劉 偉，趙 忠，張守友，謝 露

(航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089)

0 引 言

單發(fā)螺旋槳構(gòu)型在通用飛機(jī)、無人機(jī)研發(fā)中的應(yīng)用日益廣泛，準(zhǔn)確獲取螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動特性的影響規(guī)律對于飛機(jī)設(shè)計(jì)非常重要。螺旋槳飛機(jī)的典型特征是螺旋槳旋轉(zhuǎn)使得周圍的流場發(fā)生顯著變化，螺旋槳滑流會使飛機(jī)翼面的有效迎角和氣流速度發(fā)生變化，影響全機(jī)氣動特性[1-3]。目前國內(nèi)對螺旋槳?jiǎng)恿τ绊懙难芯?，尤其是工程型號研制，通常需要進(jìn)行帶螺旋槳?jiǎng)恿δM的風(fēng)洞試驗(yàn)[4]。

螺旋槳?jiǎng)恿τ绊懹址譃槁菪龢苯恿τ绊懞突饔绊?，直接力影響主要是螺旋槳產(chǎn)生的拉力、法向力（或徑向力）、扭矩所產(chǎn)生的影響，滑流影響是螺旋槳滑流與飛機(jī)各部件之間的相互作用。生產(chǎn)廠家通常會標(biāo)明螺旋槳拉力的數(shù)值，可以直接使用。歐陽邵修等[5]對裝機(jī)后螺旋槳徑向力的風(fēng)洞試驗(yàn)方法進(jìn)行了研究，劉毅等[6]給出了直接力對最大升力系數(shù)的影響規(guī)律。

螺旋槳飛機(jī)滑流影響試驗(yàn)有直接模擬和間接模擬兩種，前者要求模型與實(shí)物所有相似參數(shù)相同，這很難做到，一般不采取該方法；后者只要求螺旋槳模型作用在飛機(jī)模型上的氣動系數(shù)（如扭矩系數(shù)CQ和拉力系數(shù)CT）與實(shí)物相同，其又可分為固定拉力系數(shù)法和變拉力系數(shù)法兩種[3-4]。

李尚斌等[7]將螺旋槳-短艙組合體與飛機(jī)模型獨(dú)立支撐，分別測量了螺旋槳-短艙組合體與飛機(jī)的氣動力和力矩，可以得到單純滑流對飛機(jī)的影響效果。目前國內(nèi)風(fēng)洞基本普及了多天平測量技術(shù)，因此可以采用主天平測量全機(jī)氣動力、小天平測量螺旋槳直接力的方式獲得滑流對全機(jī)氣動特性的影響規(guī)律。

目前國內(nèi)外對螺旋槳全機(jī)氣動干擾的研究大多數(shù)都基于機(jī)翼螺旋槳飛機(jī)，螺旋槳與機(jī)翼的強(qiáng)耦合關(guān)系使得機(jī)翼的一部分面積始終處于螺旋槳高能量氣流中，使得飛機(jī)增加升力、阻力，延遲機(jī)翼分離，推遲失速迎角[1,3,6]。單發(fā)螺旋槳飛機(jī)螺旋槳與機(jī)翼的相對位置關(guān)系相比機(jī)翼螺旋槳飛機(jī)更加靈活多變，不同氣動布局單發(fā)螺旋槳飛機(jī)滑流對機(jī)翼的影響區(qū)域差異較大，這必然會導(dǎo)致滑流影響的顯著差異。70 年代美國蘭利研究中心開展了一系列單發(fā)螺旋槳飛機(jī)全尺寸風(fēng)洞試驗(yàn)[8-11]，Ralston[12]等對一種上單翼單發(fā)螺旋槳飛機(jī)進(jìn)行了試驗(yàn)研究，國內(nèi)徐傳寶等[13]提出了一種利用單發(fā)螺旋槳全機(jī)模型進(jìn)行單槳試驗(yàn)的新方法，然而以上研究均缺乏對不同氣動布局單發(fā)螺旋槳飛機(jī)滑流影響的差異性分析。

本文分別對上單翼、下單翼兩種布局的單發(fā)螺旋槳飛機(jī)的滑流影響進(jìn)行了試驗(yàn)研究。試驗(yàn)考慮了滑流作用下機(jī)頭進(jìn)氣口封堵對全機(jī)阻力的影響，提出了一種機(jī)頭進(jìn)氣口封堵附加阻力的修正方法，在此基礎(chǔ)上總結(jié)了滑流對不同布局單發(fā)螺旋槳飛機(jī)全機(jī)縱向氣動特性的影響規(guī)律，然后對滑流影響下全機(jī)升力失速特性變化的機(jī)理進(jìn)行了研究，從而為單發(fā)螺旋槳飛機(jī)的氣動布局設(shè)計(jì)提供參考。

1 試驗(yàn)設(shè)備及方法

本文研究了兩種布局的單發(fā)螺旋槳飛機(jī)，一種為上單翼飛機(jī)（簡稱飛機(jī)A），一種為下單翼飛機(jī)（簡稱飛機(jī)B）。飛機(jī)A 試驗(yàn)在中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所FL-13 風(fēng)洞進(jìn)行，試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵妶D1。FL-13 風(fēng)洞是一座直流式、閉口、串列雙試驗(yàn)段的大型風(fēng)洞，試驗(yàn)段寬8 m、高6 m、長15 m，橫截面為矩形，風(fēng)速范圍20～85 m/s。飛機(jī)B 試驗(yàn)在中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所FL-12 風(fēng)洞進(jìn)行，試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵妶D2。FL-12 風(fēng)洞是一座單回流式閉口試驗(yàn)段風(fēng)洞，試驗(yàn)段寬4 m、高3 m、長8 m，橫截面為切角矩形，風(fēng)速范圍30～70 m/s。

圖1 上單翼單發(fā)螺旋槳飛機(jī)全機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Test model of single-engine high-wing airplane

圖2 下單翼單發(fā)螺旋槳飛機(jī)全機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.2 Test model of single-engine low-wing airplane

采用電機(jī)驅(qū)動的螺旋槳進(jìn)行動力模擬試驗(yàn)。試驗(yàn)方法為間接模擬法中的固定拉力系數(shù)法，即當(dāng)給定一個(gè)拉力系數(shù)后，在試驗(yàn)中改變姿態(tài)角時(shí)不改變螺旋槳槳葉角和轉(zhuǎn)速。通過采用“小天平+主天平”的多天平帶動力試驗(yàn)方法，可得到比較準(zhǔn)確可靠的螺旋槳滑流影響。首先采用單獨(dú)螺旋槳引導(dǎo)性試驗(yàn)對目標(biāo)曲線進(jìn)行模擬[4,14]，選定不同拉力系數(shù)對應(yīng)的槳葉角、全機(jī)帶動力試驗(yàn)風(fēng)速和電機(jī)轉(zhuǎn)速，飛機(jī)B 單獨(dú)螺旋槳試驗(yàn)?zāi)M結(jié)果如圖3 所示。在進(jìn)行正式帶動力試驗(yàn)時(shí)，模型正裝在腹撐支桿上，由主天平測得的氣動力扣除小天平測得的螺旋槳的直接力以及無動力試驗(yàn)測得的氣動力后，進(jìn)行相應(yīng)的計(jì)算，就得到了螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動特性的影響量。

圖3 單獨(dú)螺旋槳引導(dǎo)性試驗(yàn)結(jié)果Fig.3 Result of single propeller introductory test

2 機(jī)頭進(jìn)氣口阻力修正

單發(fā)螺旋槳飛機(jī)通常采用單臺吸氣-活塞式發(fā)動機(jī)，而絕大多數(shù)輕型發(fā)動機(jī)采用冷空氣作為外部冷卻劑。圖4 給出了飛機(jī)A 進(jìn)/排氣口布置，冷卻空氣通過發(fā)動機(jī)罩前端兩側(cè)的進(jìn)氣口自然流入，冷卻后的熱空氣通過整流罩下方的排氣口向下后方排出。發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口設(shè)置在發(fā)動機(jī)下整流罩前端，采用吞沒式進(jìn)氣道，空氣通過過濾器從進(jìn)氣口進(jìn)入進(jìn)氣箱；排氣系統(tǒng)采用集氣箱統(tǒng)一排氣的形式，廢氣從排氣總管經(jīng)發(fā)動機(jī)罩下部的排氣口向側(cè)后方排出機(jī)外。然而在單發(fā)螺旋槳飛機(jī)帶動力風(fēng)洞試驗(yàn)中，限于模型尺寸及試驗(yàn)難度，難以對上述進(jìn)/排氣系統(tǒng)進(jìn)行模擬，也無法同無動力試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵粯訉M(jìn)氣口設(shè)計(jì)整流堵塊。因此需要對進(jìn)氣口進(jìn)行簡化處理，通常直接封堵進(jìn)氣口，如圖5 所示，封堵面基本與滑流方向垂直，因而在帶動力試驗(yàn)狀態(tài)下進(jìn)氣口封堵區(qū)域必然承受螺旋槳滑流作用，并且還會產(chǎn)生額外的附加氣動力。試驗(yàn)狀態(tài)與真實(shí)飛機(jī)存在較大差異，因此有必要對此做簡化處理，從而進(jìn)行氣動力修正。

圖4 單發(fā)螺旋槳飛機(jī)進(jìn)/排氣口布置Fig.4 Air inlet and outlet of single-engine airplane

圖5 單發(fā)螺旋槳飛機(jī)進(jìn)氣口在風(fēng)洞模型上的簡化Fig.5 Simplification for air inlet of single-engine airplane test model

圖6 給出了飛機(jī)A 進(jìn)/排氣口流通狀態(tài)及封堵狀態(tài)的受力示意圖。對活塞式發(fā)動機(jī)而言，通常所說的發(fā)動機(jī)功率就是指發(fā)動機(jī)的有效功率，即用來轉(zhuǎn)動螺旋槳的功率（軸功率）[15]，這是活塞式發(fā)動機(jī)的一個(gè)典型特征，與渦輪發(fā)動機(jī)有著顯著的差異。活塞式發(fā)動機(jī)本身并不能產(chǎn)生向前的動力，而是通過驅(qū)動螺旋槳，使螺旋槳在空氣中旋轉(zhuǎn)，以此產(chǎn)生動力推動飛機(jī)前進(jìn)，其有效功率并不計(jì)入發(fā)動機(jī)進(jìn)/排氣產(chǎn)生的推力影響，因此在試驗(yàn)中可以不模擬進(jìn)/排氣帶來的推力增益或損失，對于流通狀態(tài)可以不考慮控制體1～9 內(nèi)部產(chǎn)生的氣動力。如果不考慮流通狀態(tài)和封堵狀態(tài)對進(jìn)/排氣口以外區(qū)域的影響差異，則流通狀態(tài)和封堵狀態(tài)的受力差異僅為封堵狀態(tài)進(jìn)/排氣口區(qū)域的壓力差F，即：

圖6 進(jìn)/排氣口流通狀態(tài)和封堵狀態(tài)受力示意Fig.6 Force diagram of air inlet and outlet at flow through and blockage states

式（2）中的F即為進(jìn)氣口封堵區(qū)域測壓點(diǎn)壓力平均值與區(qū)域面積的乘積。

在風(fēng)洞模型左右冷卻進(jìn)氣口封堵區(qū)域分別布置了4 個(gè)測壓點(diǎn)，在發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口封堵區(qū)域布置了3 個(gè)測壓點(diǎn)，具體布置如圖7 所示（圖中標(biāo)紅圈位置）。

圖7 機(jī)頭進(jìn)氣口封堵位置測壓點(diǎn)布置Fig.7 Static pressure measure points on nose air inlet blockage

不同拉力狀態(tài)下的機(jī)頭進(jìn)氣區(qū)域受力F與無槳狀態(tài)下的機(jī)頭進(jìn)氣區(qū)域受力F′之差即為滑流引起的進(jìn)氣口附加氣動力修正量ΔF，由于該修正量對升力及俯仰力矩影響很小，這里僅給出阻力修正分量ΔCD。圖8 給出了飛機(jī)A 襟翼25°構(gòu)型不同拉力系數(shù)下機(jī)頭進(jìn)氣口ΔCD隨迎角變化曲線，由圖可以看出，機(jī)頭進(jìn)氣口ΔCD隨迎角變化較小，與拉力系數(shù)CT基本呈線性增長關(guān)系。該阻力修正分量在大拉力系數(shù)下甚至接近200 count，對全機(jī)產(chǎn)生不可忽視的影響，因此全機(jī)帶動力阻力數(shù)據(jù)需要對機(jī)頭進(jìn)氣口阻力修正量進(jìn)行扣除。迎角18°附近ΔCD有一定跳動，原因可能與機(jī)翼分離失速引起的模型抖動有關(guān)，實(shí)際使用時(shí)可以對曲線進(jìn)行光順處理。

圖8 機(jī)頭進(jìn)氣口封堵附加阻力修正量Fig.8 Drag correction of nose air inlet blockage

不同增升構(gòu)型狀態(tài)機(jī)頭進(jìn)氣口阻力修正量基本一致，受襟翼偏度影響較小，這是由于機(jī)頭距機(jī)翼較遠(yuǎn)，不同增升裝置構(gòu)型對螺旋槳滑流作用下的機(jī)頭壓力基本沒有影響。不同進(jìn)氣口布置方式對進(jìn)氣口阻力修正量影響較大，如飛機(jī)B 有足夠空間對進(jìn)氣口進(jìn)行修型處理，其機(jī)頭進(jìn)氣口阻力修正量遠(yuǎn)小于飛機(jī)A。

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 滑流對縱向氣動特性的影響

本文選取全機(jī)著陸構(gòu)型作為典型構(gòu)型進(jìn)行滑流影響分析，飛機(jī)A 襟翼偏度δf為25°，試驗(yàn)風(fēng)速為30 m/s，飛機(jī)B 襟翼偏度為35°，試驗(yàn)風(fēng)速為35 m/s。圖9～圖10 給出了滑流影響下飛機(jī)A、B 著陸構(gòu)型的縱向氣動特性，其中NP 表示無螺旋槳狀態(tài)，即無動力狀態(tài)。

圖9 飛機(jī)A 螺旋槳滑流對全機(jī)縱向氣動特性的影響Fig.9 Slipstream effects on longitudinal aerodynamic characteristics of airplane A

圖10 飛機(jī)B 螺旋槳滑流對全機(jī)縱向氣動特性的影響Fig.10 Slipstream effects on longitudinal aerodynamic characteristics of airplane B

可見受滑流影響，飛機(jī)A、B 阻力增大，升阻比降低，主要原因?yàn)榛魇沟脷饬鲃訅涸龃?，模型表面摩擦阻力增大?；魇沟蔑w機(jī)A、B 產(chǎn)生抬頭力矩，縱向穩(wěn)定性略微降低，主要原因?yàn)樵诼菪龢髯饔孟?，繞機(jī)翼后的下洗流動進(jìn)一步增大[16-17]，導(dǎo)致平尾處當(dāng)?shù)赜墙档?，升力降低，產(chǎn)生抬頭力矩，全機(jī)焦點(diǎn)前移，全機(jī)縱向穩(wěn)定性有所降低。

滑流使得飛機(jī)A、B 升力系數(shù)斜率增大，最大升力系數(shù)增大。兩種飛機(jī)著陸構(gòu)型無槳狀態(tài)最大升力系數(shù)及失速迎角接近，然而帶動力狀態(tài)下失速迎角差異明顯：同樣由無槳狀態(tài)到拉力系數(shù)CT= 0.3，飛機(jī)A 失速迎角推遲約1°，飛機(jī)B 失速迎角提前約2.5°；盡管飛機(jī)A 襟翼偏度小于飛機(jī)B，其滑流影響導(dǎo)致的最大升力系數(shù)增量仍略大于飛機(jī)B。通常情況下，迎角較大時(shí)機(jī)翼上翼面受到螺旋槳滑流加速吹洗，附面層內(nèi)氣流能量增加，氣流分離推遲，失速迎角推遲，而飛機(jī)B 失速迎角變化趨勢與此規(guī)律相反。

3.2 升力失速形態(tài)的影響機(jī)理

為了進(jìn)一步研究飛機(jī)B 失速迎角提前現(xiàn)象的機(jī)理，試驗(yàn)采用熒光絲線流動顯示法對飛機(jī)B 著陸構(gòu)型帶動力（CT= 0.2）和無動力狀態(tài)（NP）右側(cè)機(jī)翼上表面流態(tài)進(jìn)行研究。迎角在6°～16°范圍內(nèi)機(jī)翼上表面絲線流動顯示結(jié)果如圖11 所示，其中左列圖為無螺旋槳狀態(tài)，即無動力狀態(tài)，右列圖為帶動力（CT= 0.2）狀態(tài)，圖中機(jī)翼左側(cè)為機(jī)翼根部，右側(cè)為機(jī)翼尖部，上側(cè)為機(jī)翼前緣，下側(cè)為機(jī)翼后緣。

圖11 機(jī)翼熒光絲線流動顯示Fig.11 Tuft flow visualization

螺旋槳滑流對機(jī)翼縱向特性的影響主要體現(xiàn)為滑流的加速效應(yīng)及旋轉(zhuǎn)效應(yīng)。唐建平等[18]對滑流影響下的全機(jī)壓力分布研究表明，距螺旋槳一定距離后，螺旋槳滑流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)會變得相對較弱，滑流的主要影響為加速效應(yīng)，即增大了當(dāng)?shù)貧饬魉俣?。機(jī)頭單發(fā)螺旋槳飛機(jī)機(jī)翼通常距螺旋槳較遠(yuǎn)，此時(shí)螺旋槳滑流對機(jī)翼的影響主要表現(xiàn)為增大當(dāng)?shù)貧饬魉俣取?/p>

流動顯示結(jié)果表明，α= 6°時(shí)，無動力狀態(tài)機(jī)翼上表面根部后緣出現(xiàn)局部分離現(xiàn)象，對應(yīng)升力系數(shù)曲線線性段在α= 6°結(jié)束；α= 15°時(shí)無動力狀態(tài)機(jī)翼上表面流動分離區(qū)已從機(jī)翼根部后緣逐步擴(kuò)大至機(jī)翼中部，不過機(jī)翼外側(cè)在此過程中仍能保持附著流態(tài)，對應(yīng)升力系數(shù)在α= 15°達(dá)到最大；α= 16°時(shí)，流動分離區(qū)已擴(kuò)展到機(jī)翼上表面大部分區(qū)域。

帶動力狀態(tài)機(jī)翼上表面在迎角6°～10°均保持附著流態(tài)，機(jī)翼翼根并未出現(xiàn)明顯的流動分離現(xiàn)象，對應(yīng)帶動力升力曲線在迎角6°～10°仍保持線性，其機(jī)理在于平直翼飛機(jī)機(jī)翼流動分離通常從機(jī)翼根部開始，然后隨著迎角增加逐漸向翼尖發(fā)展，機(jī)頭螺旋槳滑流使得機(jī)翼翼根流動加速，動壓增大，有效抑制了翼根流動分離的產(chǎn)生，延長了升力系數(shù)線性段。α= 12°時(shí)機(jī)翼后緣才出現(xiàn)較小分離區(qū)，α= 13°時(shí)機(jī)翼后緣突然出現(xiàn)較大面積分離區(qū)，全機(jī)達(dá)到最大升力系數(shù)，失速迎角較無動力狀態(tài)提前約2°。根據(jù)上述帶動力狀態(tài)測力及絲線流動顯示結(jié)果，可以推斷α= 13°時(shí)螺旋槳滑流高能量氣流上移到機(jī)翼上方，不僅沒有抑制機(jī)翼后緣分離，反而誘導(dǎo)機(jī)翼后緣上表面突然出現(xiàn)大面積分離，失速迎角相比無動力狀態(tài)大幅提前，其原因在于滑流上移到機(jī)翼上方，機(jī)翼受到滑流的上洗作用，機(jī)翼當(dāng)?shù)赜窃龃?，機(jī)翼上表面逆壓梯度增大，從而導(dǎo)致機(jī)翼上表面出現(xiàn)大面積流動分離，飛機(jī)失速迎角提前。

若想降低機(jī)頭螺旋槳滑流對機(jī)翼不利的氣動影響或增加利用滑流給機(jī)翼帶來的益處，在飛機(jī)布局設(shè)計(jì)中應(yīng)該注意調(diào)整螺旋槳與機(jī)翼的相對位置。

研究表明[1]，在沒有來流和來流速度較低的情況下，螺旋槳槳盤后滑流流管的直徑收縮為0.816 倍至0.92 倍螺旋槳直徑，特別是在垂直于來流的方向，在來流速度較高時(shí)，滑流流管直徑近似等于螺旋槳槳盤直徑。李征初[2]等采用七孔探針對帶動力狀態(tài)的機(jī)翼前后流場進(jìn)行了測量，證明了螺旋槳滑流是一個(gè)被螺旋槳加速的流管, 在螺旋槳附近, 流管截面積與螺旋槳槳盤面積大致相同；隨著滑流向下游發(fā)展, 流管截面積是不斷收縮的。根據(jù)當(dāng)迎角α= 13°、CT=0.2 時(shí)滑流流管上移到飛機(jī)B 機(jī)翼上方的結(jié)論，可通過簡單的幾何關(guān)系推測此時(shí)機(jī)翼后緣處滑流流管直徑略小于螺旋槳槳盤直徑，此時(shí)滑流流管邊界在機(jī)翼位置與來流大致形成8°的夾角，如圖12 所示。

圖12 機(jī)頭螺旋槳滑流掃掠下單翼機(jī)翼示意圖Fig.12 Illustration of nose propeller slipstream over the wing of a low-wing airplane

螺旋槳負(fù)荷的大小決定了槳后滑流的收縮程度，負(fù)荷大的槳，滑流收縮大；負(fù)荷小的槳，滑流收縮小[19]。螺旋槳拉力系數(shù)越大，滑流收縮越大，滑流流管上移到飛機(jī)B 機(jī)翼上方的迎角就越提前，這也解釋了圖10（a）中螺旋槳拉力系數(shù)越大，對應(yīng)飛機(jī)B 升力失速迎角提前越多的原因。

4 結(jié) 論

本文對比了上、下單翼兩種布局單發(fā)螺旋槳飛機(jī)的螺旋槳滑流影響風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，分析了螺旋槳滑流引起全機(jī)縱向氣動力變化的原因，得到了如下結(jié)論：

1） 滑流對機(jī)頭進(jìn)氣口封堵區(qū)域產(chǎn)生了不可忽視的附加阻力。該附加阻力與拉力系數(shù)基本呈線性關(guān)系，量值不受襟翼偏度影響，有必要在全機(jī)阻力中扣除該附加阻力。所提出的進(jìn)氣口封堵附加阻力修正方法也可應(yīng)用到其他螺旋槳飛機(jī)的阻力修正中。

2） 螺旋槳滑流對單發(fā)螺旋槳飛機(jī)全機(jī)縱向特性的影響主要體現(xiàn)為增大了當(dāng)?shù)貧饬魉俣?。受滑流影響，全機(jī)升力系數(shù)斜率增大，最大升力系數(shù)增大，阻力增大，升阻比降低，抬頭力矩增加，縱向穩(wěn)定性略微降低。

3） 機(jī)頭螺旋槳與機(jī)翼的相對位置關(guān)系對單發(fā)螺旋槳飛機(jī)全機(jī)升力失速特性有著較大的影響。正常情況下，滑流有助于延遲機(jī)翼表面分離，推遲失速迎角，但滑流上移到飛機(jī)機(jī)翼上方會引起強(qiáng)烈的上洗流動，增大機(jī)翼當(dāng)?shù)赜?，?dǎo)致全機(jī)失速迎角提前。該現(xiàn)象對飛機(jī)氣動力設(shè)計(jì)有著重要的影響，在工程應(yīng)用中有必要對螺旋槳與機(jī)翼的相對關(guān)系進(jìn)行仔細(xì)的研究分析。在下一步工作中，將會對滑流上移到機(jī)翼上方過程中的流場進(jìn)行進(jìn)一步研究，以期對單發(fā)螺旋飛機(jī)氣動設(shè)計(jì)提供更多的參考。