李興偉, 李 聰, 徐傳寶, 李盛文

(中國航空工業(yè)空氣動力研究院, 哈爾濱 150001)

0 引 言

由于采用渦輪螺旋槳發(fā)動機作為動力裝置的渦輪螺旋槳飛機具有起飛(著陸)距離短、巡航時間長等優(yōu)點，故從上世紀70年代末期起，渦槳發(fā)動機在通用飛機、教練機、軍用運輸機、預警機、偵察機及地效飛機等機種上得到廣泛的應用。

螺旋槳會對飛機產(chǎn)生較大的動力影響，這種動力影響包括直接影響和間接影響。直接影響主要是螺旋槳產(chǎn)生的拉力、扭矩和法向力對飛機氣動特性的附加影響；間接影響是指螺旋槳產(chǎn)生的滑流與飛機各部件之間的干擾作用，這種影響使飛機升力、阻力增加，下洗發(fā)生變化，飛機的操縱性、穩(wěn)定性及舵面效率均受影響。

螺旋槳滑流對于飛機縱向氣動特性的影響，尤其是升阻特性的影響一直以來都受到渦槳飛機設計者的廣泛關注。近年來，國內外關于螺旋槳滑流的風洞試驗以及數(shù)值計算研究都取得較多的研究成果。2004年，Arne W.Stuermer[1]在非定常條件下，做了螺旋槳滑流對機翼影響的研究，結論有：由于做了無黏假設，使計算拉力系數(shù)比試驗值大5%左右；滑流使升力增加的同時，也使阻力、滾轉力增加。2014年，楊小川[2]等人利用動態(tài)拼接結構網(wǎng)格技術和雙時間步推進方法，研究了雙發(fā)渦槳飛機螺旋槳非定?；餍⒎治隽嘶鲗α鲌龅挠绊?，得出了飛機部件受滑流影響后升力系數(shù)增加的結論及飛機表面流場受滑流影響的變化情況。

如今的民用飛機，尤其是大型運輸類飛機，為了增大運輸載荷常常使用T型尾翼布局，但是T型尾翼布局帶來的典型問題就是T尾深失速問題。對于螺旋槳驅動的運輸類T尾飛機，螺旋槳高速旋轉對機翼及T尾產(chǎn)生的滑流影響與T尾深失速問題的耦合影響是較為復雜的。

1 試驗設備與模型

1.1 風洞及支撐設備

本研究所使用風洞為中航氣動院FL-9風洞，該風洞為低速單回路閉口風洞，試驗段截面為扁八角形，試驗段截面尺寸是4.5m×3.5m，試驗段有效截面積14.77m2，空風洞最大風速為130m/s。

大迎角滑流風洞試驗的模型支撐方式采用單支桿腹撐，其中常規(guī)的單支桿用于完成迎角范圍0°～20°的試驗，新加工一個帶預彎偏度的單支桿用于完成16°～50°的大迎角試驗。無動力試驗風速為50m/s，帶動力試驗風速為30m/s和40m/s。大迎角條件下飛機模型在風洞試驗段截面的阻塞度為4.4%，滿足風洞試驗對模型阻塞度[3]的要求。槳葉雷諾數(shù)采用70%螺旋槳半徑計算得到，為0.19×106，全機雷諾數(shù)采用平均氣動弦長為參考長度計算得到，為0.92×106。

1.2 試驗天平

本試驗中全機試驗采用中航氣動院單支桿支撐內式六分量應變天平，試驗所采用天平均經(jīng)過校準并且處于有效使用期內。

1.3 試驗模型

該模型以常規(guī)布局的渦槳飛機帶動力模型為基礎，模型縮比的尺寸適于實驗。由于螺旋槳動力模擬試驗使用的是電機驅動螺旋槳旋轉，而電機的電線及冷卻水管都要在機翼中走線，且4發(fā)試驗線路和管路數(shù)量較大，最終模型加工了2套機翼，即無動力試驗采用普通機翼，帶動力試驗采用新加工機翼。此外，該套全金屬模型具備起飛、巡航及著陸3種構型，后襟偏度分別為0°、20°和45°。

圖1 試驗模型示意圖

2 試驗方法與試驗項目

2.1 試驗方法

本滑流試驗采用電機驅動的螺旋槳進行渦槳飛機的動力模擬試驗。螺旋槳動力模擬試驗采用固定拉力系數(shù)的間接模擬方法。首先進行預備性單槳試驗，選定不同拉力系數(shù)對應的槳葉角、全機帶動力試驗風速和滑流電機轉速。在進行正式帶動力試驗時，模型正裝在腹撐支桿上，由內式應變天平測得的氣動力扣除相應的支架干擾量與單槳試驗測得的螺旋槳的直接力、力矩后，進行相應的計算，就得到了螺旋槳滑流影響下的飛機氣動特性。

2.2 試驗項目

本滑流測力風洞試驗研究項目包括：飛機模型的無動力常規(guī)迎角測力試驗、飛機模型無動力大迎角測力試驗、模型帶動力滑流影響試驗、大迎角條件下滑流與平尾深失速效應的耦合影響研究試驗。

2.3 試驗數(shù)據(jù)處理

本滑流測力試驗數(shù)據(jù)中力和力矩系數(shù)均以風軸系給出，本文曲線中全機數(shù)據(jù)均為扣除了單槳拉力及拉力引起力矩后的數(shù)據(jù)。此外，試驗數(shù)據(jù)處理時扣除了模型自重的影響。

試驗進行了洞壁干擾的修正[3]和支撐干擾的修正[3]，其中洞壁干擾修正采用“映像法”修正，支架干擾修正采用鏡像支桿“兩步法”，正式試驗前完成了支架干擾修正試驗，并取得了對應正式試驗狀態(tài)的支架干擾量。

本文曲線中所使用的數(shù)據(jù)，是對常規(guī)迎角范圍和大迎角范圍的試驗數(shù)據(jù)進行了搭接處理，對2根支桿16°～20°的數(shù)據(jù)都進行了數(shù)據(jù)平均。

3 試驗結果討論

3.1 無動力條件下平尾深失速影響試驗

采用T型尾翼布局的潛在影響來自于深失速的流動狀況，在機翼失速后的某個迎角范圍內，平尾將會浸沒在機翼尾流之中，此時平尾和升降舵的效率會顯著降低，這給失速狀態(tài)的改進增加了困難。

進行了無動力條件下飛機巡航、起飛及著陸3種構型的大迎角縱向氣動特性影響試驗，即沒有滑流影響下的平尾深失速試驗?？v向氣動特性曲線如圖2所示，隨著襟翼偏度的增加，飛機模型的縱向靜穩(wěn)定性降低。

小迎角時襟翼偏度的變化對俯仰力矩系數(shù)的影響很小，在角度12°～36°的平尾深失速影響區(qū)域，巡航構型的曲線相對較為線性，而著陸構型的曲線上揚趨勢明顯，即在這段角度區(qū)間內隨著襟翼偏度的增加，縱向靜穩(wěn)定性不斷降低，平尾的失速效應隨著襟翼偏度的增加而愈發(fā)明顯，迎角超過40°之后，平尾已經(jīng)從機翼的洗流影響中恢復過來。

從圖1中可以看出，隨著迎角α的增大，俯仰力矩系數(shù)與迎角的線性變化關系一直保持到迎角12°附近，此后俯仰力矩系數(shù)與迎角的變化關系呈現(xiàn)不利于縱向穩(wěn)定的趨勢，并且當迎角增加到約16°以后，平尾所能提供的低頭力矩會迅速減小，因此飛機一旦進入迎角大于16°的大迎角狀態(tài)，依靠升降舵將難以穩(wěn)定和減小飛機的飛行迎角。

在迎角較小的時候，機翼尾流對于平尾的影響主要是下洗作用，這種下洗作用延遲了平尾流動的分離，因此在此范圍內，平尾上的升力和力矩與迎角都呈現(xiàn)線性關系。當迎角逐漸增大時，平尾開始進入機翼翼面分離流動的尾跡區(qū)，然后隨著迎角繼續(xù)增大平尾全部落入其尾跡中。當迎角繼續(xù)增大時，平尾已經(jīng)處在機翼翼面尾跡區(qū)域以外，此時由于動壓的突然恢復，平尾上的升力和低頭力矩迅速恢復，全機俯仰力矩與迎角再次恢復有利的變化關系。從圖2的俯仰力矩系數(shù)曲線中可以明顯看到整個平尾失速及改出的過程。

(a) 無動力升力系數(shù)曲線

(b) 無動力阻力系數(shù)曲線

(c) 無動力俯仰力矩系數(shù)曲線

3.2 螺旋槳滑流與平尾深失速耦合影響

圖3、4和5給出了飛機巡航、起飛及著陸3種構型有無滑流影響的試驗對比曲線圖。從常規(guī)試驗迎角范圍內的數(shù)據(jù)可以看到，帶滑流后飛機的升力系數(shù)明顯增加，并比較起飛構型拉力系數(shù)分別為0.15和0.3的升力系數(shù)曲線，可以看Tc=0.3的試驗曲線升力線斜率增加更明顯。與此同時，帶滑流后飛機的阻力系數(shù)也是增加明顯，且相同構型條件下隨著拉力系數(shù)的增加飛機的阻力系數(shù)也增加。在小迎角無動力時，負的機翼迎角產(chǎn)生負升力；有動力時，滑流增加了機翼的負升力效應，產(chǎn)生負升力增量。螺旋槳滑流一方面增加了機翼升力，但增加的下洗作用又使平尾的升力減小，后者大于前者，因此升力的增量仍然是負值。大于一定迎角后，機翼升力的增加起主導作用，導致升力迅速增加。

(a) 帶動力升力系數(shù)曲線

(b) 帶動力阻力系數(shù)曲線

(c) 帶動力俯仰力矩系數(shù)曲線

Fig.3Testdatacomparisonwithslipstreamandwithoutslipstreamforaircraftcruiseconfiguration

(a) 帶動力升力系數(shù)曲線

(b) 帶動力阻力系數(shù)曲線

(c) 帶動力俯仰力矩系數(shù)曲線

Fig.4Testdatacomparisonwithslipstreamandwithoutslipstreamatdifferentliftcoefficientsforaircrafttaking-offconfiguration

滑流對飛機的縱向靜穩(wěn)定性方面的影響也是非常明顯，可以看到飛機的3種構型受到滑流影響后靜穩(wěn)定性均是降低的。由于滑流掠過機翼和平尾，一方面使機翼和平尾處的速壓增加，提高平尾的作用；另一方面滑流影響又使平尾處的下洗增強，減弱了平尾的作用，后者的影響大于前者，因此隨著拉力系數(shù)的提高，縱向靜穩(wěn)定性降低。

當試驗迎角較大時，即平尾進入機翼洗流并改出的過程中，螺旋槳滑流和深失速效應存在一定的耦合影響，圖3、4和5的大角度試驗結果說明了這一點。

(a) 帶動力升力系數(shù)曲線

(b) 帶動力阻力系數(shù)曲線

(c) 帶動力俯仰力矩系數(shù)曲線

Fig.5Testdatacomparisonwithslipstreamandwithoutslipstreamatdifferentliftcoefficientsforaircraftlandingconfiguration

首先，在飛機巡航狀態(tài)時采用拉力系數(shù)0進行帶動力試驗，由于零拉力系數(shù)產(chǎn)生的滑流影響較小，可以從曲線中看到，滑流對升力和阻力的影響不大，但對迎角20°左右的俯仰力有一定影響，即平尾剛剛進入深失速區(qū)時候的不利影響加劇了。

其次，圖4中是起飛構型無動力狀態(tài)和拉力系數(shù)分別為0、0.15和0.3的滑流對飛機縱向氣動特性影響的對比曲線。從曲線中可以看到，隨著拉力系數(shù)的增加，升力系數(shù)和阻力系數(shù)的增加非常明顯，小角度試驗結果與大角度試驗結果規(guī)律基本一致。對于帶動力條件下的平尾深失速效應，隨著拉力系數(shù)的增加整體的大角度縱向靜穩(wěn)定性明顯越來越差，平尾深失速效應加劇，平尾進入機翼洗流和改出的過程越來越不明顯。

最后，圖5中是著陸構型無動力狀態(tài)和拉力系數(shù)分別為0、0.1和0.15的滑流對飛機縱向氣動特性影響的對比曲線。著陸構型的襟翼偏度相對于起飛構型要大，滑流對飛機升阻特性的影響與起飛狀態(tài)基本一致。

對于著陸構型的滑流與深失速耦合的影響，從圖4中的俯仰力矩曲線在迎角12°～35°可以發(fā)現(xiàn)一定的規(guī)律，但是耦合效應的整體影響相對于起飛構型(即襟翼偏度較小)時隨著拉力系數(shù)的增加規(guī)律性并不明顯。帶動力數(shù)據(jù)和無動力數(shù)據(jù)相比，整體縱向靜穩(wěn)定性降低得非常明顯，尤其是大角度條件下，平尾從深失速狀態(tài)改出的效果并不明顯。

4 結 論

本文以螺旋槳滑流風洞試驗技術結合大迎角風洞試驗技術為手段研究了螺旋槳滑流對飛機縱向氣動特性的影響規(guī)律，尤其是平尾深失速效應與滑流耦合影響的規(guī)律，具體研究結論如下：

(1) 螺旋槳滑流使得飛機的升力系數(shù)和阻力系數(shù)明顯增加且縱向靜穩(wěn)定性降低，在大迎角試驗時滑流對飛機縱向氣動特性的影響規(guī)律基本與小迎角時一致；

(2) 對于高平尾布局的飛機，螺旋槳滑流的存在加劇了深失速效應，且從深失速效應中改出更加困難。

(3) 螺旋槳滑流與平尾深失速的耦合影響是非常復雜的，其對高平尾布局渦槳飛機的縱向氣動特性影響對于飛機的氣動設計至關重要。

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