任曉峰, 段卓毅, 魏劍龍

(航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計研究院, 陜西 西安 710089)

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滑流對飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性影響的數(shù)值模擬

任曉峰*, 段卓毅, 魏劍龍

(航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計研究院, 陜西 西安 710089)

針對某“機(jī)身+機(jī)翼+襟翼+短艙+螺旋槳+平尾”簡化構(gòu)型，開展低速大拉力系數(shù)工況下強(qiáng)螺旋槳滑流的數(shù)值模擬。模型為翼吊雙發(fā)布局，動力計算時分為三個計算域，分別為兩個包含螺旋槳的旋轉(zhuǎn)域和一個靜止域。采用商業(yè)軟件ICEM CFD生成多塊面搭接非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在機(jī)體表面和滑流區(qū)域?qū)W(wǎng)格進(jìn)行加密以便于捕捉螺旋槳滑流的發(fā)展及其與機(jī)翼、尾翼等部件之間的干擾。采用ANSYS CFX軟件求解雷諾平均Navier-Stokes方程，使用多參考坐標(biāo)系(MFR)方法模擬螺旋槳的旋轉(zhuǎn)?；緲?gòu)型有/無動力的計算結(jié)果表明螺旋槳動力及其產(chǎn)生的滑流對模型的縱向靜穩(wěn)定性影響較大，模型的縱向靜穩(wěn)定性在迎角較小時下降明顯甚至喪失，在迎角較大時反而略有增加。一般而言，渦槳飛機(jī)平尾處的流場受氣動布局、迎角、機(jī)翼及襟翼的下洗和螺旋槳滑流及其強(qiáng)度等因素的共同影響。對模型各部件的俯仰力矩特性及尾翼區(qū)流場細(xì)節(jié)進(jìn)行詳細(xì)分析可知，小迎角時飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的下降是由于平尾受到機(jī)翼及襟翼較強(qiáng)的下洗作用而導(dǎo)致效率下降，而此時平尾沒能進(jìn)入滑流區(qū)，不能有效利用滑流區(qū)內(nèi)高能氣流來提高平尾效率。并且由于兩個螺旋槳同為逆時針旋轉(zhuǎn)，右側(cè)平尾的貢獻(xiàn)高于左側(cè)平尾。為了驗證這一結(jié)論，分別將螺旋槳向上平移0.7 m和將平尾下移0.86 m并進(jìn)行數(shù)值模擬，結(jié)果表明平尾對模型縱向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)均有增加。

螺旋槳；滑流；縱向靜穩(wěn)定性；數(shù)值模擬；旋轉(zhuǎn)域；非結(jié)構(gòu)面搭接網(wǎng)格；多參考坐標(biāo)系

0 引 言

螺旋槳發(fā)動機(jī)因具有起飛拉力系數(shù)大、巡航狀態(tài)經(jīng)濟(jì)效率高等優(yōu)點(diǎn)，至今仍在飛行馬赫數(shù)低于0.6的低速飛機(jī)上廣泛使用，如國產(chǎn)的Y-7、Y-8和Y-12等系列飛機(jī)。渦槳飛機(jī)的一大特點(diǎn)是其動力系統(tǒng)對飛機(jī)的氣動特性有較大的影響，在起飛和復(fù)飛等低速構(gòu)型、大拉力系數(shù)工況下影響尤為明顯。

通?？蓪u槳飛機(jī)動力系統(tǒng)對飛機(jī)氣動特性的影響分為直接影響和間接影響兩個部分。直接影響是指由螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的拉力、法向力(或徑向力)等直接力的影響；間接影響則是指螺旋槳滑流流過機(jī)翼、尾翼等氣動部件引起的全機(jī)氣動特性變化。螺旋槳的拉力一般由生產(chǎn)廠家提供即可直接使用，法向力的準(zhǔn)確獲取主要依靠風(fēng)洞試驗。歐陽紹修等[1]對裝機(jī)后螺旋槳徑向力的風(fēng)洞試驗方法進(jìn)行了研究，指出了螺旋槳徑向力的產(chǎn)生機(jī)理，在風(fēng)洞中獲得了螺旋槳徑向力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律。

螺旋槳滑流指螺旋槳后方的流管，其軸向速度高于未受擾來流，同時存在旋轉(zhuǎn)速度，在裝機(jī)狀態(tài)下還存在與發(fā)動機(jī)短艙、機(jī)翼、襟翼以及尾翼等部件的相互干擾，流動形態(tài)較為復(fù)雜。渦槳飛機(jī)氣動特性的變化與螺旋槳滑流的強(qiáng)度密切相關(guān)，螺旋槳的拉力系數(shù)越大，滑流對飛機(jī)氣動特性的影響量也越大。

目前，研究螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動特性的影響主要有兩種方法——帶動力試驗和數(shù)值模擬。帶動力試驗通過對螺旋槳相似參數(shù)的模擬(一般采用Tc-λ或Tc-Qc方法)，可以較為準(zhǔn)確地得到滑流對飛機(jī)氣動特性的影響量。趙學(xué)訓(xùn)[2]在風(fēng)洞中研究了螺旋槳滑流對飛機(jī)繞流的影響，指出滑流的影響區(qū)域只與螺旋槳的直徑及其在飛機(jī)上的安裝位置有關(guān)?；鞲淖兞擞绊憛^(qū)域內(nèi)機(jī)翼表面的壓力分布，在大部分影響區(qū)域內(nèi)使流動加速，因而增加機(jī)翼升力?；饕彩蛊轿蔡幍膭訅汉拖孪丛黾?，且增量幾乎正比于拉力系數(shù)。李征初等[3]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)行了帶動力風(fēng)洞試驗，采用七孔探針測量滑流區(qū)的流動狀態(tài)，研究了螺旋槳滑流的發(fā)展規(guī)律及其對機(jī)翼上表面壓力分布的影響。劉毅[4]和任慶祝[5]等采用多天平測力技術(shù)得到了某四發(fā)渦槳運(yùn)輸機(jī)螺旋槳滑流對飛機(jī)升力失速特性及全機(jī)氣動特性的影響量，該技術(shù)是目前比較先進(jìn)的螺旋槳飛機(jī)風(fēng)洞試驗技術(shù)。國外對螺旋槳滑流的試驗研究也在繼續(xù)深入，Müller等[6]在低速風(fēng)洞中獲得了螺旋槳滑流對A-400M飛機(jī)氣動特性的影響，Roosenboom等[7]采用平面粒子圖像測速(PIV)技術(shù)研究了一個安裝在機(jī)翼上的八葉螺旋槳后方滑流的發(fā)展。然而，常規(guī)的測力和測壓試驗還不能充分揭示滑流及其對飛機(jī)部件干擾的機(jī)理，想要直接指導(dǎo)螺旋槳飛機(jī)的設(shè)計還需要諸如立體PIV等技術(shù)在風(fēng)洞試驗中的發(fā)展和應(yīng)用。

隨著集群計算能力的提高和計算流體力學(xué)(CFD)的進(jìn)步，采用數(shù)值模擬方法獲得螺旋槳飛機(jī)的氣動特性成為可能。左歲寒等[8]采用激勵盤結(jié)合N-S方程對帶有后緣襟翼的機(jī)翼的滑流流場進(jìn)行模擬，得到了較好的結(jié)果，但是忽略了螺旋槳的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)。任曉峰等[9]采用多參考系方法求解定常N-S方程，捕捉到了滑流的旋轉(zhuǎn)、加速和側(cè)洗等特點(diǎn)，獲得了滑流對機(jī)翼表面壓力分布的影響。許和勇[10]、程曉亮[11]、張小莉[12]、夏貞鋒[13]、龔曉亮[14]、張劉[15]和楊小川[16]等采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，通過求解非定常Euler或N-S方程開展螺旋槳滑流的數(shù)值模擬，對螺旋槳滑流的發(fā)展、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。Malard等[17]采用激勵盤方法對螺旋槳飛機(jī)高速飛行時的流場進(jìn)行了模擬。Stuermer[18-19]采用基于嵌套網(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)的氣動特性。Roosenboom等[20]將非定常計算結(jié)果與平面PIV試驗結(jié)果進(jìn)行了對比。徐家寬等[21]針對某渦槳飛機(jī)進(jìn)行考慮螺旋槳滑流影響的機(jī)翼氣動力優(yōu)化設(shè)計，使巡航狀態(tài)機(jī)翼和短艙的升阻比提高了3.3%。以上研究表明，采用數(shù)值模擬方法進(jìn)行螺旋槳滑流影響分析效果較好。然而，目前的數(shù)值模擬大多局限于滑流與機(jī)翼的相互干擾，研究的滑流強(qiáng)度的較少，或者僅注重于計算方法、湍流模型等的研究。實(shí)際上，數(shù)值模擬結(jié)果可以顯示飛機(jī)繞流的流場結(jié)構(gòu)及細(xì)節(jié)，幫助設(shè)計師有針對性地改進(jìn)部件氣動設(shè)計，對螺旋槳飛機(jī)的氣動布局有直接的指導(dǎo)作用。低速構(gòu)型，發(fā)動機(jī)的拉力系數(shù)大，飛機(jī)在強(qiáng)滑流影響下的氣動特性變化將更為劇烈。對滑流的利用如何做到有的放矢，數(shù)值模擬的指導(dǎo)作用將更為顯著。本文針對某“機(jī)身+機(jī)翼+襟翼+短艙+螺旋槳+平尾”簡化構(gòu)型，開展數(shù)值模擬分析，摸清螺旋槳滑流對平尾氣動特性的影響機(jī)理，提出飛機(jī)布局改進(jìn)設(shè)計方向。

1 計算幾何模型

以無動力“機(jī)身+機(jī)翼+襟翼+短艙+平尾”為基礎(chǔ)構(gòu)型，如圖1(a)所示，定義為構(gòu)型0(Model 0)。襟翼為全翼展分段襟翼，打開至起飛偏度；螺旋槳直徑為4m，從機(jī)身后部朝前看呈逆時針方向旋轉(zhuǎn)；平尾安裝在機(jī)身后部，為低置平尾，其前緣距螺旋槳10.5 m，約2.5個槳盤直徑距離；沒有配置垂尾。選用某六葉螺旋槳進(jìn)行帶動力數(shù)值模擬，如圖1(b)所示，定義為構(gòu)型A(Model A)。在構(gòu)型A的基礎(chǔ)上，將螺旋槳安裝位置上移0.7 m，得到構(gòu)型B(Model B)；將平尾下移0.87 m，得到構(gòu)型C(Model C)。螺旋槳的拉力系數(shù)定義為Tc=T/(qS)，q為自由流動壓，S為參考面積。取0 km高度氣體狀態(tài)參數(shù)，計算風(fēng)速為57.3 m/s，模型平均氣動弦長為2.85 m，通過調(diào)整槳葉角使螺旋槳的拉力系數(shù)約為0.3。

(a) 無動力 (b) 帶動力圖1 基礎(chǔ)構(gòu)型Fig.1 Baseline configuration

2 計算方法及算例驗證

采用多塊搭接非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在螺旋槳周圍設(shè)置合適的圓柱形區(qū)域用以模擬螺旋槳的旋轉(zhuǎn)，如圖2所示，網(wǎng)格數(shù)量約5×107。采用商業(yè)軟件ANSYS CFX求解雷諾平均Navier-Stokes方程，對流場進(jìn)行數(shù)值模擬，湍流模型為Shear Stress Transport(SST)。在圓柱域內(nèi),采用多參考坐標(biāo)系(MRF)方法把螺旋槳相對靜止流體的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動轉(zhuǎn)變?yōu)樾D(zhuǎn)流體相對靜止螺旋槳的運(yùn)動，通過全隱式交界面進(jìn)行旋轉(zhuǎn)域與固定域之間的流場信息傳遞，保證通過交界面所有方程的所有通量都嚴(yán)格守恒[9]。

為了驗證該方法的可靠性和準(zhǔn)確性，針對某螺旋槳飛機(jī)進(jìn)行數(shù)值模擬并與風(fēng)洞試驗結(jié)果進(jìn)行了對比。該算例中的螺旋槳含有六個槳葉，計算狀態(tài)為：馬赫數(shù)Ma=0.17，雷諾數(shù)Re=1.1×107，無縮比模型，網(wǎng)格量約為5×107。圖3給出該算例在迎角為2°時的非定常計算結(jié)果，橫軸為螺旋槳相位角，縱軸為計算得到的升力系數(shù)?？梢娐菪龢鞯闹芷谛宰兓瘜?dǎo)致了機(jī)翼氣動力的小振幅等幅周期性震蕩，震蕩周期與螺旋槳轉(zhuǎn)過60°的時間相同。圖4為使用本文的MRF方法計算得到的升力和俯仰力矩系數(shù)結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)的對比，可見數(shù)值模擬得到的氣動力系數(shù)比較準(zhǔn)確。這些結(jié)論說明該計算方法能夠為本文的滑流數(shù)值模擬提供可靠的計算基礎(chǔ)和依據(jù)。

圖2 螺旋槳和機(jī)體表面網(wǎng)格及旋轉(zhuǎn)區(qū)域Fig.2 Surface grid of propeller and airframe and the rotating region

圖3 升力系數(shù)非定常計算結(jié)果Fig.3 Unsteady CFD results of lift coefficient

(a) 升力特性 (b) 俯仰力矩特性圖4 計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)的對比Fig.4 Comparison of lift and pitching moment coefficients between calculation and experiment

3 模型計算結(jié)果及分析

3.1 氣動力系數(shù)

圖5給出計算得到的升力及俯仰力矩系數(shù)計算結(jié)果，力矩參考點(diǎn)選在機(jī)翼平均氣動弦的1/4處。計算結(jié)果可以明顯看出螺旋槳動力及滑流對氣動特性的影響：

1) 模型的升力系數(shù)增大，升力線斜率增加；

2) 模型的抬頭力矩增加，俯仰力矩曲線斜率減小。

(a) 升力特性 (b) 俯仰力矩特性圖5 升力及俯仰力矩系數(shù)計算結(jié)果Fig.5 CFD results of lift and pitching moment coefficients

3.2 詳細(xì)分析

本文主要關(guān)心滑流對縱向靜穩(wěn)定性的影響，下面將針對圖5(b)中的俯仰力矩曲線進(jìn)行詳細(xì)分析。

圖5(b)表明螺旋槳動力及其產(chǎn)生的滑流對模型的力矩特性有較大的影響，且其影響呈現(xiàn)明顯的非線性，在不同的迎角范圍，影響存在明顯的差異。在迎角較大時，兩條力矩曲線的斜率基本一致，表明兩個構(gòu)型的縱向靜穩(wěn)定性裕度大致相同。而在迎角較小時，帶動力構(gòu)型的縱向靜穩(wěn)定性裕度有比較明顯的下降，甚至在部分計算范圍內(nèi)力矩曲線的斜率為較小的正值，呈縱向靜不穩(wěn)定。這些現(xiàn)象顯露出動力及滑流影響的嚴(yán)重性及復(fù)雜性，必須仔細(xì)分析各氣動部件的氣動特性變化情況及螺旋槳滑流對飛機(jī)繞流的影響，揭示螺旋槳滑流的影響機(jī)理，為渦槳飛機(jī)的氣動布局及部件設(shè)計服務(wù)。

3.2.1 俯仰力矩系數(shù)計算結(jié)果

圖6將構(gòu)型A的俯仰力矩分解為由螺旋槳直接力引起的俯仰力矩和機(jī)體各部件產(chǎn)生的俯仰力矩兩部分之和?？梢?，螺旋槳直接力使模型的縱向靜穩(wěn)定性下降(Cm-prop)，拉力系數(shù)為0.3時，經(jīng)估算可知其減小量不小于8%。螺旋槳的拉力系數(shù)一般隨迎角變化不大，如圖7所示，因此可以近似認(rèn)為該量即是螺旋槳法向力的影響量。扣除了螺旋槳法向力的影響之后，得到的就是帶有螺旋槳滑流影響的模型俯仰力矩特性，如圖6中藍(lán)色虛線所示?？梢?，在大部分計算迎角下，模型的縱向靜穩(wěn)定裕度與無動力構(gòu)型相比也有所降低。值得注意的是，在迎角比較大時，模型的縱向靜穩(wěn)定裕度反而要略高于無動力構(gòu)型。

再將機(jī)體俯仰力矩系數(shù)分解至“機(jī)翼+機(jī)身”組合(Cm-W+B)和平尾(Cm-HT)，如圖8所示?？梢姛o動力時Cm-W+B線的斜率幾乎為0，而螺旋槳滑流則使該曲線呈現(xiàn)出明顯的拐點(diǎn)，在拐點(diǎn)之前使模型的縱向靜穩(wěn)定性裕度降低約10%，而在拐點(diǎn)之后使模型的縱向靜穩(wěn)定性裕度增加約8%。無動力時Cm-HT曲線線性很好，平尾提供的縱向靜穩(wěn)定性裕度約為24%。滑流使小迎角范圍內(nèi)平尾提供的縱向靜穩(wěn)定性裕度明顯降低，減小約12%，而在計算迎角較大時，則幾乎保持不變。

圖6 構(gòu)型A俯仰力矩計算結(jié)果分解Fig.6 Decomposition of pitching moment of Model A

圖7 螺旋槳軸向力變化趨勢Fig.7 Propeller axis thrust coefficient varies with angle of attack

圖8 機(jī)體俯仰力矩系數(shù)計算結(jié)果分解Fig.8 Decomposition of airframe pitching moment

最后將左右平尾(從機(jī)尾向機(jī)頭看)的俯仰力矩系數(shù)再進(jìn)行分解，如圖9所示。可以看出左右兩側(cè)平尾的俯仰力矩特性在滑流影響下出現(xiàn)顯著差別。各計算迎角下，右側(cè)平尾產(chǎn)生附加抬頭力矩，增量隨迎角變化不大，對縱向靜穩(wěn)定性影響較??；左側(cè)平尾產(chǎn)生的附加抬頭力矩從量值上來說更為明顯，但是在大部分計算迎角下對縱向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)明顯下降，在迎角較小時曲線斜率甚至接近于0，與平尾負(fù)迎角失速的表現(xiàn)有些相似，但是其背后的機(jī)理是否真的是平尾失速還需要進(jìn)一步分析。

圖9 平尾力矩系數(shù)計算結(jié)果分解Fig.9 Decomposition of H-tail pitching moment

3.2.2 流場細(xì)節(jié)及影響機(jī)理分析

螺旋槳的動量理論指出：無窮遠(yuǎn)來流逼近螺旋槳時速度增加、壓強(qiáng)減??；流過槳盤后壓強(qiáng)增加、速度不變；進(jìn)入滑流區(qū)壓強(qiáng)減小、速度增大，且滑流速度增量是槳盤處速度增量的2倍[22]。趙學(xué)訓(xùn)[2]指出，如果平尾完全浸沒在滑流區(qū)，平尾處的平均動壓與螺旋槳的拉力系數(shù)線性相關(guān)，見圖10，其理論值為Δq/q∞=Tc。由于滑流展向分布的不均勻性,以及螺旋槳滑流與機(jī)體的摩擦和與氣流的摻混損失，加之平尾并無可能完全浸泡在滑流區(qū)，實(shí)際數(shù)值總是要明顯低于理論值。本文的計算風(fēng)速約為57.3 m/s，對應(yīng)的動壓為2011 Pa，在計算結(jié)果中均扣除了參考壓力(1 atm，101325 Pa)。圖11給出迎角為-4°時計算得到的螺旋槳中間剖面的速度分布。圖11中可清楚看出氣流在接近螺旋槳時的加速以及在槳盤后方由于短艙、機(jī)翼的存在而持續(xù)加速。在滑流發(fā)展的過程中，由于襟翼偏轉(zhuǎn)及機(jī)翼升力帶來的下洗也很明顯?；鞯挠绊憛^(qū)域較大，直到平尾后約1個槳盤直徑處，最大氣流速度仍接近90 m/s。圖12給出圖11中滑流區(qū)內(nèi)一條曲線上的速度分布，可以清楚地看到槳盤前后的氣流速度變化以及平尾附近流動速度與自由流之間的差別。

圖10 平尾流動的變化(α=6°)[2]Fig.10 Flow condition of H-tail (α=6°)[2]

然而，由于螺旋槳滑流的不均勻性，對一個或幾個剖面的局部分析往往不能說明問題，有時甚至可能僅僅是假象而將人帶入誤區(qū)。要研究螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動特性的影響，首先應(yīng)對整個飛機(jī)的流場有個完整的認(rèn)識。理論上，螺旋槳滑流使機(jī)翼當(dāng)?shù)厣ο禂?shù)提高，使機(jī)翼的升力線斜率增加，機(jī)翼后方的下洗率增加，這會減小尾翼對飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)。為了減輕尾翼處受到的下洗影響，有些渦槳飛機(jī)通過采用高置平尾(T型尾翼)使尾翼遠(yuǎn)離強(qiáng)下洗區(qū)，如ATR72和MA700等飛機(jī)。然而，如果平尾能部分或全部浸沒在螺旋槳滑流中，會由于承受的動壓增加，增大平尾的有效升力線斜率，加強(qiáng)其對穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)。安-24(Y-7)飛機(jī)就采用了低平尾布局，并且采用了比較大的上反角，以使平尾在飛行時不受機(jī)翼的擾動氣流影響，并且使其處于螺旋槳的良好的滑流當(dāng)中[23]。需要注意的是，平尾是否真正浸沒于滑流區(qū)，取決于飛機(jī)迎角、襟翼偏度和發(fā)動機(jī)功率等多個參數(shù)[24]。

圖11 螺旋槳中間剖面速度云圖Fig.11 Velocity contour of the propeller symmetric plane

圖12 槳盤前后速度分布Fig.12 Velocity distribution before and after the propeller

圖13和圖14給出計算得到的各個迎角下構(gòu)型A的等總壓圖和平尾處的總壓分布。3000 Pa總壓對應(yīng)的動壓約為自由流的1.5倍，5000 Pa時約為自由流的2.5倍。圖13和圖14中明顯看出螺旋槳滑流對構(gòu)型A的平尾的影響趨勢。在各個計算迎角下，大部分的滑流由平尾下部較遠(yuǎn)處流過，也就是說平尾并沒有能夠浸沒于滑流區(qū)。在迎角較小時，高能量的滑流甚至完全位于平尾下方。

圖15和圖16給出構(gòu)型A平尾在±1.5 m和±2.27 m處剖面壓力系數(shù)的計算結(jié)果?？梢姡菪龢鲗ψ笥移轿驳挠绊懖顒e較大。就本文提取的兩個剖面來看，計算結(jié)果顯示在一定的迎角范圍內(nèi)(-4°～2°)，左側(cè)尾翼表面的壓力分布變化較小，亦即該側(cè)平尾產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)變化較小，對縱向穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)減弱。右側(cè)兩個剖面對迎角變化的敏感度要強(qiáng)于左側(cè)的兩個剖面。通過壓力系數(shù)分布曲線的壓力恢復(fù)和圖17的物面極限流線圖可明顯看出左右平尾下翼面均保持附體流動，表明此時平尾并非發(fā)生負(fù)迎角失速。

(a) α=-4°，p0=3000 Pa

(b) α=-4°，p0=5000 Pa

(c) α=0°，p0=3000 Pa

(d) α=0°，p0=5000 Pa

(e) α=4°，p0=3000 Pa

(f) α=4°，p0=5000 Pa

(g) α=10°，p0=3000 Pa

(a) α=-4°

(b) α=0°

(c) α=4°

(d) α=10°圖14 構(gòu)型A不同計算迎角下平尾中部的總壓分布Fig.14 Total pressure distribution at H-tail of Model A

(a) 左側(cè)平尾

(b) 右側(cè)平尾圖15 構(gòu)型A平尾±1.5 m剖面壓力系數(shù)分布計算結(jié)果Fig.15 Cp distribution at H-tail slices of Model A, Y=±1.5 m

(a) 左側(cè)平尾

(b) 右側(cè)平尾圖16 構(gòu)型A平尾±2.27 m剖面壓力系數(shù)分布計算結(jié)果Fig.16 Cp distribution at H-tail slices of Model A, Y=±2.27 m

圖17 構(gòu)型A平尾下表面壓力云圖及 物面極限流線圖(左：α=-4°，右：α=0°)Fig.17 Surface streamline and CP distribution at H-tail of Model A (left: α=-4°, right：α=0°)

因此，平尾的氣動特性受機(jī)翼及襟翼的下洗、飛機(jī)迎角、飛機(jī)的氣動布局特點(diǎn)和螺旋槳滑流及其強(qiáng)度等因素共同影響，構(gòu)型A在小迎角時的縱向靜穩(wěn)定性下降較多，主要是因為起飛構(gòu)型升力系數(shù)較大引起的下洗影響較強(qiáng)，導(dǎo)致平尾的貢獻(xiàn)有所下降，而由于模型姿態(tài)導(dǎo)致平尾距離螺旋槳滑流的高能量氣流區(qū)較遠(yuǎn)，不能充分利用滑流的有利影響。左右兩側(cè)平尾的繞流形態(tài)(圖14)也能明確看出，在迎角增加時，右側(cè)平尾早于左側(cè)平尾進(jìn)入滑流區(qū)，且由于螺旋槳為逆時針旋轉(zhuǎn)，右側(cè)平尾進(jìn)入滑流區(qū)的面積較左側(cè)平尾為大，使右側(cè)平尾的貢獻(xiàn)高于左側(cè)平尾。這也說明，要想改善平尾對飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)，需要使其盡早進(jìn)入滑流區(qū)，充分利用螺旋槳滑流的能量。從飛機(jī)氣動設(shè)計及使用要求來看，很難通過調(diào)整襟翼偏度和螺旋槳功率來調(diào)整滑流的影響。從飛機(jī)布局的角度來看，可以通過調(diào)整平尾的位置和/或螺旋槳槳盤的位置，改變平尾和滑流的相對位置，使平尾能夠在飛機(jī)小迎角時利用螺旋槳滑流的影響。

3.2.3 槳盤和平尾位置的影響

本節(jié)針對上文的結(jié)論進(jìn)行初步研究。在構(gòu)型A的基礎(chǔ)上，將螺旋槳上移0.7 m，稱為構(gòu)型B。圖18給出構(gòu)型A和構(gòu)型B的俯仰力矩特性，可見槳盤上移對飛機(jī)小迎角時的縱向靜穩(wěn)定性是略有改善的，而“機(jī)身+機(jī)翼”以及螺旋槳法向力的力矩曲線變化很小，縱向靜穩(wěn)定性的變化量應(yīng)當(dāng)是由于平尾的力矩特性發(fā)生改變帶來的。圖19為兩個構(gòu)型左右兩側(cè)平尾俯仰力矩曲線的對比?？梢悦黠@看構(gòu)型B的左側(cè)平尾在小迎角時對縱向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)增加，右側(cè)平尾也略有改善。在構(gòu)型A的基礎(chǔ)上，將平尾下移0.87 m，稱為構(gòu)型C。圖20為A和C兩個構(gòu)型左右兩側(cè)平尾俯仰力矩曲線的對比。可見，左側(cè)平尾的俯仰力矩曲線形態(tài)改變更為明顯，右側(cè)平尾的力矩曲線變化較小，使模型的縱向靜穩(wěn)定性得到改善。這些計算結(jié)果也同時表明前文對平尾處流動機(jī)理的分析是正確的。更為實(shí)際的情況是，渦槳飛機(jī)氣動布局設(shè)計過程中，平尾和槳盤的位置受到各種條件的約束，需要進(jìn)行更為詳盡的組合優(yōu)化并開展帶動力風(fēng)洞試驗驗證，以期得到最合適的設(shè)計方案。

圖18 構(gòu)型A和構(gòu)型B俯仰力矩系數(shù)分解Fig.18 Pitching moment decomposition of Model A and Model B

圖19 構(gòu)型A和構(gòu)型B左右平尾俯仰力矩系數(shù)曲線對比Fig.19 H-tail pitching moment of Model A and Model B

圖20 構(gòu)型A和構(gòu)型C左右平尾俯仰力矩系數(shù)曲線對比Fig.20 H-tail pitching moment of Model A and Model C

4 結(jié) 論

本文對某“機(jī)身+機(jī)翼+襟翼+短艙+平尾”構(gòu)型進(jìn)行螺旋槳滑流影響的數(shù)值模擬分析，得出如下結(jié)論： 1) 螺旋槳直接力使模型的縱向靜穩(wěn)定性降低，且上移螺旋槳對該影響量沒有影響；

2) 平尾處的流場是受螺旋槳滑流、機(jī)翼下洗和各部件阻滯影響之后產(chǎn)生的復(fù)雜流動；

3) 滑流區(qū)的高能氣流可以提高平尾對縱向穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)；

4) 小迎角時，為了提高平尾對縱向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)，需要使平尾盡早進(jìn)入滑流區(qū)，數(shù)值分析表明上移槳盤或者下移平尾可以實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)。

[1]Ouyang S X, Zhao X X, Jiang Z H, 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)洞試驗方法研究[J].實(shí)驗流體力學(xué), 2012, 26(3): 91-94.

[2]Zhao X X.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(jī)繞流影響的試驗研究[J].氣動實(shí)驗與測量控制, 1995, 9(4): 48-52.

[3]Li Z C, Wang X N, Chen H, et al.Experimental research of influence of propeller slipstream on wing flow field[J].Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2000, 14 (2): 45-48.(in Chinese)李征初, 王勛年, 陳洪, 等.螺旋槳滑流對飛機(jī)機(jī)翼流場影響試驗研究[J].流體力學(xué)實(shí)驗與測量, 2000, 14(2): 45-48.

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

[5]Ren Q Z, Zhao X X, Liu Y, et al.The experimental investigation of slipstream effect on propeller-driven airplane[J].Science Technology and Engineering, 2015, 15(15): 214-217.(in Chinese)任慶祝, 趙曉霞, 劉毅, 等.螺旋槳飛機(jī)滑流對全機(jī)氣動特性影響的試驗研究[J].科學(xué)技術(shù)與工程, 2015, 15(15): 214-217.

[6]Müller J, Aschwanden M, Plaza G A, et al.Wind tunnel simulation of propeller effects in the A400M FLA-4 model[R].AIAA 2005-3706, 2005.

[7]Roosenboom E, Heider A, Schr?der A.Propeller slipstream development[R].AIAA 2007-3810, 2007.

[8]Zuo S H, Yang Y.Numerical simulation of propeller/high-lift system interaction[J].Aeronautical Computing Technique, 2007, 37(1): 54-57.(in Chinese)左歲寒, 楊永.螺旋槳滑流對帶后緣襟翼機(jī)翼氣動特性影響的數(shù)值分析[J].航空計算技術(shù), 2007, 37(1): 54-57.

[9]RenX F, Yang S P, Duan Z Y, et al.Investigation of the propeller slipstream effects on wing aerodynamic characteristics based on multiple frame of reference[C]//Proceedings of 14th national computational fluid dynamics conference, 2009: 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(jī)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, 2009: 582-585.

[10]Xu H Y, Ye Z Y.Numerical simulation of unsteady propeller slipstream[J].Journal of Aerospace Power, 2011, 26(1): 148-153.(in Chinese)許和勇, 葉正寅.螺旋槳非定?；鲾?shù)值模擬[J].航空動力學(xué)報, 2011, 26(1): 148-153.

[11]Cheng X L, Li J.Unsteady computational method for the propeller/wing interaction[J].Science Technology and Engineering, 2011, 11(14): 3229-3235.(in Chinese)程曉亮, 李杰.螺旋槳滑流對機(jī)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[12]Zhang X L, Zhang Y F.Research on interaction of propellerand high-lift system[J].Aeronautical Computing Technique, 2011, 41(4): 1-3.(in Chinese)張小莉, 張一帆.螺旋槳滑流對增升裝置氣動特性影響研究[J].航空計算技術(shù), 2011, 41(4): 1-3.

[13]Xia Z F, Yang Y.Unsteady numerical simulation interaction effects of propeller and wing[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2011, 32(7): 1195-1201.(in Chinese)夏貞鋒, 楊永.螺旋槳滑流與機(jī)翼氣動干擾的非定常數(shù)值模擬[J].航空學(xué)報, 2011, 32(7): 1195-1201.

[14]Gong X L, Yang Y, Xia Z F.Unsteady simulation method and actuator disk theory in numerical simulations of propeller′s interference on wing[J].Aeronautical Computing Technique, 2012, 42(1): 76-79.(inChinese)龔曉亮, 楊永, 夏貞鋒.螺旋槳滑流與機(jī)翼氣動干擾數(shù)值模擬研究[J].航空計算技術(shù), 2012, 42(1): 76-79.

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

[16]Yang X C, Wang Y T, Wang G X.et al.Numerical simulation of unsteady propeller slipstream[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2014, 32(3): 289-294.(inChinese)楊小川, 王運(yùn)濤, 王光學(xué), 等.螺旋槳非定?；鞯母咝?shù)值模擬研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報, 2014, 32(3): 289-294.

[17]Malard L, Bousquet J M, Atinault O, et al.High speed testing and CFD investigations for the new generation military transport aircraft development[R].AIAA 2005-4744, 2005.

[18]Stuermer A.Unsteady CFD simulations of propeller installation effects[R].AIAA 2006-4969, 2006.

[19]Stuermer A.Unsteady CFD simulations of contra-rotating propeller propulsion systems[R].AIAA 2008-5218, 2008.

[20]Roosenboom E, Stürmer A, Schr?der A.Comparison of PIV measurements with unsteady RANS calculations in a propeller slipstream[R].AIAA 2009-3626, 2009.

[21]Xu J K, Bai J Q, Huang J T, et al.Aerodynamic optimization design of wing under the interaction of propeller slipstream[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2014, 35(11): 2910-2920.(inChinese)徐家寬, 白俊強(qiáng), 黃江濤, 等.考慮螺旋槳滑流影響的機(jī)翼氣動優(yōu)化設(shè)計[J].航空學(xué)報, 2014, 35(11): 2910-2920.

[22]Liu P Q.Air propeller theory and its application[M].Beijing: Beihang University Press, 2006: 152.(in Chinese)劉沛清.空氣螺旋槳理論及其應(yīng)用[M].北京: 北京航空航天大學(xué)出版社, 2006.

[23]JI E波果斯拉夫斯基, 著.<八0九> 譯校.安-24飛機(jī)實(shí)用空氣動力學(xué)[M].北京: 國防工業(yè)出版社, 1972.

[24]Obert E D.Aerodynamic design of transport aircraft[M].Shanghai: Shanghai Jiaotong University Press, 2010.(in Chinese)艾德·奧波特, 著.顧誦芬, 吳興世, 楊新軍, 譯.運(yùn)輸類飛機(jī)的空氣動力設(shè)計[M].上海: 上海交通大學(xué)出版社, 2010.

Numerical simulation of propeller slipstream effects on pitching static stability

REN Xiaofeng*, DUAN Zhuoyi, WEI Jianlong

(AVICTheFirstAircraftInstitute,Xi’an710089,China)

A simple “body+wing+flap+nacelle+propeller+horizontal tail” model (Model A) and two modified ones (Model B and C) were simulated via commercial CFD codes, using unstructured surface matching grid and multi-frame of reference technique to solve Reynolds Averaged Navier-Stokes(RANS) equations.For the simulations, the whole computational domain was divided into three individual domains, namely two rotating domains for the propellers and one stationary domain.The slipstream effects at low speed and in high thrust coefficient condition were studied.It has been demonstrated that the pitching static stability of ‘Model A’ decreases sharply at low angles of attack, while increases slightly at high angles of attack due to the thrust generated by the propellers, the downwash effect of the wing and flap, and the interaction between the slipstream and horizontal tail (H-tail).Generally, the flow field around H-tail of a propeller-driven aircraft is affected by the general layout, the angle of attack, the downwash of the wing and flap, and the slipstream effect.More specifically, the downwash rate of the wing and flap increases due to the slipstream effect, while the efficiency of the H-tail decreases throughout the whole computed range of angles of attack.Since H-tail is not immersed in the slipstream, the high-energy fluid can hardly be utilized to increase its efficiency at low angles of attack.Moreover, it can be seen that the left H-tail contributes to the stability of ‘Model A’ due to the counter-clockwise rotation of the two propellers.

In order to improve the efficiency of H-tail, designers are suggested to modify the relative position between H-tail and the propeller slipstream to make sure that H-tail can be surrounded by high-energy flow generated by the propeller.Moving up the propeller by 0.7 m(Model B) or moving down the H-tail by 0.86m (Model C) has been proved as feasible modifications to increase the pitching static margin at low angles of attack.

propeller; slipstream; pitching static stability; numerical modelling; rotating region; unstructured surface matching grid; multi-frame of reference

0258-1825(2017)03-0383-09

2017-01-04;

2017-02-17

任曉峰*(1982-)，男，安徽壽縣人，碩士，高級工程師，主要研究方向：飛機(jī)部件氣動設(shè)計及優(yōu)化。E-mail：breezeluna@163.com

任曉峰, 段卓毅, 魏劍龍.滑流對飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性影響的數(shù)值模擬[J].空氣動力學(xué)學(xué)報, 2017, 35(3): 383-391.

10.7638/kqdlxxb-2017.0006 REN X F, DUAN Z Y, WEI J L.Numerical simulation of propeller slipstream effects on pitching static stability[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(3): 383-391.

V211.4

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0006