基于動態重疊網格方法的尾翼對螺旋槳滑流的影響

繆濤，陳波, *，馬率，楊小川，丁興志

1. 中國空氣動力研究與發展中心 計算空氣動力研究所，綿陽 621000 2. 航空工業第一飛機設計研究院，西安 710089

渦輪螺旋槳發動機具有耗油率低、巡航狀態經濟效率高和低速飛行時推力大等特點，在當前中速遠程運輸機、旅客機、海上巡邏機、反潛機等領域仍然廣泛采用螺旋槳推進。如歐洲空客A400運輸機，美國C130“大力神”運輸機、P-3C反潛巡邏機，中國研制的新舟60/700、運7、運8和運12飛機等。

螺旋槳飛機在研制過程中氣動設計階段必須要著重考慮螺旋槳滑流對全機的氣動性能干擾，這種滑流干擾比渦輪噴氣發動機的影響更加突出，甚至可以決定整個飛機設計的成敗。由于滑流顯著的三維非定常效應，在設計階段如果引入非定常帶動力滑流影響，需要考慮各種拉力系數的極端條件和起降構型中襟副翼偏轉等實際情形，若再考慮部件優化選型等工作，整個計算量將十分巨大。因此，在研制初期開展螺旋槳滑流對飛機氣動性能干擾影響的研究不僅關乎飛機起降安全、意義重大，同時也極具挑戰。

當前通過數值計算手段來研究螺旋槳滑流主要采用以下3種方法：① 全槳葉旋轉的非定常數值模擬方法。夏貞鋒[1]發展了基于動態面搭接網格技術的非定常數值模擬方法和基于激勵盤理論的準定常模擬方法，主要研究了滑流對飛機氣動特性的影響、機翼對滑流流動的干擾以及機翼對螺旋槳氣動特性的影響3個方面。楊小川[2]發展了針對旋轉機械的動態拼接網格計算方法，針對某渦槳飛機對比了定常和非定常兩種計算方法下的計算結果，研究了槳葉非定常的滑流效應。Lenfers等[3]開展了考慮螺旋槳滑流時高升力機翼構型的計算與試驗研究，分析了不同拉力系數下滑流對機翼表面壓力分布和極限流線的影響規律。Roosenboom等[4]開展了螺旋槳滑流的粒子圖像測速(PIV)試驗測量工作，對比了不同拉力系數下空間切面的平均速度、脈動量及湍動能，并將其與非定常數值計算結果進行對比[5]，不僅直觀刻畫了三維滑流的流動特征，也顯示出當前主流CFD方法在預測滑流中具有相當高的精度和巨大潛力。② 采用激勵盤理論的準定常模擬方法。陸浩[6]改進了等效盤模型并通過試驗結果進行了驗證，開展了螺旋槳滑流與短艙/進氣道干擾流場的數值模擬研究。李博等[7]發展了等效盤模型方法，并針對某四發渦槳飛機開展了有/無滑流下全機流場研究。③ 多重參考系方法。任曉峰等[8]采用多重參考系方法開展了螺旋槳滑流對尾翼區流場特性研究，通過變化平尾位置增加了飛機的縱向靜穩定性。王科雷等[9]采用多重參考系方法對3種螺旋槳-機翼構型的低雷諾數氣動特性進行了數值模擬，通過對比機翼氣動力系數及表面流場結構特征分析了分布式螺旋槳滑流對機翼的氣動影響。

上述第1種方法真實模擬螺旋槳的旋轉運動，但對計算網格與資源要求較高，后兩種方法對螺旋槳旋轉現象進行適當的簡化，將非定常問題簡化為定常計算，大大降低了計算和求解難度。

國內外研究滑流的具體問題及對象已經比較全面，包含滑流與機翼[10-13]、短艙[14]、進氣道[15-16]、平尾[17-19]相互干擾等方面。滑流對尾翼的干擾會嚴重影響飛行品質，在飛機設計時如果由于客觀約束，在典型設計點要求尾翼必須沉浸于滑流的主流區域時，如何準確分析滑流與尾翼的相互干擾，則成為了一個必須克服的問題。由于滑流是位于尾翼的前方來流，滑流勢必會對尾翼的繞流場和表面氣動力產生影響，但是研究尾翼是否對滑流區域也同樣產生影響，產生多大影響，在多大空間范圍內產生影響，相比于飛機自身的氣動力，這個影響量是否可以忽略等問題有助于將滑流與尾翼的干擾解耦，如果尾翼對滑流的影響不可忽略，則在設計尾翼外形和空間布局時必須要同時考慮滑流和尾翼；而如果尾翼對滑流的影響在一定程度內可以忽略，則在設計時可簡化為三維無尾構型的滑流非定常計算和尾翼在滑流收斂流場的局部繞流計算兩個步驟。相比通常的準定常滑流模擬方法，這樣既更加精確模擬了滑流的非定常效應，又大大節約了尾翼布局選型時的計算資源，縮短研制周期。

為了解答上述問題，本文采用三維動態重疊網格的方法，首先對某螺旋槳飛機帶尾翼構型進行了數值模擬，通過試驗結果對計算方法進行驗證。在此基礎上，分別開展了有/無尾翼構型的滑流計算，通過分析全機氣動力、空間切面速度分布云圖、不同空間位置和拉力系數的下洗角和側洗角變化曲線，探討了尾翼對滑流的影響規律。

1 數值計算方法

流場計算采用自主開發CFD軟件PMB3D[20]，流動控制方程為雷諾平均可壓縮Navier-Stokes方程，在慣性坐標系下的積分形式為

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相比于無動力定常計算，在模擬帶動力螺旋槳旋轉產生的非定常滑流時，需要在以下3個方面做特殊處理：① 控制方程。如果將控制方程建立在隨螺旋槳旋轉的非慣性系，并在此坐標系下求解流場，則需要在控制方程中增加反映坐標系旋轉的源項。本文控制方程均建立在固連飛機的慣性坐標系上，在模擬螺旋槳旋轉運動時，直接模擬網格單元的相對運動，在運動單元的通量計算中，將控制體的網格運動速度與控制體內部的流體運動速度一并考慮，從而實現對運動網格單元的模擬。② 空間離散網格。解決槳葉網格的運動問題時，較為成熟的方法是結構網格框架下的動態重疊(Chimera)網格方法[21]。重疊網格對相對運動的部件生成不同的網格，分別隨各自部件運動，相互之間構成動態的重疊關系，在飛機網格與槳葉網格交接區域，需要調整好網格密度以及均勻程度，以滿足重疊插值的要求。③ 動態重疊網格插值效率。為節約動態重疊網格每一時間步的插值計算開銷，考慮螺旋槳槳葉是定軸勻速轉動，在計算中只在第一周期內建立各網格間的插值關系并用文件形式儲存，從第二周期開始，直接讀取文件獲得插值關系，不需重新進行重疊網格的挖洞、貢獻單元的搜尋與確定插值系數等一系列操作，這一策略在實際應用中大約能節省20%～30%的計算開銷。

2 滑流計算結果驗證

2.1 計算模型及空間網格

為驗證計算程序和方法的正確性，對某機身+機翼+短艙+螺旋槳+尾翼構型飛機的滑流結果進行驗證，同時考慮內側襟翼和外側副翼的偏轉，外形如圖1所示。在計算時采用重疊結構網格方法，在螺旋槳與襟翼、副翼處采用重疊子網格，飛機其他部件為對接網格，槳葉網格隨槳葉一起作剛體運動，動態地與全機背景網格構成重疊關系。第1層網格物面距離為1×10-5m，滿足y+≈O(1)，全機網格量約為5 000萬，包含642個網格塊，空間網格示意圖如圖2和圖3所示。

圖1 有尾構型外形示意圖Fig.1 Sketch of with-tail-wing configuration

圖2 物面網格與空間拓撲前視圖Fig.2 Front view of surface grid and space topology

圖3 物面網格與空間拓撲仰視圖Fig.3 Bottom view of surface grid and space topology

2.2 螺旋槳重疊網格分布策略

在動態重疊網格中，如果遇到互相銜接的特殊情況，如螺旋槳旋轉槳轂與相對靜止的發動機短艙對接時，往往會因重疊網格子網格外邊界的限制而將動靜物面銜接處切割出一條縫隙，這樣會破壞動靜物面交界處的流場細節，并且縫隙內的流動變化劇烈，不利于整體流場的非定常收斂。

為了能夠更好地還原流場的真實性，本文對重疊網格繪制進行特殊處理，填補上這個縫隙[22]。首先在全機背景網格中向前延伸出部分槳轂物面(統計全機氣動力時并不積分這部分氣動力)，如圖4所示，背景網格和子網格的槳轂物面部分貼合，然后調整背景網格與子網格在重疊區域內的分布，額外將背景網格在洞邊界附近單元與子網格在外邊界附近單元的物面第1層高度適當放大，以保證相互之間均能找到插值貢獻單元。

圖4 螺旋槳處重疊網格的物面分布Fig.4 Surface mesh distribution of propeller overlap grid

2.3 典型計算狀態收斂曲線

在計算非定常滑流時，首先固定螺旋槳不旋轉開展定常計算，待流場收斂后，以此為初始流場再將螺旋槳按照固定轉速開始非定常旋轉，轉速為1 075 r/min，將螺旋槳旋轉一周360°視作一個周期，分成120步進行時間推進，即螺旋槳每一時間步旋轉3°，在時間上采用雙時間步方法，每個真實時間步內的子迭代步數為50步，采用隱式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel) 方法進行迭代，空間格式采用Roe通量差分分裂方法。

通過監測氣動力發現通常需計算2 000步(對應螺旋槳旋轉約12圈)以后，飛機的氣動力開始呈周期性小幅振蕩，在后處理時可以取一個周期內平均的氣動力作為最終結果。對于帶尾翼構型拉力系數0.4時(拉力即為螺旋槳產生的軸向力，其無因次化與飛機阻力定義一致)，來流0°迎角和0°側滑狀態的氣動力收斂曲線如圖5和圖6所示，圖中：CD、CL、Cm分別表示阻力系數、升力系數和俯仰力矩系數，CY、Cl、Cn分別表示側力系數、滾轉力矩系數和偏航力矩系數。

圖5 縱向氣動力/力矩收斂曲線Fig.5 Convergence curves of vertical aerodynamic force and moment

圖6 橫向氣動力/力矩收斂曲線Fig.6 Convergence curves of horizontal aerodynamic force and moment

2.4 氣動力比較

在不同拉力系數下，將計算結果與試驗結果進行對比驗證，試驗結果在中國空氣動力研究與發展中心的FL-13風洞取得，模型縮比為1∶6。對比了無動力、兩種拉力系數(CT=0,0.4)的計算與試驗結果，其中無動力是指將螺旋槳槳葉去掉后的定常結果，不同拉力系數通過調整螺旋槳的槳葉角與來流速度獲得。按照通常定義，將螺旋槳自身產生的氣動力視為直接力影響，而將螺旋槳滑流對全機產生的氣動力影響稱為間接影響，為分析不同拉力系數下滑流強度的干擾，下文中如無特殊說明，氣動力結果均將螺旋槳的直接力影響扣除。

圖7中顯示了3種情形下的阻力變化曲線，從圖中可以看出，計算結果整體上與試驗規律一致，在迎角小于10°范圍內，3種情形的偏差均較小，只有CT=0時，迎角大于10°后，計算結果略大于試驗值。對比無動力與拉力系數為0兩種情形，試驗中阻力結果基本相同，計算中CT=0結果稍大于無動力結果，說明CT=0時螺旋槳不產生前進的拉力，并且滑流對全機的增阻效果也不顯著。而CT=0.4時，滑流的增阻效果十分顯著，在迎角為0°時，CT=0.4相比CT=0的阻力系數增幅達到76.7%，說明在大拉力系數下，滑流強度越強，對全機的阻力增加作用越明顯，符合一般規律。

圖7 無動力與不同拉力系數時阻力變化曲線Fig.7 Drag variation curves in without-power condition and with different thrust coefficients

圖8中顯示了3種情形下的升力變化曲線，從圖中可以看出，除去失速迎角附近，在線性段范圍內，本文計算方法具有較高的模擬精度，無論是量值還是曲線斜率，計算與試驗的差別較小，總體上計算預測的失速迎角相比試驗偏小1°～2°左右。通過對比發現，試驗中CT=0時的升力系數，其結果整體小于無動力值，而在計算中CT=0時的升力系數整體上大于無動力值。在試驗中由于模型縮比和電機轉速等原因，模擬CT=0時采用的槳葉角為66°、前進比為6，而在計算中的槳葉角為21.15°，前進比為0.949。前進比定義為λ=V/(nD)，V為來流速度，n為螺旋槳轉速，D為螺旋槳的槳盤直徑。不同的槳葉角和前進比產生的滑流形態會有所不同，進而其產生的干擾和最終反應在全機氣動力結果上也會不同。

圖8 無動力與不同拉力系數時升力變化曲線Fig.8 Lift variation curves in without-power condition and with different thrust coefficients

圖9中顯示了3種情形下的俯仰力矩變化曲線，相比而言，力矩的預測結果不如阻力與升力，這是因為力矩反映了力在全機上的整體分布規律，而力反映了全機表面力的統計值，力矩精確預測的難度更大。在試驗結果中，無動力和CT=0兩條曲線基本重合，直到17°失速迎角后，兩條曲線才開始分開。在計算結果中，迎角大于5°以后，CT=0的俯仰力矩結果明顯大于無動力結果，CT=0的曲線轉折點發生在16°附近，而無動力在迎角16°以后，計算曲線斜率變小，在目前20°迎角范圍內，未見曲線上蹺現象。對于CT=0.4情形，計算與試驗均發現俯仰力矩在小迎角范圍內縱向靜穩定性降低現象，在試驗中俯仰力矩的轉折點是在1°迎角附近，計算的轉折臨界點沒有試驗明顯，在[-9°,1°]迎角范圍內，曲線均較平坦，在16°迎角附近，計算和試驗中CT=0.4對應的俯仰力矩曲線均出現跳躍。

從上述計算與試驗的縱向氣動力/力矩對比可發現，在模擬工程中的實際復雜外形時，本文所采用的計算方法在有/無動力下均有較高的預測精度，能夠滿足螺旋槳滑流與飛機部件相互干擾的分析精度要求。

圖9 無動力與不同拉力系數時俯仰力矩變化曲線Fig.9 Pitch moment variation curves in without-power condition and with different thrust coefficients

3 尾翼對螺旋槳滑流的影響

為分析有/無尾翼的影響，重新繪制無尾構型，如圖10所示，機身尾段上半部分適當修形，保持光滑過渡，空間網格在有尾翼網格的基礎上做適當簡化即可。

圖10 無尾構型外形示意圖Fig.10 Sketch of without-tail-wing configuration

3.1 有/無尾翼對氣動力的影響

首先對比氣動力的結果，開展了最大拉力系數CT=0.4，迎角為[-6°,9°]范圍內的非定常計算，此處給出的氣動力不僅扣除螺旋槳直接力的影響，并且在有尾翼的結果中，還扣除尾翼的部件力，這樣將其與無尾構型的結果進行比較時，能更為直觀反映出尾翼的干擾作用。

圖11是有/無尾翼的升力系數計算結果，發現兩條曲線結果基本重合，有尾翼構型的結果稍小于無尾結果。圖12和圖13分別是有/無尾翼的阻力和俯仰力矩系數結果，發現有尾翼構型的阻力系數稍大于無尾翼構型，在俯仰力矩結果中有尾翼構型的曲線呈線性平移，這其中差別的原因一方面是由于兩種外形下的機身后體修形不同會產生一定影響，另一方面是有尾翼構型時，尾翼的存在一定程度上會影響與其橋接的機身后體部件流場。對于典型0°迎角狀態，有/無尾翼之間的升力、阻力和俯仰力矩差量分別占無尾構型結果的2.3%、3.2%和6.2%。

從以上縱向氣動力/力矩結果可以初步得出，如果扣除尾翼氣動力，有尾翼時的氣動力規律與無尾翼基本一致，尾翼對全機氣動力的影響不大。

圖11 有/無尾翼帶動力時升力系數對比(CT=0.4,Ma=0.15)Fig.11 Comparison of lift coefficients with and without tail wing in power state(CT=0.4,Ma=0.15)

圖12 有/無尾翼帶動力時阻力系數對比(CT=0.4,Ma=0.15)Fig.12 Comparison of drag coefficients with and without tail wing in power state(CT=0.4,Ma=0.15)

圖13 有/無尾翼帶動力時俯仰力矩系數對比Fig.13 Pitch moment coefficients contrast with and without tail wing in power state

3.2 空間速度切面云圖

在0°迎角時，繪制位于左右螺旋槳軸線處的空間橫向切面的速度分布云圖，如圖14和圖15所示。雖然滑流為非定常周期性變化流場，但為表征滑流的時均摻混加速效果，圖中流場結果為螺旋槳旋轉一周后的平均值。

圖14為右側切面速度分布，發現來流經過螺旋槳后得到加速作用，在機翼上表面和短艙下部加速效果顯著，流過襟翼后方時，由于襟翼偏轉導致該部分流速降低。機翼上方加速區域經過襟翼后向下偏轉，隨后與短艙下方的高速氣流合并為一股，從平尾下表面通過。對比無尾構型的右側切面云圖，發現僅在尾翼附近處流場有區別，尾翼下表面的氣流加速效應也減弱，而遠離尾翼的其他區域，二者并沒有明顯區別。

圖15為左側切面的速度分布，其與右側的速度分布形態稍有不同，機翼上方的加速氣流在經過襟翼后并未下偏，與襟翼后方的氣流基本保持平行，并且此時加速區域離平尾下表面垂向距離更近。對比有/無尾翼的結果，發現有尾翼時，流經平尾下表面的氣流由于流場的堵塞作用得到加速，而對于遠離尾翼的其他區域，二者的區別仍舊不大。

圖14 有/無尾翼右側空間切面速度分布云圖Fig.14 Right slice velocity distribution cloud of configurations with/without tail wing

圖16為沿流動方向不同位置的切面速度分布云圖，并將Ma<0.22的流動區域隱藏。從機尾朝機頭看，螺旋槳是逆時針旋轉，可以看出由于機翼、襟翼的干擾，滑流的加速區域被大致分割成了上下兩部分，機翼上方的槳葉是朝圖中左側旋轉，使得這部分氣流整體往左偏轉，而位于機翼下方短艙附近的氣流往圖中右側偏轉。正是由于右側上半部分槳葉的滑流向左側偏轉，使得圖14中右側機翼上方的加速區域在越過襟翼后開始向下偏轉。

圖15 有/無尾翼左側空間切面速度分布云圖Fig.15 Left slice velocity distribution cloud of configurations with/without tail wing

圖16 有/無尾翼不同流向切面的速度分布云圖Fig.16 Flow direction slice velocity distribution cloud of configurations with/without tail wing

對比有/無尾翼的兩幅結果，除去尾翼附近區域，發現在不同切片處，無論是速度量值，還是空間分布形態，二者差別均較小，所以從空間速度分布也印證了尾翼對滑流主流區的影響有限。

3.3 不同空間位置的下洗流和側洗流

3.2節已經直觀顯示出滑流的空間形態左右不對稱，其與飛機各部件干擾也具有不對稱性，因此本節著重分析空間不同位置的下洗角和側洗角變化曲線，其中下洗角定義與來流迎角類似，從機身下方來流為正；側洗角定義與來流側滑角類似，從機身右側來流為正。通過空間速度的三分量可計算得出下洗角和側洗角量值。從平尾前緣開始，向前方截取了3處位置：dx=-0.625、-0.375、-0.125，前伸距離以平尾半展長無因次化，空間切線位置如圖17所示。

圖18是平尾前方不同距離的空間下洗角變化曲線，橫坐標以平尾半展長無因次化，即y=0對應機身對稱面，y=±1對應平尾外沿。從圖中可以看出左右兩側平尾前方空間的下洗角曲線分布有很大不同，左側曲線整體上呈波浪狀，大部分區域內均為下洗流，下洗角最大值在左側平尾中部，有尾翼時下洗角能達到-20°，而右側由機身中部的上洗向外側逐漸轉換為下洗，下洗角的最大值在最外側。

圖17 平尾前方空間監測點示意圖Fig.17 Sketch of space monitor point in front of horizontal tail

圖18 平尾前方空間流場下洗角變化曲線Fig.18 Variation curves of down wash angle of flow field in front of horizontal tail

對比有/無尾翼的結果，在dx=-0.625時兩條曲線基本重合，說明在該距離下尾翼對滑流區域的下洗角影響很小；在dx=-0.375時，有/無尾翼兩條曲線的規律基本相同，在y=[-0.6,0]范圍內，有尾翼的曲線結果整體往下平移，說明由于尾翼的阻塞作用，空間下洗角變大；在dx=-0.125時，尾翼的影響已不能忽略，左內側帶尾翼曲線往下平移均達4°以上，右外側帶尾翼曲線下移能達到3°左右。從下洗角曲線可以初步估算出，尾翼的主要影響區域在前方0.375倍尾翼半展長范圍內，而對遠離該區域的前方流場影響較小。

圖19 平尾前方空間流場側洗角變化曲線Fig.19 Variation curves of side wash angle of flow field in front of horizontal tail

圖19是不同空間位置的側洗角變化曲線，對于右側平尾，前方側洗角均為正，即該處為右前方來流，右側平尾側洗角為正的主要原因是右側螺旋槳的上方槳葉產生的正側滑，正好大范圍覆蓋右側平尾。從右中部至最外側尾翼，側洗角均能達到10°左右。而對于左側平尾區域，側洗角有正有負，這是因為左側螺旋槳的機翼下半部分槳葉產生的負側滑會影響左側平尾，并且隨著越靠近尾翼，左外側區域的側洗角逐漸變大，側洗角最小值能達到-18°。

對比有/無尾翼的側洗角差別，發現右側前方3種站位下的曲線基本相同；而左側差別主要集中在y=-0.7附近，側洗角整體差別在2°范圍以內。從目前分析的幾個站位結果來看，尾翼對滑流的側洗影響較小。

3.4 不同拉力系數下的下洗流和側洗流

在3.3節中固定拉力系數為0.4，比較了不同平尾前方空間位置的下洗角與側洗角，本節固定前伸距離為dx=-0.375，變化不同的拉力系數，分析尾翼對滑流的影響。

圖20對比了3種拉力系數下有/無尾翼時下洗角變化曲線，發現不同拉力系數下的下洗角曲線會有略微變化，在右側3種拉力系數下的下洗角曲線差別不大，而在左側中部y=-0.5附近，CT=0.15時對應的下洗角曲線幅值明顯小于另外兩種情形，說明拉力系數越大，在平尾前dx=-0.375處下洗流越強烈，符合一般規律。同時發現CT=0.34和CT=0.40的下洗曲線基本重合，說明螺旋槳在CT>0.34后，平尾前方的空間流場下洗基本相同。在不同拉力系數下，發現有/無尾翼曲線的增量基本一致，說明尾翼對平尾前方的干擾，并不會由于拉力系數的變化而產生明顯差異，在目前計算的3種拉力系數下，尾翼的干擾值基本相當。

圖21對比了3種拉力系數下有/無尾翼時側洗角變化曲線，在不同拉力系數下，兩側平尾前方的側洗角量值也是隨著拉力系數增大而增大，說明拉力越大，滑流在平尾前方的側洗效應也越強烈。進一步對比有/無尾翼的結果，發現右側帶尾翼曲線在對稱面處側洗變小，這與機身后體修形和尾翼部件的阻擋作用有關，在其余部分右側曲線基本重合。對于左側尾翼來說，在y=[-0.8,-0.5]范圍內，有尾翼的側洗角量值略微變大，但總體上均不超過2°范圍。總體而言，不同拉力系數下尾翼對下洗角和側洗角的干擾規律基本相同。

圖20 不同拉力系數平尾前方空間流場下洗角變化曲線Fig.20 Variation curves of down wash angle of flow field in front of horizontal tail with different thrust coefficients

圖21 不同拉力系數平尾前方空間流場側洗角變化曲線Fig.21 Variation curves of side wash angle of flow field in front of horizontal tail with different thrust coefficients

4 結 論

本文對帶尾翼和無尾翼兩種構型的螺旋槳飛機進行了計算研究，通過對比分析探討了尾翼對螺旋槳滑流的影響規律。

1) 將帶尾翼構型的尾翼部件力扣除后，有/無尾翼的升、阻力規律基本一致，俯仰力矩呈線性平移關系，曲線平移的原因來源于機身后體修形不同和尾翼會影響與其橋接的機身后體流動。

2) 對比有/無尾翼的橫向、流向空間切面的速度分布云圖，無論是速度量值，還是空間分布形態，有/無尾翼的結果僅在尾翼附近有一定差別，而對遠離尾翼的滑流區域差別較小。

3) 對比不同空間位置處的下洗角和側洗角變化曲線，發現距離越近，尾翼的影響越大，在目前計算的典型狀態中，前伸距離超過0.375倍尾翼半展長范圍后，尾翼對空間流場的影響可以忽略。

4) 對比小、中、大3種拉力系數的空間位置的下洗角和側洗角變化曲線，發現不同拉力系數下尾翼的干擾規律也基本一致。

5) 在飛機初期設計和選型階段，螺旋槳滑流與尾翼的相互干擾可簡化為滑流單向對尾翼產生影響，尾翼對滑流的影響可以忽略。