四发螺旋桨滑流对某运输机气动特性的影响研究

赵晓霞，刘毅

(中航飞机股份有限公司 汉中飞机分公司，汉中 723000)

四发螺旋桨滑流对某运输机气动特性的影响研究

赵晓霞，刘毅

(中航飞机股份有限公司 汉中飞机分公司，汉中 723000)

四发螺旋桨飞机滑流影响区较大，需要准确获得滑流引起的升力、阻力和俯仰力矩特性的变化以评估飞机的飞行性能和品质。采用动力模拟风洞实验研究某运输机在滑流影响下的气动力特性，包括升阻特性、俯仰力矩特性和升降舵效率，并采用七孔探针技术测量平尾区的尾流场特性。结果表明：滑流对气流加速的效应使得飞机的升力、阻力均有增加，升阻比在典型巡航和爬升状态下分别降低了6%和20%；滑流随迎角的增加从下至上扫掠过平尾，使得俯仰力矩和升降舵效率出现明显的非线性变化。

滑流；涡桨飞机；气动特性；风洞实验；七孔探针

0 引 言

螺旋桨动力系统是当代亚音速飞机的主要动力系统之一，在较低亚音速的通用飞机、军用及民用运输机上获得了广泛应用。N.Bronswijk[1]回顾了对螺旋桨动力影响研究的发展史，将其划分为三个阶段：1920～1955年，完成了螺旋桨动力影响研究的主要工作，建立了叶素动量理论，对单独螺旋桨、螺旋桨与机体相互干扰、滑流对操稳特性影响等方面进行了深入的理论和实验研究；1955～1980年，由于涡喷、涡扇发动机的发展和应用，关于螺旋桨动力的应用和研究迅速下降，NASA开展了系列通用飞机的全尺寸风洞实验以提高通用飞行器的安全性；1980年以后，涡轮螺旋桨的燃油经济性和较高的拉力-重量比使得螺旋桨动力的应用重新得到重视，而计算流体力学的发展也使得动力影响的复杂流动现象能够被较好地模拟。李尚斌等[2]总结了螺旋桨动力影响的研究进展，表明虽然已有较多的有关滑流对机翼和增升装置影响的研究，但针对升力、阻力、俯仰力矩、滚转力矩、偏航力矩和后体阻力等方面的研究较少。实验中通常测量飞机整体性能的变化，对滑流对机翼、机身、增升装置的影响及其机理的研究有待加强。L.L.M.Veldhuis[3]对螺旋桨与机翼之间的相互干扰效应的计算和实验研究情况进行了综述。

螺旋桨滑流影响与飞机机体的相互干扰取决于具体的构型配置，故难以采用分析方法获得准确的影响量。较为有效的数值计算方法包括涡格法结合半经验的叶素理论模型，求解Euler/N-S方程方法并采用等效盘或滑移网格技术模拟滑流效应[4-6]。螺旋桨动力模拟风洞实验通过对螺旋桨轴向和旋转速度的相似模拟，能够获得相对真实的流态和气动影响。螺旋桨动力影响分为直接影响和滑流影响，滑流使升力增加，通过改变下洗、吹洗尾翼等方式对飞机俯仰力矩和升降舵效率产生影响[7-9]；目前，已通过风洞实验验证了螺旋桨动力能够使升力增加、轴向静稳定性降低等效应[10-13]。S.F.Hoerner等[14-15]研究表明，滑流使升力增加的量值与拉力系数成正比，但不同构型的飞机其比例系数差异较大，浸润在滑流中部件的废阻基本正比于速压，飞机的诱导阻力降低。

上述研究多未将螺旋桨动力的直接和间接影响分离研究，关于完整飞机构型阻力特性的数据也较少，虽得出了俯仰力矩特性稳定性降低的结论，但忽略了滑流影响导致的俯仰力矩非线性特性。本文通过技术手段将螺旋桨旋转时自身的气动力与飞机分离，得到飞机在纯滑流影响下的气动力特性；采用七孔探针技术研究平尾区域的尾流场特性，并分析滑流对平尾的干扰机理。

1 实验方法

某运输机在乌克兰安定诺夫设计局的AT-1风洞、中国空气动力研究与发展中心的FL-13、FL-12风洞中完成带动力风洞实验，实验模型如图1所示，各风洞的实验参数如表1所示。对滑流效应的模拟采用间接模拟的固定拉力系数法，模型电机的拉力系数、前进比与实际发动机相同，但桨叶角和转速并无关联，实验中改变模型的姿态角和构型，拉力系数不变。模型电机自身的气动力与飞机(含滑流影响)的气动力实现分离测量，在AT-1风洞中模拟电机通过前置马达驱动，与飞机模型无直接接触；在FL-13及FL-12风洞，模型螺旋桨由发动机短舱内的电机驱动，每个电机及螺旋桨的气动力均由单独的小天平测量并从主天平读数中扣除。滑流的强弱以拉力系数来衡量，单台螺旋桨的拉力系数CT以机翼面积作为参考面积，即：

CT=T/qSw

式中：T为单台螺旋桨拉力；q为飞行速压；Sw为机翼面积。

采用上述定义方式后，CT与飞机阻力系数参考面积一致，便于直接比较。

(c) FL-12风洞

风 洞横截面尺寸带动力实验风速/(m·s-1)雷诺数AT-14m×2.33m500.8×106FL-138m×6m551.7×106FL-124m×3m400.6×106

尾流场测试采用矩阵布置的七孔探针尾耙测量得到，探针为4排、7列布置，每行、列的间距均为0.14 m，从上至下第二排为平尾所在位置，如图2所示。采用七孔探针可获得测量点的三个速度分量和压力数据，为了研究不同高低位置的局部速度的变化，将每一排七个探针测得的轴向速度进行平均后再分析。

图2 七孔探针尾耙尾流场实验模型

2 实验数据及分析

2.1 升阻特性

某运输机巡航构型带滑流效应的升力曲线如图3所示，可以看出：随着拉力系数的增大飞机的升力线斜率成正比地增加，不同拉力系数的升力曲线在迎角为4°左右相交，故在常用飞行迎角范围内飞机的升力系数随拉力系数的变化不大，这一特点是由螺旋桨相对机翼的位置和安装角决定的；飞机典型的巡航及爬升拉力系数分别为0.011 4和0.039 7，当CT=0.011 4时，升力线斜率增加约1%，而当CT=0.039 7时，升力线斜率增加约7%，导致平尾处下洗率增加，平尾效率降低；滑流对飞机的失速迎角影响不大，大迎角范围内的升力形态无明显变化，使最大升力系数有增加趋势；由于滑流对机翼的影响机理复杂，实验雷诺数较低使得有滑流的最大升力系数实验值中包含了雷诺数效应、附面层转捩、滑流旋转速度分量诱导的不均匀失速等多种因素的影响，其定量结果应以试飞数据为准。

(a) 带动力升力曲线

(b) 带动力升力线斜率

带滑流状态的阻力特性实验曲线如图4～图7所示。

图4 带滑流效应阻力特性

图5 不同拉力系下数的零升阻力系数

图6 不同拉力系数下的诱导阻力因子

图7 不同拉力系数下的升阻比

从图4可以看出：在有滑流状态下，飞机的阻力系数(CD)与升力系数(CL)的二次方具有线性关系；随着拉力系数的增大阻力曲线上移，表明随着滑流强度增加，飞机的阻力系数呈正比地增加。

从图5可以看出：零升阻力系数(CD0)和拉力系数(CT)呈线性关系且不同风洞的数据基本吻合，在典型巡航和爬升状态下，升力系数相对无滑流构型分别增加了0.001 9和0.007 6。CD0增加的原因是滑流影响区内速压的增加导致摩擦阻力的增大，对某运输机而言，机翼上下表面处于滑流区内的浸润面积达到参考面积的90%，因此受滑流强度影响显著。

从图6可以看出：飞机的诱导阻力因子Ai随拉力系数的增加总体上呈缓慢下降的趋势，其原因可能是滑流使机翼升力分布的变化、下洗的变化以及升力线斜率增加导致CD相对CL2的导数降低。

从图7可以看出：拉力系数的增加对升阻比(L/D)而言是不利的，在典型巡航和爬升状态下，飞机的升阻比相对无螺旋桨状态分别降低约6%和20%。

2.2 俯仰力矩特性及升降舵效率

某运输机巡航构型有滑流状态的俯仰力矩曲线和升降舵效率分别如图8～图9所示。

图8 滑流引起的俯仰力矩增量

图9 带滑流影响升降舵效率特性

从图8可以看出：俯仰力矩曲线在滑流影响下呈现出非线性特征，在迎角为10°以下产生附加抬头力矩，峰值出现在迎角为6°左右；在迎角为10°以上产生附加低头力矩，峰值出现在迎角为14°左右，俯仰力矩出现类似正弦函数的形态。飞机的纵向稳定性导数在迎角为6°～14°范围内是增加的，在其余迎角范围内则降低。

从图9可以看出：滑流影响下的升降舵效率在迎角为4°以上均有不同程度的增加，在迎角为10°～12°范围内达到峰值。升降舵效率增加的原因是平尾处局部速压增大，而随迎角的变化规律则表明滑流中心与平尾的相对位置发生了变化。

2.3 平尾区域流场测试结果

通过对平尾区域内流场特性进行测试来研究平尾区气流速度随迎角的变化情况。将七孔探针尾耙每一行七个探针测量得到的轴向速度平均后可得当地高度的典型速度，结果如图10所示。

图10 滑流尾流场速度测试结果(CT=0.084 0)

从图10可以看出：在平尾高度-2 m时，在迎角为2°时达到局部速度峰值，高度-1 m时，峰值出现在迎角为10°，而平尾高度位置在迎角为14°时出现峰值，高度+1 m时峰值出现的迎角更加推迟。流场测试呈现出明显的规律，可清晰地判定随着迎角的增加，滑流中心从下向上移动，当CT=0.084 0时，平尾附近能够达到的局部速度峰值是来流速度的1.3倍。由于尾流场测试时没有安装平尾等因素，平尾高度处速度峰值出现在迎角为14°左右，略大于升降舵效率的峰值出现的迎角，即10°～12°。

根据气动力和尾流场测试结果，可推断出螺旋桨滑流尾流对平尾的干扰影响机理，如图11所示。

(a) 迎角小于10°

(b) 迎角接近10°

(c) 迎角大于10°

从图11可以看出：当迎角小于10°时，滑流吹洗中心在平尾下方，使平尾产生向下的吸力，局部速度也有所增加；当迎角约为10°时，滑流中心很接近平尾，平尾局部速度达到最大值但没有明显的吸力方向；当迎角大于10°以后滑流中心高于平尾，又产生向上的吸力和一定的速度增加。

3 结 论

(1) 本文通过螺旋桨直接力与飞机气动力分离的实验方法获得了精度提高的滑流影响数据，并给出了升力、阻力特性随拉力系数的变化规律。

(2) 受滑流影响后飞机的升力线斜率和最大升力系数提高，零升阻力系数随着滑流拉力系数呈线性地增加，诱导阻力因子在较大拉力系数条件下略有降低，升阻比在典型巡航和爬升状态下分别降低了6%和20%。

(3) 带动力俯仰力矩曲线随着迎角的增加存在类似正弦函数的形态。

(4) 升降舵效率在迎角为4°以上均有不同程度的增加，峰值出现在10°～12°之间，尾流场测试表明其原因是随着迎角的增加，滑流尾流从下至上扫掠经过平尾。

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(编辑：马文静)

The Research of the Aerodynamic Characteristics of a Transport Aircraft with Slipstream Effect of Four Turbo-propeller Engines

Zhao Xiaoxia, Liu Yi

(Hanzhong Branch, AVIC Aircraft Co., Ltd., Hanzhong 723000, China)

The slipstream of the aircraft with four turbo-propellers affects large area around the aircraft, and the induced variation of lift, drag, and pitching moment must be accurately measured to evaluate flight performance and quality. The aerodynamic force of the aircraft with slipstream effect is investigated quantitatively by powered wind tunnel tests, including the lift, drag, pitching moment and elevator efficiency characteristics. The wake flow field is measured by seven-hole probe technique. The research reveals that the lift and drag are increased due to the high speed slipstream, and the lift to drag ratio is reduced by 6% and 20% at typical cruise and climb condition respectively. The wake flow tests reveal that the slipstream sweeps from below the horizontal tail to above it with higher AOA(angle of attack), which causes the strongly non-linear variation of pitching moment and elevator efficiency.

slipstream; turbo-propeller driven aircraft; aerodynamic characteristics; wind tunnel test; seven-hole probe

2017-02-20；

2017-04-03

刘毅,evanliuyi@hotmail.com

1674-8190(2017)03-256-06

V211.71

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.03.002

赵晓霞(1967-)，女，硕士，研究员。主要研究方向：飞机设计。

刘 毅(1982-)，男，硕士，高级工程师。主要研究方向：飞机气动力设计。