè)備

本文研究所使用風(fēng)洞為中航氣動院FL-8風(fēng)洞，該風(fēng)洞為低速單回路閉口風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面為扁八角形，試驗(yàn)段截面尺寸是2.5m×3.5m，試驗(yàn)段長度為5m，空風(fēng)洞最大風(fēng)速為73m/s。本期滑流風(fēng)洞試驗(yàn)采用叉形支桿腹撐，試驗(yàn)迎角范圍和側(cè)滑角范圍分別是-4°～24°和-16°～16°。無動力試驗(yàn)風(fēng)速為70m/s，帶動力試驗(yàn)風(fēng)速為30m/s。

1.2試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵猿Ｒ?guī)布局雙發(fā)渦槳飛機(jī)帶動力模型為基礎(chǔ)，模型縮比的比例為1∶12。短艙部件相對于原有基準(zhǔn)位置進(jìn)行了2次前伸量變化，2次下沉量變化，2次安裝角變化，共6種狀態(tài)變化。本文所提及的模型短艙基準(zhǔn)狀態(tài)即下沉量0mm，前伸量0mm，安裝角+1°。PIV試驗(yàn)選取飛機(jī)部件典型的縱橫向剖面，縱向?qū)⑦x擇2個剖面，一個是通過短艙中心線且平行飛機(jī)對稱面的剖面，另一個是短艙中心線左側(cè)(駕駛員方向)168mm處，即槳盤邊緣處剖面。橫向剖面將選擇3個剖面，分別是襟翼后緣剖面(1#剖面)、后機(jī)身剖面(距離1#剖面398mm)、平尾前剖面(距離1#剖面992mm)。具體位置如圖1所示。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图岸膛搩?nèi)部結(jié)構(gòu)的數(shù)模Fig.1 Schematic of test model and nacelle inside structure

表1 螺旋槳位置變化參數(shù)說明Table 1 Propeller position parameters

2 試驗(yàn)方法與試驗(yàn)項(xiàng)目

2.1試驗(yàn)方法

滑流測力試驗(yàn)均采用叉形支桿腹撐系統(tǒng)支撐機(jī)構(gòu)，該機(jī)構(gòu)由24棱支桿、尾支桿、曲柄滑塊機(jī)構(gòu)和圓柱形主支桿組成，通過電機(jī)帶動絲杠驅(qū)動滑塊以改變尾支桿上下位置，從而實(shí)現(xiàn)迎角的變化。模型通過腹撐支桿和天平固連于風(fēng)洞外的叉形腹撐架車轉(zhuǎn)盤上，通過電機(jī)驅(qū)動轉(zhuǎn)盤來實(shí)現(xiàn)側(cè)滑角的變化。

PIV試驗(yàn)中利用縱向剖面試驗(yàn)測量順氣流激光片光區(qū)二維速度場，光源位于試驗(yàn)段后方，即激光器安裝在風(fēng)洞試驗(yàn)段后方的三維移測架上，由后向前形成片光，2臺相機(jī)安裝在風(fēng)洞外三自由度移測架上，從側(cè)面拍攝激光片光區(qū)流場。橫向試驗(yàn)測量垂直于順氣流激光片光區(qū)二維速度場，激光器安裝在風(fēng)洞外支架上，激光片光通過風(fēng)洞側(cè)面玻璃在模型左側(cè)形成片光區(qū)，1臺相機(jī)安裝在試驗(yàn)段后方的三維移測架上，由后向前拍攝片光區(qū)二維速度場。

2.2試驗(yàn)項(xiàng)目

本期滑流測力風(fēng)洞試驗(yàn)研究項(xiàng)目包括：螺旋槳基準(zhǔn)位置的滑流試驗(yàn)、螺旋槳不同下沉量的滑流影響研究試驗(yàn)、螺旋槳不同前伸量的影響研究試驗(yàn)及螺旋槳不同安裝角的影響研究試驗(yàn)。PIV試驗(yàn)研究項(xiàng)目包括槳盤基準(zhǔn)位置、前伸16.67mm及安裝角-1°時的流場測量與圖像顯示試驗(yàn)。PIV試驗(yàn)選取的模型狀態(tài)為起飛構(gòu)型(后緣襟翼偏度20°)、拉力系數(shù)Tc=0.15進(jìn)行試驗(yàn)，迎角選擇了0°和4°。

2.3試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

滑流測力試驗(yàn)數(shù)力和力矩系數(shù)均以風(fēng)軸系給出，本文曲線中全機(jī)數(shù)據(jù)均為扣除了單槳拉力及拉力引起力矩后的數(shù)據(jù)。此外，試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理時扣除了模型自重的影響，并未扣除支架干擾影響。

3 測力試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1短艙位置變化對飛機(jī)縱向氣動特性影響

從圖2中可以看到，無動力時短艙下沉對升力系數(shù)曲線影響較為明顯，短艙下沉致使升力系數(shù)降低，升力系數(shù)曲線整體向下平移。短艙基準(zhǔn)狀態(tài)、短艙下沉量4.17mm和短艙下沉量8.33mm的零迎角升力系數(shù)分別為0.805、0.796和0.789。

圖2 短艙位置變化對全機(jī)縱向氣動特性的影響Fig.2 Effect of nacelle position on longitudinal aerodynamic characteristics

短艙下沉對全機(jī)阻力系數(shù)曲線、縱向靜穩(wěn)定性及最大升阻比等參數(shù)影響不明顯。短艙前伸對升力線斜率、最大升力系數(shù)及最大升阻比影響較小，但阻力系數(shù)增加且縱向靜穩(wěn)定性降低。短艙安裝角變化對全機(jī)縱向氣動特性影響不明顯。

3.2螺旋槳的不同位置對飛機(jī)縱向氣動特性影響

比較螺旋槳在本期試驗(yàn)各個方向的極限位置(下沉8.33mm、前伸16.67mm及安裝角-1°狀態(tài))的試驗(yàn)曲線可知，螺旋槳下沉對全機(jī)的升力特性產(chǎn)生較明顯的不利影響。但對比短艙下沉的無動力試驗(yàn)曲線可以看到，無動力時短艙下沉對升力特性影響相對較小，故螺旋槳的位置下沉后滑流對升力特性產(chǎn)生不利的影響是最主要的，且全機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性降低，而飛機(jī)的阻力特性及最大升阻比受其影響非常小。螺旋槳安裝角-1°及螺旋槳前伸2種狀態(tài)相對于基準(zhǔn)位置都會產(chǎn)生一定程度的有利的滑流影響，螺旋槳前伸對飛機(jī)升力特性的有利影響是最明顯的，尤其是達(dá)到失速迎角附近。螺旋槳這2種狀態(tài)時全機(jī)的最大升阻比增加量基本相當(dāng)，但相對于螺旋槳基準(zhǔn)位置，安裝角-1°及前伸同樣造成了全機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的降低，安裝角-1°時靜穩(wěn)定性降低得更加明顯。螺旋槳位置的變化對全機(jī)阻力特性影響不明顯。

圖3 螺旋槳位置變化后滑流對全機(jī)縱向氣動特性的影響Fig.3 Slipstream effect on longitudinal aerodynamic characteristics with varying propeller positions

3.3螺旋槳的不同位置對平尾的下洗影響

本文試驗(yàn)中采用的是巡航構(gòu)型拉力系數(shù)0.075的條件下進(jìn)行的平尾下洗研究試驗(yàn)，平尾安裝角為-2°、0°、+2°及無尾試驗(yàn)。表2是利用交點(diǎn)法[9]標(biāo)定平尾的平均下洗角及下洗率。故可以得出結(jié)論：螺旋槳滑流使得平尾處氣流下洗作用加劇。螺旋槳安裝角由正變負(fù)及螺旋槳下沉使得平尾的平均下洗角增加，螺旋槳下沉及前伸使得下洗率減小。

表2 螺旋槳不同位置處對平尾下洗角和下洗率的影響Table 2 Influence of propeller position on horizontal tail downwash angle and slope

4 PIV試驗(yàn)結(jié)果分析

4.1螺旋槳基準(zhǔn)位置滑流影響PIV試驗(yàn)結(jié)果

通過螺旋槳滑流測力試驗(yàn)得出的結(jié)果，可以利用PIV試驗(yàn)更加直觀地從流場變化情況去分析。圖4是槳盤在基準(zhǔn)位置時迎角0°和4°的PIV縱橫向試驗(yàn)結(jié)果。

4.1.1縱向剖面試驗(yàn)結(jié)果

圖4中是全機(jī)起飛構(gòu)型有無滑流對比的PIV試驗(yàn)結(jié)果，圖4(c)標(biāo)注區(qū)域?yàn)槟Ｐ徒笠砀浇?。首先，圖中可以明顯看到短艙中心線截面流場受螺旋槳滑流的影響，槳盤后短艙上下表面氣流的加速效應(yīng)明顯，加速氣流略過機(jī)翼上表面襟翼縫道產(chǎn)生了渦流。同時，從圖中可以看到滑流掠過機(jī)翼后尾跡區(qū)域的下洗，這主要是由于襟翼下偏造成的。迎角4°時短艙上表面氣流流速相對減弱，且2#剖面的滑流尾跡區(qū)流速相對較強(qiáng)。

圖4 螺旋槳基準(zhǔn)位置短艙中心線剖面和槳尖機(jī)翼剖面有無滑流的PIV試驗(yàn)結(jié)果
Fig.4NacellecentralprofilewithpropellerattheoriginalpositionandpropellertipprofilewithslipstreaminfluenceofPIVtestresults

4.1.2橫向剖面試驗(yàn)結(jié)果

對比有無滑流的3組試驗(yàn)結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)槳盤后氣流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)非常明顯，且隨著空間位置的后移旋轉(zhuǎn)氣流的強(qiáng)度逐漸減弱而面積逐漸增大。從圖中可以清晰地看到槳后渦的形成到逐漸擴(kuò)散直至最后渦破裂的過程及渦核隨著氣流的延伸而逐漸下移的過程。此外，迎角4°可以發(fā)現(xiàn)1#剖面氣流旋轉(zhuǎn)速度不均勻性增加，2#剖面的滑流尾跡區(qū)流速略有增加。

4.2螺旋槳前伸及安裝角-1°滑流影響PIV結(jié)果

螺旋槳前伸和安裝角由正變負(fù)會帶來一定程度有利的滑流影響，故利用PIV試驗(yàn)更加直觀地展現(xiàn)滑流與飛機(jī)部件的干擾。

圖5 螺旋槳基準(zhǔn)位置無動力、帶動力迎角0°和4°的PIV試驗(yàn)結(jié)果Fig.5 Transverse profile of PIV test with propeller at the original position,at angle 0° and 4°,and with both power off and power on

4.2.1縱向剖面試驗(yàn)結(jié)果

首先，圖6中可以明顯看到短艙中心線剖面的流場情況，螺旋槳安裝角-1°狀態(tài)相對于螺旋槳基準(zhǔn)狀態(tài)短艙上表面尤其是襟翼附近氣流的流速明顯增加。螺旋槳安裝角-1°狀態(tài)與螺旋槳前伸狀態(tài)對短艙上表面氣流的加速情況基本一致，但短艙下表面氣流的加速效應(yīng)則相對較弱。

圖6 螺旋槳前伸及安裝角-1°時短艙中心線剖面PIV試驗(yàn)結(jié)果Fig.6 Nacelle central profile of PIV test with forward propeller and install angle of -1°

其次，從圖7中也可以看到，螺旋槳安裝角變化后槳后滑流在翼尖-機(jī)翼剖面的氣流強(qiáng)度變化不明顯，但可以看到流線的下洗情況明顯加劇。

圖7 螺旋槳前伸及安裝角-1°時槳尖-機(jī)翼剖面PIV試驗(yàn)結(jié)果Fig.7 Propeller tip profile of PIV test with forward propeller and install angle of -1°

4.2.2橫向剖面試驗(yàn)結(jié)果

首先，圖8是螺旋槳安裝角-1°狀態(tài)相對于螺旋槳前伸狀態(tài)橫向1#剖面的試驗(yàn)結(jié)果(即襟翼后緣的橫向剖面)，對比基準(zhǔn)狀態(tài)可以看到螺旋槳滑流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)受安裝角變化的影響不大，同時發(fā)現(xiàn)安裝角變化后相對于螺旋槳前伸狀態(tài)橫向1#剖面旋轉(zhuǎn)氣流流速相對均勻。

其次，通過對比螺旋槳安裝角-1°狀態(tài)與螺旋槳基準(zhǔn)狀態(tài)及螺旋槳前伸狀態(tài)的2#剖面流場速度分布圖發(fā)現(xiàn)，螺旋槳安裝角-1°狀態(tài)的2#剖面速度分布與螺旋槳前伸狀態(tài)的2#剖面速度分布基本一致。

圖8 螺旋槳安裝角-1°PIV試驗(yàn)橫向剖面圖像Fig.8 Transverse profile of PIV test with propeller install angle of -1°

再次，安裝角-1°狀態(tài)螺旋槳滑流在3#處的影響與基準(zhǔn)位置的影響基本一致，說明滑流到達(dá)平尾前緣時已經(jīng)受螺旋槳位置的影響不大了。

5 結(jié) 論

結(jié)合螺旋槳不同位置處的滑流風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)與PIV試驗(yàn)結(jié)果，可以得到如下結(jié)論：

(1) 螺旋槳位置下沉后滑流對飛機(jī)的升阻特性產(chǎn)生了較為不利的影響，從風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的升力曲線中可以發(fā)現(xiàn)明顯的下移趨勢，且隨著下沉量的增加阻力系數(shù)略有增加；

(2) 螺旋槳位置前伸后滑流對飛機(jī)的升阻特性的有利影響較為明顯，升力特性在失速迎角附近有明顯的改善，前伸后滑流使得阻力系數(shù)減小。通過PIV試驗(yàn)得到的速度分布圖像可以發(fā)現(xiàn)，螺旋槳前伸后短艙上表面氣流加速明顯，尤其是滑流推遲了襟翼附近氣流的分離使得失速迎角附近的升力特性改善。螺旋槳位置的前伸造成了襟翼后緣氣流旋轉(zhuǎn)的周向速度略有降低；

(3) 螺旋槳安裝角由正變負(fù)后滑流對飛機(jī)的升阻特性有一定程度的有利影響，升力系數(shù)曲線線性段的有利影響較為明顯。通過短艙中心線剖面PIV結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)短艙下表面流速降低。

[1]Arne W.Stuermer.Validation of an unstructured chimera grid approach for the simulation of propeller flows[R].AIAA-2004-5289,2004.

[2]楊小川,王運(yùn)濤,王光學(xué).螺旋槳非定常滑流的高效數(shù)值模擬研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,2014,32(3):290-294.Yang X C,Wang Y T,Wang G X.High efficiency numerical simulation of unsteady propeller slipstream[J].Acta Aerodynamica Sinica,2014,32(3):290-294.

[3]許和勇,葉正寅.螺旋槳非定?；鲾?shù)值模擬[J].航空動力學(xué)報,2011,26(1):148-153.Xu H Y,Ye Z Y.Numerical simulation of unsteady propeller slipstream [J].Journal of Aerospace Power,2011,26(1):148-153.

[4]Feng J.Computational analyses for an advanced propeller powered theater transport[R].AIAA-2003-4081,2003.

[5]Philipsen I,Hegen S.Advances in propeller simulation testing at the german-dutch wind tunnels (DNW)[R].AIAA-2004-2502,2004.

[6]Quennouz M,Shelleg N.Marianne aschwanden wind tunnel simulation of propeller effects in the A400M FLA-4 model[R].AIAA-2005-3706,2005.

[7]Eric W M.Roosenboom,Arne Stürmer.Comparison of PIV measurements with unsteady RANS cal-culations in a propeller slipstream[R].AIAA-2009-3626,2009.

[8]劉沛清.空氣螺旋槳理論及其應(yīng)用[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2006.Liu P Q.Research on air propeller theory and its application[M].Beijing:BUAA Publishing Company,2006.

[9]范潔川.風(fēng)洞試驗(yàn)手冊[M].北京:航空工業(yè)出版社,2002.Fan J C.Wind tunnel test references[M].Beijing:Aerodynamic Industry Publishing Company,2002.

[10]Cao Y H,Zhao M.Numerical simulation of rotor flow elds based on several spatiafi discretization schemes[J].Journal of Aircraft,2012,49(5):2590-2600.

[11]Wu X H,Jean-Pierre H.Visualization of continuous stream of grid turbulence pastthe langston turbine cascade[R].AIAA-2012-4847,2012.

[12]Yin J P,Stuermer A.Aerodynamic and aeroacoustic analysis of installed pusher-propeller aircraft con gurationsfi[J].Journal of Aircraft,2012,49(5):117-126.

李興偉(1986-)，男，山東省滕州人，碩士，工程師。研究方向：螺旋槳滑流風(fēng)洞試驗(yàn)。通信地址：黑龍江省哈爾濱市南崗區(qū)一曼街2號中航工業(yè)氣動院(154100)。E-mail：plumrisegrea@sina.com

(編輯：張巧蕓)

Propellerslipstreameffectonlongitudinalaerodynamiccharacteristicsofairplane

Li Xingwei*,Li Cong,Gao Jing,Li Shengwen

(Aerodynamics Research Institute of Aeronautics,Haerbin 150001,China)

Using the dynamic simulation and PIV test technology for propeller aircraft,research on the propeller slipstream effect on the longitudinal aerodynamic characteristics of the conventional layout twin-engined turboprop aircraft is conducted.Wind tunnel test is used to study the slipstream effect on longitudinal characteristics as the propeller position changes,such as the aircraft lift and drag characteristics,moment characteristics and horizontal tail downwash.PIV test is used to setting out typical section of aircraft components,mainly focus on the position conformed by slipstream wind tunnel test.Slipstream has bad effect especially on lift and drag characteristics when the propeller position sinkage.Both extending the propeller position forward and changing the propeller installation angle can improve the aerodynamic characteristics of the aircraft,while the aircraft lift characteristic is improved obviously especially around the stall angle when the propeller position extends forward.

propeller slipstream effect;propeller position;wind tunnel test;PIV test

V211.3

A

1672-9897(2017)05-0046-08

10.11729/syltlx20160185

2016-12-03;

2017-01-03

*通信作者 E-mail:plumrisegrea@sina.com

LiXW,LiC,GaoJ,etal.Propellerslipstreameffectonlongitudinalaerodynamiccharacteristicsofairplane.JournalofExperimentsinFluidMechanics,2017,31(5):46-52,87.李興偉,李 聰,高 靜,等.螺旋槳滑流對飛機(jī)縱向氣動特性的影響研究.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué),2017,31(5):46-52,87.