鐘敏，華俊，鄭遂，白俊強(qiáng)，孫衛(wèi)平，黃領(lǐng)才

1. 中國航空研究院，北京 100012 2. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 3. 中航工業(yè)通用飛機(jī)有限責(zé)任公司，珠海 519030

渦輪螺旋槳動力系統(tǒng)以其優(yōu)良的中低速燃油經(jīng)濟(jì)性，為許多運(yùn)輸飛機(jī)和通用飛機(jī)所采用[1-2]。螺旋槳滑流對下游部件如機(jī)身、機(jī)翼、增升裝置和尾翼的流動會產(chǎn)生較大的影響，螺旋槳滑流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)更會影響到飛機(jī)的偏航和滾轉(zhuǎn)特性[3]。出于發(fā)動機(jī)研制和飛機(jī)使用維護(hù)成本的考慮，雙發(fā)和多發(fā)渦槳飛機(jī)大都采用同向旋轉(zhuǎn)的發(fā)動機(jī)和螺旋槳，因此滑流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)不能相互平衡，這就要求在飛機(jī)設(shè)計中給與考慮。對于側(cè)風(fēng)起降、飛機(jī)側(cè)滑、滾轉(zhuǎn)等非對稱飛行狀態(tài)，滑流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)更加不容忽視。為此，空客A400M運(yùn)輸機(jī)采用了每側(cè)兩臺對轉(zhuǎn)渦槳發(fā)動機(jī)來緩解這個問題[4]。

對于需要在海面和海島機(jī)場起降的大型水陸兩棲飛機(jī)AG600[5]，為降低機(jī)體入水載荷，提高抗浪性，需要更低的起降速度[6]，因此側(cè)風(fēng)的影響范圍擴(kuò)大。為研究螺旋槳的滑流影響，設(shè)計部門進(jìn)行了1:15縮比帶動力模型的風(fēng)洞試驗。在全機(jī)起降構(gòu)型帶地板大側(cè)風(fēng)試驗中發(fā)現(xiàn)，在復(fù)飛等螺旋槳拉力比較大的狀態(tài)，偏航力矩Cn在左側(cè)滑時出現(xiàn)了明顯的不穩(wěn)定現(xiàn)象。因為這種左右非對稱的不穩(wěn)定現(xiàn)象與拉力比有關(guān)，因此也與四發(fā)同向旋轉(zhuǎn)的螺旋槳滑流密切相關(guān)，設(shè)計中急需對該現(xiàn)象的產(chǎn)生原因和機(jī)理進(jìn)行分析研究。

現(xiàn)代飛機(jī)研制首先采用計算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法在全尺寸飛行狀態(tài)及雷諾數(shù)(Re)下進(jìn)行設(shè)計、評估和優(yōu)化，然后對選定的優(yōu)化布局進(jìn)行風(fēng)洞試驗驗證。設(shè)計研究中發(fā)現(xiàn)，對已優(yōu)化的全尺寸飛機(jī)在風(fēng)洞試驗的縮比雷諾數(shù)下進(jìn)行CFD計算或風(fēng)洞試驗預(yù)評估，流動細(xì)節(jié)和氣動特性就會有相應(yīng)改變。例如對于飛行雷諾數(shù)Re=20×106狀態(tài)下設(shè)計的馬赫數(shù)Ma=0.85高亞聲速公務(wù)機(jī)，在1∶22縮比模型風(fēng)洞試驗雷諾數(shù)Re=4.7×106下進(jìn)行CFD計算，就會出現(xiàn)機(jī)翼后緣弱分離和發(fā)動機(jī)-機(jī)身掛架激波誘導(dǎo)分離的現(xiàn)象[7]。進(jìn)一步的CFD與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)相關(guān)性問題研究表明，相比飛行狀態(tài)，模型在風(fēng)洞中的變形和支架干擾在高亞聲速時也都非常明顯，而且對機(jī)翼壓力分布等重要測量值是不易修正的[8-10]。在風(fēng)洞中模擬螺旋槳飛機(jī)，通常采用高功率電機(jī)或空氣馬達(dá)驅(qū)動螺旋槳[11]。對于大型水陸兩棲飛機(jī)，由于風(fēng)洞尺寸限制，低速模型縮比大都在1∶7.5～1∶15的范圍。為了達(dá)到所需的拉力比，螺旋槳轉(zhuǎn)速往往是真實飛行時的數(shù)倍或十余倍，加之雷諾數(shù)減小數(shù)倍或一個數(shù)量級，滑流影響的修正需要給予格外關(guān)注和研究。

鑒于風(fēng)洞試驗的雷諾數(shù)效應(yīng)和飛機(jī)研制進(jìn)度的要求，設(shè)計部門提出了采用CFD方法進(jìn)行滑流影響分析和真實飛機(jī)飛行狀態(tài)評估的需求，目的是探明風(fēng)洞試驗中問題的產(chǎn)生機(jī)理，研究全尺寸飛機(jī)在大側(cè)風(fēng)起降時的偏航力矩特性，保證首飛節(jié)點(diǎn)。

當(dāng)前飛機(jī)設(shè)計中可信度和實用性俱佳的CFD方法以求解雷諾平均Navier-Stokes(Reynolds Average Navier-Stokes,RANS)方程為主，其中螺旋槳數(shù)值計算又包括激勵盤、多重參考系(Multiple Reference Frame,MRF)和直接模擬旋轉(zhuǎn)螺旋槳的非定?；凭W(wǎng)格方法，其模擬的準(zhǔn)確程度和計算難度也相應(yīng)增加[12-15]，特別是非定常計算的計算量呈數(shù)量級增大，對計算軟件、計算網(wǎng)格和計算機(jī)平臺均提出了極大的挑戰(zhàn)。德國航空航天中心DLR對空客A400M采用的四發(fā)對轉(zhuǎn)螺旋槳進(jìn)行了縱向特性的CFD非定常計算[16]，但對四發(fā)同向旋轉(zhuǎn)螺旋槳的橫向問題，必須同時考慮飛機(jī)對稱面左右的全流場，計算難度更大，國內(nèi)外現(xiàn)有飛機(jī)設(shè)計中實現(xiàn)的非定常算例不多。

為了分析螺旋滑流對飛機(jī)橫向氣動特性的影響，首先對滑流的計算流體力學(xué)方法開展了測評，經(jīng)過大量對比研究，發(fā)現(xiàn)通常的激勵盤和MRF方法不能很好地模擬螺旋槳飛機(jī)的橫向流動。因此，本研究采用了復(fù)雜程度更高的非定常計算方法，利用百萬億次高性能計算設(shè)施進(jìn)行全機(jī)起降構(gòu)型帶動力的大規(guī)模并行計算，全機(jī)網(wǎng)格點(diǎn)達(dá)到1.5億。

第1階段先對風(fēng)洞試驗狀態(tài)下的模型進(jìn)行了計算，突破了一系列技術(shù)瓶頸，實現(xiàn)了四發(fā)帶動力側(cè)風(fēng)起降及著陸復(fù)飛狀態(tài)非定常計算，再現(xiàn)了風(fēng)洞試驗現(xiàn)象，找出了偏航力矩非線性及失穩(wěn)現(xiàn)象產(chǎn)生的原因，揭示了風(fēng)洞中滑流和機(jī)體流動的干擾機(jī)理，也驗證了計算模型的準(zhǔn)確性。計算分析得出的滑流流動干擾現(xiàn)象也為后期風(fēng)洞試驗中的補(bǔ)充流譜觀察所證實。

第2階段進(jìn)行了全尺寸飛機(jī)真實飛行狀態(tài)的非定常計算。對全機(jī)力和力矩系數(shù)、分部件力和力矩系數(shù)以及流場細(xì)節(jié)進(jìn)行了全面分析，對比了飛行和風(fēng)洞不同雷諾數(shù)和螺旋槳轉(zhuǎn)數(shù)下滑流的干擾特性，證明風(fēng)洞試驗中的不穩(wěn)定流動因素在全尺寸飛行狀態(tài)下明顯弱化或消失。研究中進(jìn)一步對全尺寸飛行狀態(tài)下滑流干擾的側(cè)風(fēng)影響范圍進(jìn)行了評估，保證了飛機(jī)研制和首飛的重要節(jié)點(diǎn)。

1 計算模型和計算方法

1.1 計算構(gòu)型和計算網(wǎng)格

大型水陸兩棲飛機(jī)AG600總體布局采用船型體機(jī)身，上單翼，T型尾翼和安裝在機(jī)翼上的四發(fā)渦槳發(fā)動機(jī)；其船體機(jī)身前部具有抗浪裙和溢流縫，機(jī)翼外側(cè)吊裝有浮筒；起降構(gòu)型包含4片單縫下偏襟翼，起降和復(fù)飛狀態(tài)還要考慮模擬地面或水面的地板，因此計算構(gòu)型十分復(fù)雜(圖1)。

圖1 AG600 CFD計算構(gòu)型Fig.1 AG600 configuration for CFD simulation

為了使用可以較好地模擬螺旋槳產(chǎn)生的高旋度黏性流動的雷諾平均Navier-Stokes方程，生成了結(jié)構(gòu)化點(diǎn)搭接網(wǎng)格，最大網(wǎng)格量約為1.5億，每套網(wǎng)格均由靜止域網(wǎng)格和旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格組成。物面附近生成O型網(wǎng)格，附面層網(wǎng)格共33層，增長比率為1.2，第1層高度為0.001 mm，約為模型平均氣動弦長(MAC)的10-6(圖2)。

圖2 AG600全機(jī)和槳葉網(wǎng)格結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Schematic diagram of AG600 aircraft and blade mesh topology

1.2 計算方法

如前所述，基于RANS求解器的螺旋槳數(shù)值計算常有激勵盤、多重參考系(MRF)和直接模擬旋轉(zhuǎn)螺旋槳的非定?；凭W(wǎng)格等方法。對于需要考慮側(cè)風(fēng)的橫向流動問題，計算方法應(yīng)該能夠相對準(zhǔn)確地模擬出螺旋槳滑流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)和下游渦系的發(fā)展，即得出圖3所示的槳葉和槳尖渦系。

在常用的In-house和商用軟件中，ANSYS-CFX和Fluent軟件具有較強(qiáng)的旋轉(zhuǎn)機(jī)械模擬功能，同時對航空飛行器特別是起降速度范圍也有較好的適應(yīng)性。該軟件中同時具有針對螺旋槳的激勵盤、MRF和直接模擬旋轉(zhuǎn)螺旋槳的非定?；凭W(wǎng)格方法[17-18]。

圖3 飛行中的槳尖渦形態(tài)Fig.3 Shape of vortices on blade tip in flight

激勵盤方法根據(jù)螺旋槳的氣流動量變化，將螺旋槳近似成一個無厚度圓盤。真實螺旋槳槳葉不僅受到軸向的拉力還受到氣流的旋向阻力，在建立激勵盤模型時應(yīng)該考慮兩個方向的載荷分布。槳葉載荷具有非定常的周期性，但激勵盤載荷是不隨時間變化的，所以一些學(xué)者開始研究在一定周期內(nèi)建立載荷分布的對應(yīng)關(guān)系，力求在時均的意義下對槳盤的非定常旋轉(zhuǎn)特性給予考慮[19-20]。

MRF可認(rèn)為是一種準(zhǔn)定常方法，通過給槳盤區(qū)域一個與槳葉旋轉(zhuǎn)方向相反的速度，將非定常問題轉(zhuǎn)化為定常問題。槳盤以內(nèi)定義為旋轉(zhuǎn)域，槳盤以外定義為靜止域,旋轉(zhuǎn)域與靜止域之間通過將速度換成絕對速度的形式進(jìn)行子域流場信息的交換(圖4(a))。對于以流向為主的縱向氣動特性研究，這種方法得到了較多的應(yīng)用[21-22]

非定常方法直接給槳葉賦予旋轉(zhuǎn)速度，可以更真實地模擬旋轉(zhuǎn)部件和靜止部件之間的相互作用。但求解非定常Navier-Stokes方程，對網(wǎng)格質(zhì)量和計算資源方面的要求比前兩者更高，計算耗時約為MRF方法的6～10倍(圖4(b))。

為更好地分析側(cè)風(fēng)下飛機(jī)的滑流非對稱影響，在上述分析和計算測試的基礎(chǔ)上，選用了非定常計算方法和SST(Shear Strain Transport)湍流模型。由于網(wǎng)格量大，計算資源需求量劇增，針對高性能計算機(jī)每個節(jié)點(diǎn)的內(nèi)存量，采用了數(shù)百核并行的算法，克服了眾多軟、硬件瓶頸，實現(xiàn)了AG600上億網(wǎng)格四發(fā)帶動力帶地板側(cè)風(fēng)起降狀態(tài)的非定常數(shù)值模擬，得出了圖3類型的滑流形態(tài)，如圖5所示。

圖4 MRF和非定常方法中旋轉(zhuǎn)邊界條件的設(shè)定Fig.4 Rotation boundary setting in MRF and unsteady methods

圖5 非定常計算結(jié)果中槳葉渦Fig.5 Blade vorticity results using unsteady methods

2 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ秃蜖顟B(tài)計算分析

2.1 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ秃驮囼灎顟B(tài)

確定了計算方法后,對圖1所示的AG600飛機(jī)1∶15風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ推鸾祹У匕鍢?gòu)型，采用圖2所示的多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行了計算。計算狀態(tài):風(fēng)速為70 m/s，迎角α=7°,側(cè)滑角β=-25°～+20°。模型旋轉(zhuǎn)中心距地板高度與風(fēng)洞試驗相同,但地板尺度延伸到計算域邊界。對于復(fù)飛狀態(tài)，襟翼設(shè)為下偏45°，拉力系數(shù)為0.092,螺旋槳轉(zhuǎn)速為10 134 r/min,也與風(fēng)洞試驗相同。

對于每一個側(cè)滑角構(gòu)成的計算點(diǎn)，物理時間步長為4×10-5，單個物理時間步內(nèi)槳葉旋轉(zhuǎn)約2°，總時間步約5萬步，即螺旋槳滑流向下游流動至5個機(jī)身長度的位置。

計算結(jié)果顯示，全機(jī)升力、阻力和主要力矩系數(shù)均與風(fēng)洞試驗有著較好的一致性，特別是偏航力矩系數(shù)，在負(fù)側(cè)滑角較大時出現(xiàn)了曲線向不穩(wěn)定方向的轉(zhuǎn)折，而在正側(cè)滑時曲線基本是線性的，從而再現(xiàn)了試驗中出現(xiàn)的航向不穩(wěn)定現(xiàn)象。

2.2 產(chǎn)生不穩(wěn)定現(xiàn)象的流動機(jī)理

利用CFD方法流場信息豐富的優(yōu)勢，針對螺旋槳滑流產(chǎn)生的非對稱影響，進(jìn)行了流動精細(xì)分析。

圖6 側(cè)滑角β=-16°時右外翼的分離現(xiàn)象Fig.6 Outboard right wing separation at β=-16°

圖6繪制的全機(jī)表面極限流線顯示，在側(cè)滑角β=-16°時，沿飛行方向看逆時針旋轉(zhuǎn)的螺旋槳滑流加強(qiáng)了右外翼的上洗，增大了當(dāng)?shù)赜牵斐闪擞彝庖砩媳砻孑^大的流動分離。因力臂較長，該分離產(chǎn)生的額外阻力造成偏航力矩向不穩(wěn)定方向增加。相比之下，在正側(cè)滑角范圍內(nèi)，例如β=16°時，由于左外螺旋槳滑流對左外翼產(chǎn)生下洗，計算顯示左外翼沒有發(fā)生分離，因此沒有對偏航力矩曲線的線性產(chǎn)生額外影響。

垂直尾翼(V-tail)是另一個與飛機(jī)偏航力矩密切相關(guān)的部件，計算流場分析顯示，在負(fù)側(cè)滑時，由于垂尾背鰭渦的旋轉(zhuǎn)方向與螺旋槳滑流中的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)正好相反，在側(cè)滑角較大時，背鰭渦在風(fēng)洞試驗雷諾數(shù)下破裂，造成垂尾背風(fēng)面流動向頂部聚集或分離，降低了垂尾效率，使得偏航力矩進(jìn)一步向非穩(wěn)定方向偏移。圖7(b)顯示了β=-16°時垂尾背風(fēng)面的流動狀態(tài)，相比正側(cè)滑角β=16°時(圖7(a))，負(fù)側(cè)滑時背鰭渦的作用明顯消失。圖8所示的垂尾中部截面壓力分布給出了定量的分析，c為弦長,負(fù)側(cè)滑角β=-16°時垂尾產(chǎn)生的側(cè)力(紅線壓力分布Cp包圍的面積)，明顯小于正側(cè)滑角β=16°時垂尾的側(cè)力(黑線)。圖9繪制的渦量包絡(luò)面進(jìn)一步顯示了上述流動現(xiàn)象，相比起正側(cè)滑角β=16°的渦面圖(圖9(a))，負(fù)側(cè)滑角β=-16°時，右機(jī)翼外翼的分離區(qū)和垂尾的背鰭渦破裂現(xiàn)象十分明顯(圖9(b))。

圖7 β=±16°時垂尾背風(fēng)面的流動形態(tài)Fig.7 Flow pattern of back wind side of V-tail at β=±16°

進(jìn)一步在CFD結(jié)果中提取飛機(jī)各主要部件的力系數(shù)進(jìn)行了部件力分析。圖10顯示了左右機(jī)翼的阻力系數(shù)CD和垂尾的側(cè)力系數(shù)CY隨側(cè)滑角的變化，可見在負(fù)側(cè)滑角較大時，右側(cè)外翼的分離造成了右側(cè)機(jī)翼的阻力明顯大于左側(cè)，而背鰭渦的破裂直接導(dǎo)致了垂尾側(cè)力系數(shù)的扭轉(zhuǎn)，進(jìn)一步驗證了本節(jié)通過流動細(xì)節(jié)進(jìn)行的滑流影響機(jī)理分析。

圖8 β=±16°時垂尾中部截面壓力分布Fig.8 Cp distributions of mid-section of V-tail at β=±16°

圖9 側(cè)滑角β=±16°的渦量包絡(luò)面圖Fig.9 Vorticity iso-surface at β=±16°

圖10 部件阻力和側(cè)力系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線Fig.10 Variation curves of component CD and CY with β

2.3 風(fēng)洞試驗對計算和分析結(jié)果的驗證

為了驗證本文的非定常計算和流動機(jī)理分析，在計算分析任務(wù)完成后的另一期帶動力風(fēng)洞試驗中安排了熒光絲線流譜觀察，以期對螺旋槳滑流影響進(jìn)行流動形態(tài)研究。圖11顯示了負(fù)側(cè)滑角β=-16°時，右機(jī)翼外翼的泡形分離區(qū)，與CFD分析的結(jié)果十分吻合。圖12是正負(fù)側(cè)滑角時，垂尾背風(fēng)面的流動圖像?？梢娬齻?cè)滑角β=16°時，垂尾背鰭渦存在，流動沒有分離；負(fù)側(cè)滑角β=-16°時，背鰭渦作用喪失，也與前節(jié)基于非定常CFD分析的結(jié)果一致。

后續(xù)風(fēng)洞試驗中補(bǔ)充進(jìn)行的流譜觀察證明了本節(jié)對風(fēng)洞試驗狀態(tài)下螺旋槳滑流非對稱影響的分析，也驗證了本文非定常數(shù)值計算的有效性。

圖11 β=-16°時右外翼分離現(xiàn)象的風(fēng)洞流譜觀察Fig.11 Wind tunnel tuft flow observation of right wing separation at β=-16°

圖12 β=±16°時垂尾背風(fēng)面的熒光絲線流動圖譜Fig.12 Fluorescence filament tuftflow pattern of V-tail back wind side at β=±16°

3 全尺寸飛機(jī)飛行狀態(tài)計算

3.1 飛行狀態(tài)

為了進(jìn)一步研究滑流和側(cè)滑對全尺寸飛機(jī)飛行性能的影響，確保飛行安全，采用同樣的非定常計算方法對AG600飛機(jī)1∶1真實外形起降狀態(tài)進(jìn)行了大規(guī)模數(shù)值模擬。計算側(cè)滑角范圍由-25°～0°；地板尺寸仍然延伸到計算域邊界以更好地模擬地面或水面。復(fù)飛狀態(tài)的襟翼下偏45°，拉力系數(shù)仍為0.092,但是螺旋槳轉(zhuǎn)速為1 075 r/min，與真實飛行轉(zhuǎn)速相同。

首先根據(jù)全尺寸飛機(jī)的雷諾數(shù)和螺旋槳轉(zhuǎn)速對前述多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行了修改，使其第1層網(wǎng)格高度Y+和計算穩(wěn)定性更加適應(yīng)。同樣解決了由于計算對象的尺度和雷諾數(shù)增大帶來的一系列計算問題，完成了全尺寸飛機(jī)不同偏航角下起降構(gòu)型的非定常流動計算。

3.2 起降偏航穩(wěn)定性分析

計算結(jié)果顯示，全尺寸飛機(jī)起降狀態(tài)下的偏航力矩穩(wěn)定性大幅提高，對于復(fù)飛狀態(tài)，在整個負(fù)側(cè)滑角范圍內(nèi)，偏航力矩曲線沒有出現(xiàn)不穩(wěn)定現(xiàn)象，力矩斜率在大部分范圍內(nèi)保持線性，出現(xiàn)斜率減小的側(cè)滑角比風(fēng)洞試驗狀態(tài)增加了約一倍，如圖13所示，表明飛機(jī)可以在抗側(cè)風(fēng)的技術(shù)要求下安全飛行。

對CFD計算結(jié)果的流動機(jī)理分析顯示，由于飛行雷諾數(shù)的提高和螺旋槳轉(zhuǎn)速的減小，全尺寸飛機(jī)起降狀態(tài)螺旋槳滑流中的渦量強(qiáng)度較風(fēng)洞試驗狀態(tài)明顯減小，因而對機(jī)翼和尾翼流動的影響也明顯降低，風(fēng)洞試驗中出現(xiàn)的右外翼分離和背鰭渦破裂現(xiàn)象均得以消失。圖14給出了試驗狀態(tài)和飛行狀態(tài)下同強(qiáng)度渦量包絡(luò)面和同影響區(qū)域渦量包絡(luò)面的對比圖，可見全尺寸飛機(jī)只有槳尖附近的渦量強(qiáng)度(圖14(a))與風(fēng)洞模型試驗的主要滑流影響區(qū)強(qiáng)度相當(dāng)(圖14(b))。圖14(c)繪制了全尺寸飛機(jī)與風(fēng)洞試驗滑流影響范圍大小相當(dāng)?shù)臏u量包絡(luò)圖，可見全尺寸飛機(jī)滑流中的渦量強(qiáng)度比風(fēng)洞試驗中約小一個數(shù)量級。同時可以看出，風(fēng)洞試驗狀態(tài)下每個螺旋槳滑流的影響區(qū)以更加整體的形態(tài)流過機(jī)翼，而飛行狀態(tài)的滑流更趨于以單個槳尖渦的形式零散化的向下游發(fā)展。因此，全尺寸飛機(jī)螺旋槳滑流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)對下游部件的影響比風(fēng)洞試驗狀態(tài)下明顯減小，側(cè)風(fēng)飛行穩(wěn)定性大幅提升。

圖13 計算和試驗偏航力矩示意圖Fig.13 Schematic of yaw moment in CFD and test

圖14 飛行和風(fēng)洞試驗狀態(tài)下滑流的渦強(qiáng)度對比Fig.14 Comparison of vorticity strength in flight with wind tunnel test conditions

4 不同雷諾數(shù)和轉(zhuǎn)速下的滑流影響

對于本文涉及的側(cè)風(fēng)狀態(tài)下帶動力模型風(fēng)洞試驗結(jié)果和全尺寸飛機(jī)飛行狀態(tài)之間的相互關(guān)系，由于雷諾數(shù)和螺旋槳轉(zhuǎn)數(shù)不同引起的干擾程度的差異，在型號研制階段和真實飛行數(shù)據(jù)獲得之前，始終是飛機(jī)設(shè)計的一個關(guān)注重點(diǎn)。合適的CFD方法和有效的工程應(yīng)用可望在這個階段發(fā)揮更積極的作用。

為此本文依據(jù)大量的CFD非定常計算結(jié)果進(jìn)一步對AG600飛機(jī)1∶15模型風(fēng)洞試驗狀態(tài)和全尺寸飛行狀態(tài)螺旋槳滑流的影響差別進(jìn)行了分析。

圖15為β=-16°時模型風(fēng)洞試驗狀態(tài)和全尺寸飛行狀態(tài)機(jī)翼上表面極限流線分布圖，可見在飛行狀態(tài)下沒有出現(xiàn)風(fēng)洞試驗中的右外翼分離現(xiàn)象。圖16進(jìn)一步給出了該狀態(tài)下機(jī)翼弦向中部截面的渦量分布圖，可見飛行狀態(tài)下右外翼沒有分離。同時，因為兩個狀態(tài)的渦量圖采用了同一個尺度范圍，進(jìn)一步說明在飛行雷諾數(shù)和轉(zhuǎn)速下，滑流中的渦量強(qiáng)度遠(yuǎn)小于風(fēng)洞試驗。圖17為全尺寸飛機(jī)展向位置y=13.5 m的右外翼分離區(qū)的翼剖面壓力分布對比，可見在飛行狀態(tài)外翼沒有分離(藍(lán)線)，而在風(fēng)洞試驗狀態(tài)，該機(jī)翼剖面(相當(dāng)于模型的y=0.9 m)由20%弦長起就已經(jīng)分離(紅線)。

采用同樣方法針對不同狀態(tài)下螺旋槳滑流對尾翼的影響進(jìn)行了分析。圖18為β=-16°時模型風(fēng)洞試驗狀態(tài)和全尺寸飛行狀態(tài)飛機(jī)背風(fēng)側(cè)的渦量包絡(luò)面，可見在風(fēng)洞試驗狀態(tài)下垂尾背風(fēng)面的背鰭渦已經(jīng)破裂，而飛行狀態(tài)下背鰭渦依然有效。圖19進(jìn)一步給出了該狀態(tài)下背鰭與垂尾相交截面的渦量分布圖，可見風(fēng)洞試驗狀態(tài)下背鰭和垂尾的背風(fēng)面有很大的分離區(qū)，而飛行狀態(tài)下背鰭渦明顯存在。圖20是垂尾中部剖面的壓力分布對比，可見在飛行狀態(tài)垂尾的有效側(cè)力(藍(lán)線所示壓力分布包圍的面積)明顯大于風(fēng)洞試驗狀態(tài)(紅線)。

圖15 β=-16°時模型和全尺寸飛機(jī)右外翼分離的對比Fig.15 Comparison of right wing separation at β=-16° between model and full scale aircraft

圖16 β=-16°時機(jī)翼截面的渦量分布對比Fig.16 Comparison of wing cross-section vorticity contours at β=-16°

圖17 β=-16°時右外翼翼剖面的壓力分布對比Fig.17 Comparison of right wing section Cp at β=-16°

圖18 β=-16°時飛機(jī)背風(fēng)面渦量包絡(luò)面對比Fig.18 Comparison of vorticity iso-surface at β=-16°

圖19 β=-16°時垂尾截面的渦量分布對比Fig.19 Comparison of V-tail cross-section vorticity contours at β=-16°

圖20 β=-16°時垂尾中部剖面的壓力分布對比Fig.20 Comparison of V-tail middle section Cp at β=-16°

5 結(jié) 論

1) 非定常計算結(jié)果能夠再現(xiàn)縮比帶動力模型風(fēng)洞試驗中偏航力矩出現(xiàn)的非對稱不穩(wěn)定現(xiàn)象。流場分析表明該現(xiàn)象產(chǎn)生的原因主要是螺旋槳滑流在負(fù)側(cè)滑角時引起右外翼分離和背鰭渦破裂。這些分析結(jié)果也為后續(xù)風(fēng)洞試驗的流譜觀察所證實。

2) 計算表明，全尺寸飛機(jī)起降狀態(tài)下的偏航力矩穩(wěn)定性大幅提高，對于復(fù)飛狀態(tài)，在負(fù)側(cè)滑角范圍內(nèi)，偏航力矩曲線沒有出現(xiàn)不穩(wěn)定現(xiàn)象，出現(xiàn)斜率減小的側(cè)滑角比風(fēng)洞試驗狀態(tài)增加了約一倍。此結(jié)果也為AG600飛機(jī)在有側(cè)風(fēng)環(huán)境下的飛行試驗所證實。

3) 根據(jù)CFD計算進(jìn)行的流動對比分析顯示，由于飛行雷諾數(shù)的提高增強(qiáng)了流動對抗分離的能力，以及螺旋槳真實轉(zhuǎn)速較低減弱了滑流中的旋渦強(qiáng)度，全尺寸飛機(jī)側(cè)風(fēng)起降狀態(tài)螺旋槳滑流對下游部件的影響較風(fēng)洞試驗狀態(tài)明顯減小，風(fēng)洞試驗中出現(xiàn)的右外翼分離和背鰭渦破裂現(xiàn)象因而得以消失。

4) 由于雷諾數(shù)和螺旋槳轉(zhuǎn)數(shù)不同引起的干擾程度差異，對于側(cè)風(fēng)狀態(tài)下帶動力模型風(fēng)洞試驗結(jié)果向全尺寸飛機(jī)飛行狀態(tài)的修正仍需深入研究。合適的CFD方法和有效的工程應(yīng)用有助于建立風(fēng)洞試驗與飛行狀態(tài)之間的相互關(guān)系。

致 謝

本項大規(guī)模計算分析研究得到航空工業(yè)、中國航空研究院，航空工業(yè)通飛公司主要領(lǐng)導(dǎo)的部署與支持。作者還要特別感謝航空工業(yè)AG600項目主管冷毅勛，中國航空研究院馬征、羅延延、白香君和西北工業(yè)大學(xué)邱亞松的支持與合作。