螺旋槳滑流與平尾深失速效應(yīng)耦合影響試驗(yàn)研究

李興偉, 李 聰, 徐傳寶, 李盛文

(中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 哈爾濱 150001)

0 引 言

由于采用渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力裝置的渦輪螺旋槳飛機(jī)具有起飛(著陸)距離短、巡航時(shí)間長(zhǎng)等優(yōu)點(diǎn)，故從上世紀(jì)70年代末期起，渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)在通用飛機(jī)、教練機(jī)、軍用運(yùn)輸機(jī)、預(yù)警機(jī)、偵察機(jī)及地效飛機(jī)等機(jī)種上得到廣泛的應(yīng)用。

螺旋槳會(huì)對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生較大的動(dòng)力影響，這種動(dòng)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(duì)飛機(jī)氣動(dòng)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(duì)于飛機(jī)縱向氣動(dòng)特性的影響，尤其是升阻特性的影響一直以來(lái)都受到渦槳飛機(jī)設(shè)計(jì)者的廣泛關(guān)注。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)外關(guān)于螺旋槳滑流的風(fēng)洞試驗(yàn)以及數(shù)值計(jì)算研究都取得較多的研究成果。2004年，Arne W.Stuermer[1]在非定常條件下，做了螺旋槳滑流對(duì)機(jī)翼影響的研究，結(jié)論有：由于做了無(wú)黏假設(shè)，使計(jì)算拉力系數(shù)比試驗(yàn)值大5%左右；滑流使升力增加的同時(shí)，也使阻力、滾轉(zhuǎn)力增加。2014年，楊小川[2]等人利用動(dòng)態(tài)拼接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格技術(shù)和雙時(shí)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(duì)流場(chǎng)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(chǎng)受滑流影響的變化情況。

如今的民用飛機(jī)，尤其是大型運(yùn)輸類飛機(jī)，為了增大運(yùn)輸載荷常常使用T型尾翼布局，但是T型尾翼布局帶來(lái)的典型問(wèn)題就是T尾深失速問(wèn)題。對(duì)于螺旋槳驅(qū)動(dòng)的運(yùn)輸類T尾飛機(jī)，螺旋槳高速旋轉(zhuǎn)對(duì)機(jī)翼及T尾產(chǎn)生的滑流影響與T尾深失速問(wèn)題的耦合影響是較為復(fù)雜的。

1 試驗(yàn)設(shè)備與模型

1.1 風(fēng)洞及支撐設(shè)備

本研究所使用風(fēng)洞為中航氣動(dòng)院FL-9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4.5m×3.5m，試驗(yàn)段有效截面積14.77m2，空風(fēng)洞最大風(fēng)速為130m/s。

大迎角滑流風(fēng)洞試驗(yàn)的模型支撐方式采用單支桿腹撐，其中常規(guī)的單支桿用于完成迎角范圍0°～20°的試驗(yàn)，新加工一個(gè)帶預(yù)彎偏度的單支桿用于完成16°～50°的大迎角試驗(yàn)。無(wú)動(dòng)力試驗(yàn)風(fēng)速為50m/s，帶動(dòng)力試驗(yàn)風(fēng)速為30m/s和40m/s。大迎角條件下飛機(jī)模型在風(fēng)洞試驗(yàn)段截面的阻塞度為4.4%，滿足風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)模型阻塞度[3]的要求。槳葉雷諾數(shù)采用70%螺旋槳半徑計(jì)算得到，為0.19×106，全機(jī)雷諾數(shù)采用平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為參考長(zhǎng)度計(jì)算得到，為0.92×106。

1.2 試驗(yàn)天平

本試驗(yàn)中全機(jī)試驗(yàn)采用中航氣動(dòng)院?jiǎn)沃U支撐內(nèi)式六分量應(yīng)變天平，試驗(yàn)所采用天平均經(jīng)過(guò)校準(zhǔn)并且處于有效使用期內(nèi)。

1.3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

該模型以常規(guī)布局的渦槳飛機(jī)帶動(dòng)力模型為基礎(chǔ)，模型縮比的尺寸適于實(shí)驗(yàn)。由于螺旋槳?jiǎng)恿δM試驗(yàn)使用的是電機(jī)驅(qū)動(dòng)螺旋槳旋轉(zhuǎn)，而電機(jī)的電線及冷卻水管都要在機(jī)翼中走線，且4發(fā)試驗(yàn)線路和管路數(shù)量較大，最終模型加工了2套機(jī)翼，即無(wú)動(dòng)力試驗(yàn)采用普通機(jī)翼，帶動(dòng)力試驗(yàn)采用新加工機(jī)翼。此外，該套全金屬模型具備起飛、巡航及著陸3種構(gòu)型，后襟偏度分別為0°、20°和45°。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪疽鈭D

2 試驗(yàn)方法與試驗(yàn)項(xiàng)目

2.1 試驗(yàn)方法

本滑流試驗(yàn)采用電機(jī)驅(qū)動(dòng)的螺旋槳進(jìn)行渦槳飛機(jī)的動(dòng)力模擬試驗(yàn)。螺旋槳?jiǎng)恿δM試驗(yàn)采用固定拉力系數(shù)的間接模擬方法。首先進(jìn)行預(yù)備性單槳試驗(yàn)，選定不同拉力系數(shù)對(duì)應(yīng)的槳葉角、全機(jī)帶動(dòng)力試驗(yàn)風(fēng)速和滑流電機(jī)轉(zhuǎn)速。在進(jìn)行正式帶動(dòng)力試驗(yàn)時(shí)，模型正裝在腹撐支桿上，由內(nèi)式應(yīng)變天平測(cè)得的氣動(dòng)力扣除相應(yīng)的支架干擾量與單槳試驗(yàn)測(cè)得的螺旋槳的直接力、力矩后，進(jìn)行相應(yīng)的計(jì)算，就得到了螺旋槳滑流影響下的飛機(jī)氣動(dòng)特性。

2.2 試驗(yàn)項(xiàng)目

本滑流測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)研究項(xiàng)目包括：飛機(jī)模型的無(wú)動(dòng)力常規(guī)迎角測(cè)力試驗(yàn)、飛機(jī)模型無(wú)動(dòng)力大迎角測(cè)力試驗(yàn)、模型帶動(dòng)力滑流影響試驗(yàn)、大迎角條件下滑流與平尾深失速效應(yīng)的耦合影響研究試驗(yàn)。

2.3 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

本滑流測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)中力和力矩系數(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(shí)扣除了模型自重的影響。

試驗(yàn)進(jìn)行了洞壁干擾的修正[3]和支撐干擾的修正[3]，其中洞壁干擾修正采用“映像法”修正，支架干擾修正采用鏡像支桿“兩步法”，正式試驗(yàn)前完成了支架干擾修正試驗(yàn)，并取得了對(duì)應(yīng)正式試驗(yàn)狀態(tài)的支架干擾量。

本文曲線中所使用的數(shù)據(jù)，是對(duì)常規(guī)迎角范圍和大迎角范圍的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了搭接處理，對(duì)2根支桿16°～20°的數(shù)據(jù)都進(jìn)行了數(shù)據(jù)平均。

3 試驗(yàn)結(jié)果討論

3.1 無(wú)動(dòng)力條件下平尾深失速影響試驗(yàn)

采用T型尾翼布局的潛在影響來(lái)自于深失速的流動(dòng)狀況，在機(jī)翼失速后的某個(gè)迎角范圍內(nèi)，平尾將會(huì)浸沒(méi)在機(jī)翼尾流之中，此時(shí)平尾和升降舵的效率會(huì)顯著降低，這給失速狀態(tài)的改進(jìn)增加了困難。

進(jìn)行了無(wú)動(dòng)力條件下飛機(jī)巡航、起飛及著陸3種構(gòu)型的大迎角縱向氣動(dòng)特性影響試驗(yàn)，即沒(méi)有滑流影響下的平尾深失速試驗(yàn)?？v向氣動(dòng)特性曲線如圖2所示，隨著襟翼偏度的增加，飛機(jī)模型的縱向靜穩(wěn)定性降低。

小迎角時(shí)襟翼偏度的變化對(duì)俯仰力矩系數(shù)的影響很小，在角度12°～36°的平尾深失速影響區(qū)域，巡航構(gòu)型的曲線相對(duì)較為線性，而著陸構(gòu)型的曲線上揚(yáng)趨勢(shì)明顯，即在這段角度區(qū)間內(nèi)隨著襟翼偏度的增加，縱向靜穩(wěn)定性不斷降低，平尾的失速效應(yīng)隨著襟翼偏度的增加而愈發(fā)明顯，迎角超過(guò)40°之后，平尾已經(jīng)從機(jī)翼的洗流影響中恢復(fù)過(guò)來(lái)。

從圖1中可以看出，隨著迎角α的增大，俯仰力矩系數(shù)與迎角的線性變化關(guān)系一直保持到迎角12°附近，此后俯仰力矩系數(shù)與迎角的變化關(guān)系呈現(xiàn)不利于縱向穩(wěn)定的趨勢(shì)，并且當(dāng)迎角增加到約16°以后，平尾所能提供的低頭力矩會(huì)迅速減小，因此飛機(jī)一旦進(jìn)入迎角大于16°的大迎角狀態(tài)，依靠升降舵將難以穩(wěn)定和減小飛機(jī)的飛行迎角。

在迎角較小的時(shí)候，機(jī)翼尾流對(duì)于平尾的影響主要是下洗作用，這種下洗作用延遲了平尾流動(dòng)的分離，因此在此范圍內(nèi)，平尾上的升力和力矩與迎角都呈現(xiàn)線性關(guān)系。當(dāng)迎角逐漸增大時(shí)，平尾開(kāi)始進(jìn)入機(jī)翼翼面分離流動(dòng)的尾跡區(qū)，然后隨著迎角繼續(xù)增大平尾全部落入其尾跡中。當(dāng)迎角繼續(xù)增大時(shí)，平尾已經(jīng)處在機(jī)翼翼面尾跡區(qū)域以外，此時(shí)由于動(dòng)壓的突然恢復(fù)，平尾上的升力和低頭力矩迅速恢復(fù)，全機(jī)俯仰力矩與迎角再次恢復(fù)有利的變化關(guān)系。從圖2的俯仰力矩系數(shù)曲線中可以明顯看到整個(gè)平尾失速及改出的過(guò)程。

(a) 無(wú)動(dòng)力升力系數(shù)曲線

(b) 無(wú)動(dòng)力阻力系數(shù)曲線

(c) 無(wú)動(dòng)力俯仰力矩系數(shù)曲線

3.2 螺旋槳滑流與平尾深失速耦合影響

圖3、4和5給出了飛機(jī)巡航、起飛及著陸3種構(gòu)型有無(wú)滑流影響的試驗(yàn)對(duì)比曲線圖。從常規(guī)試驗(yàn)迎角范圍內(nèi)的數(shù)據(jù)可以看到，帶滑流后飛機(jī)的升力系數(shù)明顯增加，并比較起飛構(gòu)型拉力系數(shù)分別為0.15和0.3的升力系數(shù)曲線，可以看Tc=0.3的試驗(yàn)曲線升力線斜率增加更明顯。與此同時(shí)，帶滑流后飛機(jī)的阻力系數(shù)也是增加明顯，且相同構(gòu)型條件下隨著拉力系數(shù)的增加飛機(jī)的阻力系數(shù)也增加。在小迎角無(wú)動(dòng)力時(shí)，負(fù)的機(jī)翼迎角產(chǎn)生負(fù)升力；有動(dòng)力時(shí)，滑流增加了機(jī)翼的負(fù)升力效應(yīng)，產(chǎn)生負(fù)升力增量。螺旋槳滑流一方面增加了機(jī)翼升力，但增加的下洗作用又使平尾的升力減小，后者大于前者，因此升力的增量仍然是負(fù)值。大于一定迎角后，機(jī)翼升力的增加起主導(dǎo)作用，導(dǎo)致升力迅速增加。

(a) 帶動(dòng)力升力系數(shù)曲線

(b) 帶動(dòng)力阻力系數(shù)曲線

(c) 帶動(dòng)力俯仰力矩系數(shù)曲線

Fig.3Testdatacomparisonwithslipstreamandwithoutslipstreamforaircraftcruiseconfiguration

(a) 帶動(dòng)力升力系數(shù)曲線

(b) 帶動(dòng)力阻力系數(shù)曲線

(c) 帶動(dòng)力俯仰力矩系數(shù)曲線

Fig.4Testdatacomparisonwithslipstreamandwithoutslipstreamatdifferentliftcoefficientsforaircrafttaking-offconfiguration

滑流對(duì)飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性方面的影響也是非常明顯，可以看到飛機(jī)的3種構(gòu)型受到滑流影響后靜穩(wěn)定性均是降低的。由于滑流掠過(guò)機(jī)翼和平尾，一方面使機(jī)翼和平尾處的速壓增加，提高平尾的作用；另一方面滑流影響又使平尾處的下洗增強(qiáng)，減弱了平尾的作用，后者的影響大于前者，因此隨著拉力系數(shù)的提高，縱向靜穩(wěn)定性降低。

當(dāng)試驗(yàn)迎角較大時(shí)，即平尾進(jìn)入機(jī)翼洗流并改出的過(guò)程中，螺旋槳滑流和深失速效應(yīng)存在一定的耦合影響，圖3、4和5的大角度試驗(yàn)結(jié)果說(shuō)明了這一點(diǎn)。

(a) 帶動(dòng)力升力系數(shù)曲線

(b) 帶動(dòng)力阻力系數(shù)曲線

(c) 帶動(dòng)力俯仰力矩系數(shù)曲線

Fig.5Testdatacomparisonwithslipstreamandwithoutslipstreamatdifferentliftcoefficientsforaircraftlandingconfiguration

首先，在飛機(jī)巡航狀態(tài)時(shí)采用拉力系數(shù)0進(jìn)行帶動(dòng)力試驗(yàn)，由于零拉力系數(shù)產(chǎn)生的滑流影響較小，可以從曲線中看到，滑流對(duì)升力和阻力的影響不大，但對(duì)迎角20°左右的俯仰力有一定影響，即平尾剛剛進(jìn)入深失速區(qū)時(shí)候的不利影響加劇了。

其次，圖4中是起飛構(gòu)型無(wú)動(dòng)力狀態(tài)和拉力系數(shù)分別為0、0.15和0.3的滑流對(duì)飛機(jī)縱向氣動(dòng)特性影響的對(duì)比曲線。從曲線中可以看到，隨著拉力系數(shù)的增加，升力系數(shù)和阻力系數(shù)的增加非常明顯，小角度試驗(yàn)結(jié)果與大角度試驗(yàn)結(jié)果規(guī)律基本一致。對(duì)于帶動(dòng)力條件下的平尾深失速效應(yīng)，隨著拉力系數(shù)的增加整體的大角度縱向靜穩(wěn)定性明顯越來(lái)越差，平尾深失速效應(yīng)加劇，平尾進(jìn)入機(jī)翼洗流和改出的過(guò)程越來(lái)越不明顯。

最后，圖5中是著陸構(gòu)型無(wú)動(dòng)力狀態(tài)和拉力系數(shù)分別為0、0.1和0.15的滑流對(duì)飛機(jī)縱向氣動(dòng)特性影響的對(duì)比曲線。著陸構(gòu)型的襟翼偏度相對(duì)于起飛構(gòu)型要大，滑流對(duì)飛機(jī)升阻特性的影響與起飛狀態(tài)基本一致。

對(duì)于著陸構(gòu)型的滑流與深失速耦合的影響，從圖4中的俯仰力矩曲線在迎角12°～35°可以發(fā)現(xiàn)一定的規(guī)律，但是耦合效應(yīng)的整體影響相對(duì)于起飛構(gòu)型(即襟翼偏度較小)時(shí)隨著拉力系數(shù)的增加規(guī)律性并不明顯。帶動(dòng)力數(shù)據(jù)和無(wú)動(dòng)力數(shù)據(jù)相比，整體縱向靜穩(wěn)定性降低得非常明顯，尤其是大角度條件下，平尾從深失速狀態(tài)改出的效果并不明顯。

4 結(jié) 論

本文以螺旋槳滑流風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)結(jié)合大迎角風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)為手段研究了螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)縱向氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，尤其是平尾深失速效應(yīng)與滑流耦合影響的規(guī)律，具體研究結(jié)論如下：

(1) 螺旋槳滑流使得飛機(jī)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)明顯增加且縱向靜穩(wěn)定性降低，在大迎角試驗(yàn)時(shí)滑流對(duì)飛機(jī)縱向氣動(dòng)特性的影響規(guī)律基本與小迎角時(shí)一致；

(2) 對(duì)于高平尾布局的飛機(jī)，螺旋槳滑流的存在加劇了深失速效應(yīng)，且從深失速效應(yīng)中改出更加困難。

(3) 螺旋槳滑流與平尾深失速的耦合影響是非常復(fù)雜的，其對(duì)高平尾布局渦槳飛機(jī)的縱向氣動(dòng)特性影響對(duì)于飛機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)至關(guān)重要。

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