基于動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格方法的尾翼對(duì)螺旋槳滑流的影響

繆濤，陳波, *，馬率，楊小川，丁興志

1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000 2. 航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089

渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)具有耗油率低、巡航狀態(tài)經(jīng)濟(jì)效率高和低速飛行時(shí)推力大等特點(diǎn)，在當(dāng)前中速遠(yuǎn)程運(yùn)輸機(jī)、旅客機(jī)、海上巡邏機(jī)、反潛機(jī)等領(lǐng)域仍然廣泛采用螺旋槳推進(jìn)。如歐洲空客A400運(yùn)輸機(jī)，美國(guó)C130“大力神”運(yùn)輸機(jī)、P-3C反潛巡邏機(jī)，中國(guó)研制的新舟60/700、運(yùn)7、運(yùn)8和運(yùn)12飛機(jī)等。

螺旋槳飛機(jī)在研制過(guò)程中氣動(dòng)設(shè)計(jì)階段必須要著重考慮螺旋槳滑流對(duì)全機(jī)的氣動(dòng)性能干擾，這種滑流干擾比渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的影響更加突出，甚至可以決定整個(gè)飛機(jī)設(shè)計(jì)的成敗。由于滑流顯著的三維非定常效應(yīng)，在設(shè)計(jì)階段如果引入非定常帶動(dòng)力滑流影響，需要考慮各種拉力系數(shù)的極端條件和起降構(gòu)型中襟副翼偏轉(zhuǎn)等實(shí)際情形，若再考慮部件優(yōu)化選型等工作，整個(gè)計(jì)算量將十分巨大。因此，在研制初期開(kāi)展螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)性能干擾影響的研究不僅關(guān)乎飛機(jī)起降安全、意義重大，同時(shí)也極具挑戰(zhàn)。

當(dāng)前通過(guò)數(shù)值計(jì)算手段來(lái)研究螺旋槳滑流主要采用以下3種方法：① 全槳葉旋轉(zhuǎn)的非定常數(shù)值模擬方法。夏貞鋒[1]發(fā)展了基于動(dòng)態(tài)面搭接網(wǎng)格技術(shù)的非定常數(shù)值模擬方法和基于激勵(lì)盤理論的準(zhǔn)定常模擬方法，主要研究了滑流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響、機(jī)翼對(duì)滑流流動(dòng)的干擾以及機(jī)翼對(duì)螺旋槳?dú)鈩?dòng)特性的影響3個(gè)方面。楊小川[2]發(fā)展了針對(duì)旋轉(zhuǎn)機(jī)械的動(dòng)態(tài)拼接網(wǎng)格計(jì)算方法，針對(duì)某渦槳飛機(jī)對(duì)比了定常和非定常兩種計(jì)算方法下的計(jì)算結(jié)果，研究了槳葉非定常的滑流效應(yīng)。Lenfers等[3]開(kāi)展了考慮螺旋槳滑流時(shí)高升力機(jī)翼構(gòu)型的計(jì)算與試驗(yàn)研究，分析了不同拉力系數(shù)下滑流對(duì)機(jī)翼表面壓力分布和極限流線的影響規(guī)律。Roosenboom等[4]開(kāi)展了螺旋槳滑流的粒子圖像測(cè)速(PIV)試驗(yàn)測(cè)量工作，對(duì)比了不同拉力系數(shù)下空間切面的平均速度、脈動(dòng)量及湍動(dòng)能，并將其與非定常數(shù)值計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比[5]，不僅直觀刻畫了三維滑流的流動(dòng)特征，也顯示出當(dāng)前主流CFD方法在預(yù)測(cè)滑流中具有相當(dāng)高的精度和巨大潛力。② 采用激勵(lì)盤理論的準(zhǔn)定常模擬方法。陸浩[6]改進(jìn)了等效盤模型并通過(guò)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證，開(kāi)展了螺旋槳滑流與短艙/進(jìn)氣道干擾流場(chǎng)的數(shù)值模擬研究。李博等[7]發(fā)展了等效盤模型方法，并針對(duì)某四發(fā)渦槳飛機(jī)開(kāi)展了有/無(wú)滑流下全機(jī)流場(chǎng)研究。③ 多重參考系方法。任曉峰等[8]采用多重參考系方法開(kāi)展了螺旋槳滑流對(duì)尾翼區(qū)流場(chǎng)特性研究，通過(guò)變化平尾位置增加了飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性。王科雷等[9]采用多重參考系方法對(duì)3種螺旋槳-機(jī)翼構(gòu)型的低雷諾數(shù)氣動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值模擬，通過(guò)對(duì)比機(jī)翼氣動(dòng)力系數(shù)及表面流場(chǎng)結(jié)構(gòu)特征分析了分布式螺旋槳滑流對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)影響。

上述第1種方法真實(shí)模擬螺旋槳的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，但對(duì)計(jì)算網(wǎng)格與資源要求較高，后兩種方法對(duì)螺旋槳旋轉(zhuǎn)現(xiàn)象進(jìn)行適當(dāng)?shù)暮?jiǎn)化，將非定常問(wèn)題簡(jiǎn)化為定常計(jì)算，大大降低了計(jì)算和求解難度。

國(guó)內(nèi)外研究滑流的具體問(wèn)題及對(duì)象已經(jīng)比較全面，包含滑流與機(jī)翼[10-13]、短艙[14]、進(jìn)氣道[15-16]、平尾[17-19]相互干擾等方面?；鲗?duì)尾翼的干擾會(huì)嚴(yán)重影響飛行品質(zhì)，在飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)如果由于客觀約束，在典型設(shè)計(jì)點(diǎn)要求尾翼必須沉浸于滑流的主流區(qū)域時(shí)，如何準(zhǔn)確分析滑流與尾翼的相互干擾，則成為了一個(gè)必須克服的問(wèn)題。由于滑流是位于尾翼的前方來(lái)流，滑流勢(shì)必會(huì)對(duì)尾翼的繞流場(chǎng)和表面氣動(dòng)力產(chǎn)生影響，但是研究尾翼是否對(duì)滑流區(qū)域也同樣產(chǎn)生影響，產(chǎn)生多大影響，在多大空間范圍內(nèi)產(chǎn)生影響，相比于飛機(jī)自身的氣動(dòng)力，這個(gè)影響量是否可以忽略等問(wèn)題有助于將滑流與尾翼的干擾解耦，如果尾翼對(duì)滑流的影響不可忽略，則在設(shè)計(jì)尾翼外形和空間布局時(shí)必須要同時(shí)考慮滑流和尾翼；而如果尾翼對(duì)滑流的影響在一定程度內(nèi)可以忽略，則在設(shè)計(jì)時(shí)可簡(jiǎn)化為三維無(wú)尾構(gòu)型的滑流非定常計(jì)算和尾翼在滑流收斂流場(chǎng)的局部繞流計(jì)算兩個(gè)步驟。相比通常的準(zhǔn)定常滑流模擬方法，這樣既更加精確模擬了滑流的非定常效應(yīng)，又大大節(jié)約了尾翼布局選型時(shí)的計(jì)算資源，縮短研制周期。

為了解答上述問(wèn)題，本文采用三維動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格的方法，首先對(duì)某螺旋槳飛機(jī)帶尾翼構(gòu)型進(jìn)行了數(shù)值模擬，通過(guò)試驗(yàn)結(jié)果對(duì)計(jì)算方法進(jìn)行驗(yàn)證。在此基礎(chǔ)上，分別開(kāi)展了有/無(wú)尾翼構(gòu)型的滑流計(jì)算，通過(guò)分析全機(jī)氣動(dòng)力、空間切面速度分布云圖、不同空間位置和拉力系數(shù)的下洗角和側(cè)洗角變化曲線，探討了尾翼對(duì)滑流的影響規(guī)律。

1 數(shù)值計(jì)算方法

流場(chǎng)計(jì)算采用自主開(kāi)發(fā)CFD軟件PMB3D[20]，流動(dòng)控制方程為雷諾平均可壓縮Navier-Stokes方程，在慣性坐標(biāo)系下的積分形式為

(1)

相比于無(wú)動(dòng)力定常計(jì)算，在模擬帶動(dòng)力螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的非定常滑流時(shí)，需要在以下3個(gè)方面做特殊處理：① 控制方程。如果將控制方程建立在隨螺旋槳旋轉(zhuǎn)的非慣性系，并在此坐標(biāo)系下求解流場(chǎng)，則需要在控制方程中增加反映坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)的源項(xiàng)。本文控制方程均建立在固連飛機(jī)的慣性坐標(biāo)系上，在模擬螺旋槳旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)，直接模擬網(wǎng)格單元的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，在運(yùn)動(dòng)單元的通量計(jì)算中，將控制體的網(wǎng)格運(yùn)動(dòng)速度與控制體內(nèi)部的流體運(yùn)動(dòng)速度一并考慮，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)運(yùn)動(dòng)網(wǎng)格單元的模擬。② 空間離散網(wǎng)格。解決槳葉網(wǎng)格的運(yùn)動(dòng)問(wèn)題時(shí)，較為成熟的方法是結(jié)構(gòu)網(wǎng)格框架下的動(dòng)態(tài)重疊(Chimera)網(wǎng)格方法[21]。重疊網(wǎng)格對(duì)相對(duì)運(yùn)動(dòng)的部件生成不同的網(wǎng)格，分別隨各自部件運(yùn)動(dòng)，相互之間構(gòu)成動(dòng)態(tài)的重疊關(guān)系，在飛機(jī)網(wǎng)格與槳葉網(wǎng)格交接區(qū)域，需要調(diào)整好網(wǎng)格密度以及均勻程度，以滿足重疊插值的要求。③ 動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格插值效率。為節(jié)約動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格每一時(shí)間步的插值計(jì)算開(kāi)銷，考慮螺旋槳槳葉是定軸勻速轉(zhuǎn)動(dòng)，在計(jì)算中只在第一周期內(nèi)建立各網(wǎng)格間的插值關(guān)系并用文件形式儲(chǔ)存，從第二周期開(kāi)始，直接讀取文件獲得插值關(guān)系，不需重新進(jìn)行重疊網(wǎng)格的挖洞、貢獻(xiàn)單元的搜尋與確定插值系數(shù)等一系列操作，這一策略在實(shí)際應(yīng)用中大約能節(jié)省20%～30%的計(jì)算開(kāi)銷。

2 滑流計(jì)算結(jié)果驗(yàn)證

2.1 計(jì)算模型及空間網(wǎng)格

為驗(yàn)證計(jì)算程序和方法的正確性，對(duì)某機(jī)身+機(jī)翼+短艙+螺旋槳+尾翼構(gòu)型飛機(jī)的滑流結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證，同時(shí)考慮內(nèi)側(cè)襟翼和外側(cè)副翼的偏轉(zhuǎn)，外形如圖1所示。在計(jì)算時(shí)采用重疊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格方法，在螺旋槳與襟翼、副翼處采用重疊子網(wǎng)格，飛機(jī)其他部件為對(duì)接網(wǎng)格，槳葉網(wǎng)格隨槳葉一起作剛體運(yùn)動(dòng)，動(dòng)態(tài)地與全機(jī)背景網(wǎng)格構(gòu)成重疊關(guān)系。第1層網(wǎng)格物面距離為1×10-5m，滿足y+≈O(1)，全機(jī)網(wǎng)格量約為5 000萬(wàn)，包含642個(gè)網(wǎng)格塊，空間網(wǎng)格示意圖如圖2和圖3所示。

圖1 有尾構(gòu)型外形示意圖Fig.1 Sketch of with-tail-wing configuration

圖2 物面網(wǎng)格與空間拓?fù)淝耙晥DFig.2 Front view of surface grid and space topology

圖3 物面網(wǎng)格與空間拓?fù)溲鲆晥DFig.3 Bottom view of surface grid and space topology

2.2 螺旋槳重疊網(wǎng)格分布策略

在動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格中，如果遇到互相銜接的特殊情況，如螺旋槳旋轉(zhuǎn)槳轂與相對(duì)靜止的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)接時(shí)，往往會(huì)因重疊網(wǎng)格子網(wǎng)格外邊界的限制而將動(dòng)靜物面銜接處切割出一條縫隙，這樣會(huì)破壞動(dòng)靜物面交界處的流場(chǎng)細(xì)節(jié)，并且縫隙內(nèi)的流動(dòng)變化劇烈，不利于整體流場(chǎng)的非定常收斂。

為了能夠更好地還原流場(chǎng)的真實(shí)性，本文對(duì)重疊網(wǎng)格繪制進(jìn)行特殊處理，填補(bǔ)上這個(gè)縫隙[22]。首先在全機(jī)背景網(wǎng)格中向前延伸出部分槳轂物面(統(tǒng)計(jì)全機(jī)氣動(dòng)力時(shí)并不積分這部分氣動(dòng)力)，如圖4所示，背景網(wǎng)格和子網(wǎng)格的槳轂物面部分貼合，然后調(diào)整背景網(wǎng)格與子網(wǎng)格在重疊區(qū)域內(nèi)的分布，額外將背景網(wǎng)格在洞邊界附近單元與子網(wǎng)格在外邊界附近單元的物面第1層高度適當(dāng)放大，以保證相互之間均能找到插值貢獻(xiàn)單元。

圖4 螺旋槳處重疊網(wǎng)格的物面分布Fig.4 Surface mesh distribution of propeller overlap grid

2.3 典型計(jì)算狀態(tài)收斂曲線

在計(jì)算非定?；鲿r(shí)，首先固定螺旋槳不旋轉(zhuǎn)開(kāi)展定常計(jì)算，待流場(chǎng)收斂后，以此為初始流場(chǎng)再將螺旋槳按照固定轉(zhuǎn)速開(kāi)始非定常旋轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)速為1 075 r/min，將螺旋槳旋轉(zhuǎn)一周360°視作一個(gè)周期，分成120步進(jìn)行時(shí)間推進(jìn)，即螺旋槳每一時(shí)間步旋轉(zhuǎn)3°，在時(shí)間上采用雙時(shí)間步方法，每個(gè)真實(shí)時(shí)間步內(nèi)的子迭代步數(shù)為50步，采用隱式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel) 方法進(jìn)行迭代，空間格式采用Roe通量差分分裂方法。

通過(guò)監(jiān)測(cè)氣動(dòng)力發(fā)現(xiàn)通常需計(jì)算2 000步(對(duì)應(yīng)螺旋槳旋轉(zhuǎn)約12圈)以后，飛機(jī)的氣動(dòng)力開(kāi)始呈周期性小幅振蕩，在后處理時(shí)可以取一個(gè)周期內(nèi)平均的氣動(dòng)力作為最終結(jié)果。對(duì)于帶尾翼構(gòu)型拉力系數(shù)0.4時(shí)(拉力即為螺旋槳產(chǎn)生的軸向力，其無(wú)因次化與飛機(jī)阻力定義一致)，來(lái)流0°迎角和0°側(cè)滑狀態(tài)的氣動(dòng)力收斂曲線如圖5和圖6所示，圖中：CD、CL、Cm分別表示阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)，CY、Cl、Cn分別表示側(cè)力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和偏航力矩系數(shù)。

圖5 縱向氣動(dòng)力/力矩收斂曲線Fig.5 Convergence curves of vertical aerodynamic force and moment

圖6 橫向氣動(dòng)力/力矩收斂曲線Fig.6 Convergence curves of horizontal aerodynamic force and moment

2.4 氣動(dòng)力比較

在不同拉力系數(shù)下，將計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證，試驗(yàn)結(jié)果在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的FL-13風(fēng)洞取得，模型縮比為1∶6。對(duì)比了無(wú)動(dòng)力、兩種拉力系數(shù)(CT=0,0.4)的計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果，其中無(wú)動(dòng)力是指將螺旋槳槳葉去掉后的定常結(jié)果，不同拉力系數(shù)通過(guò)調(diào)整螺旋槳的槳葉角與來(lái)流速度獲得。按照通常定義，將螺旋槳自身產(chǎn)生的氣動(dòng)力視為直接力影響，而將螺旋槳滑流對(duì)全機(jī)產(chǎn)生的氣動(dòng)力影響稱為間接影響，為分析不同拉力系數(shù)下滑流強(qiáng)度的干擾，下文中如無(wú)特殊說(shuō)明，氣動(dòng)力結(jié)果均將螺旋槳的直接力影響扣除。

圖7中顯示了3種情形下的阻力變化曲線，從圖中可以看出，計(jì)算結(jié)果整體上與試驗(yàn)規(guī)律一致，在迎角小于10°范圍內(nèi)，3種情形的偏差均較小，只有CT=0時(shí)，迎角大于10°后，計(jì)算結(jié)果略大于試驗(yàn)值。對(duì)比無(wú)動(dòng)力與拉力系數(shù)為0兩種情形，試驗(yàn)中阻力結(jié)果基本相同，計(jì)算中CT=0結(jié)果稍大于無(wú)動(dòng)力結(jié)果，說(shuō)明CT=0時(shí)螺旋槳不產(chǎn)生前進(jìn)的拉力，并且滑流對(duì)全機(jī)的增阻效果也不顯著。而CT=0.4時(shí)，滑流的增阻效果十分顯著，在迎角為0°時(shí)，CT=0.4相比CT=0的阻力系數(shù)增幅達(dá)到76.7%，說(shuō)明在大拉力系數(shù)下，滑流強(qiáng)度越強(qiáng)，對(duì)全機(jī)的阻力增加作用越明顯，符合一般規(guī)律。

圖7 無(wú)動(dòng)力與不同拉力系數(shù)時(shí)阻力變化曲線Fig.7 Drag variation curves in without-power condition and with different thrust coefficients

圖8中顯示了3種情形下的升力變化曲線，從圖中可以看出，除去失速迎角附近，在線性段范圍內(nèi)，本文計(jì)算方法具有較高的模擬精度，無(wú)論是量值還是曲線斜率，計(jì)算與試驗(yàn)的差別較小，總體上計(jì)算預(yù)測(cè)的失速迎角相比試驗(yàn)偏小1°～2°左右。通過(guò)對(duì)比發(fā)現(xiàn)，試驗(yàn)中CT=0時(shí)的升力系數(shù)，其結(jié)果整體小于無(wú)動(dòng)力值，而在計(jì)算中CT=0時(shí)的升力系數(shù)整體上大于無(wú)動(dòng)力值。在試驗(yàn)中由于模型縮比和電機(jī)轉(zhuǎn)速等原因，模擬CT=0時(shí)采用的槳葉角為66°、前進(jìn)比為6，而在計(jì)算中的槳葉角為21.15°，前進(jìn)比為0.949。前進(jìn)比定義為λ=V/(nD)，V為來(lái)流速度，n為螺旋槳轉(zhuǎn)速，D為螺旋槳的槳盤直徑。不同的槳葉角和前進(jìn)比產(chǎn)生的滑流形態(tài)會(huì)有所不同，進(jìn)而其產(chǎn)生的干擾和最終反應(yīng)在全機(jī)氣動(dòng)力結(jié)果上也會(huì)不同。

圖8 無(wú)動(dòng)力與不同拉力系數(shù)時(shí)升力變化曲線Fig.8 Lift variation curves in without-power condition and with different thrust coefficients

圖9中顯示了3種情形下的俯仰力矩變化曲線，相比而言，力矩的預(yù)測(cè)結(jié)果不如阻力與升力，這是因?yàn)榱胤从沉肆υ谌珯C(jī)上的整體分布規(guī)律，而力反映了全機(jī)表面力的統(tǒng)計(jì)值，力矩精確預(yù)測(cè)的難度更大。在試驗(yàn)結(jié)果中，無(wú)動(dòng)力和CT=0兩條曲線基本重合，直到17°失速迎角后，兩條曲線才開(kāi)始分開(kāi)。在計(jì)算結(jié)果中，迎角大于5°以后，CT=0的俯仰力矩結(jié)果明顯大于無(wú)動(dòng)力結(jié)果，CT=0的曲線轉(zhuǎn)折點(diǎn)發(fā)生在16°附近，而無(wú)動(dòng)力在迎角16°以后，計(jì)算曲線斜率變小，在目前20°迎角范圍內(nèi)，未見(jiàn)曲線上蹺現(xiàn)象。對(duì)于CT=0.4情形，計(jì)算與試驗(yàn)均發(fā)現(xiàn)俯仰力矩在小迎角范圍內(nèi)縱向靜穩(wěn)定性降低現(xiàn)象，在試驗(yàn)中俯仰力矩的轉(zhuǎn)折點(diǎn)是在1°迎角附近，計(jì)算的轉(zhuǎn)折臨界點(diǎn)沒(méi)有試驗(yàn)明顯，在[-9°,1°]迎角范圍內(nèi)，曲線均較平坦，在16°迎角附近，計(jì)算和試驗(yàn)中CT=0.4對(duì)應(yīng)的俯仰力矩曲線均出現(xiàn)跳躍。

從上述計(jì)算與試驗(yàn)的縱向氣動(dòng)力/力矩對(duì)比可發(fā)現(xiàn)，在模擬工程中的實(shí)際復(fù)雜外形時(shí)，本文所采用的計(jì)算方法在有/無(wú)動(dòng)力下均有較高的預(yù)測(cè)精度，能夠滿足螺旋槳滑流與飛機(jī)部件相互干擾的分析精度要求。

圖9 無(wú)動(dòng)力與不同拉力系數(shù)時(shí)俯仰力矩變化曲線Fig.9 Pitch moment variation curves in without-power condition and with different thrust coefficients

3 尾翼對(duì)螺旋槳滑流的影響

為分析有/無(wú)尾翼的影響，重新繪制無(wú)尾構(gòu)型，如圖10所示，機(jī)身尾段上半部分適當(dāng)修形，保持光滑過(guò)渡，空間網(wǎng)格在有尾翼網(wǎng)格的基礎(chǔ)上做適當(dāng)簡(jiǎn)化即可。

圖10 無(wú)尾構(gòu)型外形示意圖Fig.10 Sketch of without-tail-wing configuration

3.1 有/無(wú)尾翼對(duì)氣動(dòng)力的影響

首先對(duì)比氣動(dòng)力的結(jié)果，開(kāi)展了最大拉力系數(shù)CT=0.4，迎角為[-6°,9°]范圍內(nèi)的非定常計(jì)算，此處給出的氣動(dòng)力不僅扣除螺旋槳直接力的影響，并且在有尾翼的結(jié)果中，還扣除尾翼的部件力，這樣將其與無(wú)尾構(gòu)型的結(jié)果進(jìn)行比較時(shí)，能更為直觀反映出尾翼的干擾作用。

圖11是有/無(wú)尾翼的升力系數(shù)計(jì)算結(jié)果，發(fā)現(xiàn)兩條曲線結(jié)果基本重合，有尾翼構(gòu)型的結(jié)果稍小于無(wú)尾結(jié)果。圖12和圖13分別是有/無(wú)尾翼的阻力和俯仰力矩系數(shù)結(jié)果，發(fā)現(xiàn)有尾翼構(gòu)型的阻力系數(shù)稍大于無(wú)尾翼構(gòu)型，在俯仰力矩結(jié)果中有尾翼構(gòu)型的曲線呈線性平移，這其中差別的原因一方面是由于兩種外形下的機(jī)身后體修形不同會(huì)產(chǎn)生一定影響，另一方面是有尾翼構(gòu)型時(shí)，尾翼的存在一定程度上會(huì)影響與其橋接的機(jī)身后體部件流場(chǎng)。對(duì)于典型0°迎角狀態(tài)，有/無(wú)尾翼之間的升力、阻力和俯仰力矩差量分別占無(wú)尾構(gòu)型結(jié)果的2.3%、3.2%和6.2%。

從以上縱向氣動(dòng)力/力矩結(jié)果可以初步得出，如果扣除尾翼氣動(dòng)力，有尾翼時(shí)的氣動(dòng)力規(guī)律與無(wú)尾翼基本一致，尾翼對(duì)全機(jī)氣動(dòng)力的影響不大。

圖11 有/無(wú)尾翼帶動(dòng)力時(shí)升力系數(shù)對(duì)比(CT=0.4,Ma=0.15)Fig.11 Comparison of lift coefficients with and without tail wing in power state(CT=0.4,Ma=0.15)

圖12 有/無(wú)尾翼帶動(dòng)力時(shí)阻力系數(shù)對(duì)比(CT=0.4,Ma=0.15)Fig.12 Comparison of drag coefficients with and without tail wing in power state(CT=0.4,Ma=0.15)

圖13 有/無(wú)尾翼帶動(dòng)力時(shí)俯仰力矩系數(shù)對(duì)比Fig.13 Pitch moment coefficients contrast with and without tail wing in power state

3.2 空間速度切面云圖

在0°迎角時(shí)，繪制位于左右螺旋槳軸線處的空間橫向切面的速度分布云圖，如圖14和圖15所示。雖然滑流為非定常周期性變化流場(chǎng)，但為表征滑流的時(shí)均摻混加速效果，圖中流場(chǎng)結(jié)果為螺旋槳旋轉(zhuǎn)一周后的平均值。

圖14為右側(cè)切面速度分布，發(fā)現(xiàn)來(lái)流經(jīng)過(guò)螺旋槳后得到加速作用，在機(jī)翼上表面和短艙下部加速效果顯著，流過(guò)襟翼后方時(shí)，由于襟翼偏轉(zhuǎn)導(dǎo)致該部分流速降低。機(jī)翼上方加速區(qū)域經(jīng)過(guò)襟翼后向下偏轉(zhuǎn)，隨后與短艙下方的高速氣流合并為一股，從平尾下表面通過(guò)。對(duì)比無(wú)尾構(gòu)型的右側(cè)切面云圖，發(fā)現(xiàn)僅在尾翼附近處流場(chǎng)有區(qū)別，尾翼下表面的氣流加速效應(yīng)也減弱，而遠(yuǎn)離尾翼的其他區(qū)域，二者并沒(méi)有明顯區(qū)別。

圖15為左側(cè)切面的速度分布，其與右側(cè)的速度分布形態(tài)稍有不同，機(jī)翼上方的加速氣流在經(jīng)過(guò)襟翼后并未下偏，與襟翼后方的氣流基本保持平行，并且此時(shí)加速區(qū)域離平尾下表面垂向距離更近。對(duì)比有/無(wú)尾翼的結(jié)果，發(fā)現(xiàn)有尾翼時(shí)，流經(jīng)平尾下表面的氣流由于流場(chǎng)的堵塞作用得到加速，而對(duì)于遠(yuǎn)離尾翼的其他區(qū)域，二者的區(qū)別仍舊不大。

圖14 有/無(wú)尾翼右側(cè)空間切面速度分布云圖Fig.14 Right slice velocity distribution cloud of configurations with/without tail wing

圖16為沿流動(dòng)方向不同位置的切面速度分布云圖，并將Ma<0.22的流動(dòng)區(qū)域隱藏。從機(jī)尾朝機(jī)頭看，螺旋槳是逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，可以看出由于機(jī)翼、襟翼的干擾，滑流的加速區(qū)域被大致分割成了上下兩部分，機(jī)翼上方的槳葉是朝圖中左側(cè)旋轉(zhuǎn)，使得這部分氣流整體往左偏轉(zhuǎn)，而位于機(jī)翼下方短艙附近的氣流往圖中右側(cè)偏轉(zhuǎn)。正是由于右側(cè)上半部分槳葉的滑流向左側(cè)偏轉(zhuǎn)，使得圖14中右側(cè)機(jī)翼上方的加速區(qū)域在越過(guò)襟翼后開(kāi)始向下偏轉(zhuǎn)。

圖15 有/無(wú)尾翼左側(cè)空間切面速度分布云圖Fig.15 Left slice velocity distribution cloud of configurations with/without tail wing

圖16 有/無(wú)尾翼不同流向切面的速度分布云圖Fig.16 Flow direction slice velocity distribution cloud of configurations with/without tail wing

對(duì)比有/無(wú)尾翼的兩幅結(jié)果，除去尾翼附近區(qū)域，發(fā)現(xiàn)在不同切片處，無(wú)論是速度量值，還是空間分布形態(tài)，二者差別均較小，所以從空間速度分布也印證了尾翼對(duì)滑流主流區(qū)的影響有限。

3.3 不同空間位置的下洗流和側(cè)洗流

3.2節(jié)已經(jīng)直觀顯示出滑流的空間形態(tài)左右不對(duì)稱，其與飛機(jī)各部件干擾也具有不對(duì)稱性，因此本節(jié)著重分析空間不同位置的下洗角和側(cè)洗角變化曲線，其中下洗角定義與來(lái)流迎角類似，從機(jī)身下方來(lái)流為正；側(cè)洗角定義與來(lái)流側(cè)滑角類似，從機(jī)身右側(cè)來(lái)流為正。通過(guò)空間速度的三分量可計(jì)算得出下洗角和側(cè)洗角量值。從平尾前緣開(kāi)始，向前方截取了3處位置：dx=-0.625、-0.375、-0.125，前伸距離以平尾半展長(zhǎng)無(wú)因次化，空間切線位置如圖17所示。

圖18是平尾前方不同距離的空間下洗角變化曲線，橫坐標(biāo)以平尾半展長(zhǎng)無(wú)因次化，即y=0對(duì)應(yīng)機(jī)身對(duì)稱面，y=±1對(duì)應(yīng)平尾外沿。從圖中可以看出左右兩側(cè)平尾前方空間的下洗角曲線分布有很大不同，左側(cè)曲線整體上呈波浪狀，大部分區(qū)域內(nèi)均為下洗流，下洗角最大值在左側(cè)平尾中部，有尾翼時(shí)下洗角能達(dá)到-20°，而右側(cè)由機(jī)身中部的上洗向外側(cè)逐漸轉(zhuǎn)換為下洗，下洗角的最大值在最外側(cè)。

圖17 平尾前方空間監(jiān)測(cè)點(diǎn)示意圖Fig.17 Sketch of space monitor point in front of horizontal tail

圖18 平尾前方空間流場(chǎng)下洗角變化曲線Fig.18 Variation curves of down wash angle of flow field in front of horizontal tail

對(duì)比有/無(wú)尾翼的結(jié)果，在dx=-0.625時(shí)兩條曲線基本重合，說(shuō)明在該距離下尾翼對(duì)滑流區(qū)域的下洗角影響很小；在dx=-0.375時(shí)，有/無(wú)尾翼兩條曲線的規(guī)律基本相同，在y=[-0.6,0]范圍內(nèi)，有尾翼的曲線結(jié)果整體往下平移，說(shuō)明由于尾翼的阻塞作用，空間下洗角變大；在dx=-0.125時(shí)，尾翼的影響已不能忽略，左內(nèi)側(cè)帶尾翼曲線往下平移均達(dá)4°以上，右外側(cè)帶尾翼曲線下移能達(dá)到3°左右。從下洗角曲線可以初步估算出，尾翼的主要影響區(qū)域在前方0.375倍尾翼半展長(zhǎng)范圍內(nèi)，而對(duì)遠(yuǎn)離該區(qū)域的前方流場(chǎng)影響較小。

圖19 平尾前方空間流場(chǎng)側(cè)洗角變化曲線Fig.19 Variation curves of side wash angle of flow field in front of horizontal tail

圖19是不同空間位置的側(cè)洗角變化曲線，對(duì)于右側(cè)平尾，前方側(cè)洗角均為正，即該處為右前方來(lái)流，右側(cè)平尾側(cè)洗角為正的主要原因是右側(cè)螺旋槳的上方槳葉產(chǎn)生的正側(cè)滑，正好大范圍覆蓋右側(cè)平尾。從右中部至最外側(cè)尾翼，側(cè)洗角均能達(dá)到10°左右。而對(duì)于左側(cè)平尾區(qū)域，側(cè)洗角有正有負(fù)，這是因?yàn)樽髠?cè)螺旋槳的機(jī)翼下半部分槳葉產(chǎn)生的負(fù)側(cè)滑會(huì)影響左側(cè)平尾，并且隨著越靠近尾翼，左外側(cè)區(qū)域的側(cè)洗角逐漸變大，側(cè)洗角最小值能達(dá)到-18°。

對(duì)比有/無(wú)尾翼的側(cè)洗角差別，發(fā)現(xiàn)右側(cè)前方3種站位下的曲線基本相同；而左側(cè)差別主要集中在y=-0.7附近，側(cè)洗角整體差別在2°范圍以內(nèi)。從目前分析的幾個(gè)站位結(jié)果來(lái)看，尾翼對(duì)滑流的側(cè)洗影響較小。

3.4 不同拉力系數(shù)下的下洗流和側(cè)洗流

在3.3節(jié)中固定拉力系數(shù)為0.4，比較了不同平尾前方空間位置的下洗角與側(cè)洗角，本節(jié)固定前伸距離為dx=-0.375，變化不同的拉力系數(shù)，分析尾翼對(duì)滑流的影響。

圖20對(duì)比了3種拉力系數(shù)下有/無(wú)尾翼時(shí)下洗角變化曲線，發(fā)現(xiàn)不同拉力系數(shù)下的下洗角曲線會(huì)有略微變化，在右側(cè)3種拉力系數(shù)下的下洗角曲線差別不大，而在左側(cè)中部y=-0.5附近，CT=0.15時(shí)對(duì)應(yīng)的下洗角曲線幅值明顯小于另外兩種情形，說(shuō)明拉力系數(shù)越大，在平尾前dx=-0.375處下洗流越強(qiáng)烈，符合一般規(guī)律。同時(shí)發(fā)現(xiàn)CT=0.34和CT=0.40的下洗曲線基本重合，說(shuō)明螺旋槳在CT>0.34后，平尾前方的空間流場(chǎng)下洗基本相同。在不同拉力系數(shù)下，發(fā)現(xiàn)有/無(wú)尾翼曲線的增量基本一致，說(shuō)明尾翼對(duì)平尾前方的干擾，并不會(huì)由于拉力系數(shù)的變化而產(chǎn)生明顯差異，在目前計(jì)算的3種拉力系數(shù)下，尾翼的干擾值基本相當(dāng)。

圖21對(duì)比了3種拉力系數(shù)下有/無(wú)尾翼時(shí)側(cè)洗角變化曲線，在不同拉力系數(shù)下，兩側(cè)平尾前方的側(cè)洗角量值也是隨著拉力系數(shù)增大而增大，說(shuō)明拉力越大，滑流在平尾前方的側(cè)洗效應(yīng)也越強(qiáng)烈。進(jìn)一步對(duì)比有/無(wú)尾翼的結(jié)果，發(fā)現(xiàn)右側(cè)帶尾翼曲線在對(duì)稱面處側(cè)洗變小，這與機(jī)身后體修形和尾翼部件的阻擋作用有關(guān)，在其余部分右側(cè)曲線基本重合。對(duì)于左側(cè)尾翼來(lái)說(shuō)，在y=[-0.8,-0.5]范圍內(nèi)，有尾翼的側(cè)洗角量值略微變大，但總體上均不超過(guò)2°范圍。總體而言，不同拉力系數(shù)下尾翼對(duì)下洗角和側(cè)洗角的干擾規(guī)律基本相同。

圖20 不同拉力系數(shù)平尾前方空間流場(chǎng)下洗角變化曲線Fig.20 Variation curves of down wash angle of flow field in front of horizontal tail with different thrust coefficients

圖21 不同拉力系數(shù)平尾前方空間流場(chǎng)側(cè)洗角變化曲線Fig.21 Variation curves of side wash angle of flow field in front of horizontal tail with different thrust coefficients

4 結(jié) 論

本文對(duì)帶尾翼和無(wú)尾翼兩種構(gòu)型的螺旋槳飛機(jī)進(jìn)行了計(jì)算研究，通過(guò)對(duì)比分析探討了尾翼對(duì)螺旋槳滑流的影響規(guī)律。

1) 將帶尾翼構(gòu)型的尾翼部件力扣除后，有/無(wú)尾翼的升、阻力規(guī)律基本一致，俯仰力矩呈線性平移關(guān)系，曲線平移的原因來(lái)源于機(jī)身后體修形不同和尾翼會(huì)影響與其橋接的機(jī)身后體流動(dòng)。

2) 對(duì)比有/無(wú)尾翼的橫向、流向空間切面的速度分布云圖，無(wú)論是速度量值，還是空間分布形態(tài)，有/無(wú)尾翼的結(jié)果僅在尾翼附近有一定差別，而對(duì)遠(yuǎn)離尾翼的滑流區(qū)域差別較小。

3) 對(duì)比不同空間位置處的下洗角和側(cè)洗角變化曲線，發(fā)現(xiàn)距離越近，尾翼的影響越大，在目前計(jì)算的典型狀態(tài)中，前伸距離超過(guò)0.375倍尾翼半展長(zhǎng)范圍后，尾翼對(duì)空間流場(chǎng)的影響可以忽略。

4) 對(duì)比小、中、大3種拉力系數(shù)的空間位置的下洗角和側(cè)洗角變化曲線，發(fā)現(xiàn)不同拉力系數(shù)下尾翼的干擾規(guī)律也基本一致。

5) 在飛機(jī)初期設(shè)計(jì)和選型階段，螺旋槳滑流與尾翼的相互干擾可簡(jiǎn)化為滑流單向?qū)ξ惨懋a(chǎn)生影響，尾翼對(duì)滑流的影響可以忽略。