背負式單發(fā)螺旋槳飛機滑流效應(yīng)影響研究

呂繼航，谷偉巖，溫慶，羅琳胤

(1.中航通飛研究院有限公司強度研究室，廣東珠海519040;2.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，陜西 西安710072)

0 引言

目前，國內(nèi)外大多數(shù)支線客機和通用飛機仍采用螺旋槳推進。當(dāng)螺旋槳高速運動時，其產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)氣流與翼面發(fā)生干擾，使來流發(fā)生偏轉(zhuǎn)并帶動附近氣流，從而改變翼面的流場性質(zhì)，影響飛機的操縱性和穩(wěn)定性，所以設(shè)計螺旋槳飛機時必須考慮滑流效應(yīng)的影響。國內(nèi)外學(xué)者主要研究了螺旋槳滑流對飛機氣動特性的影響［1-5］。由于風(fēng)洞滑流試驗的重復(fù)性較常規(guī)無動力試驗差，所以風(fēng)洞測壓試驗一般采用無動力模型，故螺旋槳飛機設(shè)計時，往往忽略了滑流效應(yīng)對機體結(jié)構(gòu)強度的影響。

本文根據(jù)某背負式單發(fā)高平尾螺旋槳飛機的研制需要，基于等效盤理論對螺旋槳滑流進行了數(shù)值模擬，分析了滑流對尾翼流場的影響，然后利用滑流效應(yīng)影響下的壓力分布求解了尾翼的應(yīng)力分布，并與飛行試驗測試結(jié)果進行了對比，從而為該類飛機氣動和結(jié)構(gòu)設(shè)計提供參考。

1 螺旋槳數(shù)學(xué)模型

螺旋槳滑流是一種非管道控制的運動，其流動特性非常復(fù)雜。工程上普遍采用“等效盤”理論實現(xiàn)螺旋槳滑流的等效模擬［1］，將螺旋槳前后氣流參數(shù)之間的關(guān)系，以邊界條件的形式聯(lián)系起來，從而降低螺旋槳飛機全機流場數(shù)值模擬的難度。

根據(jù)動量定理，等效盤前后的壓力增量產(chǎn)生拉力載荷T，氣流的周向動量變化產(chǎn)生旋向載荷Q:

式中:ρ為來流密度;vx為軸向速度;vθ為周向速度。

在螺旋槳半徑r處取微元段d r，其產(chǎn)生的升力和阻力分別為:

式中:c為槳葉弦長;CL為升力系數(shù);CD為阻力系數(shù);V為相對于槳葉的合速度，其表達式為:

圖1為槳葉剖面受力圖。氣動升、阻力產(chǎn)生的螺旋槳拉力、扭矩分別為:

式中:α'為來流的誘導(dǎo)迎角，其表達式為:

圖1 螺旋槳剖面受力示意圖Fig.1 External force on rotor section

由于螺旋槳旋轉(zhuǎn)引起了滑流流場的不均勻性，等效盤前后的壓差分布也是不均勻的。根據(jù)式(1)可得Δp=T/(πr2)，則n個槳葉時，等效盤前后的壓差可表示為:

根據(jù)式(2)，可得周向速度差為:

得到等效盤前后的壓差和旋轉(zhuǎn)速度差后，將其作為邊界條件進行流場求解，即可求出滑流效應(yīng)對翼面當(dāng)?shù)貕毫?、速度等參?shù)的影響。

2 滑流對尾翼流場的影響

某螺旋槳飛機布局如圖2所示，采用懸臂式中單翼、高平尾、背負式單發(fā)布局形式，可在水面起降。由于平尾浸潤在螺旋槳滑流中，雖在一定程度上有助于提高舵面效率，但也不可避免地帶來了滑流效應(yīng)對尾翼氣動和強度的影響。

圖2 全機效果圖Fig.2 Total aircraft composition

本文根據(jù)等效盤理論，忽略機身的影響，建立了飛機螺旋槳和尾翼的流場模型，如圖3所示。

圖3 螺旋槳和尾翼流場模型Fig.3 Flow field model of propeller and empennage

取海平面飛行高度，飛行速度V=43 m/s，螺旋槳轉(zhuǎn)速2 400 r/min，螺旋槳拉力系數(shù)0.31，本文分析了尾翼在螺旋槳滑流影響下的流場特性變化。圖4和圖5分別給出了無滑流和有滑流時尾翼流場的壓力系數(shù)分布。對比可知，在螺旋槳滑流的影響下，除前緣外，尾翼表面靜壓力系數(shù)略小于無滑流時。根據(jù)伯努利方程，則尾翼在滑流區(qū)的動壓勢必會增加，并導(dǎo)致局部升力增量的產(chǎn)生。

圖6給出了滑流影響下當(dāng)?shù)亓鲌鏊俣鹊姆植荚茍D?？梢?，滑流效應(yīng)使尾翼表面當(dāng)?shù)厮俣扔性黾拥内厔?。這是因為，當(dāng)螺旋槳高速轉(zhuǎn)動時，其通過做功提高了槳后空氣的總能量，使氣流向后加速流動，故尾翼基本處于相對機身和機翼更大的來流速度中。由于螺旋槳逆時針(順航向)運動，因此左側(cè)流場受滑流影響相對較大。

圖7給出了滑流影響下流場總壓的分布云圖?？梢钥闯?，滑流使尾翼流場呈現(xiàn)顯著的不對稱性。這是因為，盡管螺旋槳運動是周期性的，但螺旋槳的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)導(dǎo)致周向流場是不均勻的，槳葉在不同的相位就有不同的壓力分布，因而其影響區(qū)域的壓力分布也會產(chǎn)生相位差別［3］。

圖4 無滑流時尾翼流場壓力系數(shù)分布Fig.4 Pressure coefficient distribution of empennage flow field without slipstream

圖5 有滑流時尾翼流場壓力系數(shù)分布Fig.5 Pressure coefficient distribution of empennage flow field under slipstream effect

圖6 滑流對尾翼流場當(dāng)?shù)厮俣鹊挠绊慒ig.6 Effect of slipstream on local velocity distribution of empennage flow field

圖7 滑流對尾翼流場總壓的影響Fig.7 Effect of slipstream on total pressure distribution of empennage flow field

3 滑流對平尾應(yīng)力的影響

3.1 有限元計算分析

由于風(fēng)洞測壓模型為無動力狀態(tài)，因此在進行飛機載荷和強度計算時，忽略了滑流效應(yīng)的影響。本文根據(jù)前述等效盤模型的分析結(jié)果，重新計算了機體的飛行載荷，并利用有限元模型分析了滑流影響下結(jié)構(gòu)的變形和應(yīng)力分布。

圖8為根據(jù)飛機的結(jié)構(gòu)形式所建立的尾翼有限元模型。分析時，取V=155 km/h，nz=1飛行狀態(tài)，根據(jù)滑流影響下的當(dāng)?shù)貕毫Ψ植加嬎銡鈩恿d荷，并將其作用于有限元模型，得到尾翼的變形分布如圖9所示。可見，滑流使左、右平尾變形不對稱，左平尾翼尖變形比右側(cè)大30%，這為因為左平尾當(dāng)?shù)亓鲌鍪芑饔绊懘笠鸬摹?/p>

圖8 尾翼有限元模型Fig.8 Finite element model of empennage

圖9 尾翼在滑流作用下的變形云圖Fig.9 Displacement of empennage model under the effect of slipstream

圖10 給出了平尾前、后梁在滑流效應(yīng)下的應(yīng)力分布。由于左平尾端部裝有氣動配平機構(gòu)，故其應(yīng)力水平稍高于右平尾。

圖10 平尾前后梁在滑流作用下的應(yīng)力云圖Fig.10 Front and rear spars’stress distribution of horizontal tail under the effect of slipstream

3.2 應(yīng)力水平飛行測試

為了充分研究滑流效應(yīng)對機體結(jié)構(gòu)的影響，配置了機載應(yīng)變實時測試系統(tǒng)，并利用全尺寸飛機進行了尾翼應(yīng)力水平的飛行測試。該系統(tǒng)由應(yīng)變計感受結(jié)構(gòu)變形，經(jīng)放大器將信號轉(zhuǎn)換成電壓信號并放大，由數(shù)據(jù)采集器按給定的采樣率進行采集，并利用SD卡進行數(shù)據(jù)存儲，通過iNET以太網(wǎng)進行測試監(jiān)控，系統(tǒng)框圖如圖11所示。

圖11 應(yīng)變實時測試系統(tǒng)框圖Fig.11 Frame of real time strain test system

測試過程中，采用德國PXA8000機載采集器對應(yīng)變通道的零線信號和輸出信號進行采集、編碼。經(jīng)剔除野值、時域清除等處理后，再根據(jù)信號實際輸出量與工程量之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系得到應(yīng)變的響應(yīng)歷程。圖12和圖13分別給出了典型狀態(tài)的平尾應(yīng)力實測結(jié)果。

圖12 左平尾前接頭應(yīng)變的飛行測試結(jié)果Fig.12 Flight test result of left horizontal tail front connector’s strain

圖13 右平尾前接頭應(yīng)變的飛行測試結(jié)果Fig.13 Flight test result of right horizontal tail front connector’s strain

平尾接頭應(yīng)力理論分析和飛行測試結(jié)果的對比如表1所示?？梢钥闯?，相對于無動力狀態(tài)，滑流效應(yīng)使平尾接頭緣條產(chǎn)生了增量應(yīng)力。不考慮滑流效應(yīng)時，會使機體結(jié)構(gòu)的設(shè)計裕度偏低。盡管這種增量應(yīng)力可能不會導(dǎo)致靜強度破壞，但會對結(jié)構(gòu)的疲勞特性產(chǎn)生重要影響［6］，使飛機的安全性降低。

表1 應(yīng)力計算值與飛行測試值對比(MPa)Table 1 Comparison of computed and flight test stresses

4 結(jié)束語

對于螺旋槳飛機，滑流效應(yīng)對飛機氣動特性、結(jié)構(gòu)特性有一定影響。本文針對某背負式單發(fā)高平尾螺旋槳飛機，利用等效盤理論對螺旋槳滑流進行了數(shù)值模擬，分析了滑流對尾翼流場的影響;然后結(jié)合滑流影響下的壓力分布分析了尾翼的應(yīng)力水平，并與飛行測試結(jié)果進行了對比。結(jié)果表明:螺旋槳滑流效應(yīng)使尾翼表面當(dāng)?shù)厮俣扔性黾拥内厔?，且?dāng)?shù)亓鲌龀尸F(xiàn)顯著的不對稱性;在螺旋槳滑流影響下，左右平尾變形不對稱;相對于無動力狀態(tài)，滑流效應(yīng)使平尾接頭緣條產(chǎn)生了增量應(yīng)力。因此，背負式單發(fā)螺旋槳飛機設(shè)計時，應(yīng)考慮滑流效應(yīng)對尾翼氣動、強度特性的影響。有條件時，還應(yīng)進行飛機帶動力狀態(tài)下載荷或應(yīng)力的飛行測試，從而為飛機安全性評估提供依據(jù)。

［1］ Veldhuis L L M.Analysis of calculated and measured wake characteristics of a propeller-wing model［R］.AIAA-2000-0908，2000.

［2］ Renooij M，Slingerland R.Propeller slipstream and wingfuselage interference effects on three-axis stability and control［R］.AIAA-2004-0214，2004.

［3］ Suermer A W.Unsteady CFD simulations of propeller installation effects［R］.AIAA-2006-4969，2006.

［4］ 鄂秦，楊國偉，李鳳蔚，等.螺旋槳滑流對飛機氣動特性影響的數(shù)值分析［J］.西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報，1997，15(4):511-516.

［5］ 左歲寒，楊永.螺旋槳滑流對帶后緣襟翼機翼氣動特性影響的數(shù)值分析［J］.航空計算技術(shù)，2007，37(1):54-57.

［6］ 《飛機設(shè)計手冊》總編委員會.飛機設(shè)計手冊(第九冊)［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2002:86-87.