螺旋槳飛機(jī)俯仰力矩特性改進(jìn)方法

陳波，繆濤, *，馬率，耿建中，江雄

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

螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的滑流與飛機(jī)部件的相互干擾非常復(fù)雜，對飛機(jī)部件的氣動(dòng)性能產(chǎn)生重大影響，進(jìn)而影響全機(jī)的氣動(dòng)性能，因此螺旋槳飛機(jī)在氣動(dòng)設(shè)計(jì)階段必須重點(diǎn)研究螺旋槳滑流與飛機(jī)部件之間的氣動(dòng)干擾[1-2]。

目前研究螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響主要有帶動(dòng)力試驗(yàn)和數(shù)值模擬兩種方法。帶動(dòng)力試驗(yàn)通過對螺旋槳相似參數(shù)的模擬，可以較為準(zhǔn)確地得到滑流對飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響量。趙學(xué)訓(xùn)[3]在風(fēng)洞中研究了螺旋槳產(chǎn)生的滑流對全機(jī)氣動(dòng)特性的影響，指出滑流對平尾氣動(dòng)特性的影響包括增加局部動(dòng)壓和增加下洗，對飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定的影響取決于兩種效果的疊加，并且對局部動(dòng)壓和局部迎角的影響和拉力系數(shù)近似成正比。李征初等[4]針對某運(yùn)輸機(jī)巡航狀態(tài)螺旋槳滑流對機(jī)翼的影響進(jìn)行了帶動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)，指出螺旋槳滑流對機(jī)翼上表面靜壓有明顯影響，在滑流區(qū)，靜壓系數(shù)有明顯的負(fù)值方向增量。李興偉等[5-6]采用風(fēng)洞動(dòng)力模擬試驗(yàn)技術(shù)及平面粒子圖像測速(PIV)技術(shù)，研究了雙發(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(dòng)特性的影響規(guī)律。研究結(jié)果表明，螺旋槳滑流會使得飛機(jī)升力和阻力增加，縱向靜穩(wěn)定性降低；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(shí)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。Muller和Aschwanden[7]在低速風(fēng)洞中獲得了螺旋槳滑流對A400M飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響，指出螺旋槳滑流會嚴(yán)重影響飛機(jī)的氣動(dòng)性能。Roosenboom等[8]采用平面PIV技術(shù)研究了一個(gè)安裝在機(jī)翼上的八葉螺旋槳后方滑流的發(fā)展。目前國內(nèi)外對螺旋槳滑流的試驗(yàn)研究已取得了一定成果，但常規(guī)的測力和測壓試驗(yàn)還不能全面揭示滑流對飛機(jī)部件的干擾機(jī)理。隨著立體PIV等流場精細(xì)捕捉技術(shù)在風(fēng)洞試驗(yàn)中的發(fā)展和應(yīng)用，在未來螺旋槳飛機(jī)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)中，風(fēng)洞試驗(yàn)的手段將更為豐富，技術(shù)將更為完備，研究周期將大大縮短。

隨著計(jì)算流體力學(xué)(CFD)的發(fā)展和高性能集群計(jì)算能力的提高，采用數(shù)值模擬方法開展螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動(dòng)性能影響研究成為可能。楊小川[9]、許和勇[10]、張劉[11]、程曉亮[12]、龔曉亮[13]、張小莉[14]、夏貞鋒[15]等采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格或非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，通過求解非定常Euler或Navier-Stokes方程開展螺旋槳滑流的非定常數(shù)值模擬，對螺旋槳滑流的時(shí)空演化、滑流對機(jī)翼及增升裝置表面壓力分布的影響以及滑流區(qū)的流場細(xì)節(jié)進(jìn)行了詳細(xì)分析。任曉峰[16]、王偉[17]等采用多參考系方法求解非定常Navier-Stokes方程，分析了螺旋槳滑流導(dǎo)致飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性降低的流動(dòng)機(jī)理，給出了提高飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的改進(jìn)方法。Bousquet和Gardarein[18]采用拼接網(wǎng)格求解Euler方程對某螺旋槳運(yùn)輸機(jī)繞流流場進(jìn)行了非定常數(shù)值模擬，結(jié)果顯示非定常效應(yīng)對螺旋槳和機(jī)翼的氣動(dòng)力有重要影響。Stuermer[19-20]采用基于重疊網(wǎng)格的非定常求解器模擬了螺旋槳的安裝效應(yīng)和前后對轉(zhuǎn)螺旋槳系統(tǒng)的氣動(dòng)特性。Roosenboom等[21]采用非定常Navier-Stokes方程求解某螺旋槳運(yùn)輸機(jī)繞流流場，并將計(jì)算結(jié)果與平面PIV試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比，結(jié)果顯示計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果吻合很好。國內(nèi)外對螺旋槳滑流的計(jì)算研究表明，當(dāng)前主流CFD方法預(yù)測滑流的時(shí)空演化具有比較高的精度和巨大潛力。

當(dāng)前文獻(xiàn)對螺旋槳滑流的研究往往局限于計(jì)算方法的驗(yàn)證與確認(rèn)、螺旋槳單槳的宏觀氣動(dòng)力驗(yàn)證和螺旋槳滑流對飛機(jī)部件的氣動(dòng)性能影響。研究滑流對螺旋槳飛機(jī)靜穩(wěn)定性的影響機(jī)理、滑流作用下螺旋槳飛機(jī)氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)的文獻(xiàn)還很少。

某螺旋槳飛機(jī)降落構(gòu)型，發(fā)動(dòng)機(jī)的拉力系數(shù)大，襟翼的下偏角度大，強(qiáng)滑流對飛機(jī)各部件的氣動(dòng)干擾非常劇烈，飛機(jī)的俯仰力矩特性嚴(yán)重惡化。本文采用動(dòng)態(tài)重疊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格求解非定常雷諾平均可壓縮Navier-Stokes方程，對該降落構(gòu)型進(jìn)行了數(shù)值模擬，研究了滑流對俯仰力矩特性的影響機(jī)理，并給出了氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)建議。

1 數(shù)值計(jì)算方法

流場計(jì)算采用自主開發(fā)的CFD軟件PMB3D[22]，流動(dòng)控制方程為非定常雷諾平均可壓縮Navier-Stokes方程，在慣性坐標(biāo)系下的積分形式為

(1)

物面采用靜止的黏性固壁邊界條件，流動(dòng)假設(shè)為全湍流流動(dòng)，湍流模型采用兩方程k-ω剪切應(yīng)力輸運(yùn)(SST)模型。空間格式采用Roe通量差分分裂方法，采用連續(xù)可微限制器，并通過多重網(wǎng)格和并行計(jì)算來加速收斂。

2 螺旋槳單槳計(jì)算驗(yàn)證

計(jì)算模型為單獨(dú)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙帶6片槳葉模型(見圖1)，螺旋槳直徑為4 m，槳葉角分別為34.87°、35.52°、36.40°、37.50°、38.72°、40.10°、41.62°共7個(gè)狀態(tài)，轉(zhuǎn)速為7 550 r/min，來流風(fēng)速V分別對應(yīng)50、60、70、80、90、100、110 m/s，迎角為0°，計(jì)算高度為0 km。模型縮比為1∶12，試驗(yàn)結(jié)果在中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的FL-13風(fēng)洞取得。

計(jì)算網(wǎng)格采用多塊結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格，分別對運(yùn)動(dòng)部件(槳葉及輪轂)和靜止部件(發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙)生成多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。圖2給出了槳葉及輪轂網(wǎng)格和發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙背景網(wǎng)格的重疊關(guān)系，槳葉及輪轂網(wǎng)格隨槳葉一起作剛體運(yùn)動(dòng)，動(dòng)態(tài)地與發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙背景網(wǎng)格構(gòu)成重疊關(guān)系。第1層網(wǎng)格物面距離滿足模擬黏性附面層的需要，針對7個(gè)不同槳葉角運(yùn)動(dòng)部件(槳葉及輪轂)各自進(jìn)行了粗、中、密3級網(wǎng)格的計(jì)算，而背景網(wǎng)格始終保持在650萬的規(guī)模。為了保證各個(gè)網(wǎng)格分布規(guī)律一致，粗網(wǎng)格都是在最密網(wǎng)格的基礎(chǔ)上粗化得到，具有較強(qiáng)的一致性，適用于網(wǎng)格收斂性驗(yàn)證。計(jì)算模型的槳葉及輪轂網(wǎng)格單元數(shù)在表1中列出，其中M1為粗網(wǎng)格，M2為中網(wǎng)格，M3為密網(wǎng)格。

圖1 螺旋槳模型Fig.1 Propeller model

流場計(jì)算從初場開始進(jìn)行非定常計(jì)算，計(jì)算采用在慣性坐標(biāo)系下求解非定常雷諾平均可壓縮Navier-Stokes方程，時(shí)間推進(jìn)采用雙時(shí)間步方法，空間格式采用Roe通量差分分裂方法。每個(gè)真實(shí)時(shí)間步槳葉在周向運(yùn)動(dòng)3°，即每個(gè)旋轉(zhuǎn)周期包含真實(shí)時(shí)間步數(shù)為120步；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。

圖3和圖4給出了粗、中、密3級網(wǎng)格計(jì)算的螺旋槳拉力系數(shù)CT和扭矩系數(shù)CQ與試驗(yàn)結(jié)果的對比情況，可以看到螺旋槳拉力系數(shù)CT的計(jì)算值與試驗(yàn)值吻合得很好，大拉力系數(shù)下差距在5‰以內(nèi)，小拉力系數(shù)下差距在2%以內(nèi)；扭矩系數(shù)CQ有6%左右的差距，扭矩系數(shù)CQ的計(jì)算值比試驗(yàn)值偏大。雖然大部分計(jì)算都沒有達(dá)到嚴(yán)格的數(shù)值解隨網(wǎng)格加密單調(diào)線性變化，但鑒于螺旋槳非定常黏性繞流計(jì)算的復(fù)雜性，通過網(wǎng)格收斂性分析，可以認(rèn)為計(jì)算結(jié)果在網(wǎng)格漸近收斂范圍內(nèi)，計(jì)算的預(yù)測精度令人滿意。某六槳葉單槳模型的計(jì)算結(jié)果證實(shí)了PMB3D軟件的可靠性，能夠用于計(jì)算和分析螺旋槳飛機(jī)滑流的氣動(dòng)特性。

圖2 螺旋槳網(wǎng)格分布Fig.2 Propeller mesh distribution

表1 網(wǎng)格參數(shù)Table 1 Mesh parameters

參數(shù)網(wǎng)格M1M2M3槳葉及輪轂網(wǎng)格單元數(shù)/1062.17.116.8第1層網(wǎng)格物面距離/(10-5m )2.11.61.0y+4.02.72.0

圖3 拉力系數(shù)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的比較Fig.3 Comparison of calculation results and experimental results of thrust coefficient

圖4 扭矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的比較Fig.4 Comparison of calculation results and experimental results of torque coefficient

3 俯仰力矩特性影響因素

以某螺旋槳飛機(jī)降落構(gòu)型為研究對象，包括機(jī)身、機(jī)翼、襟翼、副翼、平尾、垂尾、螺旋槳等部件，不帶起落架，如圖5所示。計(jì)算高度為0 km，為了模擬黏性附面層的需要，第1層網(wǎng)格物面距離約為1×10-5m，滿足y+≈O(3～5)，計(jì)算外形包括無動(dòng)力構(gòu)型和帶動(dòng)力構(gòu)型。計(jì)算網(wǎng)格采用多塊結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格，針對帶動(dòng)力降落構(gòu)型中需打開后緣襟翼、副翼和螺旋槳運(yùn)動(dòng)，單獨(dú)繪制6個(gè)重疊子網(wǎng)格區(qū)，網(wǎng)格單元總數(shù)約為5 700萬，螺旋槳局部網(wǎng)格分布如圖6所示。

圖5 螺旋槳飛機(jī)模型Fig.5 Propeller airplane model

圖6 螺旋槳飛機(jī)網(wǎng)格Fig.6 Mesh of propeller airplane

圖7給出了全機(jī)升力系數(shù)CL和俯仰力矩系數(shù)Cm在不同拉力系數(shù)下隨迎角α變化的計(jì)算結(jié)果，θ為槳葉角，β為側(cè)滑角，其中無動(dòng)力是指將螺旋槳去掉后的定常結(jié)果，不同拉力系數(shù)通過調(diào)整螺旋槳的槳葉角與來流速度獲得。從計(jì)算結(jié)果可以看出，全機(jī)在不同拉力系數(shù)下的升力系數(shù)隨迎角增加線性增加，線性度很好，沒有出現(xiàn)失速，并且隨著拉力系數(shù)增加，升力線斜率增加。在無動(dòng)力和CT=0工況下，飛機(jī)的俯仰力矩曲線斜率在使用迎角范圍內(nèi)為負(fù)值，飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定，但CT=0工況下飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定裕度已經(jīng)明顯減小。CT=0.12工況下，飛機(jī)在負(fù)迎角范圍內(nèi)縱向靜不穩(wěn)定，在正迎角范圍內(nèi)雖然縱向靜穩(wěn)定，但穩(wěn)定裕度較小。當(dāng)CT=0.4時(shí)，飛機(jī)的俯仰力矩特性繼續(xù)惡化，直到迎角等于6°時(shí)，飛機(jī)才從縱向靜不穩(wěn)定變?yōu)榭v向靜穩(wěn)定，并且穩(wěn)定裕度很小。總之，飛機(jī)縱向穩(wěn)定性在使用迎角范圍內(nèi)隨拉力系數(shù)增加明顯降低。計(jì)算結(jié)果顯示螺旋槳?jiǎng)恿︼w機(jī)俯仰力矩特性產(chǎn)生明顯的不利影響，必須詳細(xì)分析各升力面氣動(dòng)特性的變化趨勢，揭示螺旋槳?jiǎng)恿︼w機(jī)繞流的影響機(jī)理，為螺旋槳飛機(jī)的氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)。

圖7 全機(jī)升力和俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果(β=0°)Fig.7 Calculation results of lift and pitch moment coefficients of propeller airplane (β=0°)

圖8 螺旋槳飛機(jī)軸向力系數(shù)計(jì)算結(jié)果分解Fig.8 Decomposition of calculation results of axial force coefficient of propeller airplane

圖9 螺旋槳飛機(jī)法向力系數(shù)計(jì)算結(jié)果分解Fig.9 Decomposition of calculation results of normal force coefficient of propeller airplane

圖10 螺旋槳飛機(jī)俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果分解Fig.10 Decomposition of calculation results of pitch moment coefficient of propeller airplane

螺旋槳?jiǎng)恿︼w機(jī)氣動(dòng)特性的影響分為直接影響和間接影響兩個(gè)部分。直接影響是指由螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的拉力、法向力等直接力的影響；間接影響則是指螺旋槳滑流流過機(jī)翼、尾翼等氣動(dòng)部件引起的全機(jī)氣動(dòng)特性變化[23]。圖8～圖10分別給出了CT=0.4工況下飛機(jī)軸向力、法向力和俯仰力矩的分解結(jié)果，將軸向力、法向力、俯仰力矩分解為螺旋槳和飛機(jī)兩部分。圖8顯示螺旋槳的軸向力系數(shù)CA隨迎角基本不變，因而螺旋槳的拉力產(chǎn)生恒定的俯仰力矩，不會對飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性產(chǎn)生影響。圖9顯示螺旋槳的法向力系數(shù)CN隨迎角線性增加，由于螺旋槳法向力的作用點(diǎn)在飛機(jī)重心之前，因而會降低飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性。圖10顯示螺旋槳直接力產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)隨迎角增加線性增加，讓俯仰力矩曲線的拐點(diǎn)由迎角0°推遲到迎角6°，但不會改變俯仰力矩曲線的整體形態(tài)。分析上述結(jié)果可知，螺旋槳直接力會降低飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性，但不是影響全機(jī)俯仰力矩曲線在小迎角非線性轉(zhuǎn)折的根本原因。由于直接力的影響無法避免，因此改善飛機(jī)俯仰力矩特性的重點(diǎn)應(yīng)該是減弱螺旋槳滑流對機(jī)翼、平尾等升力面的不利氣動(dòng)干擾。

俯仰力矩系數(shù)分為兩部分，一部分為零升力矩系數(shù)，它與升力系數(shù)無關(guān)；另一部分與升力系數(shù)有關(guān)，俯仰力矩曲線的斜率為飛機(jī)重心和焦點(diǎn)的無量綱距離，當(dāng)焦點(diǎn)位于重心之后時(shí)，俯仰力矩曲線的斜率為負(fù)，飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定。飛機(jī)的焦點(diǎn)位置由機(jī)翼的焦點(diǎn)位置和平尾升力引起的增量兩部分組成。圖11給出了機(jī)翼升力和俯仰力矩系數(shù)在不同拉力系數(shù)下隨迎角變化的計(jì)算結(jié)果。從計(jì)算結(jié)果可以看出，機(jī)翼在不同拉力系數(shù)下的升力系數(shù)隨迎角增加而線性增加，并且隨著拉力系數(shù)增加，升力線斜率增加，但機(jī)翼的焦點(diǎn)位置幾乎不變。然而圖7顯示在CT=0.12和CT=0.4工況下，飛機(jī)的焦點(diǎn)位置隨迎角增加變化明顯，焦點(diǎn)從重心之前移動(dòng)到重心之后，說明平尾的氣動(dòng)特性決定了飛機(jī)焦點(diǎn)位置的變化，進(jìn)而決定了飛機(jī)俯仰力矩曲線斜率的變化。圖12給出了平尾升力和俯仰力矩系數(shù)在不同拉力系數(shù)下隨迎角變化的計(jì)算結(jié)果。在無動(dòng)力和CT=0工況下，平尾的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨迎角增加近似呈線性變化；但在CT=0.12和CT=0.4工況下，平尾的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨迎角增加呈非線性變化。

從以上分析看出，螺旋槳飛機(jī)的俯仰力矩特性主要由平尾決定，帶動(dòng)力工況下平尾升力系數(shù)隨迎角增加非線性變化導(dǎo)致全機(jī)俯仰力矩系數(shù)隨迎角增加非線性變化。因此改進(jìn)螺旋槳飛機(jī)俯仰力矩特性的關(guān)鍵是改進(jìn)其平尾的升力特性。

圖11 機(jī)翼升力和俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果Fig.11 Calculation results of lift and pitch moment coefficients of wings

圖12 平尾升力和俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果Fig.12 Calculation results of lift and pitch moment coefficient of flat tails

滑流向空間發(fā)展的過程中受到黏性耗散的影響，不斷與周圍空氣相混合，使得滑流向外擴(kuò)散減速并不斷模糊其邊界，造成滑流剖面的巨大畸變，從而對滑流影響的分析工作帶來了巨大困難。螺旋槳撥動(dòng)空氣而得到空氣的反作用力，產(chǎn)生拉力。在這個(gè)過程中，螺旋槳對空氣做功提高槳后空氣的總壓，并使空氣向后加速流動(dòng)。當(dāng)采用自由來流的參數(shù)做無量綱化時(shí)，遠(yuǎn)離滑流影響區(qū)的氣流總壓值應(yīng)小于1，而滑流影響區(qū)的氣流總壓值應(yīng)大于1，因此本文采用氣流總壓值等于1來判定滑流的邊界。

圖7顯示螺旋槳飛機(jī)在拉力系數(shù)等于0.4時(shí)其俯仰力矩系數(shù)曲線在迎角6°時(shí)轉(zhuǎn)折。為了分析原因，圖13給出了螺旋槳飛機(jī)在拉力系數(shù)等于0.4時(shí)某空間剖面的總壓系數(shù)Cp分布云圖。根據(jù)本文的定義，圖中的紅色及黃色區(qū)域可以認(rèn)為是滑流影響區(qū)。從圖中可以看出隨著迎角從0°增大到9°，滑流核心區(qū)在上移過程中逐漸靠近平尾，在迎角6°時(shí)平尾浸沒在滑流核心區(qū)中，俯仰力矩系數(shù)曲線剛好在此時(shí)轉(zhuǎn)折。一方面螺旋槳滑流會增大機(jī)翼的升力系數(shù)和升力線斜率，導(dǎo)致機(jī)翼對平尾的整體下洗增強(qiáng)，從而減小平尾對螺旋槳飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)；但另一方面平尾浸沒在螺旋槳滑流中會由于承受的動(dòng)壓增加，增大平尾的有效升力線斜率，從而增大平尾對螺旋槳飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)。隨著迎角繼續(xù)增大，螺旋槳滑流的有利影響逐漸大于不利影響，螺旋槳飛機(jī)由縱向靜不穩(wěn)定變?yōu)榭v向靜穩(wěn)定。

圖13 y=2 000 mm總壓系數(shù)分布云圖(y=2 000 m,CT=0.4, Ma=0.147)Fig.13 Total pressure coefficient contour at y=2 000 mm (y=2 000 m,CT=0.4, Ma=0.147)

圖14給出了螺旋槳飛機(jī)在不同拉力系數(shù)下平尾前緣的下洗角分布云圖。下洗角ε定義為當(dāng)?shù)赜菧p去自由來流迎角，ε為負(fù)值說明當(dāng)?shù)靥幱谙孪?，ε為正值說明當(dāng)?shù)靥幱谏舷?。從圖中可以看出，隨著拉力系數(shù)增加，平尾前緣處的整體下洗增強(qiáng)。圖15給出了螺旋槳飛機(jī)在不同拉力系數(shù)下機(jī)翼展向升力系數(shù)分布，從圖中視角看，螺旋槳是逆時(shí)針同向旋轉(zhuǎn)。右機(jī)翼外側(cè)為螺旋槳上行，當(dāng)?shù)赜窃龃?，?dāng)?shù)仄拭娴纳ο禂?shù)增大；右機(jī)翼內(nèi)側(cè)為螺旋槳下行，當(dāng)?shù)赜菧p小，當(dāng)?shù)仄拭娴纳ο禂?shù)減小。不同拉力系數(shù)下升力系數(shù)曲線的變化規(guī)律不同。CT=0時(shí)，右機(jī)翼外側(cè)增升效果不明顯，主要是右機(jī)翼內(nèi)側(cè)的升力系數(shù)減小；CT=0.12時(shí)，右機(jī)翼外側(cè)增升效果開始體現(xiàn)；CT=0.4時(shí)，右機(jī)翼外側(cè)增升效果非常顯著。對于左機(jī)翼，同樣發(fā)現(xiàn)在螺旋槳上行側(cè)，剖面的升力系數(shù)增大，而在螺旋槳下行側(cè)，剖面的升力系數(shù)減?。焕ο禂?shù)越大，剖面的增升效果越顯著。從圖中可以看出，隨著拉力系數(shù)增加，機(jī)翼的升力系數(shù)明顯增加，造成機(jī)翼對平尾的整體下洗增強(qiáng)。

螺旋槳滑流對機(jī)翼、平尾的氣動(dòng)干擾是影響螺旋槳飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的主要原因。螺旋槳滑流受機(jī)翼的干擾整體下偏，改變機(jī)翼的環(huán)量分布，導(dǎo)致機(jī)翼對平尾的整體下洗增強(qiáng)，對平尾的升力及俯仰力矩特性造成不利影響，減小了平尾對飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)。但如果平尾能在使用迎角范圍內(nèi)始終浸沒在螺旋槳滑流的高能氣流中，則由于平尾承受的動(dòng)壓增加，平尾的有效升力線斜率增大，平尾對飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)增大，會逐漸抵消機(jī)翼對平尾整體下洗增強(qiáng)的不利影響。

圖14 不同拉力系數(shù)下平尾前緣下洗角分布云圖(x=15 430 mm,α=6°，β=0°)Fig.14 Angle of downwash contour at leading edge of flat tails in different thrust coefficients (x=15 430 mm,α=6°，β=0°)

圖15 不同拉力系數(shù)下機(jī)翼展向升力系數(shù)分布 (α=6°,β=0°)Fig.15 Distribution of wing spanwise lift coefficient in different thrust coefficients(α=6°,β=0°)

4 俯仰力矩特性改進(jìn)方法

根據(jù)第3節(jié)的分析，改善螺旋槳飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的一個(gè)有效途徑是讓平尾盡早進(jìn)入滑流核心區(qū)，充分利用螺旋槳滑流的高能量，減輕螺旋槳滑流影響機(jī)翼之后造成的機(jī)翼對平尾整體下洗增強(qiáng)的不利影響。從飛機(jī)使用工況來看，很難通過調(diào)整襟翼、副翼的下偏角度和螺旋槳功率來減輕機(jī)翼受螺旋槳滑流影響后對平尾整體下洗增強(qiáng)的不利影響；但從飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)來看，在滿足各種約束的條件下，可以通過調(diào)整平尾和螺旋槳的垂向相對位置，間接改變平尾和滑流核心區(qū)的垂向相對位置，使平尾在使用迎角范圍內(nèi)始終處在滑流核心區(qū)中。

本文對平尾和螺旋槳的垂向相對位置進(jìn)行了初步研究，給出了4種改進(jìn)方法。將初始構(gòu)型和4種改進(jìn)構(gòu)型分別定義為：

構(gòu)型A初始構(gòu)型的上反角為11°。

構(gòu)型B平尾位置不變，平尾上反角改為0°。

構(gòu)型C平尾下移875 mm，平尾上反角不變。

構(gòu)型D螺旋槳軸線上移430 mm，平尾下移430 mm，平尾上反角不變。

構(gòu)型E平尾下移875 mm，平尾上反角改為6°。

圖16給出了5種構(gòu)型的示意圖，以平尾為例，構(gòu)型A為灰色，構(gòu)型B為藍(lán)色，構(gòu)型C為青色，構(gòu)型D為橙色，構(gòu)型E為洋紅色。

圖16 不同構(gòu)型示意圖Fig.16 Sketch of different configurations

圖17給出了初始構(gòu)型和4種改進(jìn)構(gòu)型全機(jī)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果的比較,其中β=0°，θ=31.74°,CT=0.4,Ma=0.147。對比4種 改進(jìn)構(gòu)型與初始構(gòu)型的縱向氣動(dòng)特性，構(gòu)型B、構(gòu)型C和構(gòu)型E與初始構(gòu)型的升力系數(shù)差別很小，基本相同；構(gòu)型D的升力系數(shù)明顯大于初始構(gòu)型的升力系數(shù)，這是因?yàn)槁菪龢S線上移后，機(jī)翼上表面的滑流加速區(qū)域變大，由機(jī)翼誘導(dǎo)的下洗流增強(qiáng)，因而增大了全機(jī)的升力系數(shù)。構(gòu)型B、構(gòu)型C和構(gòu)型E對全機(jī)俯仰力矩特性都有一定改善，力矩轉(zhuǎn)折點(diǎn)相對初始構(gòu)型都提前；構(gòu)型E改進(jìn)效果最好，在計(jì)算的迎角范圍內(nèi)，俯仰力矩曲線基本能保持線性，未出現(xiàn)斜率轉(zhuǎn)折點(diǎn)；相比而言構(gòu)型D改善效果不明顯。

圖18給出了初始構(gòu)型和4種改進(jìn)構(gòu)型平尾升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果的比較,其中β=0°，θ=31.74°,CT=0.4,Ma=0.147。構(gòu)型B、構(gòu)型C和構(gòu)型E的平尾升力和俯仰力矩特性都有明顯改善，構(gòu)型E改進(jìn)效果最好，但構(gòu)型D幾乎沒有改善效果。比較全機(jī)和平尾部件氣動(dòng)力結(jié)果可知，平尾部件的俯仰力矩特性決定了全機(jī)的俯仰力矩特性。

圖17 不同構(gòu)型全機(jī)升力和俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果Fig.17 Calculation results of lift and pitch moment coefficient of different configurations of propeller airplane

圖18 不同構(gòu)型平尾升力和俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果Fig.18 Calculation results of lift and pitch moment coefficient of different configurations of flat tails

構(gòu)型C和構(gòu)型D兩種構(gòu)型的平尾和螺旋槳軸線的垂向距離差別不大，但兩種構(gòu)型的升力和俯仰力矩特性差別卻很大，二者外形的差別在于螺旋槳軸線是否向上平移。圖17顯示兩種構(gòu)型相對初始構(gòu)型，俯仰力矩均增大，但從曲線形態(tài)來看，構(gòu)型D的曲線形態(tài)基本保持不變，只是產(chǎn)生額外的抬頭力矩；而構(gòu)型C在-3°迎角曲線斜率發(fā)生轉(zhuǎn)折，在正迎角范圍曲線保持負(fù)斜率，優(yōu)于構(gòu)型D。圖19給出了兩種構(gòu)型在y=2 170 mm切片處的總壓系數(shù)分布云圖比較。從圖中看出，在給定迎角狀態(tài)，兩種構(gòu)型的平尾都浸沒在滑流中，但構(gòu)型D由于螺旋槳軸線上移430 mm，導(dǎo)致螺旋槳滑流整體上移，分布在機(jī)翼上表面以上的滑流增加，機(jī)翼的環(huán)量增加，機(jī)翼的升力系數(shù)和升力線斜率增加，造成機(jī)翼對平尾整體下洗增強(qiáng)，本文認(rèn)為正是下洗增加的不利影響，抵消了平尾下移帶來縱向增穩(wěn)的有利影響，最終導(dǎo)致該構(gòu)型平尾的俯仰力矩改善不明顯。

綜上所述，在不增大機(jī)翼對平尾整體下洗強(qiáng)度的前提下，減小平尾和螺旋槳軸線的垂向距離，可以明顯地改善螺旋槳飛機(jī)的俯仰力矩特性。

圖19 不同構(gòu)型y=2 170 mm總壓系數(shù)分布云圖比較Fig.19 Comparison of total pressure coefficient contour of different configurations at y=2 170 mm

5 結(jié) 論

本文采用動(dòng)態(tài)重疊多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格求解非定常雷諾平均可壓縮Navier-Stokes方程，對某螺旋槳飛機(jī)帶動(dòng)力降落構(gòu)型俯仰力矩特性進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，得出如下結(jié)論:

1) 螺旋槳直接力會降低螺旋槳飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性，但不會改變俯仰力矩曲線的整體形態(tài)。

2) 螺旋槳滑流對機(jī)翼、平尾等部件的氣動(dòng)干擾是導(dǎo)致螺旋槳飛機(jī)俯仰力矩特性變差的主要原因。

3) 改善螺旋槳飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的一個(gè)有效途徑是讓平尾盡早進(jìn)入滑流核心區(qū)，充分利用螺旋槳滑流的高能量，減輕螺旋槳滑流影響機(jī)翼之后造成的機(jī)翼對平尾整體下洗增強(qiáng)的不利影響。

4) 在不增大機(jī)翼對平尾整體下洗強(qiáng)度的前提下，減小平尾和螺旋槳軸線的垂向距離，可以明顯地改善螺旋槳飛機(jī)的俯仰力矩特性。