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    滑流對飛機(jī)俯仰靜穩(wěn)定裕量影響及平尾優(yōu)化研究

    2021-11-19 07:25:20閻文成姜裕標(biāo)練真增
    實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2021年5期
    關(guān)鍵詞:平尾迎角拐點(diǎn)

    閻文成,金 華,姜裕標(biāo),練真增,張 暉

    中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所,四川 綿陽 621000

    0 引言

    螺旋槳動力系統(tǒng)對飛機(jī)氣動特性的影響(動力影響)分為直接影響和間接影響兩部分。直接影響是指螺旋槳本身的氣動載荷對全機(jī)的影響;間接影響則是指氣流經(jīng)過螺旋槳加速后,形成的滑流掃掠飛機(jī)其他部件產(chǎn)生的氣動特性變化。螺旋槳滑流內(nèi)部流動特性較為復(fù)雜,不僅其軸向速度較來流速度大、還存在一定的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動。當(dāng)滑流掃掠機(jī)翼時,其主要作用表現(xiàn)為提高機(jī)翼升力、改善飛機(jī)起降性能;當(dāng)滑流掃掠到平尾時,會對飛機(jī)俯仰特性產(chǎn)生嚴(yán)重影響,在平尾相對靠近螺旋槳時影響更為顯著。

    對螺旋槳滑流影響的研究主要有風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬兩種方法。帶動力的風(fēng)洞試驗(yàn)通過模擬螺旋槳的飛行參數(shù),可以較為準(zhǔn)確地得到螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動特性的影響。隨著風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的不斷發(fā)展和完善,對螺旋槳滑流的研究也越來越深入,研究內(nèi)容由滑流影響量獲取發(fā)展到滑流特性等領(lǐng)域。Müller 等[1]在低速風(fēng)洞中研究了螺旋槳滑流對A400M氣動特性的影響。李興偉等[2]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)縱向氣動特性的影響規(guī)律,將螺旋槳位置變化對全機(jī)氣動特性的影響進(jìn)行了較為深入的研究,對后續(xù)螺旋槳飛機(jī)的布局設(shè)計有重要的指導(dǎo)作用。

    近年來,計算流體力學(xué)的發(fā)展使螺旋槳滑流數(shù)值模擬技術(shù)獲得了長足進(jìn)步。徐靜[3]、張劉[4]、曾卓雄[5]等采用計算技術(shù)對螺旋槳滑流模擬方法、螺旋槳滑流影響進(jìn)行了研究。任曉峰[6]、王偉[7]、陳波[8]等采用數(shù)值模擬方法,對滑流影響下的飛機(jī)俯仰力矩特性變化進(jìn)行了分析,指出滑流對機(jī)翼、平尾的氣動干擾是影響全機(jī)俯仰力矩特性變化的重要因素,并對飛機(jī)尾翼布局優(yōu)化提出了建議。

    當(dāng)前對螺旋槳滑流的研究[9-10]已經(jīng)較為深入,但國內(nèi)的研究大多集中在數(shù)值模擬[11-15]方面,通過風(fēng)洞試驗(yàn)[16-17]來解決問題的研究還相對較少。

    某飛機(jī)采用大展弦比機(jī)翼,翼吊式雙螺旋槳發(fā)動機(jī)。研究發(fā)現(xiàn)該飛機(jī)起降構(gòu)型在螺旋槳大拉力情況下,中小迎角俯仰力矩特性不夠理想,表現(xiàn)為俯仰靜穩(wěn)定性裕量降低,甚至出現(xiàn)靜不穩(wěn)定現(xiàn)象,嚴(yán)重影響起降安全。本文通過對飛機(jī)氣動數(shù)據(jù)的深入研究,分析了問題出現(xiàn)的原因,給出了優(yōu)化方案。

    1 試驗(yàn)簡介

    試驗(yàn)?zāi)P蜑槟筹w機(jī)縮比全金屬模型和六葉螺旋槳模型,圖1 給出了該模型的示意圖。該飛機(jī)的系列試驗(yàn)在FL-13 風(fēng)洞第二試驗(yàn)段進(jìn)行。FL-13 風(fēng)洞是一座直流式、閉口、串列雙試驗(yàn)段的大型風(fēng)洞,其第二試驗(yàn)段寬為8 m、高為6 m、長為15 m,有效截面積為47.4 m2,常用風(fēng)速范圍為20~85 m/s。

    圖1 模型示意圖Fig.1 Sketch of model

    試驗(yàn)支撐機(jī)構(gòu)為FL-13 風(fēng)洞特大迎角支撐機(jī)構(gòu),模型以斜腹撐方式支撐。該設(shè)備可實(shí)現(xiàn)模型的迎角α和偏航角β的變化,變化范圍為:α=–20o~120o,β=–30o~30°。

    全機(jī)載荷由布置于模型機(jī)身內(nèi)部的主天平測量,另有兩臺動力天平分別測量螺旋槳?dú)鈩虞d荷;螺旋槳動力通過內(nèi)置電機(jī)帶動槳模型實(shí)現(xiàn)。帶動力影響試驗(yàn)按照間接模擬法的固定拉力系數(shù)法進(jìn)行,當(dāng)給定一個拉力系數(shù)后,在全部試驗(yàn)姿態(tài)角范圍內(nèi)固定不變,即在試驗(yàn)中改變模型姿態(tài)角時不改變螺旋槳槳葉角和轉(zhuǎn)速。

    2 俯仰穩(wěn)定性問題

    該飛機(jī)俯仰穩(wěn)定性問題主要出現(xiàn)在起降構(gòu)型大拉力狀態(tài),圖2 給出了起飛構(gòu)型下的俯仰力矩曲線。無動力情況下,該飛機(jī)在失速前俯仰力矩曲線線性度較好,沒有明顯的拐折出現(xiàn)、俯仰靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)基本保持穩(wěn)定;帶動力后,其拉力系數(shù)Tc=0.1 時、在零迎角附近曲線出現(xiàn)了拐折,負(fù)迎角俯仰靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)明顯降低;隨著Tc的增大,曲線拐點(diǎn)逐漸右移,拐點(diǎn)左側(cè)逐漸轉(zhuǎn)為俯仰靜不穩(wěn)定。在Tc=0.4 時,拐點(diǎn)已進(jìn)入飛行包線范圍,嚴(yán)重影響飛機(jī)的起降安全。

    圖2 起飛構(gòu)型俯仰力矩曲線Fig.2 Pitch moment of takeoff

    3 問題分析

    3.1 主要影響原因分析

    飛機(jī)大襟翼構(gòu)型、中小迎角時平尾(下表面)易失速,此時平尾提供的(負(fù)向)升力損失,導(dǎo)致全機(jī)俯仰力矩特性發(fā)生改變、俯仰力矩曲線出現(xiàn)拐點(diǎn)。在帶螺旋槳動力情況下,機(jī)翼升力系數(shù)增加,平尾處下洗增大,表面更易失速。但通過對測壓結(jié)果的分析表明,當(dāng)飛機(jī)俯仰力矩特性出現(xiàn)異常時,平尾并沒有出現(xiàn)明顯的失速跡象(見圖3),說明該飛機(jī)俯仰力矩特性異常并非源于平尾的分離。

    圖3 起飛構(gòu)型帶動力時平尾某剖面壓力系數(shù)Fig.3 Pressure coefficient of a horizontal tail section

    圖2表明,俯仰力矩曲線拐點(diǎn)的出現(xiàn)與螺旋槳動力影響有密切的關(guān)系。為梳理其主要影響要素,對動力影響進(jìn)行了必要的分解。利用部件試驗(yàn)結(jié)果和螺旋槳天平測量結(jié)果,可以把飛機(jī)各主要部件對全機(jī)俯仰力矩的貢獻(xiàn)表示為:

    圖4 給出了式(1)各項貢獻(xiàn)的試驗(yàn)結(jié)果。由圖可知,螺旋槳的直接影響對全機(jī)俯仰力矩的貢獻(xiàn)隨迎角呈線性變化,且其斜率為正。這表明螺旋槳的直接影響是降低俯仰靜穩(wěn)定裕量,但對俯仰力矩的拐折基本無影響。盡管翼身組合體(即去尾翼)俯仰力矩曲線也存在拐折現(xiàn)象,但與無動力試驗(yàn)結(jié)果比較(見圖5),在中小迎角下,俯仰靜穩(wěn)定裕量變化更小,因此判斷翼身不是全機(jī)俯仰力矩曲線拐折原因。在中小迎角(α ?10°)下,隨著 α減小,尾翼對俯仰力矩的貢獻(xiàn)呈現(xiàn)出明顯的非線性特性,是全機(jī)俯仰力矩曲線產(chǎn)生拐折的主要原因。

    圖4 起飛構(gòu)型各部分對俯仰力矩的貢獻(xiàn)分解圖Fig.4 Pitch moment analysis of various part

    圖5 有無動力、有無尾翼試驗(yàn)結(jié)果Fig.5 Test result on effect of pulling and tail

    尾翼對全機(jī)俯仰力矩特性的貢獻(xiàn),可表示為兩部分:

    利用有無動力、有無尾翼試驗(yàn)結(jié)果,可以分解出有、無動力情況下尾翼對俯仰力矩的貢獻(xiàn)(見圖6)。圖中兩條曲線差量即為滑流對尾翼俯仰貢獻(xiàn)的影響。結(jié)果表明:無動力中小迎角情況下,尾翼貢獻(xiàn)隨迎角變化呈線性變化;而帶動力情況下隨迎角變化呈非線性變化。該非線性變化的主原因在于,隨著迎角的變化,尾翼與螺旋槳滑流掃掠區(qū)域位置關(guān)系發(fā)生了明顯改變,即隨迎角減小,尾翼逐漸上抬、向滑流區(qū)上部移動,并最終移出滑流區(qū)。在此過程中尾翼受滑流影響的區(qū)域逐漸減小(即滑流影響降低)。

    圖6 起飛構(gòu)型下滑流對平尾性能的影響Fig.6 Slipstream effect on horizontal tail

    3.2 影響滑流與尾翼相互位置關(guān)系的主要參數(shù)

    滑流與尾翼相互位置關(guān)系主要受兩個參數(shù)影響:螺旋槳軸線與平尾弦線的相對高差和滑流掃掠區(qū)域洗流角。

    3.2.1 螺旋槳軸線與平尾弦線的相對高差影響分析

    試驗(yàn)中通過改變平尾上反角的方法,對平尾有效高度影響進(jìn)行了研究。結(jié)果如圖7所示,可以看出,調(diào)整平尾有效高度能夠影響平尾進(jìn)出滑流的過程,從而改變俯仰力矩拐點(diǎn)的出現(xiàn)位置。不同拉力系數(shù)下,減小平尾有效高度(減小上反角),俯仰力矩曲線拐點(diǎn)均明顯左移。在Tc=0.4 時,曲線拐點(diǎn)迎角減小約4°,極大地改善了俯仰力矩特性。

    圖7 平尾上反角對拐點(diǎn)的影響Fig.7 Horizontal tail dihedral angle effect on inflexion

    3.2.2 滑流掃掠區(qū)域洗流角影響分析

    對比空中與近地試驗(yàn)結(jié)果(見圖8)發(fā)現(xiàn),起降構(gòu)型下近地狀態(tài)相對空中狀態(tài),俯仰力矩曲線拐點(diǎn)明顯左移。這主要是受地面效應(yīng)影響,近地狀態(tài)機(jī)翼在滑流掃掠區(qū)域產(chǎn)生的下洗角明顯減小,導(dǎo)致滑流位置相對上移,使平尾脫離滑流區(qū)的迎角減小,推遲了拐點(diǎn)的出現(xiàn)。

    圖8 起飛構(gòu)型下地效作用對拐點(diǎn)的影響Fig.8 Ground effect on pitch moment

    俯仰力矩曲線變化的另一種表現(xiàn)是拐點(diǎn)隨升降舵偏度變化而規(guī)律性變化(見圖9),升降舵上偏時拐點(diǎn)右移、升降舵下偏時拐點(diǎn)左移。分析認(rèn)為,這也是滑流掃掠區(qū)域下洗變化對滑流影響的一種表現(xiàn)。升降舵上偏時,平尾負(fù)向升力(向下)增大,誘導(dǎo)前緣下洗增大,使平尾處滑流區(qū)下移,平尾會在較大迎角脫離滑流區(qū),從而使俯仰力矩拐點(diǎn)右移,反之亦然。

    圖9 升降舵偏度對俯仰力矩拐點(diǎn)的影響Fig.9 Elevator deflection effect on pitch moment

    3.3 螺旋槳影響分析

    通過上述分析可以得出以下結(jié)論:1)螺旋槳動力直接影響俯仰靜穩(wěn)定性,但不影響俯仰力矩曲線拐折。2)螺旋槳軸線與平尾相對高差、滑流掃掠區(qū)域洗流角變化造成平尾在迎角變化過程中進(jìn)出滑流區(qū),是導(dǎo)致俯仰力矩曲線拐折迎角變化的主要原因;適當(dāng)減小螺旋槳軸線與平尾相對高差有利于改善中小迎角俯仰靜不穩(wěn)定問題。

    4 優(yōu)化效果

    依據(jù)上述研究成果,以減小螺旋槳軸線與平尾相對高差為主要手段,對某飛機(jī)總體布局進(jìn)行了優(yōu)化研究。具體措施包括:降低平尾基準(zhǔn)高度、減小平尾上反角、提高螺旋槳軸線位置等(見圖10)。

    圖10 平尾位置調(diào)整示意圖Fig.10 Horizontal tail adjustment sketch figure

    驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果表明,降低平尾基準(zhǔn)高度和減小平尾上反角等措施均可有效改善大拉力情況下起降構(gòu)型中小迎角俯仰力矩曲線拐折問題,使拐點(diǎn)左移。最終的優(yōu)化方案確定為將平尾基準(zhǔn)高度降低約70 mm(模型)、上反角減小5°,依此方案獲得的全機(jī)俯仰力矩特性(見圖11)滿足設(shè)計要求和起降需要。

    圖11 降低平尾有效高度對俯仰力矩的效果Fig.11 Effect of horizontal tail reduction

    降低平尾高度改進(jìn)了全機(jī)縱向靜穩(wěn)定性,但對升阻特性、橫航向特性也會產(chǎn)生一定影響。圖12 給出了巡航構(gòu)型下平尾高度調(diào)整前后升阻特性對比。由圖可知,降低平尾高度后,升阻特性變化不大。圖13給出的航向特性對比表明,降低平尾高度對航向穩(wěn)定性影響較為明顯。降低平尾后,結(jié)合垂尾布局調(diào)整,Cn曲線在小的負(fù)側(cè)滑出現(xiàn)的非線性明顯減弱。

    圖12 調(diào)整平尾高度對升阻特性影響Fig.12 Effect on lift-drag of horizontal tail reduction

    圖13 調(diào)整平尾高度對橫航向特性影響Fig.13 Effect on yaw-lateral of horizontal tail

    5 結(jié)論

    通過以上研究,可以得出以下結(jié)論:

    1)螺旋槳滑流對平尾的影響是造成某飛機(jī)初始方案在起降構(gòu)型大拉力中小迎角下出現(xiàn)俯仰靜不穩(wěn)定的主要原因。

    2)螺旋槳軸線與平尾相對高差、滑流掃掠區(qū)域洗流角變化,造成平尾在迎角變化過程中進(jìn)出滑流區(qū),是導(dǎo)致飛機(jī)俯仰力矩曲線拐折迎角變化的主要原因。

    3)通過降低平尾有效高度的方法,減小螺旋槳軸線與平尾相對高差,能有效減小飛機(jī)出現(xiàn)俯仰力矩曲線拐折的迎角,改善中小迎角俯仰特性。

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