吳大衛(wèi)，王 亮，李寒冰，李 書

(北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

0 引言

近幾年的局部戰(zhàn)爭和自然災(zāi)害中無人機(jī)的重大作用逐漸體現(xiàn)，而微小型垂直起降飛行器因其特有的任務(wù)剖面和飛行性能，其發(fā)展更是方興未艾。除傳統(tǒng)的直升機(jī)外，此類飛行器具有涵道風(fēng)扇式［1］，傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼式［2］，坐地起降式［3－4］等各類總體方案。由于重量和系統(tǒng)復(fù)雜性的限制，上述方案很多放棄了總距和周期變距操縱機(jī)構(gòu)，而采用固定槳距螺旋槳提供垂直升力和前飛推力，懸停時的姿態(tài)控制通過螺旋槳滑流中的舵面偏轉(zhuǎn)來實現(xiàn)。

此類飛行器在懸停時穩(wěn)定性和抗風(fēng)能力較差，在保證起飛重量的同時需要操縱系統(tǒng)能夠提供較大的操縱力矩儲備以保證垂直起降過程中的飛行安全和機(jī)動性;但在試飛過程中卻往往發(fā)現(xiàn)滑流舵操縱效率不足的問題。關(guān)于螺旋槳對翼面的氣動干擾，國內(nèi)外曾進(jìn)行了一定的理論和實驗探索［5－7］。由于翼面處于較高湍流度的非定常螺旋槳滑流中，使用常規(guī)的翼型數(shù)據(jù)進(jìn)行估算往往誤差較大，采用CFD計算也對湍流模型的選擇和設(shè)置有較大難度且計算效率較低。實驗方面，由于各類研究對象獨有的復(fù)雜性，尤其對于垂直起降飛行器懸停狀態(tài)時，氣動力的無量綱化難以衡量不同設(shè)計方案的優(yōu)劣，這些結(jié)果都很難在更廣的設(shè)計領(lǐng)域普適。這造成此類飛行器滑流舵的操縱特性還缺乏針對各種設(shè)計參數(shù)和構(gòu)型的系統(tǒng)性實驗研究。綜上，目前對此類設(shè)計問題還缺乏足夠的理論指導(dǎo)和實驗數(shù)據(jù)支持，使此類飛行器的總體設(shè)計和飛行力學(xué)建模較為困難。

本文選用了不同型號的微小型螺旋槳，對靜推力狀態(tài)時螺旋槳滑流內(nèi)舵面的操縱特性進(jìn)行了系統(tǒng)性的實驗研究，并最終給出了螺旋槳的不同幾何參數(shù)、槳盤平面位置、舵面中央切口、翼梢端板、正交翼面等因素對操縱特性影響的一系列結(jié)論，并給出了物理解釋，為提高此類微小型垂直起降飛行器的操縱效率提供了實驗依據(jù)。由于螺旋槳處于懸停時靜推力狀態(tài)，為了方便不同狀態(tài)的數(shù)據(jù)分析對比，本文對實驗數(shù)據(jù)不進(jìn)行無量綱化，這是與固定翼飛機(jī)前飛狀態(tài)氣動特性研究具有明顯區(qū)別的。

1 實驗設(shè)備

1.1 實驗用螺旋槳

實驗用螺旋槳采用向廠家定制的木質(zhì)幾何定距螺旋槳，剖面翼型基本為12%相對厚度的ClarkY平凸翼型，槳根相對厚度逐漸過渡為15%以上。其主要參數(shù)為直徑D，幾何螺距H和A、B兩種平面形狀，槳葉實度約0.07，片數(shù)均為2。其中幾何螺距H按0.7倍半徑R處翼型下弧面直線段的槳葉角β0.7確定，并在有效工作段維持定值:

槳葉典型平面形狀、弦長c分布和槳葉角β分布見圖1。實線為 H/D=0.3、0.5、0.7 三種條件下 β 隨 r/R的變化，虛線為A、B兩種槳型的c/D隨r/R的變化。本文的實驗用槳D=(220～360)mm，輸入功率P＜350W，槳尖馬赫數(shù) Matip＜0.5Ma，葉素雷諾數(shù)Re＜300000。

圖1 實驗用螺旋槳的典型幾何特征Fig.1 Geometric characters of typical tested propellers

1.2 操縱力矩測量設(shè)備

由于在小型應(yīng)變天平上安裝螺旋槳易造成“地面共振”嚴(yán)重影響實驗精度，本文自行設(shè)計實驗裝置見圖2:由回轉(zhuǎn)支架、CFBH型靜扭矩傳感器(量程10N·m，精度0.03%)、光敏電阻式轉(zhuǎn)速計、無刷直流電機(jī)(額定功率700W，最大效率78%)與螺旋槳、XST/A可編程數(shù)字式儀表以及方向舵偏角可調(diào)的尾翼等組成。該系統(tǒng)可通過儀表直接讀數(shù)也保留了計算機(jī)通訊接口，測得的偏航操縱力矩數(shù)據(jù)須通過密度比換算到標(biāo)況大氣下。圖2中尾翼采用 NACA0012翼型，弦長0.2m，展長0.4m，簡單式舵面寬度為0.06m。尾翼1/4弦線到扭矩傳感器扭力軸的力臂長度為0.95m。為減小螺旋槳引起的振動對偏航操縱力矩讀數(shù)的影響，在臺架尾端可增設(shè)阻尼器。該系統(tǒng)成本較低，氣動干擾小，實驗表明具有良好的數(shù)據(jù)重復(fù)性。

圖2 操縱力矩測量系統(tǒng)Fig.2 System for measuring control moment

1.3 螺旋槳性能標(biāo)定裝置

不同型號螺旋槳靜推力T、功率P隨轉(zhuǎn)速變化特性可分別通過如圖3所示的兩套試車臺進(jìn)行標(biāo)定。系統(tǒng)采用的支架和數(shù)據(jù)采集儀器與上述操縱力矩測量裝置基本通用，通過對支架、傳感器以及動力裝置進(jìn)行簡單改裝便可實現(xiàn)不同功能的轉(zhuǎn)化。通過空氣密度比換算，所得標(biāo)況下典型螺旋槳原始實驗數(shù)據(jù)如圖4。性能曲線采用四次以內(nèi)多項式最小二乘擬合可以具有很好的結(jié)果。

2 實驗結(jié)果分析

2.1 操縱力矩與舵偏角的關(guān)系

圖5給出了不同轉(zhuǎn)速下偏航力矩與舵偏角δr的關(guān)系?？烧J(rèn)為在選定螺旋槳的某一轉(zhuǎn)速下，30°正常偏角內(nèi)，偏航力矩與舵偏角呈現(xiàn)較好的線性關(guān)系。這有助于建立此類飛行器懸停時的線性動力學(xué)模型。更大的舵偏角將導(dǎo)致螺旋槳滑流的嚴(yán)重分離，破壞線性關(guān)系。值得注意的是，隨著轉(zhuǎn)速的提高，滑流動壓的增強(qiáng)，滑流舵工作的線性范圍也獲得一定的擴(kuò)展。

圖5 偏航力矩與舵偏角的關(guān)系Fig.5 Yaw moment versus angle of rudder deflection

2.2 槳盤位置對操縱力矩的影響

文獻(xiàn)［8］給出螺旋槳誘導(dǎo)速度因子kd與槳盤平面距離s的關(guān)系:

上式表明懸停時槳盤遠(yuǎn)后方軸向誘導(dǎo)速度將變?yōu)闃P處的2倍，而滑流區(qū)域的直徑將收縮為約0.707D。一般認(rèn)為操縱力矩N正比于滑流區(qū)內(nèi)翼面積Sslip和滑流動壓qslip:

式(2、3)表明s值越大，舵效則越強(qiáng)。而文獻(xiàn)［9］指出槳盤后0.25R處螺旋槳滑流就幾乎完成了收縮過程。圖6給出了槳盤平面與尾翼前緣的距離s對偏航力矩的影響。

圖6 槳盤前后位置對偏航力矩的影響Fig.6 Effect of propeller disk position on yaw moment

圖6表明在s/D＜1的范圍內(nèi)操縱力矩基本不受槳盤位置影響。當(dāng)s/D＜0.1時由于尾翼前緣過分接近槳盤平面，阻滯作用增強(qiáng)，滑流動壓下降，因此舵效也略微下降。當(dāng)s/D達(dá)到1.5以上時，由于槳盤平面較遠(yuǎn)，滑流強(qiáng)度衰減造成舵效較快的下降。實驗也證實了螺旋槳滑流收縮迅速，可以認(rèn)為此類飛行器懸停時螺旋槳滑流在翼面處已經(jīng)完成收縮。本文推薦s/D取0.2～0.5可保證獲得最強(qiáng)的舵效，結(jié)構(gòu)設(shè)計上也是易于實現(xiàn)的。

2.3 螺旋槳幾何參數(shù)對操縱力矩的影響

文獻(xiàn)［10］把螺旋槳滑流內(nèi)的氣動舵面等同于噴氣發(fā)動機(jī)作用的燃?xì)鈱?dǎo)流板，認(rèn)為舵面偏轉(zhuǎn)實質(zhì)上是改變了滑流方向，產(chǎn)生了“推力矢量效應(yīng)”，因此一定靜推力下的舵效只與舵面的偏轉(zhuǎn)角度有關(guān)。

本文假設(shè)滑流尾跡在尾翼前緣處充分收縮，根據(jù)動量法［9］偏航力矩為:

ct為尾翼弦長，v2為充分收縮后的軸向誘導(dǎo)速度，Cn為某一舵偏角下偏航力矩系數(shù)。從(4)式可以看出操縱力矩正比于T/D，即在總重相同(靜推力亦相同)的情況下懸停，螺旋槳直徑越小舵效越強(qiáng)，這對文獻(xiàn)［10］的結(jié)論是重要補(bǔ)充:對于圖7方向舵偏角為15°的情況，若忽略零升力矩，認(rèn)為偏航力矩都是由側(cè)力產(chǎn)生，則對于最小直徑的螺旋槳，滑流產(chǎn)生了約8.2°的當(dāng)量偏轉(zhuǎn)，而對于最大直徑的螺旋槳這一數(shù)值僅約為6.1°。上述結(jié)果主要由于小直徑螺旋槳很高的滑流動壓遠(yuǎn)遠(yuǎn)勝過了滑流區(qū)域較小的不利因素，此外由于小直徑螺旋槳滑流區(qū)域更集中于舵面附近，能有效地改變整個尾跡的方向，更接近“推力矢量效應(yīng)”。圖7選取不同直徑的幾支A型槳繪制出偏航力矩隨靜推力的變化曲線，線性程度很好且證實了上述正比例關(guān)系的正確性。

圖7 螺旋槳直徑不同時的偏航力矩隨靜推力變化曲線Fig.7 Yaw moment versus static thrust with different propeller diameters

當(dāng)舵面偏角 δr=15°，靜推力 T=15N，選取 D=305mm但幾何螺距和平面形狀都不同的幾支螺旋槳，實驗結(jié)果如表1。結(jié)果進(jìn)一步表明(4)式的合理性:幾何螺距雖然會影響螺旋槳給定靜推力下的需用功率，但對舵面操縱力矩幾乎沒有影響;而由于B型槳的最大弦長接近根部，軸向誘導(dǎo)速度也在根部分布較為集中，因此舵面偏轉(zhuǎn)造成的“推力矢量效應(yīng)”更加明顯，舵效略高。

總之，直徑相等的各種型號螺旋槳對應(yīng)某一靜推力下的滑流舵操縱效能基本是等效的，其他幾何參數(shù)可以按照減小懸停需用功率，提高巡航推進(jìn)效率的原則來選取。

表1 若干相同直徑的螺旋槳實驗數(shù)據(jù)對比Table 1 Testing data of some propellers with the same diameter

最后指出雖然減小螺旋槳直徑有利于改善操縱特性，但是通過標(biāo)定螺旋槳的功率證實過高的槳盤載荷將導(dǎo)致懸停需用功率顯著增加，因此需要折衷考慮。

2.4 翼梢端板的影響

本文用于實驗的垂直尾翼展弦比為2，升力線斜率相對其翼型下降很多。在不少資料提供的設(shè)計方案中為減小翼梢損失對滑流中舵效的不利影響，增加了翼梢端板，旨在增加翼面的有效展弦比，但并未有資料定量的給出對操縱效率的改善效果。本文對原垂直尾翼兩端都安裝了大面積的端板，進(jìn)行了定量實驗，端板的某一幾何形狀和典型實驗數(shù)據(jù)如圖8、圖9所示。

圖8 端板安裝狀態(tài)Fig.8 Test condition with endplate

圖9給出了有無端板兩種狀態(tài)，分別選取直徑一大一小兩支螺旋槳得出的滑流舵偏轉(zhuǎn)時的偏航力矩原始數(shù)據(jù)?？梢钥闯霭惭b端板后的數(shù)據(jù)點分布都略微上升但總體上端板改善舵效的能力是比較微弱的，這一點與對翼梢端板功效的傳統(tǒng)認(rèn)識有較大區(qū)別。圖9還給出了同等靜推力下，安裝端板與未安裝時的偏航力矩比值η隨D/bv的關(guān)系(bv為尾翼展長):隨著螺旋槳直徑的增加，螺旋槳滑流的翼梢效應(yīng)開始顯現(xiàn)，端板改善操縱特性的效果緩慢上升，可以預(yù)見當(dāng)螺旋槳直徑增加到與翼展相等時舵效增加約10%。因此可以推測類似中小展弦比機(jī)翼在直勻流中的翼梢損失特性不會對螺旋槳滑流舵的操縱力矩產(chǎn)生顯著影響，這可能歸因于螺旋槳的誘導(dǎo)速度分布在槳尖較小。圖9選取的螺旋槳為A型槳，實驗表明對于最大弦長接近槳根的B型槳，誘導(dǎo)速度集中分布區(qū)域更遠(yuǎn)離槳尖，因此端板的改善效果也更微弱。此外，螺旋槳滑流區(qū)截面為圓形，受翼梢效應(yīng)影響較顯著的外側(cè)區(qū)域流量較小也可能是導(dǎo)致上述實驗結(jié)果的一個原因。實驗中曾選用不同的端板后掠角、根梢比以及滑流舵偏角，得到的結(jié)論是相同的。

圖9 不同螺旋槳直徑時端板對偏航力矩的影響Fig.9 Effect of endplate on yaw moment with different propeller diameter

綜上，若設(shè)計方案中采用大直徑，平面形狀類似A型的螺旋槳，采用翼梢端板能夠?qū)鞫娌倏v效能有所提升，反之則提升效果微弱。

2.5 舵面中央切口的影響

在很多微小型垂直起降飛行器設(shè)計方案中螺旋槳滑流中往往布置了十字形正交的翼面［3－4］，可進(jìn)行兩個軸的姿態(tài)操縱。若正交翼面上的舵面偏轉(zhuǎn)時出現(xiàn)干涉，必須其中一塊設(shè)計成中央切口的雙段舵。本文針對這種構(gòu)型對原尾翼進(jìn)行了修改，螺旋槳軸線處即舵面中央切口角度為60°，外形和典型實驗數(shù)據(jù)如圖10、圖11。

假設(shè)滑流尾跡完全收縮，則對于圖10中直徑分別為254mm和355mm的螺旋槳，中央切口分別減小了滑流區(qū)內(nèi)舵面面積的21%和15%，若滑流為直勻流，則三維效應(yīng)造成的舵效損失更應(yīng)當(dāng)超過此數(shù)值。圖10還給出了舵面帶中央切口時與完整舵面的偏航操縱力矩比值η?？梢钥闯鲈陟o推力T較大時，舵效損失遠(yuǎn)未有預(yù)測的高。這可能歸因于螺旋槳軸向誘導(dǎo)速度在槳根處的分布很小，因此中央切口造成的“泄壓”作用也就不明顯。同樣的原因，圖11表現(xiàn)出最大弦長遠(yuǎn)離槳根的A型槳的舵效損失對舵面中央切口的存在更不敏感，其舵效損失比相同直徑的B型槳低約30%。

圖10 不同螺旋槳直徑時中央切口對偏航力矩的影響Fig.10 Effect of central gap on yaw moment with different propeller diameter

圖11 不同螺旋槳平面形狀時中央切口對偏航力矩的影響Fig.11 Effect of central gap on yaw moment with different propeller planforms

綜上，對于上述舵面構(gòu)型，推薦采用大直徑，平面形狀類似A型的螺旋槳，可以將中央切角的不利影響降到最低。

2.4和2.5節(jié)的實驗結(jié)果都說明，螺旋槳滑流流過舵面偏轉(zhuǎn)的三維翼面時與流過二維翼型的效果十分近似，尤其在較大靜推力狀態(tài)時。

2.6 “十”字形正交翼面的影響

文獻(xiàn)［5］通過實驗研究了涵道螺旋槳滑流內(nèi)正交的全動舵面的氣動干擾問題:由于沒有安定面，全動舵面的大角度偏轉(zhuǎn)將造成自身的深度失速，同時并列的多片舵面還會造成很強(qiáng)的“阻塞效應(yīng)”，降低滑流動壓，造成與之正交的舵面的氣動效率明顯下降。本文采用的“十”字形尾翼具有較大弦長的安定面，平尾的幾何尺寸和前后安裝位置與上文垂尾相同，方向舵為完整舵面，升降舵為避免干涉采用了60°的中央切口。圖12給出了采用不同直徑螺旋槳，升降舵和方向舵偏角都為30°時的偏航操縱力矩數(shù)據(jù)點，同時也給出單獨垂尾時的實驗結(jié)果作為對比。

圖12 有無平尾時的偏航力矩實驗數(shù)據(jù)對比Fig.12 Yaw moment data with or without horizontal tail

圖12中不同實驗狀態(tài)數(shù)據(jù)點的接近程度表明正交的“十”字形翼面間氣動干擾微弱，即使在舵面偏角都較大的情況下依然可以視作每片滑流舵的獨立工作?？赏茢嘁驗榇朔N構(gòu)型對螺旋槳造成的“阻塞效應(yīng)”很小，螺旋槳的軸向誘導(dǎo)速度并未受到顯著影響。因此，前幾節(jié)的實驗結(jié)果可直接用于具有正交翼面的場合，這對垂直起降飛行器不同體軸間操縱解耦具有積極意義。

3 結(jié)論

本文通過選取不同幾何構(gòu)型翼面和不同型號微小型螺旋槳，測量螺旋槳靜推力狀態(tài)下舵面的偏航操縱力矩得到的結(jié)論如下:

1)滑流舵操縱力矩在正常舵偏角范圍內(nèi)基本呈線性關(guān)系，滑流動壓越大線性范圍也越寬;

2)螺旋槳靜推力狀態(tài)尾跡收縮迅速，槳盤到翼面前緣距離s對舵效影響不大，推薦s/D取0.2～0.5;

3)靜推力T恒定時選取的螺旋槳直徑D越小滑流舵操縱力矩越大，且近似正比于T/D，與螺旋槳其他幾何參數(shù)關(guān)系不大;

4)翼梢端板能增加翼面的有效展弦比。當(dāng)選用大直徑，梢部寬弦特征的螺旋槳時，翼梢端板對滑流舵操縱效率有所增強(qiáng)，反之則增強(qiáng)效果微弱;

5)當(dāng)舵面中央切角位于螺旋槳軸線處，在螺旋槳較大靜推力時，舵效下降遠(yuǎn)小于舵面積的損失比例，推薦此時使用大直徑，梢部寬弦特征的螺旋槳;

6)可認(rèn)為螺旋槳滑流動壓較大時，受翼面三維效應(yīng)影響較小;

7)具有較大弦長安定面時，舵面偏轉(zhuǎn)造成的“阻塞效應(yīng)”較小，且“十字形”正交翼面之間的氣動干擾很弱，可分別獨立考察。

基于本文的實驗數(shù)據(jù)和結(jié)論，今后將發(fā)展合適的理論計算方法研究此類問題，用于有關(guān)微小型垂直起降飛行器的飛行力學(xué)建模。本文的實驗數(shù)據(jù)亦可直接用于起飛重量2～8kg的此類微小型垂直起降飛行器的懸停操縱導(dǎo)數(shù)估算。

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