李杰，楊釗，段卓毅,張恒，趙帥

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 2.航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089

渦槳飛機(jī)是指以渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力來(lái)源，通過(guò)空氣螺旋槳將發(fā)動(dòng)機(jī)的功率轉(zhuǎn)化為推力的飛機(jī)。自從世界上第1架飛機(jī)成功試飛以來(lái)，渦槳飛機(jī)就一直貫穿著航空事業(yè)發(fā)展的整個(gè)過(guò)程，并在足夠的重視之下取得了飛速的發(fā)展。直至20世紀(jì)50年代中期，由于渦噴和渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的應(yīng)用，渦槳飛機(jī)經(jīng)歷了一段時(shí)間的低谷。不過(guò)，很快便在20世紀(jì)70年代初的世界石油危機(jī)中因?yàn)槠渫七M(jìn)效率高、經(jīng)濟(jì)性好等優(yōu)點(diǎn)重新贏得市場(chǎng)的青睞[1]。20世紀(jì)末，英、美等國(guó)研究人員在提高螺旋槳槳葉氣動(dòng)性能和推進(jìn)系統(tǒng)效率方面做了大量研究，不但將渦槳飛機(jī)的最大飛行速度提高到0.8馬赫數(shù)，還進(jìn)一步降低了其飛行過(guò)程中的噪聲、阻力和燃油消耗[2-3]，為其更廣泛的應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。

獨(dú)特的動(dòng)力形式賦予了渦槳飛機(jī)低速性能好、推進(jìn)效率高等優(yōu)勢(shì)，但同時(shí)也帶來(lái)設(shè)計(jì)中不可避免的螺旋槳滑流效應(yīng)、氣動(dòng)干擾以及三維增升構(gòu)型失速和緩性設(shè)計(jì)等一系列氣動(dòng)問(wèn)題[4-5]。合理利用和解決這些問(wèn)題是成功研制一款性能優(yōu)良的渦槳飛機(jī)的必經(jīng)之路。本文從渦槳飛機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀出發(fā)，簡(jiǎn)要介紹了各類渦槳飛機(jī)的優(yōu)勢(shì)，提出它們主要的設(shè)計(jì)特點(diǎn)和共同面臨的關(guān)鍵氣動(dòng)問(wèn)題。

本文重點(diǎn)針對(duì)目前國(guó)內(nèi)亟待發(fā)展的艦載類渦槳飛機(jī)的失速特性和操縱安全性問(wèn)題進(jìn)行深入研究，剖析了翼面流動(dòng)分離特性對(duì)于其起飛、著艦過(guò)程中失速和緩性及操縱安全性的影響規(guī)律。并在此基礎(chǔ)上，給出了機(jī)翼空間流場(chǎng)變化特征和宏觀氣動(dòng)力之間的內(nèi)在聯(lián)系，探究了三維增升構(gòu)型與干凈構(gòu)型及其各站位翼剖面在失速和緩性設(shè)計(jì)方面的關(guān)聯(lián)性，以期形成一套高效的設(shè)計(jì)方法，為今后艦載渦槳飛機(jī)增升設(shè)計(jì)提供參考。

1 渦槳飛機(jī)發(fā)展現(xiàn)狀

航空飛行器早已進(jìn)入噴氣動(dòng)力時(shí)代，但渦槳飛機(jī)依靠著其自身特殊的優(yōu)勢(shì)依然在民用及軍用領(lǐng)域占有重要的地位并得以不斷發(fā)展。相對(duì)于其他類型的飛機(jī)，渦槳飛機(jī)主要的優(yōu)勢(shì)有：

1) 由于渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)的絕大部分噴氣動(dòng)能都將直接轉(zhuǎn)化為機(jī)械能，驅(qū)動(dòng)螺旋槳直接產(chǎn)生推力，噴氣熱能損耗極少，因此，在低速情況下渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)具有較好的能源效率[1]。在馬赫數(shù)低于0.7的巡航條件下，渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)效率較渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高出10%～30%。對(duì)民用飛機(jī)來(lái)講，這意味著渦槳飛機(jī)不僅使用和運(yùn)營(yíng)維護(hù)成本低，而且經(jīng)濟(jì)適用性強(qiáng)，節(jié)能環(huán)保，符合未來(lái)民用飛機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)。對(duì)軍機(jī)而言，這種優(yōu)勢(shì)集中體現(xiàn)于在相同燃油消耗下具備更大的載重量和運(yùn)輸能力，并且將使續(xù)航時(shí)間和最大航程得到有效提高，特別對(duì)于進(jìn)行反潛、預(yù)警、偵察、搜索等需要較長(zhǎng)時(shí)間持續(xù)軍事飛行任務(wù)的機(jī)種，無(wú)疑是十分重要的。

2) 渦槳飛機(jī)采用的螺旋槳推進(jìn)系統(tǒng)所產(chǎn)生的滑流效應(yīng)能夠使機(jī)翼升力增加，顯著改善起降性能，提高起降安全性。因此，渦槳支線客機(jī)具備更強(qiáng)的環(huán)境適應(yīng)能力，航線往往能夠延伸到很多機(jī)場(chǎng)條件較差的地區(qū)，覆蓋范圍較廣。優(yōu)越的起降性能對(duì)于軍用運(yùn)輸機(jī)而言更為重要，它使得飛機(jī)對(duì)跑道條件的依賴程度明顯降低，在土質(zhì)、沙石等質(zhì)地的跑道上均能實(shí)現(xiàn)起降，便于在較為粗糙的前線機(jī)場(chǎng)環(huán)境下工作，大大提高了其戰(zhàn)場(chǎng)生存力和使用便捷性。

3) 渦槳飛機(jī)在降落時(shí)可以直接利用螺旋槳產(chǎn)生負(fù)拉力制動(dòng)飛機(jī)，而不需要安裝額外的反推裝置，有助于其縮短著陸距離和在航母甲板上降落，這使得渦槳飛機(jī)非常適合作為功能型艦載機(jī)使用。

目前世界范圍內(nèi)，支線客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)、通用飛機(jī)、教練機(jī)乃至艦載機(jī)中都不乏渦槳飛機(jī)的身影。這其中既有面世多年、表現(xiàn)優(yōu)異的C130“大力神”運(yùn)輸機(jī)[6]、E2系列艦載預(yù)警機(jī)[7-8]和ATR、沖8-Q系列支線客機(jī)[9]，還有進(jìn)入21世紀(jì)后推出的A400M軍用中程運(yùn)輸機(jī)[10]以及在研的國(guó)產(chǎn)“新舟”700新型支線客機(jī)等，如圖1所示。

渦槳飛機(jī)經(jīng)歷了100多年的發(fā)展，相關(guān)技術(shù)已經(jīng)較為完備和成熟，但目前能獨(dú)立研發(fā)大、中型運(yùn)輸類渦槳飛機(jī)的國(guó)家依然屈指可數(shù)。對(duì)于艦載渦槳飛機(jī)情況更是如此。由于其具有“高指標(biāo)、強(qiáng)約束”的特點(diǎn)，并且需要采用彈射方式起飛，這就需要更加緊湊的布局、強(qiáng)大的動(dòng)力和堅(jiān)固的機(jī)身。目前世界上真正實(shí)現(xiàn)列裝的艦載渦槳飛機(jī)只有美國(guó)的E2“鷹眼”系列艦載預(yù)警機(jī)以及在其基礎(chǔ)上改裝所得的C2“灰狗”系列艦載運(yùn)輸機(jī)。E2系列艦載預(yù)警機(jī)研制于20世紀(jì)50年代，采用亞聲速常規(guī)布局、兩臺(tái)渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)的形式[11]。該系列飛機(jī)采用非常簡(jiǎn)單但高效的無(wú)縫翼增升裝置。其優(yōu)良的增升設(shè)計(jì)使其在起飛和著艦時(shí)具備良好的升力特性，在艦隊(duì)防空預(yù)警和空戰(zhàn)引導(dǎo)指揮中發(fā)揮了巨大作用。

圖1 典型渦槳飛機(jī)Fig.1 Typical turboprop aircraft

從國(guó)內(nèi)來(lái)看，現(xiàn)階段大量裝備的運(yùn)7、運(yùn)8、“新舟”60等渦槳飛機(jī)均是基于成熟平臺(tái)仿制改進(jìn)而來(lái)的，在“新舟”700支線客機(jī)之前，國(guó)內(nèi)沒(méi)有完全正向的設(shè)計(jì)過(guò)大型渦槳飛機(jī)。因此，在其氣動(dòng)設(shè)計(jì)工作方面依舊存在很多不足。隨著我國(guó)航母戰(zhàn)斗力的逐漸成型，執(zhí)行艦隊(duì)防空預(yù)警及空戰(zhàn)引導(dǎo)指揮任務(wù)，實(shí)現(xiàn)艦載戰(zhàn)斗機(jī)與預(yù)警機(jī)的高效協(xié)同作戰(zhàn)體系，進(jìn)而構(gòu)造完整高效的海上預(yù)警監(jiān)視系統(tǒng)等一系列軍事需求都亟待發(fā)展一型與美國(guó)E2相當(dāng)?shù)念A(yù)警類艦載渦槳飛機(jī)。這需要此型號(hào)具備良好的短距起降和續(xù)航能力，并在海上復(fù)雜惡劣飛行環(huán)境下能夠良好工作。這些都對(duì)先進(jìn)渦槳飛機(jī)的設(shè)計(jì)和制造提出了很高的要求。

2 渦槳飛機(jī)設(shè)計(jì)特點(diǎn)及關(guān)鍵氣動(dòng)問(wèn)題

大多數(shù)渦槳飛機(jī)采用上單翼，機(jī)翼前緣小角度后掠，并吊掛2臺(tái)或4臺(tái)渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的亞聲速常規(guī)布局形式。平/垂尾設(shè)計(jì)和布置則通常與它們的類型和用途有關(guān)。大部分運(yùn)輸類飛機(jī)和支線客機(jī)往往采用常規(guī)尾翼或“T型”尾翼，而E2艦載預(yù)警機(jī)則采用了“H型”尾翼，以避免機(jī)身背部天線支架的擾動(dòng)對(duì)垂尾功能和效率的影響，同時(shí)進(jìn)一步提升其橫航向靜穩(wěn)定性。

渦槳飛機(jī)特殊的動(dòng)力裝置所引起的螺旋槳滑流效應(yīng)對(duì)于飛機(jī)氣動(dòng)性能有著顯著影響。螺旋槳滑流是一種非管道控制的非定常流動(dòng)，且與飛機(jī)其他部件間存在著復(fù)雜的相互氣動(dòng)干擾，將改變機(jī)翼和尾翼周圍的擾流特性，進(jìn)而影響全機(jī)的氣動(dòng)特性。因此，對(duì)于渦槳飛機(jī)而言，螺旋槳滑流的綜合影響是需要特別關(guān)注的一個(gè)方面?；髁鲌?chǎng)產(chǎn)生的氣動(dòng)效應(yīng)主要可以歸納為以下兩點(diǎn)[12]：

1) 加速效應(yīng)。螺旋槳滑流將使槳后氣流總壓升高，對(duì)氣流產(chǎn)生軸向加速作用，這種加速作用將使得軸向流管的截面積逐步收縮。加速效應(yīng)對(duì)機(jī)翼的作用類似于吹氣，將會(huì)在一定程度上減輕或延遲機(jī)翼表面附面層的分離，并對(duì)襟翼起到一定增升效果。

2) 旋轉(zhuǎn)效應(yīng)。由于滑流中氣流具有周向速度，這種旋轉(zhuǎn)效應(yīng)將使位于滑流區(qū)兩側(cè)升力面處的當(dāng)?shù)赜前l(fā)生改變，對(duì)機(jī)翼和平尾均會(huì)產(chǎn)生相當(dāng)程度的影響。

螺旋槳滑流的加速和旋轉(zhuǎn)效應(yīng)在引起動(dòng)力增升的同時(shí)，會(huì)破壞機(jī)翼原有的展向環(huán)量分布，增加誘導(dǎo)阻力，導(dǎo)致氣動(dòng)效率損失[13]。除此之外，在飛機(jī)的起飛階段，發(fā)動(dòng)機(jī)大功率工作狀態(tài)下，螺旋槳滑流的顯著增升效果將使得機(jī)翼尾跡渦流動(dòng)產(chǎn)生強(qiáng)烈的下洗效應(yīng)，對(duì)平尾操縱效率帶來(lái)不利影響，甚至直接影響其使用效能，嚴(yán)重危及飛機(jī)飛行安全[4]。因此，螺旋槳滑流與飛機(jī)重要部件之間的相互干擾對(duì)飛機(jī)設(shè)計(jì)有著很大影響。

除去動(dòng)力形式的差異，渦槳飛機(jī)與普通固定翼飛機(jī)最大的不同在于它們?cè)錾b置的設(shè)計(jì)方面。為了滿足起飛和著陸過(guò)程中的高升力要求，大多數(shù)固定翼飛機(jī)通常使用包括前緣縫翼和后緣襟翼在內(nèi)的增升裝置。其中前緣縫翼通過(guò)調(diào)節(jié)主翼前緣壓力峰值，推遲翼面氣流分離從而改變失速迎角；后緣襟翼通過(guò)對(duì)主翼的上洗流動(dòng)作用增加主翼環(huán)量，同時(shí)使機(jī)翼彎度變大，起到直接增加升力系數(shù)的作用[14-18]。不過(guò)，對(duì)于渦槳飛機(jī)而言，增升裝置一般不采用前緣縫翼，只采用后緣襟翼，主要是因?yàn)橐韵聝牲c(diǎn)[19-21]：

1) 螺旋槳后方流動(dòng)存在強(qiáng)烈的滑流加速和旋轉(zhuǎn)效應(yīng)，在滑流影響區(qū)域附近氣流在高升力條件下無(wú)法光滑無(wú)分離地繞過(guò)機(jī)翼前緣，使得前緣縫翼難以發(fā)揮其作用。

2) 由于螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的安裝，使得縫翼無(wú)法沿展向連成一體，即使采用前緣縫翼，增升效率也較低。

因此，渦槳飛機(jī)增升裝置一般不采用前緣縫翼，只采用后緣襟翼。這種增升裝置的優(yōu)點(diǎn)是降低了結(jié)構(gòu)復(fù)雜性，減輕機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量，但同時(shí)也帶來(lái)了嚴(yán)重的氣動(dòng)問(wèn)題。增升裝置不采用前緣縫翼，此時(shí)機(jī)翼前緣的壓力峰值僅由主翼翼型頭部形狀控制。無(wú)縫翼的多段翼型對(duì)翼面壓力形態(tài)的調(diào)節(jié)范圍較為有限，對(duì)翼面失速分離流動(dòng)的控制也較為困難，流動(dòng)分離情況在很大程度上取決于翼型前緣形狀和后緣襟翼參數(shù)，這對(duì)于渦槳飛機(jī)增升構(gòu)型中基本翼的設(shè)計(jì)提出了很大的挑戰(zhàn)。如果氣動(dòng)設(shè)計(jì)存在缺陷，到達(dá)失速迎角后翼面分離容易在展向和弦向迅速形成較大的分離區(qū)，造成全翼展的猝發(fā)性升力損失，甚至導(dǎo)致主要操縱面失效。升力將會(huì)出現(xiàn)“斷崖式”下降，這將限制飛機(jī)的飛行性能，嚴(yán)重危及飛行安全。圖2為荷蘭國(guó)家航空航天實(shí)驗(yàn)室(NLR)針對(duì)NLR7301無(wú)縫翼兩段翼型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的升力特性CL曲線[22-23]，該圖顯示出翼型失速之后出現(xiàn)了“斷崖式”的升力損失，就飛機(jī)飛行安全而言這是不可接受的。

圖2 NLR7301帶襟翼構(gòu)型升力特性曲線[22-23]Fig.2 Lift characteristics curves of NLR7301 airfoil with flap[22-23]

綜上所述，本文將渦槳飛機(jī)所面臨的關(guān)鍵氣動(dòng)問(wèn)題歸納為兩點(diǎn)，即螺旋槳滑流影響下的氣動(dòng)干擾問(wèn)題以及三維增升構(gòu)型的失速和緩性設(shè)計(jì)問(wèn)題。增升構(gòu)型的失速和緩性設(shè)計(jì)往往會(huì)受到螺旋槳滑流的干擾，但是這種干擾的程度和范圍對(duì)于不同類型的渦槳飛機(jī)也有所區(qū)別。對(duì)于C130“大力神”一類的大型運(yùn)輸機(jī)，單側(cè)機(jī)翼安裝有兩臺(tái)螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，其產(chǎn)生的滑流幾乎會(huì)對(duì)整個(gè)翼面的流動(dòng)形態(tài)和分離情況造成影響。因此，滑流效應(yīng)會(huì)使得增升構(gòu)型失速形態(tài)有比較明顯的改變[24]。然而，對(duì)于具有特殊用途的艦載渦槳飛機(jī)，其尺寸相對(duì)較小，整體布局比較緊湊，通常只是在機(jī)翼內(nèi)側(cè)安裝有一臺(tái)螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，其產(chǎn)生的滑流影響范圍相對(duì)較為有限[4]。鑒于本文的側(cè)重點(diǎn)是艦載渦槳飛機(jī)初步設(shè)計(jì)階段增升構(gòu)型失速和緩性設(shè)計(jì)問(wèn)題，文中暫時(shí)不考慮螺旋槳滑流的影響以降低問(wèn)題復(fù)雜性。同時(shí)，未考慮滑流影響下的設(shè)計(jì)也滿足裕度設(shè)計(jì)的要求，為飛機(jī)安全性能提供更多保障。

3 艦載渦槳飛機(jī)失速和緩性及操縱安全性問(wèn)題

為了滿足艦載渦槳飛機(jī)起飛、著艦時(shí)的飛行安全性要求，飛機(jī)的失速特性應(yīng)較為和緩。也就是說(shuō)，當(dāng)飛機(jī)迎角大于失速迎角時(shí)，翼面分離應(yīng)是一個(gè)逐漸變化的過(guò)程，避免出現(xiàn)突然間大面積分離的情況。升力系數(shù)的減少應(yīng)有一定的迎角變化梯次，為飛行員提供足夠的失速預(yù)警空間，而不應(yīng)出現(xiàn)“斷崖式”的下降現(xiàn)象[25]。從飛機(jī)操穩(wěn)安全性的角度考慮，翼面流動(dòng)分離的起始位置應(yīng)始于內(nèi)側(cè)機(jī)翼，并且沿機(jī)翼展向和弦向隨著迎角的增大逐步發(fā)展。如果氣動(dòng)設(shè)計(jì)使得流動(dòng)分離先出現(xiàn)在副翼所在的外翼位置，則飛機(jī)在失速情況下將喪失滾轉(zhuǎn)操縱能力，對(duì)飛行安全性造成致命影響。綜上所述，飛機(jī)失速特性的和緩程度以及操穩(wěn)安全性取決于機(jī)翼翼面流動(dòng)分離的相關(guān)性質(zhì);包括分離的起始迎角、起始位置、分離形態(tài)和發(fā)展?fàn)顩r等。并且，這兩方面存在著密切的內(nèi)在聯(lián)系，它們往往是相互影響、相輔相成的。

3.1 氣動(dòng)設(shè)計(jì)及數(shù)值模擬研究進(jìn)展

從氣動(dòng)設(shè)計(jì)的角度出發(fā)，改善艦載渦槳飛機(jī)起飛、著艦時(shí)失速特性和操穩(wěn)安全性的關(guān)鍵是要對(duì)翼面流動(dòng)分離的出現(xiàn)和發(fā)展進(jìn)行有效控制[26-28]。在充分認(rèn)識(shí)和理解多段翼型流動(dòng)分離的基礎(chǔ)上，基于無(wú)縫翼情況下基本翼型頭部和后緣襟翼縫道流動(dòng)存在一定關(guān)聯(lián)性的特點(diǎn)開(kāi)展綜合設(shè)計(jì)工作。在保證多段翼型增升效率的前提下，考慮到渦槳飛機(jī)增升裝置缺少前緣縫翼，對(duì)翼型前緣的壓力峰值控制能力較為有限的特點(diǎn)，進(jìn)行基本翼型/多段翼型的合理設(shè)計(jì)：通過(guò)改變基本翼型前緣鈍度、彎度和局部幾何外形控制弦向壓力峰值，調(diào)節(jié)翼面分離起始迎角；通過(guò)調(diào)整后緣襟翼形狀和縫道幾何參數(shù)控制分離弦向發(fā)展速度；有效配置不同控制剖面失速迎角沿機(jī)翼展向的梯次分布，保證起始分離從內(nèi)翼段觸發(fā)，并沿展向逐步擴(kuò)展，從而在滿足失速和緩要求的同時(shí)保證操穩(wěn)安全性。關(guān)于基本翼型前緣幾何外形特征對(duì)其失速特性的影響[29-31]以及后緣襟翼縫道、搭接量和開(kāi)縫形式等對(duì)于無(wú)縫翼多段翼升力系數(shù)、流動(dòng)分離形態(tài)的控制規(guī)律[32]，NASA早期進(jìn)行了大量的試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算分析，得到很多規(guī)律性的結(jié)論。在國(guó)內(nèi)，北京航空航天大學(xué)孔繁美等在失速特性和緩的翼型設(shè)計(jì)方面進(jìn)行了相關(guān)研究[33]；陸維爽等針對(duì)GAW-1翼型前緣變彎度和后緣襟翼參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響進(jìn)行了計(jì)算分析[34]；中國(guó)商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院葉軍科等開(kāi)展了增升裝置縫道參數(shù)氣動(dòng)影響的相關(guān)試驗(yàn)研究[35]。以上研究對(duì)于艦載渦槳飛機(jī)增升構(gòu)型失速和緩性設(shè)計(jì)工作均具有一定的指導(dǎo)意義。

從數(shù)值模擬的角度來(lái)看，主翼表面分離流動(dòng)對(duì)無(wú)縫翼情況下多段翼型的失速特性有著決定性影響。能否對(duì)這種分離流動(dòng)所產(chǎn)生的流場(chǎng)復(fù)雜變化情況以及相關(guān)聯(lián)的失速位置和失速形態(tài)進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)測(cè)，對(duì)于艦載渦槳飛機(jī)增升構(gòu)型的整體氣動(dòng)設(shè)計(jì)工作具有相當(dāng)重要的作用。目前，在工程應(yīng)用層面，雷諾平均Navier-Stokes大渦模擬(RANS/LES)混合方法能夠在計(jì)算資源沒(méi)有顯著增加的情況下，較大程度提高對(duì)復(fù)雜流動(dòng)區(qū)域湍流運(yùn)動(dòng)的模擬精度。因此，利用RANS/LES混合方法為渦槳飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)工作提供較為可靠的數(shù)值結(jié)果已成為國(guó)際氣動(dòng)設(shè)計(jì)領(lǐng)域的研究趨勢(shì)之一。近年來(lái)，由于其獨(dú)到的優(yōu)勢(shì)，RANS/LES混合方法得到了迅速的發(fā)展。國(guó)內(nèi)外諸多學(xué)者從各自的關(guān)注點(diǎn)開(kāi)展了大量卓有成效的研究工作，從2005年開(kāi)始已組織召開(kāi)了四屆國(guó)際RANS/LES混合方法學(xué)術(shù)研討會(huì)。從國(guó)際的發(fā)展趨勢(shì)來(lái)看，在所涌現(xiàn)出的眾多混合方法中，分離渦模擬(Detached-Eddy Simulation, DES)方法得到了廣泛應(yīng)用，延遲分離渦模擬(DDES)與改進(jìn)的延遲分離渦模擬(IDDES)等方法也展現(xiàn)出良好的發(fā)展勢(shì)頭[36-39]。從國(guó)際文獻(xiàn)的調(diào)研結(jié)果來(lái)看，Argonne國(guó)家實(shí)驗(yàn)室的Rasquin和Ali運(yùn)用DES方法對(duì)DLR-F11高升力構(gòu)型繞流做了精細(xì)分析[40]；瑞典防務(wù)研究中心的Peng等采用RANS/LES混合方法對(duì)多段翼型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了詳盡的研究[41]，得到了很多有價(jià)值的結(jié)論。

3.2 計(jì)算實(shí)例分析

以下主要通過(guò)兩段翼增升構(gòu)型的計(jì)算實(shí)例來(lái)進(jìn)一步闡述本文所描述的設(shè)計(jì)思路和原則。著重對(duì)其失速特性和大迎角流動(dòng)分離狀態(tài)的數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行分析，通過(guò)各自流場(chǎng)特征的變化規(guī)律來(lái)剖析導(dǎo)致其具備不同失速特性的原因。Wing-A和Wing-B是兩副具有相同布局形式和幾何尺寸的兩段翼增升構(gòu)型，它們的主要幾何特征如下：機(jī)翼半展長(zhǎng)b為13.5 m，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)c為2.45 m，展弦比為5.5。機(jī)翼前后緣輪廓線及各站位剖面(各站位y坐標(biāo)由翼根至翼尖分別為0%b、32%b、56%b、100%b)相對(duì)厚度沿展向分布如圖3(a)所示,各站位翼剖面外形如圖3(b)所示。計(jì)算采用SST-IDDES混合方法，來(lái)流馬赫數(shù)為0.2，對(duì)應(yīng)雷諾數(shù)為1.0×107。

圖4給出了兩副機(jī)翼的升力和力矩特性對(duì)比曲線(CL、Cm)。由圖4(a)可以看出，Wing-A和Wing-B的失速迎角均為18°左右。雖然Wing-A的最大升力系數(shù)大于Wing-B，但是在18°迎角之后，升力系數(shù)呈“斷崖”式陡降。并且圖4(b)中力矩特性曲線顯示，Wing-A在18°迎角之后力矩迅速上揚(yáng)，不利于飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性和飛行安全。相比之下，Wing-B的升力和力矩系數(shù)曲線在18°迎角附近則表現(xiàn)出了較為和緩的變化形態(tài)，即使飛機(jī)發(fā)生失速，氣動(dòng)特性也不會(huì)突然惡化。

圖3 Wing-A和Wing-B各站位翼剖面外形及相對(duì)厚度Fig.3 Profiles and relative thickness at different sections of Wing-A and Wing-B

圖4 Wing-A和Wing-B升力系數(shù)及力矩系數(shù)曲線對(duì)比Fig.4 Comparison of lift and moment coefficient curves between Wing-A and Wing-B

圖5和圖6分別給出了兩副機(jī)翼在18°、20°、22°迎角下表面極限流線的發(fā)展過(guò)程以及瞬時(shí)空間旋渦結(jié)構(gòu)分布對(duì)比。從中可以清晰看出，兩副機(jī)翼失速狀態(tài)下翼面流動(dòng)分離的變化特征和發(fā)展規(guī)律與各自的失速特性有著明顯的聯(lián)系。對(duì)于Wing-A，在18°迎角時(shí)主翼中部便出現(xiàn)了局部流動(dòng)分離，同時(shí)前緣發(fā)生邊界層失穩(wěn)，剪切層出現(xiàn)了明顯的脫落；20°迎角時(shí)，分離區(qū)迅速沿展向和弦向擴(kuò)大，旋渦結(jié)構(gòu)更加復(fù)雜，流動(dòng)分離現(xiàn)象劇烈，導(dǎo)致升力系數(shù)陡然降低；之后，隨著迎角的繼續(xù)遞增，分離狀態(tài)的變化不再像之前那么明顯，升力系數(shù)僅有微小的降低。而對(duì)于Wing-B，其翼面分離流動(dòng)的發(fā)展過(guò)程是漸進(jìn)的。分離起始于翼根區(qū)域，并在逐步向翼尖方向擴(kuò)展的過(guò)程中受到一定程度的抑制，外翼始終保持為附著流動(dòng)；分離區(qū)域內(nèi)的旋渦結(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單，主要由一些尺度相對(duì)較大的湍流結(jié)構(gòu)支配，流動(dòng)分離現(xiàn)象較為和緩。因而，Wing-B具有逐漸失速的特性，且分離始終發(fā)生在機(jī)翼內(nèi)側(cè)，有利于飛機(jī)的飛行安全。

圖5 不同迎角下機(jī)翼表面流線Fig.5 Wing surface streamlines at different angles of attack

圖6 不同迎角下機(jī)翼附近瞬時(shí)空間旋渦結(jié)構(gòu)分布Fig.6 Distribution of instantaneous spatial vortices around wings at different angles of attack

3.3 設(shè)計(jì)關(guān)聯(lián)性探討

在3.2節(jié)計(jì)算實(shí)例的基礎(chǔ)上進(jìn)一步探討機(jī)翼增升狀態(tài)失速分離特性與干凈機(jī)翼及其各站位翼剖面失速特性的關(guān)聯(lián)性。采用混合方法在相同的計(jì)算條件下，針對(duì)兩副機(jī)翼干凈構(gòu)型進(jìn)行計(jì)算，得到各自的升力特性曲線如圖7所示。

圖7 Wing-A和Wing-B干凈構(gòu)型升力系數(shù)曲線對(duì)比Fig.7 Comparison of lift coefficient curves for clean configuration of Wing-A and Wing-B

從圖7中可以看出，與增升構(gòu)型相比，干凈構(gòu)型失速迎角略有不同，這是由于襟翼設(shè)計(jì)的不同所導(dǎo)致的。但從整體來(lái)看，它們所表現(xiàn)出的失速特征基本一致。這充分表明，對(duì)于無(wú)縫翼增升構(gòu)型而言，后緣襟翼的設(shè)計(jì)和安裝僅會(huì)在一定程度上對(duì)失速迎角和分離特性產(chǎn)生定量的影響，其失速特征本質(zhì)上取決于基本翼的設(shè)計(jì)。

圖8分別給出了Wing-A和Wing-B干凈構(gòu)型4個(gè)控制剖面各自的失速迎角沿機(jī)翼展向的分布。可以看出，由于流動(dòng)三維效應(yīng)的影響，翼剖面失速迎角最小值與干凈構(gòu)型失速迎角在量值上存在明顯差異。但翼剖面失速迎角沿展向的分布規(guī)律能夠很好地反映出增升構(gòu)型翼面流動(dòng)分離的起始位置以及之后的發(fā)展?fàn)顩r。對(duì)于Wing-A，流動(dòng)分離會(huì)從機(jī)翼中部開(kāi)始，并且很容易向兩側(cè)擴(kuò)展；對(duì)于Wing-B，初始分離位于機(jī)翼根部附近。

圖8 各剖面失速迎角沿機(jī)翼展向的分布Fig.8 Distribution of stall angle of attack along wingspan

由于剖面失速迎角沿機(jī)翼展向向外以較大梯度增加，流動(dòng)分離向翼尖的發(fā)展會(huì)受到強(qiáng)烈抑制。設(shè)計(jì)時(shí)可以充分利用這一規(guī)律，通過(guò)具有不同幾何特征的基本翼型/多段翼型沿展向的合理設(shè)計(jì)和配置，有效調(diào)整不同控制剖面失速迎角的分布，使得翼面流動(dòng)分離始發(fā)位置位于翼根區(qū)域。同時(shí)保證流動(dòng)分離沿展向和弦向的發(fā)展均存在一定迎角梯次，確保增升構(gòu)型擁有較為和緩的失速特性。

4 結(jié) 論

艦載渦槳飛機(jī)增升設(shè)計(jì)中面臨的主要?dú)鈩?dòng)問(wèn)題之一就是如何保證飛機(jī)在起飛、著艦過(guò)程中，具備較為和緩的失速特性和充足的滾轉(zhuǎn)操縱性與穩(wěn)定性。這是影響艦載機(jī)安全性的關(guān)鍵問(wèn)題，也是氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的技術(shù)難點(diǎn)之一。文章從流動(dòng)機(jī)理的角度出發(fā)，剖析了失速條件下機(jī)翼翼面流動(dòng)分離狀態(tài)和發(fā)展趨勢(shì)對(duì)失速特性的影響規(guī)律，并將三維增升構(gòu)型失速分離特征與干凈構(gòu)型及其各站位翼剖面的設(shè)計(jì)和配置相關(guān)聯(lián)，歸納總結(jié)出了幾點(diǎn)艦載渦槳飛機(jī)增升構(gòu)型失速和緩性及操縱安全性的設(shè)計(jì)原則。

1) 改善艦載渦槳飛機(jī)失速特性的關(guān)鍵是要對(duì)翼面流動(dòng)分離的出現(xiàn)和發(fā)展進(jìn)行有效控制。單獨(dú)依靠襟翼及縫道參數(shù)的調(diào)整只能定量改變翼面分離區(qū)域的大小，無(wú)法從根本上改變多段翼型的失速特性。因此，在多段翼型設(shè)計(jì)過(guò)程中，不能將基本翼型和后緣襟翼所起的作用孤立看待，應(yīng)當(dāng)進(jìn)行兩者的綜合設(shè)計(jì)：即通過(guò)調(diào)整翼型前緣鈍度及前緣彎度影響翼面分離起始迎角；通過(guò)調(diào)整襟翼形狀和縫道參數(shù)影響分離發(fā)展程度。

2) 避免失速情況下機(jī)翼的始發(fā)分離位置出現(xiàn)在副翼區(qū)域，使飛機(jī)喪失滾轉(zhuǎn)操縱能力；設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)通過(guò)基本翼型/多段翼型沿展向的合理設(shè)計(jì)和配置，有效調(diào)整不同控制剖面失速迎角的分布，使得翼面流動(dòng)分離始發(fā)位置位于翼根區(qū)域，且保證分離沿展向和弦向逐漸發(fā)展。

3) 從全機(jī)安全使用的角度，飛機(jī)應(yīng)當(dāng)有一定的失速預(yù)警空間。設(shè)計(jì)時(shí)需要保證各機(jī)翼剖面失速迎角沿展向向外存在較大的梯次，使分離從始發(fā)位置發(fā)展到翼尖具有合適的迎角增量，以防止整個(gè)機(jī)翼同時(shí)失速和副翼操縱突然失效。