趙曉霞，劉毅

(中航飛機(jī)股份有限公司 漢中飛機(jī)分公司，漢中 723000)

四發(fā)螺旋槳滑流對(duì)某運(yùn)輸機(jī)氣動(dòng)特性的影響研究

趙曉霞，劉毅

(中航飛機(jī)股份有限公司 漢中飛機(jī)分公司，漢中 723000)

四發(fā)螺旋槳飛機(jī)滑流影響區(qū)較大，需要準(zhǔn)確獲得滑流引起的升力、阻力和俯仰力矩特性的變化以評(píng)估飛機(jī)的飛行性能和品質(zhì)。采用動(dòng)力模擬風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究某運(yùn)輸機(jī)在滑流影響下的氣動(dòng)力特性，包括升阻特性、俯仰力矩特性和升降舵效率，并采用七孔探針技術(shù)測(cè)量平尾區(qū)的尾流場(chǎng)特性。結(jié)果表明：滑流對(duì)氣流加速的效應(yīng)使得飛機(jī)的升力、阻力均有增加，升阻比在典型巡航和爬升狀態(tài)下分別降低了6%和20%；滑流隨迎角的增加從下至上掃掠過平尾，使得俯仰力矩和升降舵效率出現(xiàn)明顯的非線性變化。

滑流；渦槳飛機(jī)；氣動(dòng)特性；風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)；七孔探針

0 引 言

螺旋槳?jiǎng)恿ο到y(tǒng)是當(dāng)代亞音速飛機(jī)的主要?jiǎng)恿ο到y(tǒng)之一，在較低亞音速的通用飛機(jī)、軍用及民用運(yùn)輸機(jī)上獲得了廣泛應(yīng)用。N.Bronswijk[1]回顧了對(duì)螺旋槳?jiǎng)恿τ绊懷芯康陌l(fā)展史，將其劃分為三個(gè)階段：1920～1955年，完成了螺旋槳?jiǎng)恿τ绊懷芯康闹饕ぷ?，建立了葉素動(dòng)量理論，對(duì)單獨(dú)螺旋槳、螺旋槳與機(jī)體相互干擾、滑流對(duì)操穩(wěn)特性影響等方面進(jìn)行了深入的理論和實(shí)驗(yàn)研究；1955～1980年，由于渦噴、渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展和應(yīng)用，關(guān)于螺旋槳?jiǎng)恿Φ膽?yīng)用和研究迅速下降，NASA開展了系列通用飛機(jī)的全尺寸風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)以提高通用飛行器的安全性；1980年以后，渦輪螺旋槳的燃油經(jīng)濟(jì)性和較高的拉力-重量比使得螺旋槳?jiǎng)恿Φ膽?yīng)用重新得到重視，而計(jì)算流體力學(xué)的發(fā)展也使得動(dòng)力影響的復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象能夠被較好地模擬。李尚斌等[2]總結(jié)了螺旋槳?jiǎng)恿τ绊懙难芯窟M(jìn)展，表明雖然已有較多的有關(guān)滑流對(duì)機(jī)翼和增升裝置影響的研究，但針對(duì)升力、阻力、俯仰力矩、滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩和后體阻力等方面的研究較少。實(shí)驗(yàn)中通常測(cè)量飛機(jī)整體性能的變化，對(duì)滑流對(duì)機(jī)翼、機(jī)身、增升裝置的影響及其機(jī)理的研究有待加強(qiáng)。L.L.M.Veldhuis[3]對(duì)螺旋槳與機(jī)翼之間的相互干擾效應(yīng)的計(jì)算和實(shí)驗(yàn)研究情況進(jìn)行了綜述。

螺旋槳滑流影響與飛機(jī)機(jī)體的相互干擾取決于具體的構(gòu)型配置，故難以采用分析方法獲得準(zhǔn)確的影響量。較為有效的數(shù)值計(jì)算方法包括渦格法結(jié)合半經(jīng)驗(yàn)的葉素理論模型，求解Euler/N-S方程方法并采用等效盤或滑移網(wǎng)格技術(shù)模擬滑流效應(yīng)[4-6]。螺旋槳?jiǎng)恿δM風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)通過對(duì)螺旋槳軸向和旋轉(zhuǎn)速度的相似模擬，能夠獲得相對(duì)真實(shí)的流態(tài)和氣動(dòng)影響。螺旋槳?jiǎng)恿τ绊懛譃橹苯佑绊懞突饔绊?，滑流使升力增加，通過改變下洗、吹洗尾翼等方式對(duì)飛機(jī)俯仰力矩和升降舵效率產(chǎn)生影響[7-9]；目前，已通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了螺旋槳?jiǎng)恿δ軌蚴股υ黾?、軸向靜穩(wěn)定性降低等效應(yīng)[10-13]。S.F.Hoerner等[14-15]研究表明，滑流使升力增加的量值與拉力系數(shù)成正比，但不同構(gòu)型的飛機(jī)其比例系數(shù)差異較大，浸潤(rùn)在滑流中部件的廢阻基本正比于速壓，飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力降低。

上述研究多未將螺旋槳?jiǎng)恿Φ闹苯雍烷g接影響分離研究，關(guān)于完整飛機(jī)構(gòu)型阻力特性的數(shù)據(jù)也較少，雖得出了俯仰力矩特性穩(wěn)定性降低的結(jié)論，但忽略了滑流影響導(dǎo)致的俯仰力矩非線性特性。本文通過技術(shù)手段將螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)自身的氣動(dòng)力與飛機(jī)分離，得到飛機(jī)在純滑流影響下的氣動(dòng)力特性；采用七孔探針技術(shù)研究平尾區(qū)域的尾流場(chǎng)特性，并分析滑流對(duì)平尾的干擾機(jī)理。

1 實(shí)驗(yàn)方法

某運(yùn)輸機(jī)在烏克蘭安定諾夫設(shè)計(jì)局的AT-1風(fēng)洞、中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的FL-13、FL-12風(fēng)洞中完成帶動(dòng)力風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1所示，各風(fēng)洞的實(shí)驗(yàn)參數(shù)如表1所示。對(duì)滑流效應(yīng)的模擬采用間接模擬的固定拉力系數(shù)法，模型電機(jī)的拉力系數(shù)、前進(jìn)比與實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)相同，但槳葉角和轉(zhuǎn)速并無(wú)關(guān)聯(lián)，實(shí)驗(yàn)中改變模型的姿態(tài)角和構(gòu)型，拉力系數(shù)不變。模型電機(jī)自身的氣動(dòng)力與飛機(jī)(含滑流影響)的氣動(dòng)力實(shí)現(xiàn)分離測(cè)量，在AT-1風(fēng)洞中模擬電機(jī)通過前置馬達(dá)驅(qū)動(dòng)，與飛機(jī)模型無(wú)直接接觸；在FL-13及FL-12風(fēng)洞，模型螺旋槳由發(fā)動(dòng)機(jī)短艙內(nèi)的電機(jī)驅(qū)動(dòng)，每個(gè)電機(jī)及螺旋槳的氣動(dòng)力均由單獨(dú)的小天平測(cè)量并從主天平讀數(shù)中扣除?；鞯膹?qiáng)弱以拉力系數(shù)來衡量，單臺(tái)螺旋槳的拉力系數(shù)CT以機(jī)翼面積作為參考面積，即：

CT=T/qSw

式中：T為單臺(tái)螺旋槳拉力；q為飛行速壓；Sw為機(jī)翼面積。

采用上述定義方式后，CT與飛機(jī)阻力系數(shù)參考面積一致，便于直接比較。

(c) FL-12風(fēng)洞

風(fēng) 洞橫截面尺寸帶動(dòng)力實(shí)驗(yàn)風(fēng)速/(m·s-1)雷諾數(shù)AT-14m×2.33m500.8×106FL-138m×6m551.7×106FL-124m×3m400.6×106

尾流場(chǎng)測(cè)試采用矩陣布置的七孔探針尾耙測(cè)量得到，探針為4排、7列布置，每行、列的間距均為0.14 m，從上至下第二排為平尾所在位置，如圖2所示。采用七孔探針可獲得測(cè)量點(diǎn)的三個(gè)速度分量和壓力數(shù)據(jù)，為了研究不同高低位置的局部速度的變化，將每一排七個(gè)探針測(cè)得的軸向速度進(jìn)行平均后再分析。

圖2 七孔探針尾耙尾流場(chǎng)實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

2 實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)及分析

2.1 升阻特性

某運(yùn)輸機(jī)巡航構(gòu)型帶滑流效應(yīng)的升力曲線如圖3所示，可以看出：隨著拉力系數(shù)的增大飛機(jī)的升力線斜率成正比地增加，不同拉力系數(shù)的升力曲線在迎角為4°左右相交，故在常用飛行迎角范圍內(nèi)飛機(jī)的升力系數(shù)隨拉力系數(shù)的變化不大，這一特點(diǎn)是由螺旋槳相對(duì)機(jī)翼的位置和安裝角決定的；飛機(jī)典型的巡航及爬升拉力系數(shù)分別為0.011 4和0.039 7，當(dāng)CT=0.011 4時(shí)，升力線斜率增加約1%，而當(dāng)CT=0.039 7時(shí)，升力線斜率增加約7%，導(dǎo)致平尾處下洗率增加，平尾效率降低；滑流對(duì)飛機(jī)的失速迎角影響不大，大迎角范圍內(nèi)的升力形態(tài)無(wú)明顯變化，使最大升力系數(shù)有增加趨勢(shì)；由于滑流對(duì)機(jī)翼的影響機(jī)理復(fù)雜，實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)較低使得有滑流的最大升力系數(shù)實(shí)驗(yàn)值中包含了雷諾數(shù)效應(yīng)、附面層轉(zhuǎn)捩、滑流旋轉(zhuǎn)速度分量誘導(dǎo)的不均勻失速等多種因素的影響，其定量結(jié)果應(yīng)以試飛數(shù)據(jù)為準(zhǔn)。

(a) 帶動(dòng)力升力曲線

(b) 帶動(dòng)力升力線斜率

帶滑流狀態(tài)的阻力特性實(shí)驗(yàn)曲線如圖4～圖7所示。

圖4 帶滑流效應(yīng)阻力特性

圖5 不同拉力系下數(shù)的零升阻力系數(shù)

圖6 不同拉力系數(shù)下的誘導(dǎo)阻力因子

圖7 不同拉力系數(shù)下的升阻比

從圖4可以看出：在有滑流狀態(tài)下，飛機(jī)的阻力系數(shù)(CD)與升力系數(shù)(CL)的二次方具有線性關(guān)系；隨著拉力系數(shù)的增大阻力曲線上移，表明隨著滑流強(qiáng)度增加，飛機(jī)的阻力系數(shù)呈正比地增加。

從圖5可以看出：零升阻力系數(shù)(CD0)和拉力系數(shù)(CT)呈線性關(guān)系且不同風(fēng)洞的數(shù)據(jù)基本吻合，在典型巡航和爬升狀態(tài)下，升力系數(shù)相對(duì)無(wú)滑流構(gòu)型分別增加了0.001 9和0.007 6。CD0增加的原因是滑流影響區(qū)內(nèi)速壓的增加導(dǎo)致摩擦阻力的增大，對(duì)某運(yùn)輸機(jī)而言，機(jī)翼上下表面處于滑流區(qū)內(nèi)的浸潤(rùn)面積達(dá)到參考面積的90%，因此受滑流強(qiáng)度影響顯著。

從圖6可以看出：飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力因子Ai隨拉力系數(shù)的增加總體上呈緩慢下降的趨勢(shì)，其原因可能是滑流使機(jī)翼升力分布的變化、下洗的變化以及升力線斜率增加導(dǎo)致CD相對(duì)CL2的導(dǎo)數(shù)降低。

從圖7可以看出：拉力系數(shù)的增加對(duì)升阻比(L/D)而言是不利的，在典型巡航和爬升狀態(tài)下，飛機(jī)的升阻比相對(duì)無(wú)螺旋槳狀態(tài)分別降低約6%和20%。

2.2 俯仰力矩特性及升降舵效率

某運(yùn)輸機(jī)巡航構(gòu)型有滑流狀態(tài)的俯仰力矩曲線和升降舵效率分別如圖8～圖9所示。

圖8 滑流引起的俯仰力矩增量

圖9 帶滑流影響升降舵效率特性

從圖8可以看出：俯仰力矩曲線在滑流影響下呈現(xiàn)出非線性特征，在迎角為10°以下產(chǎn)生附加抬頭力矩，峰值出現(xiàn)在迎角為6°左右；在迎角為10°以上產(chǎn)生附加低頭力矩，峰值出現(xiàn)在迎角為14°左右，俯仰力矩出現(xiàn)類似正弦函數(shù)的形態(tài)。飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)在迎角為6°～14°范圍內(nèi)是增加的，在其余迎角范圍內(nèi)則降低。

從圖9可以看出：滑流影響下的升降舵效率在迎角為4°以上均有不同程度的增加，在迎角為10°～12°范圍內(nèi)達(dá)到峰值。升降舵效率增加的原因是平尾處局部速壓增大，而隨迎角的變化規(guī)律則表明滑流中心與平尾的相對(duì)位置發(fā)生了變化。

2.3 平尾區(qū)域流場(chǎng)測(cè)試結(jié)果

通過對(duì)平尾區(qū)域內(nèi)流場(chǎng)特性進(jìn)行測(cè)試來研究平尾區(qū)氣流速度隨迎角的變化情況。將七孔探針尾耙每一行七個(gè)探針測(cè)量得到的軸向速度平均后可得當(dāng)?shù)馗叨鹊牡湫退俣?，結(jié)果如圖10所示。

圖10 滑流尾流場(chǎng)速度測(cè)試結(jié)果(CT=0.084 0)

從圖10可以看出：在平尾高度-2 m時(shí)，在迎角為2°時(shí)達(dá)到局部速度峰值，高度-1 m時(shí)，峰值出現(xiàn)在迎角為10°，而平尾高度位置在迎角為14°時(shí)出現(xiàn)峰值，高度+1 m時(shí)峰值出現(xiàn)的迎角更加推遲。流場(chǎng)測(cè)試呈現(xiàn)出明顯的規(guī)律，可清晰地判定隨著迎角的增加，滑流中心從下向上移動(dòng)，當(dāng)CT=0.084 0時(shí)，平尾附近能夠達(dá)到的局部速度峰值是來流速度的1.3倍。由于尾流場(chǎng)測(cè)試時(shí)沒有安裝平尾等因素，平尾高度處速度峰值出現(xiàn)在迎角為14°左右，略大于升降舵效率的峰值出現(xiàn)的迎角，即10°～12°。

根據(jù)氣動(dòng)力和尾流場(chǎng)測(cè)試結(jié)果，可推斷出螺旋槳滑流尾流對(duì)平尾的干擾影響機(jī)理，如圖11所示。

(a) 迎角小于10°

(b) 迎角接近10°

(c) 迎角大于10°

從圖11可以看出：當(dāng)迎角小于10°時(shí)，滑流吹洗中心在平尾下方，使平尾產(chǎn)生向下的吸力，局部速度也有所增加；當(dāng)迎角約為10°時(shí)，滑流中心很接近平尾，平尾局部速度達(dá)到最大值但沒有明顯的吸力方向；當(dāng)迎角大于10°以后滑流中心高于平尾，又產(chǎn)生向上的吸力和一定的速度增加。

3 結(jié) 論

(1) 本文通過螺旋槳直接力與飛機(jī)氣動(dòng)力分離的實(shí)驗(yàn)方法獲得了精度提高的滑流影響數(shù)據(jù)，并給出了升力、阻力特性隨拉力系數(shù)的變化規(guī)律。

(2) 受滑流影響后飛機(jī)的升力線斜率和最大升力系數(shù)提高，零升阻力系數(shù)隨著滑流拉力系數(shù)呈線性地增加，誘導(dǎo)阻力因子在較大拉力系數(shù)條件下略有降低，升阻比在典型巡航和爬升狀態(tài)下分別降低了6%和20%。

(3) 帶動(dòng)力俯仰力矩曲線隨著迎角的增加存在類似正弦函數(shù)的形態(tài)。

(4) 升降舵效率在迎角為4°以上均有不同程度的增加，峰值出現(xiàn)在10°～12°之間，尾流場(chǎng)測(cè)試表明其原因是隨著迎角的增加，滑流尾流從下至上掃掠經(jīng)過平尾。

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(編輯：馬文靜)

The Research of the Aerodynamic Characteristics of a Transport Aircraft with Slipstream Effect of Four Turbo-propeller Engines

Zhao Xiaoxia, Liu Yi

(Hanzhong Branch, AVIC Aircraft Co., Ltd., Hanzhong 723000, China)

The slipstream of the aircraft with four turbo-propellers affects large area around the aircraft, and the induced variation of lift, drag, and pitching moment must be accurately measured to evaluate flight performance and quality. The aerodynamic force of the aircraft with slipstream effect is investigated quantitatively by powered wind tunnel tests, including the lift, drag, pitching moment and elevator efficiency characteristics. The wake flow field is measured by seven-hole probe technique. The research reveals that the lift and drag are increased due to the high speed slipstream, and the lift to drag ratio is reduced by 6% and 20% at typical cruise and climb condition respectively. The wake flow tests reveal that the slipstream sweeps from below the horizontal tail to above it with higher AOA(angle of attack), which causes the strongly non-linear variation of pitching moment and elevator efficiency.

slipstream; turbo-propeller driven aircraft; aerodynamic characteristics; wind tunnel test; seven-hole probe

2017-02-20；

2017-04-03

劉毅,evanliuyi@hotmail.com

1674-8190(2017)03-256-06

V211.71

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.03.002

趙曉霞(1967-)，女，碩士，研究員。主要研究方向：飛機(jī)設(shè)計(jì)。

劉 毅(1982-)，男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛機(jī)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)。