滑流對(duì)飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性影響的數(shù)值模擬

任曉峰, 段卓毅, 魏劍龍

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

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滑流對(duì)飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性影響的數(shù)值模擬

任曉峰*, 段卓毅, 魏劍龍

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

針對(duì)某“機(jī)身+機(jī)翼+襟翼+短艙+螺旋槳+平尾”簡(jiǎn)化構(gòu)型，開展低速大拉力系數(shù)工況下強(qiáng)螺旋槳滑流的數(shù)值模擬。模型為翼吊雙發(fā)布局，動(dòng)力計(jì)算時(shí)分為三個(gè)計(jì)算域，分別為兩個(gè)包含螺旋槳的旋轉(zhuǎn)域和一個(gè)靜止域。采用商業(yè)軟件ICEM CFD生成多塊面搭接非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在機(jī)體表面和滑流區(qū)域?qū)W(wǎng)格進(jìn)行加密以便于捕捉螺旋槳滑流的發(fā)展及其與機(jī)翼、尾翼等部件之間的干擾。采用ANSYS CFX軟件求解雷諾平均Navier-Stokes方程，使用多參考坐標(biāo)系(MFR)方法模擬螺旋槳的旋轉(zhuǎn)?；緲?gòu)型有/無動(dòng)力的計(jì)算結(jié)果表明螺旋槳?jiǎng)恿捌洚a(chǎn)生的滑流對(duì)模型的縱向靜穩(wěn)定性影響較大，模型的縱向靜穩(wěn)定性在迎角較小時(shí)下降明顯甚至喪失，在迎角較大時(shí)反而略有增加。一般而言，渦槳飛機(jī)平尾處的流場(chǎng)受氣動(dòng)布局、迎角、機(jī)翼及襟翼的下洗和螺旋槳滑流及其強(qiáng)度等因素的共同影響。對(duì)模型各部件的俯仰力矩特性及尾翼區(qū)流場(chǎng)細(xì)節(jié)進(jìn)行詳細(xì)分析可知，小迎角時(shí)飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的下降是由于平尾受到機(jī)翼及襟翼較強(qiáng)的下洗作用而導(dǎo)致效率下降，而此時(shí)平尾沒能進(jìn)入滑流區(qū)，不能有效利用滑流區(qū)內(nèi)高能氣流來提高平尾效率。并且由于兩個(gè)螺旋槳同為逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，右側(cè)平尾的貢獻(xiàn)高于左側(cè)平尾。為了驗(yàn)證這一結(jié)論，分別將螺旋槳向上平移0.7 m和將平尾下移0.86 m并進(jìn)行數(shù)值模擬，結(jié)果表明平尾對(duì)模型縱向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)均有增加。

螺旋槳；滑流；縱向靜穩(wěn)定性；數(shù)值模擬；旋轉(zhuǎn)域；非結(jié)構(gòu)面搭接網(wǎng)格；多參考坐標(biāo)系

0 引 言

螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)因具有起飛拉力系數(shù)大、巡航狀態(tài)經(jīng)濟(jì)效率高等優(yōu)點(diǎn)，至今仍在飛行馬赫數(shù)低于0.6的低速飛機(jī)上廣泛使用，如國產(chǎn)的Y-7、Y-8和Y-12等系列飛機(jī)。渦槳飛機(jī)的一大特點(diǎn)是其動(dòng)力系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)特性有較大的影響，在起飛和復(fù)飛等低速構(gòu)型、大拉力系數(shù)工況下影響尤為明顯。

通?？蓪u槳飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響分為直接影響和間接影響兩個(gè)部分。直接影響是指由螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的拉力、法向力(或徑向力)等直接力的影響；間接影響則是指螺旋槳滑流流過機(jī)翼、尾翼等氣動(dòng)部件引起的全機(jī)氣動(dòng)特性變化。螺旋槳的拉力一般由生產(chǎn)廠家提供即可直接使用，法向力的準(zhǔn)確獲取主要依靠風(fēng)洞試驗(yàn)。歐陽紹修等[1]對(duì)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，指出了螺旋槳徑向力的產(chǎn)生機(jī)理，在風(fēng)洞中獲得了螺旋槳徑向力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律。

螺旋槳滑流指螺旋槳后方的流管，其軸向速度高于未受擾來流，同時(shí)存在旋轉(zhuǎn)速度，在裝機(jī)狀態(tài)下還存在與發(fā)動(dòng)機(jī)短艙、機(jī)翼、襟翼以及尾翼等部件的相互干擾，流動(dòng)形態(tài)較為復(fù)雜。渦槳飛機(jī)氣動(dòng)特性的變化與螺旋槳滑流的強(qiáng)度密切相關(guān)，螺旋槳的拉力系數(shù)越大，滑流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響量也越大。

目前，研究螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響主要有兩種方法——帶動(dòng)力試驗(yàn)和數(shù)值模擬。帶動(dòng)力試驗(yàn)通過對(duì)螺旋槳相似參數(shù)的模擬(一般采用Tc-λ或Tc-Qc方法)，可以較為準(zhǔn)確地得到滑流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響量。趙學(xué)訓(xùn)[2]在風(fēng)洞中研究了螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)繞流的影響，指出滑流的影響區(qū)域只與螺旋槳的直徑及其在飛機(jī)上的安裝位置有關(guān)。滑流改變了影響區(qū)域內(nèi)機(jī)翼表面的壓力分布，在大部分影響區(qū)域內(nèi)使流動(dòng)加速，因而增加機(jī)翼升力?；饕彩蛊轿蔡幍膭?dòng)壓和下洗增加，且增量幾乎正比于拉力系數(shù)。李征初等[3]針對(duì)某運(yùn)輸機(jī)巡航狀態(tài)螺旋槳滑流對(duì)機(jī)翼的影響進(jìn)行了帶動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)，采用七孔探針測(cè)量滑流區(qū)的流動(dòng)狀態(tài)，研究了螺旋槳滑流的發(fā)展規(guī)律及其對(duì)機(jī)翼上表面壓力分布的影響。劉毅[4]和任慶祝[5]等采用多天平測(cè)力技術(shù)得到了某四發(fā)渦槳運(yùn)輸機(jī)螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)升力失速特性及全機(jī)氣動(dòng)特性的影響量，該技術(shù)是目前比較先進(jìn)的螺旋槳飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)。國外對(duì)螺旋槳滑流的試驗(yàn)研究也在繼續(xù)深入，Müller等[6]在低速風(fēng)洞中獲得了螺旋槳滑流對(duì)A-400M飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響，Roosenboom等[7]采用平面粒子圖像測(cè)速(PIV)技術(shù)研究了一個(gè)安裝在機(jī)翼上的八葉螺旋槳后方滑流的發(fā)展。然而，常規(guī)的測(cè)力和測(cè)壓試驗(yàn)還不能充分揭示滑流及其對(duì)飛機(jī)部件干擾的機(jī)理，想要直接指導(dǎo)螺旋槳飛機(jī)的設(shè)計(jì)還需要諸如立體PIV等技術(shù)在風(fēng)洞試驗(yàn)中的發(fā)展和應(yīng)用。

隨著集群計(jì)算能力的提高和計(jì)算流體力學(xué)(CFD)的進(jìn)步，采用數(shù)值模擬方法獲得螺旋槳飛機(jī)的氣動(dòng)特性成為可能。左歲寒等[8]采用激勵(lì)盤結(jié)合N-S方程對(duì)帶有后緣襟翼的機(jī)翼的滑流流場(chǎng)進(jìn)行模擬，得到了較好的結(jié)果，但是忽略了螺旋槳的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)。任曉峰等[9]采用多參考系方法求解定常N-S方程，捕捉到了滑流的旋轉(zhuǎn)、加速和側(cè)洗等特點(diǎn)，獲得了滑流對(duì)機(jī)翼表面壓力分布的影響。許和勇[10]、程曉亮[11]、張小莉[12]、夏貞鋒[13]、龔曉亮[14]、張劉[15]和楊小川[16]等采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，通過求解非定常Euler或N-S方程開展螺旋槳滑流的數(shù)值模擬，對(duì)螺旋槳滑流的發(fā)展、滑流對(duì)機(jī)翼及增升裝置表面壓力分布的影響以及滑流區(qū)的流場(chǎng)細(xì)節(jié)進(jìn)行了詳細(xì)分析。Malard等[17]采用激勵(lì)盤方法對(duì)螺旋槳飛機(jī)高速飛行時(shí)的流場(chǎng)進(jìn)行了模擬。Stuermer[18-19]采用基于嵌套網(wǎng)格的非定常求解器模擬了螺旋槳的安裝效應(yīng)和前后對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳系統(tǒng)的氣動(dòng)特性。Roosenboom等[20]將非定常計(jì)算結(jié)果與平面PIV試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。徐家寬等[21]針對(duì)某渦槳飛機(jī)進(jìn)行考慮螺旋槳滑流影響的機(jī)翼氣動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)，使巡航狀態(tài)機(jī)翼和短艙的升阻比提高了3.3%。以上研究表明，采用數(shù)值模擬方法進(jìn)行螺旋槳滑流影響分析效果較好。然而，目前的數(shù)值模擬大多局限于滑流與機(jī)翼的相互干擾，研究的滑流強(qiáng)度的較少，或者僅注重于計(jì)算方法、湍流模型等的研究。實(shí)際上，數(shù)值模擬結(jié)果可以顯示飛機(jī)繞流的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及細(xì)節(jié)，幫助設(shè)計(jì)師有針對(duì)性地改進(jìn)部件氣動(dòng)設(shè)計(jì)，對(duì)螺旋槳飛機(jī)的氣動(dòng)布局有直接的指導(dǎo)作用。低速構(gòu)型，發(fā)動(dòng)機(jī)的拉力系數(shù)大，飛機(jī)在強(qiáng)滑流影響下的氣動(dòng)特性變化將更為劇烈。對(duì)滑流的利用如何做到有的放矢，數(shù)值模擬的指導(dǎo)作用將更為顯著。本文針對(duì)某“機(jī)身+機(jī)翼+襟翼+短艙+螺旋槳+平尾”簡(jiǎn)化構(gòu)型，開展數(shù)值模擬分析，摸清螺旋槳滑流對(duì)平尾氣動(dòng)特性的影響機(jī)理，提出飛機(jī)布局改進(jìn)設(shè)計(jì)方向。

1 計(jì)算幾何模型

以無動(dòng)力“機(jī)身+機(jī)翼+襟翼+短艙+平尾”為基礎(chǔ)構(gòu)型，如圖1(a)所示，定義為構(gòu)型0(Model 0)。襟翼為全翼展分段襟翼，打開至起飛偏度；螺旋槳直徑為4m，從機(jī)身后部朝前看呈逆時(shí)針方向旋轉(zhuǎn)；平尾安裝在機(jī)身后部，為低置平尾，其前緣距螺旋槳10.5 m，約2.5個(gè)槳盤直徑距離；沒有配置垂尾。選用某六葉螺旋槳進(jìn)行帶動(dòng)力數(shù)值模擬，如圖1(b)所示，定義為構(gòu)型A(Model A)。在構(gòu)型A的基礎(chǔ)上，將螺旋槳安裝位置上移0.7 m，得到構(gòu)型B(Model B)；將平尾下移0.87 m，得到構(gòu)型C(Model C)。螺旋槳的拉力系數(shù)定義為Tc=T/(qS)，q為自由流動(dòng)壓，S為參考面積。取0 km高度氣體狀態(tài)參數(shù)，計(jì)算風(fēng)速為57.3 m/s，模型平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為2.85 m，通過調(diào)整槳葉角使螺旋槳的拉力系數(shù)約為0.3。

(a) 無動(dòng)力 (b) 帶動(dòng)力圖1 基礎(chǔ)構(gòu)型Fig.1 Baseline configuration

2 計(jì)算方法及算例驗(yàn)證

采用多塊搭接非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在螺旋槳周圍設(shè)置合適的圓柱形區(qū)域用以模擬螺旋槳的旋轉(zhuǎn)，如圖2所示，網(wǎng)格數(shù)量約5×107。采用商業(yè)軟件ANSYS CFX求解雷諾平均Navier-Stokes方程，對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，湍流模型為Shear Stress Transport(SST)。在圓柱域內(nèi),采用多參考坐標(biāo)系(MRF)方法把螺旋槳相對(duì)靜止流體的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)樾D(zhuǎn)流體相對(duì)靜止螺旋槳的運(yùn)動(dòng)，通過全隱式交界面進(jìn)行旋轉(zhuǎn)域與固定域之間的流場(chǎng)信息傳遞，保證通過交界面所有方程的所有通量都嚴(yán)格守恒[9]。

為了驗(yàn)證該方法的可靠性和準(zhǔn)確性，針對(duì)某螺旋槳飛機(jī)進(jìn)行數(shù)值模擬并與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。該算例中的螺旋槳含有六個(gè)槳葉，計(jì)算狀態(tài)為：馬赫數(shù)Ma=0.17，雷諾數(shù)Re=1.1×107，無縮比模型，網(wǎng)格量約為5×107。圖3給出該算例在迎角為2°時(shí)的非定常計(jì)算結(jié)果，橫軸為螺旋槳相位角，縱軸為計(jì)算得到的升力系數(shù)?？梢娐菪龢鞯闹芷谛宰兓瘜?dǎo)致了機(jī)翼氣動(dòng)力的小振幅等幅周期性震蕩，震蕩周期與螺旋槳轉(zhuǎn)過60°的時(shí)間相同。圖4為使用本文的MRF方法計(jì)算得到的升力和俯仰力矩系數(shù)結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比，可見數(shù)值模擬得到的氣動(dòng)力系數(shù)比較準(zhǔn)確。這些結(jié)論說明該計(jì)算方法能夠?yàn)楸疚牡幕鲾?shù)值模擬提供可靠的計(jì)算基礎(chǔ)和依據(jù)。

圖2 螺旋槳和機(jī)體表面網(wǎng)格及旋轉(zhuǎn)區(qū)域Fig.2 Surface grid of propeller and airframe and the rotating region

圖3 升力系數(shù)非定常計(jì)算結(jié)果Fig.3 Unsteady CFD results of lift coefficient

(a) 升力特性 (b) 俯仰力矩特性圖4 計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比Fig.4 Comparison of lift and pitching moment coefficients between calculation and experiment

3 模型計(jì)算結(jié)果及分析

3.1 氣動(dòng)力系數(shù)

圖5給出計(jì)算得到的升力及俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果，力矩參考點(diǎn)選在機(jī)翼平均氣動(dòng)弦的1/4處。計(jì)算結(jié)果可以明顯看出螺旋槳?jiǎng)恿盎鲗?duì)氣動(dòng)特性的影響：

1) 模型的升力系數(shù)增大，升力線斜率增加；

2) 模型的抬頭力矩增加，俯仰力矩曲線斜率減小。

(a) 升力特性 (b) 俯仰力矩特性圖5 升力及俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果Fig.5 CFD results of lift and pitching moment coefficients

3.2 詳細(xì)分析

本文主要關(guān)心滑流對(duì)縱向靜穩(wěn)定性的影響，下面將針對(duì)圖5(b)中的俯仰力矩曲線進(jìn)行詳細(xì)分析。

圖5(b)表明螺旋槳?jiǎng)恿捌洚a(chǎn)生的滑流對(duì)模型的力矩特性有較大的影響，且其影響呈現(xiàn)明顯的非線性，在不同的迎角范圍，影響存在明顯的差異。在迎角較大時(shí)，兩條力矩曲線的斜率基本一致，表明兩個(gè)構(gòu)型的縱向靜穩(wěn)定性裕度大致相同。而在迎角較小時(shí)，帶動(dòng)力構(gòu)型的縱向靜穩(wěn)定性裕度有比較明顯的下降，甚至在部分計(jì)算范圍內(nèi)力矩曲線的斜率為較小的正值，呈縱向靜不穩(wěn)定。這些現(xiàn)象顯露出動(dòng)力及滑流影響的嚴(yán)重性及復(fù)雜性，必須仔細(xì)分析各氣動(dòng)部件的氣動(dòng)特性變化情況及螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)繞流的影響，揭示螺旋槳滑流的影響機(jī)理，為渦槳飛機(jī)的氣動(dòng)布局及部件設(shè)計(jì)服務(wù)。

3.2.1 俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果

圖6將構(gòu)型A的俯仰力矩分解為由螺旋槳直接力引起的俯仰力矩和機(jī)體各部件產(chǎn)生的俯仰力矩兩部分之和。可見，螺旋槳直接力使模型的縱向靜穩(wěn)定性下降(Cm-prop)，拉力系數(shù)為0.3時(shí)，經(jīng)估算可知其減小量不小于8%。螺旋槳的拉力系數(shù)一般隨迎角變化不大，如圖7所示，因此可以近似認(rèn)為該量即是螺旋槳法向力的影響量?？鄢寺菪龢ㄏ蛄Φ挠绊懼螅玫降木褪菐в新菪龢饔绊懙哪Ｐ透┭隽靥匦?，如圖6中藍(lán)色虛線所示。可見，在大部分計(jì)算迎角下，模型的縱向靜穩(wěn)定裕度與無動(dòng)力構(gòu)型相比也有所降低。值得注意的是，在迎角比較大時(shí)，模型的縱向靜穩(wěn)定裕度反而要略高于無動(dòng)力構(gòu)型。

再將機(jī)體俯仰力矩系數(shù)分解至“機(jī)翼+機(jī)身”組合(Cm-W+B)和平尾(Cm-HT)，如圖8所示。可見無動(dòng)力時(shí)Cm-W+B線的斜率幾乎為0，而螺旋槳滑流則使該曲線呈現(xiàn)出明顯的拐點(diǎn)，在拐點(diǎn)之前使模型的縱向靜穩(wěn)定性裕度降低約10%，而在拐點(diǎn)之后使模型的縱向靜穩(wěn)定性裕度增加約8%。無動(dòng)力時(shí)Cm-HT曲線線性很好，平尾提供的縱向靜穩(wěn)定性裕度約為24%?；魇剐∮欠秶鷥?nèi)平尾提供的縱向靜穩(wěn)定性裕度明顯降低，減小約12%，而在計(jì)算迎角較大時(shí)，則幾乎保持不變。

圖6 構(gòu)型A俯仰力矩計(jì)算結(jié)果分解Fig.6 Decomposition of pitching moment of Model A

圖7 螺旋槳軸向力變化趨勢(shì)Fig.7 Propeller axis thrust coefficient varies with angle of attack

圖8 機(jī)體俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果分解Fig.8 Decomposition of airframe pitching moment

最后將左右平尾(從機(jī)尾向機(jī)頭看)的俯仰力矩系數(shù)再進(jìn)行分解，如圖9所示。可以看出左右兩側(cè)平尾的俯仰力矩特性在滑流影響下出現(xiàn)顯著差別。各計(jì)算迎角下，右側(cè)平尾產(chǎn)生附加抬頭力矩，增量隨迎角變化不大，對(duì)縱向靜穩(wěn)定性影響較小；左側(cè)平尾產(chǎn)生的附加抬頭力矩從量值上來說更為明顯，但是在大部分計(jì)算迎角下對(duì)縱向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)明顯下降，在迎角較小時(shí)曲線斜率甚至接近于0，與平尾負(fù)迎角失速的表現(xiàn)有些相似，但是其背后的機(jī)理是否真的是平尾失速還需要進(jìn)一步分析。

圖9 平尾力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果分解Fig.9 Decomposition of H-tail pitching moment

3.2.2 流場(chǎng)細(xì)節(jié)及影響機(jī)理分析

螺旋槳的動(dòng)量理論指出：無窮遠(yuǎn)來流逼近螺旋槳時(shí)速度增加、壓強(qiáng)減小；流過槳盤后壓強(qiáng)增加、速度不變；進(jìn)入滑流區(qū)壓強(qiáng)減小、速度增大，且滑流速度增量是槳盤處速度增量的2倍[22]。趙學(xué)訓(xùn)[2]指出，如果平尾完全浸沒在滑流區(qū)，平尾處的平均動(dòng)壓與螺旋槳的拉力系數(shù)線性相關(guān)，見圖10，其理論值為Δq/q∞=Tc。由于滑流展向分布的不均勻性,以及螺旋槳滑流與機(jī)體的摩擦和與氣流的摻混損失，加之平尾并無可能完全浸泡在滑流區(qū)，實(shí)際數(shù)值總是要明顯低于理論值。本文的計(jì)算風(fēng)速約為57.3 m/s，對(duì)應(yīng)的動(dòng)壓為2011 Pa，在計(jì)算結(jié)果中均扣除了參考?jí)毫?1 atm，101325 Pa)。圖11給出迎角為-4°時(shí)計(jì)算得到的螺旋槳中間剖面的速度分布。圖11中可清楚看出氣流在接近螺旋槳時(shí)的加速以及在槳盤后方由于短艙、機(jī)翼的存在而持續(xù)加速。在滑流發(fā)展的過程中，由于襟翼偏轉(zhuǎn)及機(jī)翼升力帶來的下洗也很明顯?；鞯挠绊憛^(qū)域較大，直到平尾后約1個(gè)槳盤直徑處，最大氣流速度仍接近90 m/s。圖12給出圖11中滑流區(qū)內(nèi)一條曲線上的速度分布，可以清楚地看到槳盤前后的氣流速度變化以及平尾附近流動(dòng)速度與自由流之間的差別。

圖10 平尾流動(dòng)的變化(α=6°)[2]Fig.10 Flow condition of H-tail (α=6°)[2]

然而，由于螺旋槳滑流的不均勻性，對(duì)一個(gè)或幾個(gè)剖面的局部分析往往不能說明問題，有時(shí)甚至可能僅僅是假象而將人帶入誤區(qū)。要研究螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響，首先應(yīng)對(duì)整個(gè)飛機(jī)的流場(chǎng)有個(gè)完整的認(rèn)識(shí)。理論上，螺旋槳滑流使機(jī)翼當(dāng)?shù)厣ο禂?shù)提高，使機(jī)翼的升力線斜率增加，機(jī)翼后方的下洗率增加，這會(huì)減小尾翼對(duì)飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)。為了減輕尾翼處受到的下洗影響，有些渦槳飛機(jī)通過采用高置平尾(T型尾翼)使尾翼遠(yuǎn)離強(qiáng)下洗區(qū)，如ATR72和MA700等飛機(jī)。然而，如果平尾能部分或全部浸沒在螺旋槳滑流中，會(huì)由于承受的動(dòng)壓增加，增大平尾的有效升力線斜率，加強(qiáng)其對(duì)穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)。安-24(Y-7)飛機(jī)就采用了低平尾布局，并且采用了比較大的上反角，以使平尾在飛行時(shí)不受機(jī)翼的擾動(dòng)氣流影響，并且使其處于螺旋槳的良好的滑流當(dāng)中[23]。需要注意的是，平尾是否真正浸沒于滑流區(qū)，取決于飛機(jī)迎角、襟翼偏度和發(fā)動(dòng)機(jī)功率等多個(gè)參數(shù)[24]。

圖11 螺旋槳中間剖面速度云圖Fig.11 Velocity contour of the propeller symmetric plane

圖12 槳盤前后速度分布Fig.12 Velocity distribution before and after the propeller

圖13和圖14給出計(jì)算得到的各個(gè)迎角下構(gòu)型A的等總壓圖和平尾處的總壓分布。3000 Pa總壓對(duì)應(yīng)的動(dòng)壓約為自由流的1.5倍，5000 Pa時(shí)約為自由流的2.5倍。圖13和圖14中明顯看出螺旋槳滑流對(duì)構(gòu)型A的平尾的影響趨勢(shì)。在各個(gè)計(jì)算迎角下，大部分的滑流由平尾下部較遠(yuǎn)處流過，也就是說平尾并沒有能夠浸沒于滑流區(qū)。在迎角較小時(shí)，高能量的滑流甚至完全位于平尾下方。

圖15和圖16給出構(gòu)型A平尾在±1.5 m和±2.27 m處剖面壓力系數(shù)的計(jì)算結(jié)果?？梢姡菪龢鲗?duì)左右平尾的影響差別較大。就本文提取的兩個(gè)剖面來看，計(jì)算結(jié)果顯示在一定的迎角范圍內(nèi)(-4°～2°)，左側(cè)尾翼表面的壓力分布變化較小，亦即該側(cè)平尾產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)變化較小，對(duì)縱向穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)減弱。右側(cè)兩個(gè)剖面對(duì)迎角變化的敏感度要強(qiáng)于左側(cè)的兩個(gè)剖面。通過壓力系數(shù)分布曲線的壓力恢復(fù)和圖17的物面極限流線圖可明顯看出左右平尾下翼面均保持附體流動(dòng)，表明此時(shí)平尾并非發(fā)生負(fù)迎角失速。

(a) α=-4°，p0=3000 Pa

(b) α=-4°，p0=5000 Pa

(c) α=0°，p0=3000 Pa

(d) α=0°，p0=5000 Pa

(e) α=4°，p0=3000 Pa

(f) α=4°，p0=5000 Pa

(g) α=10°，p0=3000 Pa

(a) α=-4°

(b) α=0°

(c) α=4°

(d) α=10°圖14 構(gòu)型A不同計(jì)算迎角下平尾中部的總壓分布Fig.14 Total pressure distribution at H-tail of Model A

(a) 左側(cè)平尾

(b) 右側(cè)平尾圖15 構(gòu)型A平尾±1.5 m剖面壓力系數(shù)分布計(jì)算結(jié)果Fig.15 Cp distribution at H-tail slices of Model A, Y=±1.5 m

(a) 左側(cè)平尾

(b) 右側(cè)平尾圖16 構(gòu)型A平尾±2.27 m剖面壓力系數(shù)分布計(jì)算結(jié)果Fig.16 Cp distribution at H-tail slices of Model A, Y=±2.27 m

圖17 構(gòu)型A平尾下表面壓力云圖及 物面極限流線圖(左：α=-4°，右：α=0°)Fig.17 Surface streamline and CP distribution at H-tail of Model A (left: α=-4°, right：α=0°)

因此，平尾的氣動(dòng)特性受機(jī)翼及襟翼的下洗、飛機(jī)迎角、飛機(jī)的氣動(dòng)布局特點(diǎn)和螺旋槳滑流及其強(qiáng)度等因素共同影響，構(gòu)型A在小迎角時(shí)的縱向靜穩(wěn)定性下降較多，主要是因?yàn)槠痫w構(gòu)型升力系數(shù)較大引起的下洗影響較強(qiáng)，導(dǎo)致平尾的貢獻(xiàn)有所下降，而由于模型姿態(tài)導(dǎo)致平尾距離螺旋槳滑流的高能量氣流區(qū)較遠(yuǎn)，不能充分利用滑流的有利影響。左右兩側(cè)平尾的繞流形態(tài)(圖14)也能明確看出，在迎角增加時(shí)，右側(cè)平尾早于左側(cè)平尾進(jìn)入滑流區(qū)，且由于螺旋槳為逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，右側(cè)平尾進(jìn)入滑流區(qū)的面積較左側(cè)平尾為大，使右側(cè)平尾的貢獻(xiàn)高于左側(cè)平尾。這也說明，要想改善平尾對(duì)飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)，需要使其盡早進(jìn)入滑流區(qū)，充分利用螺旋槳滑流的能量。從飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)及使用要求來看，很難通過調(diào)整襟翼偏度和螺旋槳功率來調(diào)整滑流的影響。從飛機(jī)布局的角度來看，可以通過調(diào)整平尾的位置和/或螺旋槳槳盤的位置，改變平尾和滑流的相對(duì)位置，使平尾能夠在飛機(jī)小迎角時(shí)利用螺旋槳滑流的影響。

3.2.3 槳盤和平尾位置的影響

本節(jié)針對(duì)上文的結(jié)論進(jìn)行初步研究。在構(gòu)型A的基礎(chǔ)上，將螺旋槳上移0.7 m，稱為構(gòu)型B。圖18給出構(gòu)型A和構(gòu)型B的俯仰力矩特性，可見槳盤上移對(duì)飛機(jī)小迎角時(shí)的縱向靜穩(wěn)定性是略有改善的，而“機(jī)身+機(jī)翼”以及螺旋槳法向力的力矩曲線變化很小，縱向靜穩(wěn)定性的變化量應(yīng)當(dāng)是由于平尾的力矩特性發(fā)生改變帶來的。圖19為兩個(gè)構(gòu)型左右兩側(cè)平尾俯仰力矩曲線的對(duì)比。可以明顯看構(gòu)型B的左側(cè)平尾在小迎角時(shí)對(duì)縱向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)增加，右側(cè)平尾也略有改善。在構(gòu)型A的基礎(chǔ)上，將平尾下移0.87 m，稱為構(gòu)型C。圖20為A和C兩個(gè)構(gòu)型左右兩側(cè)平尾俯仰力矩曲線的對(duì)比?？梢?，左側(cè)平尾的俯仰力矩曲線形態(tài)改變更為明顯，右側(cè)平尾的力矩曲線變化較小，使模型的縱向靜穩(wěn)定性得到改善。這些計(jì)算結(jié)果也同時(shí)表明前文對(duì)平尾處流動(dòng)機(jī)理的分析是正確的。更為實(shí)際的情況是，渦槳飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)過程中，平尾和槳盤的位置受到各種條件的約束，需要進(jìn)行更為詳盡的組合優(yōu)化并開展帶動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，以期得到最合適的設(shè)計(jì)方案。

圖18 構(gòu)型A和構(gòu)型B俯仰力矩系數(shù)分解Fig.18 Pitching moment decomposition of Model A and Model B

圖19 構(gòu)型A和構(gòu)型B左右平尾俯仰力矩系數(shù)曲線對(duì)比Fig.19 H-tail pitching moment of Model A and Model B

圖20 構(gòu)型A和構(gòu)型C左右平尾俯仰力矩系數(shù)曲線對(duì)比Fig.20 H-tail pitching moment of Model A and Model C

4 結(jié) 論

本文對(duì)某“機(jī)身+機(jī)翼+襟翼+短艙+平尾”構(gòu)型進(jìn)行螺旋槳滑流影響的數(shù)值模擬分析，得出如下結(jié)論： 1) 螺旋槳直接力使模型的縱向靜穩(wěn)定性降低，且上移螺旋槳對(duì)該影響量沒有影響；

2) 平尾處的流場(chǎng)是受螺旋槳滑流、機(jī)翼下洗和各部件阻滯影響之后產(chǎn)生的復(fù)雜流動(dòng)；

3) 滑流區(qū)的高能氣流可以提高平尾對(duì)縱向穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)；

4) 小迎角時(shí)，為了提高平尾對(duì)縱向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)，需要使平尾盡早進(jìn)入滑流區(qū)，數(shù)值分析表明上移槳盤或者下移平尾可以實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)。

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Numerical simulation of propeller slipstream effects on pitching static stability

REN Xiaofeng*, DUAN Zhuoyi, WEI Jianlong

(AVICTheFirstAircraftInstitute,Xi’an710089,China)

A simple “body+wing+flap+nacelle+propeller+horizontal tail” model (Model A) and two modified ones (Model B and C) were simulated via commercial CFD codes, using unstructured surface matching grid and multi-frame of reference technique to solve Reynolds Averaged Navier-Stokes(RANS) equations.For the simulations, the whole computational domain was divided into three individual domains, namely two rotating domains for the propellers and one stationary domain.The slipstream effects at low speed and in high thrust coefficient condition were studied.It has been demonstrated that the pitching static stability of ‘Model A’ decreases sharply at low angles of attack, while increases slightly at high angles of attack due to the thrust generated by the propellers, the downwash effect of the wing and flap, and the interaction between the slipstream and horizontal tail (H-tail).Generally, the flow field around H-tail of a propeller-driven aircraft is affected by the general layout, the angle of attack, the downwash of the wing and flap, and the slipstream effect.More specifically, the downwash rate of the wing and flap increases due to the slipstream effect, while the efficiency of the H-tail decreases throughout the whole computed range of angles of attack.Since H-tail is not immersed in the slipstream, the high-energy fluid can hardly be utilized to increase its efficiency at low angles of attack.Moreover, it can be seen that the left H-tail contributes to the stability of ‘Model A’ due to the counter-clockwise rotation of the two propellers.

In order to improve the efficiency of H-tail, designers are suggested to modify the relative position between H-tail and the propeller slipstream to make sure that H-tail can be surrounded by high-energy flow generated by the propeller.Moving up the propeller by 0.7 m(Model B) or moving down the H-tail by 0.86m (Model C) has been proved as feasible modifications to increase the pitching static margin at low angles of attack.

propeller; slipstream; pitching static stability; numerical modelling; rotating region; unstructured surface matching grid; multi-frame of reference

0258-1825(2017)03-0383-09

2017-01-04;

2017-02-17

任曉峰*(1982-)，男，安徽壽縣人，碩士，高級(jí)工程師，主要研究方向：飛機(jī)部件氣動(dòng)設(shè)計(jì)及優(yōu)化。E-mail：breezeluna@163.com

任曉峰, 段卓毅, 魏劍龍.滑流對(duì)飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性影響的數(shù)值模擬[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 35(3): 383-391.

10.7638/kqdlxxb-2017.0006 REN X F, DUAN Z Y, WEI J L.Numerical simulation of propeller slipstream effects on pitching static stability[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(3): 383-391.

V211.4

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0006