閻文成，金 華，姜裕標(biāo)，練真增，張 暉

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所，四川 綿陽 621000

0 引言

螺旋槳動力系統(tǒng)對飛機氣動特性的影響（動力影響）分為直接影響和間接影響兩部分。直接影響是指螺旋槳本身的氣動載荷對全機的影響；間接影響則是指氣流經(jīng)過螺旋槳加速后，形成的滑流掃掠飛機其他部件產(chǎn)生的氣動特性變化。螺旋槳滑流內(nèi)部流動特性較為復(fù)雜，不僅其軸向速度較來流速度大、還存在一定的旋轉(zhuǎn)運動。當(dāng)滑流掃掠機翼時，其主要作用表現(xiàn)為提高機翼升力、改善飛機起降性能；當(dāng)滑流掃掠到平尾時，會對飛機俯仰特性產(chǎn)生嚴(yán)重影響，在平尾相對靠近螺旋槳時影響更為顯著。

對螺旋槳滑流影響的研究主要有風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬兩種方法。帶動力的風(fēng)洞試驗通過模擬螺旋槳的飛行參數(shù)，可以較為準(zhǔn)確地得到螺旋槳滑流對飛機氣動特性的影響。隨著風(fēng)洞試驗技術(shù)的不斷發(fā)展和完善，對螺旋槳滑流的研究也越來越深入，研究內(nèi)容由滑流影響量獲取發(fā)展到滑流特性等領(lǐng)域。Müller 等[1]在低速風(fēng)洞中研究了螺旋槳滑流對A400M氣動特性的影響。李興偉等[2]采用螺旋槳飛機動力模擬風(fēng)洞試驗技術(shù)及粒子圖像測速技術(shù)，研究了雙發(fā)常規(guī)布局渦槳飛機的螺旋槳滑流對飛機縱向氣動特性的影響規(guī)律，將螺旋槳位置變化對全機氣動特性的影響進行了較為深入的研究，對后續(xù)螺旋槳飛機的布局設(shè)計有重要的指導(dǎo)作用。

近年來，計算流體力學(xué)的發(fā)展使螺旋槳滑流數(shù)值模擬技術(shù)獲得了長足進步。徐靜[3]、張劉[4]、曾卓雄[5]等采用計算技術(shù)對螺旋槳滑流模擬方法、螺旋槳滑流影響進行了研究。任曉峰[6]、王偉[7]、陳波[8]等采用數(shù)值模擬方法，對滑流影響下的飛機俯仰力矩特性變化進行了分析，指出滑流對機翼、平尾的氣動干擾是影響全機俯仰力矩特性變化的重要因素，并對飛機尾翼布局優(yōu)化提出了建議。

當(dāng)前對螺旋槳滑流的研究[9-10]已經(jīng)較為深入，但國內(nèi)的研究大多集中在數(shù)值模擬[11-15]方面，通過風(fēng)洞試驗[16-17]來解決問題的研究還相對較少。

某飛機采用大展弦比機翼，翼吊式雙螺旋槳發(fā)動機。研究發(fā)現(xiàn)該飛機起降構(gòu)型在螺旋槳大拉力情況下，中小迎角俯仰力矩特性不夠理想，表現(xiàn)為俯仰靜穩(wěn)定性裕量降低，甚至出現(xiàn)靜不穩(wěn)定現(xiàn)象，嚴(yán)重影響起降安全。本文通過對飛機氣動數(shù)據(jù)的深入研究，分析了問題出現(xiàn)的原因，給出了優(yōu)化方案。

1 試驗簡介

試驗?zāi)Ｐ蜑槟筹w機縮比全金屬模型和六葉螺旋槳模型，圖1 給出了該模型的示意圖。該飛機的系列試驗在FL-13 風(fēng)洞第二試驗段進行。FL-13 風(fēng)洞是一座直流式、閉口、串列雙試驗段的大型風(fēng)洞，其第二試驗段寬為8 m、高為6 m、長為15 m，有效截面積為47.4 m2，常用風(fēng)速范圍為20～85 m/s。

圖1 模型示意圖Fig.1 Sketch of model

試驗支撐機構(gòu)為FL-13 風(fēng)洞特大迎角支撐機構(gòu)，模型以斜腹撐方式支撐。該設(shè)備可實現(xiàn)模型的迎角α和偏航角β的變化，變化范圍為：α=–20o～120o，β=–30o～30°。

全機載荷由布置于模型機身內(nèi)部的主天平測量，另有兩臺動力天平分別測量螺旋槳氣動載荷；螺旋槳動力通過內(nèi)置電機帶動槳模型實現(xiàn)。帶動力影響試驗按照間接模擬法的固定拉力系數(shù)法進行，當(dāng)給定一個拉力系數(shù)后，在全部試驗姿態(tài)角范圍內(nèi)固定不變，即在試驗中改變模型姿態(tài)角時不改變螺旋槳槳葉角和轉(zhuǎn)速。

2 俯仰穩(wěn)定性問題

該飛機俯仰穩(wěn)定性問題主要出現(xiàn)在起降構(gòu)型大拉力狀態(tài)，圖2 給出了起飛構(gòu)型下的俯仰力矩曲線。無動力情況下，該飛機在失速前俯仰力矩曲線線性度較好，沒有明顯的拐折出現(xiàn)、俯仰靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)基本保持穩(wěn)定；帶動力后，其拉力系數(shù)Tc=0.1 時、在零迎角附近曲線出現(xiàn)了拐折，負(fù)迎角俯仰靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)明顯降低；隨著Tc的增大，曲線拐點逐漸右移，拐點左側(cè)逐漸轉(zhuǎn)為俯仰靜不穩(wěn)定。在Tc=0.4 時，拐點已進入飛行包線范圍，嚴(yán)重影響飛機的起降安全。

圖2 起飛構(gòu)型俯仰力矩曲線Fig.2 Pitch moment of takeoff

3 問題分析

3.1 主要影響原因分析

飛機大襟翼構(gòu)型、中小迎角時平尾（下表面）易失速，此時平尾提供的（負(fù)向）升力損失，導(dǎo)致全機俯仰力矩特性發(fā)生改變、俯仰力矩曲線出現(xiàn)拐點。在帶螺旋槳動力情況下，機翼升力系數(shù)增加，平尾處下洗增大，表面更易失速。但通過對測壓結(jié)果的分析表明，當(dāng)飛機俯仰力矩特性出現(xiàn)異常時，平尾并沒有出現(xiàn)明顯的失速跡象（見圖3），說明該飛機俯仰力矩特性異常并非源于平尾的分離。

圖3 起飛構(gòu)型帶動力時平尾某剖面壓力系數(shù)Fig.3 Pressure coefficient of a horizontal tail section

圖2表明，俯仰力矩曲線拐點的出現(xiàn)與螺旋槳動力影響有密切的關(guān)系。為梳理其主要影響要素，對動力影響進行了必要的分解。利用部件試驗結(jié)果和螺旋槳天平測量結(jié)果，可以把飛機各主要部件對全機俯仰力矩的貢獻表示為：

圖4 給出了式（1）各項貢獻的試驗結(jié)果。由圖可知，螺旋槳的直接影響對全機俯仰力矩的貢獻隨迎角呈線性變化，且其斜率為正。這表明螺旋槳的直接影響是降低俯仰靜穩(wěn)定裕量，但對俯仰力矩的拐折基本無影響。盡管翼身組合體（即去尾翼）俯仰力矩曲線也存在拐折現(xiàn)象，但與無動力試驗結(jié)果比較（見圖5），在中小迎角下，俯仰靜穩(wěn)定裕量變化更小，因此判斷翼身不是全機俯仰力矩曲線拐折原因。在中小迎角（α ?10°）下，隨著 α減小，尾翼對俯仰力矩的貢獻呈現(xiàn)出明顯的非線性特性，是全機俯仰力矩曲線產(chǎn)生拐折的主要原因。

圖4 起飛構(gòu)型各部分對俯仰力矩的貢獻分解圖Fig.4 Pitch moment analysis of various part

圖5 有無動力、有無尾翼試驗結(jié)果Fig.5 Test result on effect of pulling and tail

尾翼對全機俯仰力矩特性的貢獻，可表示為兩部分：

利用有無動力、有無尾翼試驗結(jié)果，可以分解出有、無動力情況下尾翼對俯仰力矩的貢獻（見圖6）。圖中兩條曲線差量即為滑流對尾翼俯仰貢獻的影響。結(jié)果表明：無動力中小迎角情況下，尾翼貢獻隨迎角變化呈線性變化；而帶動力情況下隨迎角變化呈非線性變化。該非線性變化的主原因在于，隨著迎角的變化，尾翼與螺旋槳滑流掃掠區(qū)域位置關(guān)系發(fā)生了明顯改變，即隨迎角減小，尾翼逐漸上抬、向滑流區(qū)上部移動，并最終移出滑流區(qū)。在此過程中尾翼受滑流影響的區(qū)域逐漸減?。椿饔绊懡档停?。

圖6 起飛構(gòu)型下滑流對平尾性能的影響Fig.6 Slipstream effect on horizontal tail

3.2 影響滑流與尾翼相互位置關(guān)系的主要參數(shù)

滑流與尾翼相互位置關(guān)系主要受兩個參數(shù)影響：螺旋槳軸線與平尾弦線的相對高差和滑流掃掠區(qū)域洗流角。

3.2.1 螺旋槳軸線與平尾弦線的相對高差影響分析

試驗中通過改變平尾上反角的方法，對平尾有效高度影響進行了研究。結(jié)果如圖7所示，可以看出，調(diào)整平尾有效高度能夠影響平尾進出滑流的過程，從而改變俯仰力矩拐點的出現(xiàn)位置。不同拉力系數(shù)下，減小平尾有效高度（減小上反角），俯仰力矩曲線拐點均明顯左移。在Tc=0.4 時，曲線拐點迎角減小約4°，極大地改善了俯仰力矩特性。

圖7 平尾上反角對拐點的影響Fig.7 Horizontal tail dihedral angle effect on inflexion

3.2.2 滑流掃掠區(qū)域洗流角影響分析

對比空中與近地試驗結(jié)果（見圖8）發(fā)現(xiàn)，起降構(gòu)型下近地狀態(tài)相對空中狀態(tài)，俯仰力矩曲線拐點明顯左移。這主要是受地面效應(yīng)影響，近地狀態(tài)機翼在滑流掃掠區(qū)域產(chǎn)生的下洗角明顯減小，導(dǎo)致滑流位置相對上移，使平尾脫離滑流區(qū)的迎角減小，推遲了拐點的出現(xiàn)。

圖8 起飛構(gòu)型下地效作用對拐點的影響Fig.8 Ground effect on pitch moment

俯仰力矩曲線變化的另一種表現(xiàn)是拐點隨升降舵偏度變化而規(guī)律性變化（見圖9），升降舵上偏時拐點右移、升降舵下偏時拐點左移。分析認(rèn)為，這也是滑流掃掠區(qū)域下洗變化對滑流影響的一種表現(xiàn)。升降舵上偏時，平尾負(fù)向升力（向下）增大，誘導(dǎo)前緣下洗增大，使平尾處滑流區(qū)下移，平尾會在較大迎角脫離滑流區(qū)，從而使俯仰力矩拐點右移，反之亦然。

圖9 升降舵偏度對俯仰力矩拐點的影響Fig.9 Elevator deflection effect on pitch moment

3.3 螺旋槳影響分析

通過上述分析可以得出以下結(jié)論：1）螺旋槳動力直接影響俯仰靜穩(wěn)定性，但不影響俯仰力矩曲線拐折。2）螺旋槳軸線與平尾相對高差、滑流掃掠區(qū)域洗流角變化造成平尾在迎角變化過程中進出滑流區(qū)，是導(dǎo)致俯仰力矩曲線拐折迎角變化的主要原因；適當(dāng)減小螺旋槳軸線與平尾相對高差有利于改善中小迎角俯仰靜不穩(wěn)定問題。

4 優(yōu)化效果

依據(jù)上述研究成果，以減小螺旋槳軸線與平尾相對高差為主要手段，對某飛機總體布局進行了優(yōu)化研究。具體措施包括：降低平尾基準(zhǔn)高度、減小平尾上反角、提高螺旋槳軸線位置等（見圖10）。

圖10 平尾位置調(diào)整示意圖Fig.10 Horizontal tail adjustment sketch figure

驗證試驗結(jié)果表明，降低平尾基準(zhǔn)高度和減小平尾上反角等措施均可有效改善大拉力情況下起降構(gòu)型中小迎角俯仰力矩曲線拐折問題，使拐點左移。最終的優(yōu)化方案確定為將平尾基準(zhǔn)高度降低約70 mm（模型）、上反角減小5°，依此方案獲得的全機俯仰力矩特性（見圖11）滿足設(shè)計要求和起降需要。

圖11 降低平尾有效高度對俯仰力矩的效果Fig.11 Effect of horizontal tail reduction

降低平尾高度改進了全機縱向靜穩(wěn)定性，但對升阻特性、橫航向特性也會產(chǎn)生一定影響。圖12 給出了巡航構(gòu)型下平尾高度調(diào)整前后升阻特性對比。由圖可知，降低平尾高度后，升阻特性變化不大。圖13給出的航向特性對比表明，降低平尾高度對航向穩(wěn)定性影響較為明顯。降低平尾后，結(jié)合垂尾布局調(diào)整，Cn曲線在小的負(fù)側(cè)滑出現(xiàn)的非線性明顯減弱。

圖12 調(diào)整平尾高度對升阻特性影響Fig.12 Effect on lift-drag of horizontal tail reduction

圖13 調(diào)整平尾高度對橫航向特性影響Fig.13 Effect on yaw-lateral of horizontal tail

5 結(jié)論

通過以上研究，可以得出以下結(jié)論：

1）螺旋槳滑流對平尾的影響是造成某飛機初始方案在起降構(gòu)型大拉力中小迎角下出現(xiàn)俯仰靜不穩(wěn)定的主要原因。

2）螺旋槳軸線與平尾相對高差、滑流掃掠區(qū)域洗流角變化，造成平尾在迎角變化過程中進出滑流區(qū)，是導(dǎo)致飛機俯仰力矩曲線拐折迎角變化的主要原因。

3）通過降低平尾有效高度的方法，減小螺旋槳軸線與平尾相對高差，能有效減小飛機出現(xiàn)俯仰力矩曲線拐折的迎角，改善中小迎角俯仰特性。