劉 毅，趙曉霞，歐陽紹修

(中航飛機股份有限公司研發(fā)中心，陜西漢中 723000)

螺旋槳飛機升力失速特性研究

劉 毅*，趙曉霞，歐陽紹修

(中航飛機股份有限公司研發(fā)中心，陜西漢中 723000)

飛機的最大升力系數(shù)CLmax直接影響翼載的選取，進(jìn)而影響飛機的重量和經(jīng)濟性。螺旋槳飛機在帶動力條件下CLmax隨滑流強度增加而提高，但按照常規(guī)理論采用無動力CLmax數(shù)據(jù)選取的翼載偏小偏保守，沒有充分發(fā)掘飛機的性能潛力。結(jié)合適航規(guī)定以及某四發(fā)螺旋槳飛機飛行實際情況，提出了一種基于發(fā)動機慢車狀態(tài)確定CLmax的概念，并將飛機帶動力CLmax分解為無動力CLmax、螺旋槳拉力、螺旋槳法向力、滑流增升效應(yīng)等4部分貢獻(xiàn)，通過無動力和多天平帶動力風(fēng)洞實驗完成了上述分量的模擬、測量和修正。計算表明某四發(fā)螺旋槳飛機在發(fā)動機慢車失速試飛條件下的滑流強度約為0.1，螺旋槳系統(tǒng)的動力增升作用使不同襟翼構(gòu)型的CLmax增加8% ～9%。該方法獲得的CLmax與飛機試飛結(jié)果較為吻合，充分挖掘了飛機的低速性能潛力，并為同類螺旋槳飛機設(shè)計提供了一定的參考。

:螺旋槳飛機;滑流;最大升力系數(shù);法向力;風(fēng)洞實驗

0 引言

螺旋槳發(fā)動機是載人航空初期的主要動力系統(tǒng)，直至二戰(zhàn)結(jié)束，主要的固定翼飛機均為螺旋槳飛機。其后由于飛行速度的提高，軍/民用航空進(jìn)入了渦噴和渦扇動力時代，但在飛行M數(shù)低于0.6的低速范圍內(nèi)，螺旋槳動力由于推力大、油耗低等優(yōu)點仍得到了廣泛運用，其范例包括經(jīng)典的C-130系列、國產(chǎn)運7、運8、運12以及最新的A-400M、V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機等。

螺旋槳氣動特性的理論研究起源于19世紀(jì)，經(jīng)歷了動量理論、葉素理論、渦流理論和計算流體力學(xué)(CFD)等主要階段［1-2］，螺旋槳與機翼之間的相互干擾研究歷程與之相似。單獨螺旋槳流場的主要特點是使通過槳盤的氣流加速、旋轉(zhuǎn)，當(dāng)螺旋槳前進(jìn)速度為0時滑流直徑將收縮為槳盤直徑的0.816至0.92倍，而安裝到飛機后在正常飛行速度時滑流直徑與槳盤直徑相當(dāng)，在幾個槳盤直徑后方滑流大致以15度的角度擴張。螺旋槳安裝至機翼后二者之間存在相互干擾作用，一方面螺旋槳滑流使機翼局部速壓增加并附加有旋轉(zhuǎn)速度分量，另一方面機翼的上洗效應(yīng)使螺旋槳的有效迎角增加，法向力隨之增加，總的結(jié)果是二者組合的升力特性大于單獨部件升力之和［3］。線性段的帶滑流效應(yīng)升力特性可由動量理論進(jìn)行估算，文獻(xiàn)［4］指出有滑流狀態(tài)下的最大升力系數(shù)需要考慮滑流導(dǎo)致的失速迎角推遲效應(yīng)，還將進(jìn)一步增加。

螺旋槳與飛機的相互干擾可以通過計算和實驗兩類手段來進(jìn)行研究?；饔绊懙挠嬎惴治龇椒òu格法［5-6］和求解Euler/N-S方程方法兩大類，其中后者對螺旋槳效應(yīng)的模擬主要有激勵盤(等效盤)［7-10］和多參考系滑移網(wǎng)格［11-14］兩種，上述研究結(jié)果表明計算方法可以對滑流影響的趨勢和流場基本特征提供有意義的參考，但Veldhuis的對比表明CFD獲得的氣動力與風(fēng)洞實驗數(shù)據(jù)的差異相對渦格法并無縮小［2］。帶動力風(fēng)洞實驗則具有相對較高的精度以及對真實流態(tài)的模擬能力，趙學(xué)訓(xùn)、李征初和Catalano分別采用測壓和流場測量等方法對飛機滑流影響區(qū)的壓力分布特性、空間流場和附面層特性進(jìn)行了研究［15-17］;Russell、Gentry、Petrov和唐克兵對帶動力的氣動力和力矩特性進(jìn)行了實驗研究［18-21］;李尚斌研究了螺旋槳與飛機分別獨立支撐的滑流影響實驗，獲得了純滑流的氣動力影響量［22］;歐陽紹修研究了單體及安裝于飛機上的螺旋槳法向力特性［23］。

上述動力影響風(fēng)洞實驗對于螺旋槳飛機的設(shè)計實踐和具體應(yīng)用還存在一定盲區(qū):第一是多數(shù)沒有對螺旋槳直接力(如拉力、扭矩、法向力等)和滑流影響進(jìn)行獨立測量，其中滑流影響量一般按照間接模擬法原理模擬滑流效應(yīng)，但直接力和力矩與真實飛機一般不相似，導(dǎo)致對飛機帶動力氣動特性評估的誤差;第二是滑流帶來的CLmax收益與適航規(guī)范和實際飛行狀態(tài)脫節(jié)，難以直接應(yīng)用于飛機設(shè)計，例如AN-10飛機帶動力CLmax可達(dá)5.4，AN-70的CLmax甚至達(dá)到7［24］，但各種軍民用飛機規(guī)范對失速條件下的動力系統(tǒng)狀態(tài)均有嚴(yán)格規(guī)定，失速試飛的動力系統(tǒng)狀態(tài)與實驗條件并不對應(yīng)。

本文采用了一種多天平測力和法向力模擬風(fēng)洞實驗方法，實現(xiàn)了螺旋槳滑流影響與直接力影響的獨立測量，經(jīng)修正后二者均滿足相似條件。同時根據(jù)民機適航規(guī)范要求，確定了失速試飛條件下的滑流強度進(jìn)而獲得了可應(yīng)用于飛機設(shè)計使用的帶動力CLmax數(shù)據(jù)，從而挖掘了螺旋槳飛機的低速性能潛力。

1 主要原理

1.1 失速點的動力狀態(tài)

螺旋槳滑流效應(yīng)的強弱可以由滑流強度B來衡量，其計算公式為:

其中，T為拉力，D為螺旋槳槳盤直徑，q為飛行速壓。

螺旋槳飛機失速試飛時往往要求發(fā)動機在小功率狀態(tài)，但由于此時飛行速度也較低，拉力相對較大，最終仍可能產(chǎn)生一定的拉力和滑流強度。以下結(jié)合民機適航規(guī)定對失速試飛時的滑流強度進(jìn)行分析。

CCAR-25-R4的25.103條規(guī)定失速速度試飛條件是“發(fā)動機慢車，或者如果產(chǎn)生的推力導(dǎo)致失速速度明顯下降，在此失速速度時不超過零推力”，25.201條規(guī)定失速演示應(yīng)在“無動力”狀態(tài)進(jìn)行。CCAR-23的規(guī)定與CCAR-25類似［25-26］。規(guī)范中“慢車”、“零推力”和“無動力”的規(guī)定意圖是避免過大的動力增升效應(yīng)帶來失速速度顯著降低的冒進(jìn)結(jié)果，保證飛行安全。應(yīng)用于某四發(fā)渦槳飛機時從安全角度考慮不可能進(jìn)行無動力失速試飛，在設(shè)計的各個飛行階段臨界發(fā)動機停車后至少須保證2至3臺發(fā)動機工作，因此應(yīng)當(dāng)采用發(fā)動機最小功率穩(wěn)定工作的慢車條件作為失速特性的考核點。根據(jù)某型機發(fā)動機數(shù)據(jù)計算得到失速試飛狀態(tài)的滑流強度見表1，可見發(fā)動機慢車時仍產(chǎn)生了0.08～0.1的滑流強度。

表1 失速試飛動力狀態(tài)的滑流強度Table 1 Slipstream intensity at stall flight test

1.2 螺旋槳飛機的CLmax分解

根據(jù)前文分析，螺旋槳飛機在失速試飛時是保持(多發(fā))螺旋槳以較小功率工作的，因此實際升力應(yīng)包含4部分貢獻(xiàn)，即全機無動力升力、滑流增量(動力間接影響)、螺旋槳法向力和拉力(動力直接影響)，示意圖見圖1。圖中無動力升力定義為不考慮動力影響的升力，滑流產(chǎn)生的升力是指螺旋槳后氣流動能增加帶來的飛機升力增加量，二者均為風(fēng)軸系;螺旋槳拉力定義為體軸中向前的驅(qū)動力，法向力與拉力垂直，拉力和法向力均有升力方向的分量。上述4部分作用在升力方向上的和即為飛機的帶動力升力，因此CLmax也應(yīng)考慮這些影響。

圖1 螺旋槳飛機升力的構(gòu)成Fig.1 Breakdown of the lift of propeller driven aircraft

全機無動力升力可由實驗或計算方法獲得，螺旋槳拉力在升力方向的分量可由發(fā)動機數(shù)據(jù)獲取，量值一般較小。螺旋槳滑流增量與法向力可通過帶動力風(fēng)洞實驗來獲取，其主要難點是滑流影響量通常采用間接模擬法來模擬滑流效果，此時螺旋槳的法向力與真實飛機一般是不相似的，若不將滑流與直接力單獨測量則會在結(jié)果中引入系統(tǒng)誤差。

1.3 滑流與法向力的分離測量

飛機滑流影響風(fēng)洞實驗采用了固定拉力系數(shù)的間接模擬法，通過選擇4-5個涵蓋實際飛機拉力系數(shù)范圍的狀態(tài)點進(jìn)行動力影響實驗，模擬相似參數(shù)兼顧了拉力系數(shù)、扭矩系數(shù)和前進(jìn)比與實際狀態(tài)的一致性以滿足螺旋槳繞流特性的相似。為解決滑流與直接力單獨測量的難題，采用了多天平帶動力實驗技術(shù)，即每套電機與螺旋槳組成的動力系統(tǒng)與飛機模型不直接接觸，該系統(tǒng)的力和力矩通過電機天平再傳遞至飛機模型，最后在全機氣動力讀數(shù)中扣除所有電機天平的讀數(shù)，可以得到“純滑流”影響下的飛機氣動特性，電機模型示意圖見圖2。螺旋槳直接力主要包括拉力和法向力兩部份，其中拉力由發(fā)動機廠家直接提供，法向力則采用直接模擬槳葉角、前進(jìn)比并考慮與飛機之間相互干擾影響的實驗方法獲得，其詳細(xì)原理可參見相關(guān)文獻(xiàn)［23］。

圖2 風(fēng)洞實驗的電機螺旋槳Fig.2 Electrical propeller used in the wind tunnel test

2 風(fēng)洞實驗概況

本文的帶動力風(fēng)洞實驗方法在中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所的8 m×6 m風(fēng)洞完成了驗證，實驗?zāi)Ｐ鸵妶D3。8 m×6 m風(fēng)洞是一座直流式、閉口、串列雙實驗段的大型風(fēng)洞，本文使用的實驗段寬8 m、高6 m、長15 m、有效截面積47.4 m2，常用風(fēng)速20 m/s至85 m/s。螺旋槳動力系統(tǒng)主要由60 kW無刷電機、無刷直流電動機調(diào)速裝置、操作控制臺和冷卻水系統(tǒng)組成，電機額定功率為60 kW。

從圖片可見帶動力飛機實驗?zāi)Ｐ蛯㈦姍C內(nèi)置于發(fā)房內(nèi)，相應(yīng)的驅(qū)動、散熱、控制等管線全部布置在機翼內(nèi)部，最大限度地避免了對氣動外形的破壞，保證了實驗效果。

圖3 帶動力風(fēng)洞實驗?zāi)Ｐ虵ig.3 Model of the powered wind tunnel test

氣動力測試采用了5臺盒式六分量應(yīng)變天平分別測量全機和四臺電機的氣動力，主天平、小天平法向力設(shè)計載荷分別為25 000 N、1 600 N，靜態(tài)校準(zhǔn)天平性能參數(shù)的測量不確定度不超過0.05%，準(zhǔn)確度誤差不超過0.2%;軸向力設(shè)計載荷分別為8 000 N、1500 N，測量不確定度不超過0.08%，準(zhǔn)確度誤差不超過0.2%，滿足GJB 2244A-2011指標(biāo)和動力影響實驗的精度要求。風(fēng)洞實驗的Re數(shù)為1.6×106，動力系統(tǒng)實現(xiàn)的滑流強度最大為2.2。

3 結(jié)果與分析

某型機巡航、起飛、著陸構(gòu)型在純滑流影響下的升力曲線見圖4～圖6。從升力曲線可見滑流使飛機升力線斜率、CLmax均增加，增量正比于滑流強度。巡航構(gòu)型時不同滑流強度的零升迎角基本相等，可見對單段翼型剖面的機翼而言滑流增升的機理主要是增加了滑流影響區(qū)域內(nèi)的速壓，區(qū)域內(nèi)機翼翼段的凈升力增加，除以無動力參考面積后得到了增加的升力系數(shù)。某型機由于采用了4臺渦槳發(fā)動機，滑流吹洗面積達(dá)到毛機翼面積的50%，因此在較小的滑流強度下也有可觀的升力增量。滑流對非線性段升力和CLmax的貢獻(xiàn)進(jìn)一步增加，失速迎角推遲約1°～2°，此現(xiàn)象主要與較大迎角下機翼上翼面受到加速氣流吹洗，附面層內(nèi)氣流能量增加，氣流分離推遲有關(guān)。

放襟翼條件下滑流的增升效應(yīng)更為顯著，其主要原因是襟翼幾乎都位于滑流影響區(qū)，對滑流的響應(yīng)也更為敏感。在起飛大拉力條件下滑流增升帶來的CLmax增量可達(dá)到與無動力CLmax相當(dāng)?shù)牧考?，從而具有大幅降低離地速度的潛力。著陸構(gòu)型由于襟翼偏度和后退量最大，在同等滑流強度下增升最為顯著，在前文計算得到的發(fā)動機慢車時B=0.1的條件下CLmax也有明顯的增加。

圖4 巡航構(gòu)型的帶動力升力特性(扣除螺旋槳直接力)Fig.4 Lift curves of cruise configuration with powered propeller(direct force of propeller subtracted)

圖5 起飛構(gòu)型的帶動力升力特性(扣除螺旋槳直接力)Fig.5 Lift curves of takeoff configuration with powered propeller(direct force of propeller subtracted)

圖6 著陸構(gòu)型的帶動力升力特性(扣除螺旋槳直接力)Fig.6 Lift curves of landing configuration with powered propeller(direct force of propeller subtracted)

不同襟翼下滑流效應(yīng)產(chǎn)生的CLmax增量見圖7，可見ΔCLmax～B變化曲線呈單調(diào)遞增的趨勢，隨著B的增加增速變緩。在圖中標(biāo)示出了起飛、巡航和著陸發(fā)動機慢車失速試飛點，可見失速試飛時滑流帶來的ΔCLmax遠(yuǎn)小于動力增升的能力邊界，但仍具有較可觀的量值，在飛機設(shè)計中考慮這一因素可以更加準(zhǔn)確地評估飛機的失速特性。

圖7 滑流產(chǎn)生的CLmax增量Fig.7 CLmaxincrement due to slipstream

圖8 不同構(gòu)型的CLmax分解Fig.8 CLmaxbreakdown of different configuration

考慮全機無動力、滑流、拉力和法向力全部作用后的CLmax總量見圖8。拉力分量的貢獻(xiàn)是直接將發(fā)動機慢車狀態(tài)的拉力無量綱化后得到的。法向力根據(jù)文獻(xiàn)［23］的原理和方法按照相似準(zhǔn)則測量修正得到。無動力數(shù)據(jù)根據(jù)風(fēng)洞實驗結(jié)果修正后得到。從各組成部分來看飛機無動力狀態(tài)固有的CLmax仍是帶動力CLmax的主要貢獻(xiàn)因素，各構(gòu)型條件下拉力和法向力貢獻(xiàn)量基本相當(dāng)，滑流貢獻(xiàn)量隨襟翼偏度增加而增加?？偟膭恿τ绊懯垢鹘笠鞢Lmax均有8% ～9%的增長，考慮此影響后在飛機設(shè)計初期選擇翼載時可提高相應(yīng)比例，從而起到降低機翼面積，降低飛機重量并提升效能的作用。

4 結(jié)論

本文根據(jù)適航規(guī)定和某型機飛行時動力系統(tǒng)的實際工作狀態(tài)，在發(fā)動機慢車狀態(tài)獲取了更加符合真實情況的飛機CLmax。通過將動力影響量分解為滑流、法向力和拉力分量并采用改進(jìn)的風(fēng)洞實驗方法進(jìn)行相似模擬，定量測定表明滑流可使各襟翼失速點的CLmax增加約8% ～9%。通過對比某4發(fā)渦槳飛機試飛反推的CLmax與風(fēng)洞實驗修正值，表明通過合理的相關(guān)性修正，二者的差異可控制在±0.04以內(nèi)，相對比例不超過±2%，吻合良好。本文的研究方法有效挖掘了螺旋槳飛機的低速性能潛力，提升了飛機效能，可以為螺旋槳飛機總體氣動布局設(shè)計提供重要參考。

［1］Li Shangbin，Jiao Yuqin.The investigate development of propeller slipstream’s effect［J］.Science Technology and Engineering，2012，12(8):1867-1873.(in Chinese)李尚斌，焦予秦.螺旋槳滑流影響的研究進(jìn)展［J］.科學(xué)技術(shù)與工程，2012，12(8):1867-1873.

［2］Veldhuis L L M.Review of propeller-wing aerodynamic interference［C］.24th international congress of the aeronautical science，2004.

［3］Hoerner S F，Borst H V.Fluid-dynamic lift 2ed［M］.Published by Mrs.Liselotte A.Hoerner:1985，(12-1)-(12-24).

［4］Committee of Aircraft Design Manual.Aircraft design manual(Volume 6)aerodynamic design［M］.Beijing:National Defense Industry Press，2002:522-531.(in Chinese)《飛機設(shè)計手冊》總編委會.飛機設(shè)計手冊(第6冊)氣動設(shè)計［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2002:522-531.

［5］Bronswijk N.The effects of propeller power on the stability and control of a tractor-propeller powered single-engine low-wing monoplane［D］.University of Sydney，2001.

［6］Wang Chuanbin.Investigation of the engineering calculation method of the aerodynamic interference between propeller slipstream and aircraft components［D］.Nanjing:Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2006.(in Chinese)王傳斌.螺旋槳滑流與飛機部件氣動干擾的工程估算方法研究［D］.南京:南京航空航天大學(xué)，2006.

［7］Duan Yiqian，Shi Ai’ming.A new and effective actuator disk model approach for the simulation of propeller slipstream［J］.Journal of Northwestern Polytechnical University，2012，30(6):841-846.(in Chinese)段義乾，史愛明.一種新型的螺旋槳滑流激勵盤模型的研究方法［J］.西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報，2012，30(6):841-846.

［8］Li Bo，Liang Dewang，Huang Guoping.Propeller slipstream effects on aerodynamic performance of turbo-prop airplane based on equivalent actuator disk model［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2008，29(4):845-852.(in Chinese)李博，梁德旺，黃國平.基于等效盤模型的滑流對渦槳飛機氣動性能的影響［J］.航空學(xué)報，2008，29(4):845-852.

［9］He Hui.Investigation of the extreme low-altitude flow field numerical simulation method of propeller aircraft［D］.Xi'an:Northwestern Polytechnical University，2007.(in Chinese)何輝.螺旋槳飛機超低空流場數(shù)值模擬方法研究［D］.西安:西北工業(yè)大學(xué)，2007.

［10］Zuo Suihan.Investigation of the interference of propeller slipstream to wing/aircraft using numerical method［D］.Northwestern Polytechnical University，2007.(in Chinese)左歲寒.螺旋槳滑流對機翼/全機干擾的數(shù)值模擬研究［D］.西北工業(yè)大學(xué)，2007.

［11］Ren Xiaofeng，Yang Shipu，Duan Zhuoyi，et al.Investigation of the propeller slipstream effects on wing aerodynamic characteristics based on multiple frame of reference［C］//Proceedings of 14thnational computational fluid dynamics conference，2008:582-585.(in Chinese)任曉峰，楊士普，段卓毅，等.基于多參考坐標(biāo)系的螺旋槳滑流對機翼氣動特性影響分析［C］//第14屆全國計算流體力學(xué)會議論文集，2008:582-585.

［12］Cheng Xiaoliang，Li Jie.Unsteady computational method for the propeller/wing interaction［J］.Science Technology and Engineering，2011，11(14):3229-3235.程曉亮，李杰.螺旋槳滑流對機翼氣動特性影響的方法研究［J］.科學(xué)技術(shù)與工程，2011，11(14):3229-3235.

［13］Zhang Liu，Bai Junqiang，Li Huaxing，et al.Research on aerodynamic interference for propeller slipstream over the wing［J］.Aeronautical Computing Technique，2012，42(2):87-92.(in Chinese)張劉，白俊強，李華星，等.螺旋槳滑流與機翼之間氣動干擾影響研究［J］.航空計算技術(shù)，2012，42(2):87-92.

［14］Zhang Xin，Yang Yong.Application of dynamic patched-grid on unsteady simulation of propeller flows［J］.Science Technology and Engineering，2012，12(7):1564-1567.(in Chinese)張鑫，楊永.應(yīng)用動態(tài)面搭接網(wǎng)格數(shù)值模擬雙發(fā)螺旋槳流場［J］.科學(xué)技術(shù)與工程，2012，12(7):1564-1567.

［15］Zhao Xuexun.Experiment research of the airflow which surrounds aircraft under the influence of propeller slipstream［J］.Aerodynamic Experiment and Measurement＆Control，1995，9(4):48-52.(in Chinese)趙學(xué)訓(xùn).螺旋槳滑流對飛機繞流影響的實驗研究［J］.氣動實驗與測量控制，1995，9(4):48-52.

［16］Li Zhengchu，Wang Xunnian，Chen Hong，et al.Experimental research of influence of propeller slipstream on wing flow field［J］.Measurements in Fluid Mechanics.2000，14:44-48.(in Chinese)李征初，王勛年，陳洪，等.螺旋槳滑流對飛機機翼流場影響實驗研究［J］.流體力學(xué)實驗與測量，2000，14:44-48.

［17］Catalano F M.On the effects of an installed propeller slipstream on wing aerodynamic characteristics［J］.Acta Polytechnica.2004，44 (3):8-14.

［18］Russell J S，McCoy H M，Propeller characteristics and slipstream effects on a high wing monoplane from wind tunnel tests［D］.California Institute of Technology，1935.

［19］Gentry G L，Takallu M A，Applin Z T，Aerodynamic characteristics of a propeller-powered high-lift semispan wing［R］.NASA technical memorandum 4541.1994.

［20］Petrov A V，Stepanov Y G，Shmakov M V.Development of a technique and method of testing aircraft models with turboprop enginesimulators in a small scale wind tunnel-results of tests［J］.Acta Polytechnica.2004，44(2):27-31.

［21］Tang Kebin，Xia Shenglin.Effect investigation of slipstream to propeller-driven aircraft’s aerodynamic characteristics［C］.Proceedings of the 1stcontemporary experimental aerodynamic conference 2007:405-408.(in Chinese)唐克兵，夏生林.螺旋槳滑流對飛機氣動特性影響研究［C］.第一屆近代實驗空氣動力學(xué)會議文集，2007:405-408.

［22］Li Shangbin，Jiao Yuqin.The experiment investigation of the effect of propeller slipstream based on wing-tip support and independent propeller support［J］.Engineering Mechanics，2013，30(7):288-293.(in Chinese)李尚斌，焦予秦.基于翼尖支撐和螺旋槳獨立支撐的螺旋槳滑流影響實驗研究［J］.工程力學(xué).2013，30(7):88-293.

［23］Ouyang Shaoxiu，Zhao Xiaoxia，Jiang Zonghui，et al.The research on wind tunnel test method of propeller’s radial force［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics.2012，26(3):91-94.(in Chinese)歐陽紹修，趙曉霞，江宗輝，等.螺旋槳徑向力風(fēng)洞實驗方法研究［J］.實驗流體力學(xué).2012，26(3):91-94.

［24］Petrov A V.Aerodynamics of STOL airplanes with powered high-lift systems［C］.28th International congress of the aeronautical science.2012.

［25］CAAC.CCAR-25-R4 China civil aviation regulations part 25 Airworthiness standards:transport category airplanes［S］.2011.(in Chinese)中國民用航空局.CCAR-25-R4中國民用航空規(guī)章第25部:運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)［S］.2011.

［26］CAAC.CCAR-23-R3 China civil aviation regulations part 23 Airworthiness standards:normal，utility，acrobatic，and commuter category airplanes［S］.2004.(in Chinese)中國民用航空局.CCAR-23-R3中國民用航空規(guī)章第23部:正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規(guī)定［S］.2004.

Investigation on lift stall characteristics of propeller aircraft

Liu Yi*，Zhao Xiaoxia，Ouyang Shaoxiu
(Research and Development Center，AVIC Aircraft Co.，LTD，Hanzhong 723000，China)

The maximum lift coefficient CLmaxis directly connected to the selection of wing loading，which further affects aircraft’s mass and economy.CLmaxof propeller aircraft is improved with increased slipstream intensity at powered condition，however the conventional theory trends to some conservative and smaller power-off value，hence does not utilize the full potential performance of aircraft.Combining the airworthiness regulations and the actual flight condition of an aircraft with four turbo-prop engines，a new concept is proposed to find the optimal CLmaxbased on engine standby condition.The power-on CLmaxis separated into four parts:power-off CLmax，propeller thrust component，propeller normal force and lift due to slipstream，which are simulated，measured and corrected by power-off and multi-balance power-on wind tunnel tests.The calculation shows that the propeller aircraft with four engines has slipstream intensity in the order of 0.1 at stall flight test condition with engines standby.The slipstream effect is the major factor of lift increment even at small slipstream intensity，and the increment increases as flap angle or slipstream intensity increase.The four engines at standby condition also generate considerable thrust and normal force due to lift.The power effect of turbo-prop engine increases the CLmaxof different flap configurations up to 8% ～9%.The CLmaxobtained by the method agrees well with flight test，and the low speed performance of the aircraft is well utilized.The research can be an important reference for propeller aircraft design.

propeller aircraft;slipstream;maximum lift coefficient;normal force;wind tunnel test

V211.71

:Adoi:10.7638/kqdlxxb-2014.0024

0258-1825(2015)05-0655-06

2014-04-17;

:2014-08-06

劉毅*(1982-)，男，碩士，工程師，研究方向:飛機氣動設(shè)計.E-mail:evanliuyi@hotmail.com

劉毅，趙曉霞，歐陽紹修.螺旋槳飛機升力失速特性研究［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，2015，33(5):655-660.

10.7638/kqdlxxb-2014.0024 Liu Y，Zhao X X，Ouyang S X.Investigation on lift stall characteristics of propeller aircraft［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(5):655-660.