趙帥，段卓毅，李杰,*，錢(qián)瑞戰(zhàn)，許瑞飛

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

航空飛行器早已進(jìn)入噴氣時(shí)代，但渦槳飛機(jī)仍在軍民用運(yùn)輸領(lǐng)域占據(jù)重要地位并得以不斷發(fā)展。雖然螺旋槳推進(jìn)的飛機(jī)具有起降距離短、油耗低等優(yōu)勢(shì)，但也面臨著螺旋槳滑流氣動(dòng)干擾這一特殊問(wèn)題。螺旋槳滑流不僅改變了飛機(jī)的升阻特性，還對(duì)飛機(jī)的俯仰力矩特性有著不可忽略的影響。中國(guó)某型艦載渦槳飛機(jī)的研制過(guò)程中發(fā)現(xiàn)，在著陸狀態(tài)下動(dòng)力裝置會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)在小迎角出現(xiàn)縱向靜不穩(wěn)定現(xiàn)象[1-3]，給該型飛機(jī)的氣動(dòng)力設(shè)計(jì)帶來(lái)了不小的挑戰(zhàn)。

螺旋槳滑流對(duì)俯仰力矩的影響主要是通過(guò)增加平尾當(dāng)?shù)氐南孪唇?、下洗梯度及?dòng)壓，直接或間接的影響平尾的氣動(dòng)特性來(lái)實(shí)現(xiàn)的[4-5]?；鞯脑錾饔迷綇?qiáng)烈，其對(duì)平尾的影響就越顯著。

包括A400M和MA700在內(nèi)，大量的新型渦槳飛機(jī)都采用了T型尾翼。從氣動(dòng)的角度來(lái)說(shuō)，高置的平尾避開(kāi)了機(jī)翼弦平面附近的強(qiáng)下洗區(qū)域，因此T型尾翼布局的飛機(jī)在中小迎角下普遍具有良好的俯仰力矩特性。但T型尾翼的缺點(diǎn)同樣很明顯，在大迎角狀態(tài)，平尾會(huì)受到機(jī)翼和機(jī)身的遮擋，再加上強(qiáng)下洗區(qū)域的上移，平尾效率將急劇下降，飛機(jī)會(huì)出現(xiàn)深失速問(wèn)題，嚴(yán)重威脅飛行安全。低平尾布局的氣動(dòng)特點(diǎn)與T型尾翼剛好相反，其在大迎角下具有穩(wěn)定的俯仰力矩特性,但在中小迎角下的俯仰力矩特性較差[6-7]。

出于降低生產(chǎn)制造成本及維修保障難度方面的考量，絕大多數(shù)的運(yùn)輸類(lèi)渦槳飛機(jī)都采用了螺旋槳同向旋轉(zhuǎn)的布局形式，但也有A400M這樣的例外[8]。目前，已有研究人員開(kāi)始關(guān)注不同螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向下飛機(jī)升阻特性[9-10]和氣動(dòng)噪聲的變化[11]。但在國(guó)內(nèi)外公開(kāi)發(fā)表的文獻(xiàn)中，尚未有關(guān)于螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?qū)\(yùn)輸類(lèi)渦槳飛機(jī)俯仰力矩特性影響的研究。本文目的在于找到一種螺旋槳旋轉(zhuǎn)形式，可以使得低平尾渦槳飛機(jī)在中小迎角下依然具有良好的俯仰力矩特性，為未來(lái)渦槳飛機(jī)的設(shè)計(jì)提供一定的參考。

隨著計(jì)算機(jī)硬件水平的提升和計(jì)算流體力學(xué)(CFD)的發(fā)展，數(shù)值模擬方法在螺旋槳滑流氣動(dòng)干擾問(wèn)題的分析中得到了越來(lái)越多的應(yīng)用。與風(fēng)洞試驗(yàn)相比，數(shù)值模擬方法可以方便地提取流場(chǎng)信息，有助于分析復(fù)雜流動(dòng)背后的機(jī)理。國(guó)外的Bousquet和Gardarein[12]、Stuermer[13]、Roosenboom等[14-15]、Keller和Rudnik[16]及國(guó)內(nèi)的李博等[17]、張劉等[18]、許和勇和葉正寅[19]、馬率等[20]、鐘敏等[21]采用多種準(zhǔn)定常和非定常方法對(duì)螺旋槳流場(chǎng)、螺旋槳滑流與機(jī)翼、增升裝置、尾翼等氣動(dòng)部件的干擾進(jìn)行了較為詳細(xì)的研究并取得了一定的成果。

本文采用基于動(dòng)態(tài)面搭接網(wǎng)格技術(shù)的非定常方法，首先對(duì)某T尾布局雙發(fā)渦槳飛機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行了評(píng)估，并通過(guò)與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比驗(yàn)證了計(jì)算方法的精度和可靠性。在此基礎(chǔ)上，對(duì)所構(gòu)造的低平尾布局模型開(kāi)展了數(shù)值模擬，分析研究了三種螺旋槳旋轉(zhuǎn)方式下的飛機(jī)俯仰力矩特性變化特點(diǎn)及其背后的流動(dòng)機(jī)理。

1 數(shù)值方法及算例驗(yàn)證

1.1 數(shù)值方法

計(jì)算采用了自編的基于有限體積法的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格CFD求解器。控制方程為三維可壓縮非定常RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes)方程；黏性項(xiàng)采用二階中心差分格式離散；無(wú)黏項(xiàng)通量離散采用Roe格式和3階MUSCL(Monotone Upstream-centered Schemes for Conservation Law)插值方法；湍流模型為SA (Spalart-Allmaras)模型。時(shí)間推進(jìn)項(xiàng)采用隱式LU-SGS (Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)雙時(shí)間法，并應(yīng)用當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長(zhǎng)和多重網(wǎng)格等加速收斂措施。采用動(dòng)態(tài)面搭接網(wǎng)格技術(shù)模擬螺旋槳與機(jī)體之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)。

1.2 算例驗(yàn)證

驗(yàn)證算例模型為某雙發(fā)渦槳支線(xiàn)客機(jī)的起飛構(gòu)型。如圖1所示，該飛機(jī)采用了典型的上單翼+T型尾翼設(shè)計(jì)，兩側(cè)的螺旋槳均為順時(shí)針旋轉(zhuǎn)(從機(jī)尾看向機(jī)頭)。該構(gòu)型曾在德國(guó)-荷蘭的DNW-LLF大型低速風(fēng)洞8 m×6 m試驗(yàn)段開(kāi)展了測(cè)力測(cè)壓試驗(yàn)，擁有豐富試驗(yàn)數(shù)據(jù)，可以和數(shù)值計(jì)算結(jié)果進(jìn)行較為全面的對(duì)比。

圖1 T尾布局雙發(fā)渦槳飛機(jī)計(jì)算模型

將計(jì)算域拆分為兩個(gè)包圍螺旋槳的圓柱形旋轉(zhuǎn)區(qū)域及一個(gè)外部靜止域，采用ICEM-CFD分別對(duì)各子域劃分多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，近壁面首層網(wǎng)格高度滿(mǎn)足y+≈1。對(duì)滑流區(qū)的網(wǎng)格進(jìn)行適當(dāng)?shù)募用?，最終的靜止域網(wǎng)格數(shù)量約8 600萬(wàn)，每個(gè)旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格數(shù)量約250萬(wàn)，網(wǎng)格總數(shù)約9 100萬(wàn)，網(wǎng)格的細(xì)節(jié)如圖2所示。

圖2 計(jì)算網(wǎng)格

該算例的試驗(yàn)及計(jì)算狀態(tài)為：自由來(lái)流馬赫數(shù)為0.2，基于機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)約為200萬(wàn)，側(cè)滑角為0°，前進(jìn)比為0.935，單槳拉力系數(shù)約0.2。具體計(jì)算過(guò)程中，每個(gè)物理時(shí)間步螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)0.25°，即一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)迭代1 440步，子迭代步數(shù)10步，通過(guò)監(jiān)測(cè)氣動(dòng)力系數(shù)來(lái)判斷收斂情況，每個(gè)狀態(tài)至少需要計(jì)算10個(gè)旋轉(zhuǎn)周期。需要說(shuō)明的是本文中提及的全機(jī)氣動(dòng)力均不包括螺旋槳的氣動(dòng)力。

圖3展示了-3°～10°迎角范圍內(nèi)的氣動(dòng)力系數(shù)計(jì)算值與試驗(yàn)值的對(duì)比情況?？梢钥吹剑?jì)算得到的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)均與實(shí)驗(yàn)值吻合良好。在中小迎角下該機(jī)的俯仰力矩呈近似線(xiàn)性變化的趨勢(shì)，這也是T型尾翼飛機(jī)的特點(diǎn)。

圖3 氣動(dòng)力計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比

機(jī)翼及平尾各展向站位如圖4所示。圖5、圖6分別給出了機(jī)翼內(nèi)側(cè)6個(gè)截面和平尾各截面表面壓力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比情況，截面位置見(jiàn)圖4。從圖5可以看到，由于螺旋槳同向旋轉(zhuǎn)，左右兩側(cè)機(jī)翼對(duì)應(yīng)截面的壓力分布呈現(xiàn)出較大差異，計(jì)算結(jié)果精確的反映了滑流對(duì)機(jī)翼當(dāng)?shù)赜羌榜v點(diǎn)壓力的影響。從圖6可以看到，對(duì)于T型尾翼，滑流在中小迎角下對(duì)平尾當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)的影響相對(duì)較小，計(jì)算準(zhǔn)確捕捉到了左右兩側(cè)平尾壓力分上的微小差異。以上結(jié)果表明，本文采用的計(jì)算方法具有良好的精度，可以應(yīng)用于渦槳飛機(jī)全機(jī)氣動(dòng)特性的計(jì)算。

圖4 機(jī)翼及平尾各展向站位示意圖

圖5 機(jī)翼表面壓力系數(shù)分布計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值對(duì)比

圖6 平尾表面壓力系數(shù)分布計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值對(duì)比

2 低平尾布局渦槳飛機(jī)模型

在T尾布局渦槳飛機(jī)的基礎(chǔ)上，保持機(jī)翼、機(jī)身、螺旋槳等主要?dú)鈩?dòng)部件不變，將平尾下移至后機(jī)身尾部，并對(duì)垂尾頂端及平尾機(jī)身結(jié)合部進(jìn)行適當(dāng)修型，構(gòu)造出低平尾布局渦槳飛機(jī)模型，見(jiàn)圖7。為了維持容量不變，平尾的平面形狀進(jìn)行了適當(dāng)修改，另外由于本文只討論縱向氣動(dòng)特性，為了降低網(wǎng)格規(guī)模，低平尾布局模型去除了背鰭。針對(duì)低平尾布局模型，本文分析了3種螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向下的飛機(jī)俯仰力矩特性變化。如圖8所示，3種旋轉(zhuǎn)方向的定義為：同向旋轉(zhuǎn)(co-rotating, CO), 對(duì)轉(zhuǎn)-內(nèi)側(cè)上洗 (counter-rotating inboard-up, CNIU)和對(duì)轉(zhuǎn)-外側(cè)上洗 (counter-rotating outboard-up, CNOU)。

圖7 低平尾渦槳飛機(jī)計(jì)算模型

圖8 螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向的定義

3 計(jì)算結(jié)果與分析

低平尾模型的CO、CNIU和CNOU 3個(gè)構(gòu)型的網(wǎng)格劃分策略、計(jì)算方法和來(lái)流條件均與驗(yàn)證算例一致，其中CNIU、CNOU兩個(gè)構(gòu)型由于螺旋槳左右對(duì)稱(chēng)，計(jì)算采用了半模。

3.1 兩側(cè)螺旋槳同向旋轉(zhuǎn)

兩側(cè)螺旋槳同向旋轉(zhuǎn)是運(yùn)輸類(lèi)渦槳飛機(jī)的主流布局形式。圖9展示了CO構(gòu)型和無(wú)動(dòng)力構(gòu)型(Power off)的全機(jī)及部件俯仰力矩對(duì)比情況。從圖9(a)可以看到，由于平尾安裝位置較低，即使在無(wú)動(dòng)力情況下，全機(jī)俯仰力矩在中小迎角下也會(huì)呈現(xiàn)明顯的非線(xiàn)性特征。對(duì)于CO構(gòu)型，受滑流影響，在-3°～2°迎角范圍內(nèi)其俯仰力矩曲線(xiàn)斜率較無(wú)動(dòng)力構(gòu)型大幅度下降，當(dāng)迎角大于2°后其俯仰力矩曲線(xiàn)斜率又高于無(wú)動(dòng)力構(gòu)型。從圖9(b)可以看到，CO構(gòu)型和無(wú)動(dòng)力構(gòu)型的翼/身/短艙(Wing-Body-Nacelle, WBN)及垂尾(Vertical Tail Plane, VTP)的俯仰力矩之和隨迎角變化幅度并不大，影響整機(jī)俯仰力矩特性的主要部件是平尾。

圖9 CO構(gòu)型與無(wú)動(dòng)力構(gòu)型俯仰力矩系數(shù)對(duì)比

兩側(cè)螺旋槳同向旋轉(zhuǎn)必然導(dǎo)致整機(jī)繞流流場(chǎng)出現(xiàn)非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象。從圖10可以發(fā)現(xiàn)，CO構(gòu)型左右兩側(cè)平尾的俯仰力矩特性有著巨大的差異。具體來(lái)說(shuō)，CO構(gòu)型右側(cè)平尾在-3°～10°迎角范圍內(nèi)都保持了較好的力矩特性，而左側(cè)平尾在-3°～2°之間效率基本喪失。這表明導(dǎo)致CO構(gòu)型在-3°～2° 之間俯仰力矩特性惡化的主要原因在于左側(cè)平尾效率的大幅度下降。

對(duì)于指定的構(gòu)型，影響平尾的效率的主要因素是平尾當(dāng)?shù)氐臍饬髯铚禂?shù)和下洗梯度。氣流阻滯系數(shù)越大平尾效率越高，而下洗梯度越大平尾效率則越低，特殊情況下當(dāng)下洗梯度等于或大于1時(shí)，平尾將完全喪失效率甚至反效。圖11為CO構(gòu)型不同迎角下Pt/Pt,∞=1.01的等值面云圖，Pt表示當(dāng)?shù)乜倝海琍t,∞表示自由來(lái)流的總壓。可以發(fā)現(xiàn)，在-3°～4°迎角范圍內(nèi)，CO構(gòu)型左側(cè)平尾始終有大片區(qū)域浸入在滑流的高能量尾跡中，其當(dāng)?shù)氐臍饬髯铚禂?shù)將會(huì)高于右側(cè)平尾及無(wú)動(dòng)力構(gòu)型兩側(cè)平尾，這也說(shuō)明在-3°～2°之間CO構(gòu)型左側(cè)平尾效率低于右側(cè)平尾及無(wú)動(dòng)力構(gòu)型兩側(cè)平尾的原因并非是氣流阻滯系數(shù)上的差異。

圖11 總壓等值面(Pt/Pt,∞=1.01)

在左右兩側(cè)平尾上游各布置5個(gè)下洗角監(jiān)測(cè)點(diǎn)(圖12)并分別對(duì)左右兩側(cè)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的下洗角進(jìn)行平均，結(jié)果見(jiàn)圖13。從圖中可以看到，CO構(gòu)型左右兩側(cè)平尾當(dāng)?shù)氐南孪唇亲兓厔?shì)存在巨大差異。在-3°～6°迎角之間，右側(cè)平尾當(dāng)?shù)叵孪唇请S迎角不斷減小，下洗梯度為負(fù)值，這對(duì)維持平尾效率是非常有利的。從-3°～2°迎角左側(cè)平尾當(dāng)?shù)氐南孪唇窃黾恿思s3.9°，下洗梯度非常高，但在2°迎角以后下洗梯度大幅度降低，這與左側(cè)平尾的俯仰力矩變化特征是吻合的。這些結(jié)果表明：-3°～2°迎角范圍內(nèi)CO構(gòu)型左側(cè)平尾俯仰力矩曲線(xiàn)斜率大幅度下降的最主要原因在于當(dāng)?shù)叵孪刺荻容^高；CO構(gòu)型右側(cè)平尾能保持良好效率的主要原因在于當(dāng)?shù)叵孪刺荻纫恢陛^低。

圖12 下洗角監(jiān)測(cè)點(diǎn)及截面A的位置

圖13 下洗角隨迎角變化情況

為了進(jìn)一步分析CO構(gòu)型左右兩側(cè)平尾當(dāng)?shù)叵孪刺荻却嬖谳^大差別的原因，本文提取了不同迎角下平尾上游截面A處的下洗角云圖，結(jié)果見(jiàn)圖14和圖15，截面A的位置如圖12所示。從圖14可以看到：機(jī)翼下游的強(qiáng)下洗區(qū)被短艙分割為內(nèi)外兩部分，影響平尾的主要是內(nèi)側(cè)的強(qiáng)下洗區(qū)域。對(duì)于左側(cè)平尾，從-3°～2°迎角，強(qiáng)下洗區(qū)的核心區(qū)域逐漸上移并穿過(guò)平尾，到4°迎角時(shí)，其核心區(qū)域已位于平尾之上，這就是CO構(gòu)型左側(cè)平尾在-3°～2°迎角之間下洗梯度很高，2°迎角以后下洗梯度下降的原因。對(duì)于右側(cè)平尾，從圖15可以看到，在-3°迎角其強(qiáng)下洗區(qū)的核心區(qū)域(紅色區(qū)域)已經(jīng)位于平尾上方，迎角增加以后便逐漸遠(yuǎn)離了平尾，因此其下洗梯度一直為負(fù)值。之所以產(chǎn)生這種現(xiàn)象，是因?yàn)橛覀?cè)平尾位于上游螺旋槳的上行側(cè)，受螺旋槳上洗的影響，平尾當(dāng)?shù)赜禽^高，其強(qiáng)下洗區(qū)的核心區(qū)域始終處于較高的位置；而左側(cè)平尾則位于上游螺旋槳的下行側(cè)，平尾當(dāng)?shù)赜切?，其?qiáng)下洗區(qū)的核心區(qū)域起始位置較低。

圖14 截面A處下洗角云圖(左側(cè)平尾上游)

圖15 截面A處下洗角云圖(右側(cè)平尾上游)

3.2 兩側(cè)螺旋槳對(duì)轉(zhuǎn)

3.1節(jié)的分析結(jié)果表明，CO構(gòu)型左右兩側(cè)平尾的俯仰力矩特性存在巨大差異，其根本原因就是上游螺旋槳對(duì)平尾的影響不同。這也意味著通過(guò)調(diào)整螺旋槳的旋轉(zhuǎn)方向可以控制平尾和整機(jī)的俯仰力矩特性。

圖16展示了CO、CNIU和CNOU三個(gè)構(gòu)型的氣動(dòng)力對(duì)比情況?？梢钥吹?，3個(gè)構(gòu)型的升力系數(shù)差距并不大，但各個(gè)構(gòu)型的俯仰力矩隨迎角的變化趨勢(shì)完全不同。其中，CNOU構(gòu)型的俯仰力矩特征最差，在-3°～2°迎角之間，其俯仰力矩曲線(xiàn)斜率甚至為正值，而CNIU構(gòu)型在-3°～10°的迎角范圍內(nèi)都保持了良好的俯仰力矩特性。

從圖16(b)和圖16(c)可以發(fā)現(xiàn)，3個(gè)構(gòu)型整機(jī)俯仰力矩的差異仍然主要平尾引起的。對(duì)于CNOU構(gòu)型，在-3°～2°迎角內(nèi)，平尾效率基本喪失，2°迎角后平尾對(duì)整機(jī)俯仰力矩的貢獻(xiàn)才開(kāi)始恢復(fù)。而CNIU構(gòu)型的平尾在整個(gè)中小迎角范圍內(nèi)都維持了較高的效率。對(duì)比后可以發(fā)現(xiàn)，CNOU和CNIU兩個(gè)構(gòu)型平尾的氣動(dòng)特性分別與CO構(gòu)型的左側(cè)平尾和右側(cè)平尾的氣動(dòng)特性相對(duì)應(yīng)。從圖17和圖18和也可以看到，CNOU構(gòu)型和CNIU構(gòu)型截面A處的下洗角云圖變化趨勢(shì)也分別與圖14和圖15一致。需要特別指出的是，本文中CNIU構(gòu)型良好的俯仰力矩特性還得益于模型的平尾位置較低(顯著低于機(jī)翼)。

圖16 CO、CNIU和CNOU構(gòu)型氣動(dòng)力對(duì)比

圖17 截面A處下洗角云圖(CNOU構(gòu)型)

圖18 截面A處下洗角云圖(CNIU構(gòu)型)

4 結(jié) 論

1) 本文采用的非定常計(jì)算方法可以較為準(zhǔn)確地評(píng)估螺旋槳滑流對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響。

2) 低平尾布局渦槳飛機(jī)的俯仰力矩特性受滑流影響較大。在本文的計(jì)算模型中，兩側(cè)螺旋槳同向旋轉(zhuǎn)的情況下，飛機(jī)在小迎角下的俯仰力矩曲線(xiàn)斜率較無(wú)動(dòng)力構(gòu)型大幅度下降。

3) 兩側(cè)螺旋槳同向旋轉(zhuǎn)導(dǎo)致左右兩側(cè)平尾的氣動(dòng)特性呈現(xiàn)巨大差異，對(duì)于本文構(gòu)造的低平尾渦槳飛機(jī)模型，左側(cè)平尾在小迎角下效率大幅度下降，而右側(cè)平尾在較大迎角范圍內(nèi)都保持了良好的效率。

4) 在本文的計(jì)算模型中，右側(cè)平尾效率較高的主要原因在于該側(cè)平尾位于螺旋槳的上行側(cè)，受螺旋槳上洗的影響，平尾當(dāng)?shù)貜?qiáng)下洗區(qū)的核心區(qū)域始終處于較高的位置，隨著迎角增加強(qiáng)下洗區(qū)逐漸遠(yuǎn)離平尾，導(dǎo)致當(dāng)?shù)叵孪刺荻纫恢本S持在較小的量值。

5) 調(diào)整螺旋槳的旋轉(zhuǎn)方向可以改變平尾和整機(jī)的俯仰力矩特性。在本文的計(jì)算模型中，兩側(cè)螺旋槳對(duì)轉(zhuǎn)-內(nèi)側(cè)上洗(CNIU)構(gòu)型在整個(gè)中小迎角范圍內(nèi)都保持了良好的俯仰力矩特性。