中航西飛，陜西 西安 710089

雖然航空推進技術(shù)早已進入噴氣時代，但是在航空發(fā)展史上起著重要作用的產(chǎn)生拉力的氣動部件——螺旋槳并沒有退出航空領(lǐng)域，并且由于螺旋槳發(fā)動機具有低速飛行時拉力大、推進效率高、經(jīng)濟性好的特點[1]，使其在運輸領(lǐng)域具有不可替代的地位。在巡航馬赫數(shù)0.6左右的低速飛機上，至今仍普遍采用螺旋槳推進。螺旋槳滑流的形成和發(fā)展過程比較復雜，螺旋槳與飛機之間存在一定的相互干擾，不同機型、動力裝置下的滑流影響差異也較大[2],目前國內(nèi)對螺旋槳滑流的影響研究手段有數(shù)值模擬計算和風洞試驗。由于數(shù)值模擬受網(wǎng)格及計算精度的限制，難以給出令人滿意的計算和分析結(jié)果，因此目前國內(nèi)對螺旋槳滑流的研究以風洞試驗為主。

1 螺旋槳動力影響

螺旋槳動力對飛機氣動特性的影響可以分為直接影響和間接影響[3]。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；間接影響是指槳后的滑流與飛機各部件之間的相互干擾作用。螺旋槳滑流的影響使飛機升力、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。

2 帶動力試驗方法

帶動力風洞試驗屬于特種風洞試驗，試驗復雜程度高，試驗結(jié)果受到螺旋槳滑流的模擬方法、螺旋槳氣動力的準確測量、螺旋槳滑流試驗數(shù)據(jù)處理方法等多項技術(shù)的影響。風洞試驗模型的螺旋槳對飛機模型的影響必須與實物螺旋槳對真實飛機產(chǎn)生的影響相似，試驗結(jié)果才能應用到真實飛機上，也就是說螺旋槳的動力模擬，就是對螺旋槳繞流特性的模擬，模擬準則采用拉力系數(shù)、扭矩系數(shù)和前進比兼顧的原則。目前帶動力試驗方法分為以下兩種。

2.1 固定拉力系數(shù)法

該方法是給定一個拉力系數(shù)后，在全部試驗迎角范圍內(nèi)固定不變。也就是說，在試驗中雖改變迎角但不改變螺旋槳的轉(zhuǎn)速。主要試驗步驟如下。

（1）根據(jù)所模擬的飛行狀態(tài)計算飛機的Tc～Qc曲線和Tc～λ曲線。

（2）試驗風速盡可能得大，以滿足試驗雷諾數(shù)要求，螺旋槳模型的槳盤直徑確定后，根據(jù)所需用的最大螺旋槳轉(zhuǎn)速，根據(jù)前進比公式可計算出試驗風速。

（3）校準模型螺旋槳，選擇合適的槳葉角。

（4）根據(jù)選好的槳葉角，在選定的試驗風速下測量拉力系數(shù)與轉(zhuǎn)速的關(guān)系曲線Tc～n，這樣就把對拉力系數(shù)的控制轉(zhuǎn)變?yōu)閷δＰ吐菪龢D(zhuǎn)速的控制。

（5）為了模擬一發(fā)失效的狀態(tài)，需要找出螺旋槳的順槳槳葉角，選擇過程如下：在選定的風速下，固定不同的槳葉角進行試驗，這時螺旋槳不轉(zhuǎn)動，記錄阻力天平數(shù)據(jù)，畫出阻力與不同槳葉角的關(guān)系曲線，曲線上阻力最低的一點所對應的槳葉角就是順槳槳葉角。

（6）根據(jù)選定的試驗風速、槳葉角和相應的電機轉(zhuǎn)速，便可進行固定拉力系數(shù)法的風洞試驗。

2.2 變拉力系數(shù)法

飛機在飛行過程（如起飛）中，其飛行的迎角和升力系數(shù)是變化的，拉力系數(shù)也隨著迎角而不斷變化。固定拉力系數(shù)法實際上只模擬了其中的某個點，而變拉力系數(shù)法是在試驗中對飛機某飛行狀態(tài)各點都得到動力模擬的方法。試驗中隨著模型迎角的改變，相應地也改變拉力系數(shù)（試驗中即轉(zhuǎn)速）。運用變拉力系數(shù)法的具體步驟如下。

（1）模型槳葉角的選擇及有關(guān)曲線繪制工作過程與固定拉力系數(shù)法完全相同。

（2）根據(jù)模擬的飛行狀態(tài)，按穩(wěn)定直線飛行計算出的飛機Tc～Cy曲線和試驗獲得的Tc～n曲線畫出符合模擬關(guān)系的CL～n曲線。

（3）用幾個轉(zhuǎn)速（即幾個相應的復合模擬關(guān)系的拉力系數(shù)）變換模型迎角α進行固定拉力系數(shù)法試驗，由此測出Cy與α、n的關(guān)系曲線。

（4）根據(jù)試驗得到的Cy與α、n的關(guān)系曲線和前面已經(jīng)建立的Cy～n曲線找出轉(zhuǎn)速n和α的關(guān)系。

（5）畫出α～n的關(guān)系曲線，即可將拉力系數(shù)變化和迎角的變化對應起來，在試驗中實現(xiàn)不同迎角相應拉力系數(shù)的控制也變?yōu)椴煌窍孪鄳煌D(zhuǎn)速的控制。

兩種試驗方法都能達到試驗的目的，其中，固定拉力系數(shù)法試驗相對簡單，但試驗次數(shù)相對較多；變拉力系數(shù)法可直接得到飛機在迎角改變時拉力系數(shù)的變化對氣動特性的影響，試驗次數(shù)有所減少，但試驗的難度加大。

3 帶動力試驗結(jié)果及其分析

文章中帶動力風洞試驗采用固定拉力系數(shù)法，試驗結(jié)果如表1～表3所示。其中Tc為拉力系數(shù)，Cyα為升力線斜率，mzcy為縱向靜穩(wěn)定性導數(shù)，Cx0為零升阻力系數(shù)，Cymax為最大升力系數(shù)，Kmax為最大升阻比，Czβ為側(cè)向力導數(shù)，myβ為偏航力矩導數(shù)，mx β為滾轉(zhuǎn)力矩導數(shù)，α機身為機身迎角。以上各參數(shù)均已無量綱化。

表1 雙發(fā)帶動力縱向試驗結(jié)果

表2 無動力橫航向試驗結(jié)果

3.1 試驗結(jié)果分析

試驗結(jié)果表明，受螺旋槳動力的影響，使升力線斜率、最大升力系數(shù)和阻力系數(shù)增加，且隨著拉力系數(shù)的增加而增大；全機縱向靜穩(wěn)定性隨拉力系數(shù)的增加而降低；側(cè)力導數(shù)絕對值增加，隨拉力系數(shù)的增大而增大；橫向靜穩(wěn)定性和航向靜穩(wěn)定性隨拉力系數(shù)的增加而減小。

3.2 機理分析

（1）動力對升阻特性的影響：直接影響是螺旋槳拉力在Y軸方向的投影對升力的貢獻；間接影響是螺旋槳滑流掠過的部件使全機升力系數(shù)和阻力系數(shù)增加。

（2）動力對縱向靜穩(wěn)定性的影響：一是發(fā)動機拉力線在飛機重心上提供安定力矩，滑流掠過，使機翼上表面附面層的分離推遲，同時使機翼、尾翼動壓增大，平尾作用提高，增加了縱向靜穩(wěn)定性；二是滑流影響使尾翼處下洗增強，平尾作用降低，同時螺旋槳法向力對重心之矩是不安定矩。后者影響較大，故隨著拉力系數(shù)的增加縱向靜穩(wěn)定性降低。

（3）動力對側(cè)力導數(shù)的影響：作用在螺旋槳槳盤上的側(cè)向力和滑流在立尾上的誘導側(cè)力是側(cè)力導數(shù)隨拉力系數(shù)增加的主要原因。螺旋槳左旋使右翼端渦和滑流渦互相疊加而使渦增強；左翼端渦正好相反。有側(cè)滑后，左右翼端渦都要偏斜，則右翼端渦和滑流渦對立尾的干擾是主要的。因此，側(cè)力導數(shù)絕對值隨拉力系數(shù)增加而增大。

（4）滑流對滾轉(zhuǎn)力矩的影響：滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)主要由機翼和立尾提供。滑流對機翼的干擾對滾轉(zhuǎn)力矩影響最大，當有側(cè)滑時，機翼上的滑流偏斜，正滑時，右翼上滑流內(nèi)斜，左翼上滑流外斜，使滑流產(chǎn)生的升力增量壓心沿展向有位移，產(chǎn)生一個+mx，即減小了滾轉(zhuǎn)力矩。雖然滑流對立尾的影響是橫向安定的，但此影響較小，因此隨著拉力的系數(shù)增加橫向靜穩(wěn)定性減小。

（5）滑流對偏航力矩的影響：偏航力矩主要由立尾的安定力矩和機身短舵上的不安定力矩組成。無動力時，小迎角范圍，偏航力矩隨襟翼高度的增加而增加；當迎角增大到一定程度時，偏航力矩隨襟翼高度的增加而減小。因為側(cè)滑時，迎面氣流一方面使襟翼的法向力增加較大，另一方面法向力的阻力分量產(chǎn)生一個安定力矩，使偏航力矩增加。但當迎角繼續(xù)增加，襟翼上氣流分離，偏航力矩減小。大迎角時機身的離體渦打到立尾上、背鰭上，使偏航力矩貢獻降低而減小。帶動力時，影響因素主要有兩個方面：①槳盤上的側(cè)力造成不安定力矩，隨迎角的增大而增大；②立尾上的側(cè)力產(chǎn)生安定力矩，二者疊加使滑流減弱。因此，航向靜穩(wěn)定性隨拉力系數(shù)的增加而減小。

4 結(jié)論

受螺旋槳動力影響，使飛機的升力線斜率、最大升力系數(shù)、零升阻力系數(shù)不斷增加；全機縱向靜穩(wěn)定性隨拉力系數(shù)的增加而降低；側(cè)向力絕對值隨拉力系數(shù)的增加而增加；橫向靜穩(wěn)定性和航向靜穩(wěn)定性隨拉力系數(shù)的增加而減小。