模型自由飛試驗(yàn)中的螺旋槳動力模擬方法研究

2020-03-03 07:10:44張甲奇席亮亮溫慶

航空工程進(jìn)展 2020年1期

張甲奇，席亮亮，溫慶

(1.中國飛行試驗(yàn)研究院技術(shù)中心，西安 710089)

(2.中航通飛研究院有限公司總體氣動所，珠海 519000)

0 引言

螺旋槳飛機(jī)通常具有低速性能好、經(jīng)濟(jì)效率高的優(yōu)點(diǎn)，在大型運(yùn)輸機(jī)和低速中小型飛機(jī)上依然廣泛采用[1]。螺旋槳對飛機(jī)氣動特性的影響主要分為直接影響和間接影響兩部分[2]。直接影響包括螺旋槳產(chǎn)生的拉力、扭矩等直接力影響，間接影響是指由運(yùn)行螺旋槳產(chǎn)生的滑流對飛機(jī)的影響。螺旋槳滑流改變了其后方的氣流，加速了機(jī)翼表面的氣流速度，增加機(jī)翼上的動壓，同時誘導(dǎo)出下洗流和上洗流，改變機(jī)翼上的局部有效攻角，使得機(jī)翼的升力、阻力與無滑流機(jī)翼相比都有所不同[3]。大迎角下，螺旋槳滑流還會影響水平尾翼區(qū)域的速度和下洗流；當(dāng)飛機(jī)在作橫向機(jī)動時，由于螺旋槳對左右機(jī)翼的掃掠面積不同，對飛機(jī)的橫航向氣動特性也會產(chǎn)生影響[4]；此外，機(jī)翼局部已出現(xiàn)氣流分離，此時滑流影響更為顯著，對飛機(jī)失速后響應(yīng)以及飛機(jī)失速改出特性等都會帶來影響。

模型自由飛試驗(yàn)是按照動力學(xué)相似規(guī)律，利用飛行器縮比模型(或驗(yàn)證機(jī))在真實(shí)大氣中進(jìn)行模擬飛行，研究和驗(yàn)證氣動特性、新概念、新技術(shù)和新布局的試驗(yàn)手段和方法[5]。相比地面試驗(yàn)，模型飛行試驗(yàn)具有環(huán)境條件更加真實(shí)，氣動、結(jié)構(gòu)、飛行、控制、動力等多學(xué)科綜合的特點(diǎn)[6]；相比全尺寸飛行器的全系統(tǒng)飛行試驗(yàn)，模型飛行試驗(yàn)具有周期短、成本低、風(fēng)險(xiǎn)小等特點(diǎn)。作為空氣動力學(xué)研究的三種手段之一，模型飛行試驗(yàn)在飛行器研制及空氣動力學(xué)科發(fā)展中有著不可替代的作用[7]。美國非常重視發(fā)展模型飛行試驗(yàn)技術(shù)，其X系列技術(shù)驗(yàn)證機(jī)計(jì)劃幾十年長盛不衰，在推動飛行器新概念、新技術(shù)、新布局創(chuàng)新發(fā)展中發(fā)揮了重要作用，為美國持續(xù)保持航空航天技術(shù)的領(lǐng)先地位做出了重要貢獻(xiàn)[8-9]。

通過模型自由飛試驗(yàn)研究全尺寸飛機(jī)的大迎角失速尾旋特性，能夠獲得飛機(jī)可靠的失速和改出特性[10-11]，其與全尺寸飛機(jī)的相關(guān)性獲得了國內(nèi)外的廣泛認(rèn)可，能夠?yàn)槿叽顼w機(jī)的試飛和定型提供重要的技術(shù)支持,大幅降低新機(jī)研制和試飛風(fēng)險(xiǎn)[12]。美國曾利用模型飛行試驗(yàn)完成F-15、F-16、F-117、F-18等多型飛機(jī)的大迎角失速尾旋特性研究；國內(nèi)也先后完成了運(yùn)-10、ARJ、C919等軍民用飛機(jī)的模型自由飛試驗(yàn)，但對于螺旋槳類飛機(jī)的大迎角失速尾旋特性的模型自由飛試驗(yàn)研究較少。開展螺旋槳飛機(jī)大迎角失速尾旋模型自由飛試驗(yàn)研究，既要遵循模型自由飛試驗(yàn)的相似準(zhǔn)則，又要準(zhǔn)確地模擬全尺寸飛機(jī)螺旋槳工作狀態(tài)，才能獲得全尺寸飛機(jī)準(zhǔn)確的失速和改出特性。

本文通過理論公式推導(dǎo)，得出螺旋槳飛機(jī)開展模型自由飛試驗(yàn)需要遵循的相似準(zhǔn)則關(guān)系，并以此開展某大型四發(fā)螺旋槳飛機(jī)的模型自由飛失速特性驗(yàn)證試驗(yàn)，獲得該型飛機(jī)可靠的失速特性。

1 失速處螺旋槳動力狀態(tài)

失速速度是飛機(jī)一個重要的性能參數(shù)，一般通過試飛得到。AC23部[13]和25部[14-15]相關(guān)規(guī)定要求：飛機(jī)進(jìn)行失速速度試飛時，應(yīng)在無動力狀態(tài)或者慢車狀態(tài)進(jìn)行，以慢車狀態(tài)確定的失速速度需要通過試驗(yàn)或理論分析證明慢車不會使得失速速度顯著增大。螺旋槳飛機(jī)通常無法正常保持零拉力狀態(tài)，因此這一較大保守失速速度無法通過全尺寸飛機(jī)試飛直接得到。模型自由飛試驗(yàn)可以直接通過試飛得到零拉力狀態(tài)下模型的失速速度，然后通過相似準(zhǔn)則轉(zhuǎn)換為全尺寸飛機(jī)零拉力狀態(tài)的失速速度，同時也可直接通過試飛得到慢車狀態(tài)下飛機(jī)的失速速度，為全尺寸飛機(jī)失速速度確定提供參考。

失速特性是飛機(jī)的一項(xiàng)重要性能指標(biāo)，準(zhǔn)確地獲得飛機(jī)的失速特性對飛行安全至關(guān)重要。AC23部和25部相關(guān)規(guī)定要求：飛機(jī)進(jìn)行失速特性演示應(yīng)按照無動力和帶動力兩種情況進(jìn)行，以充分研究飛機(jī)的失速特性。對于螺旋槳飛機(jī)，無動力狀態(tài)對應(yīng)于飛機(jī)慢車或零拉力狀態(tài)，帶動力通常對應(yīng)于飛機(jī)在1.6 Vs配平所需動力狀態(tài)或螺旋槳75%功率動力狀態(tài)。

因此，螺旋槳飛機(jī)開展模型自由飛試驗(yàn)時，動力狀態(tài)需要模擬全尺寸飛機(jī)零拉力(或慢車)和75%功率動力狀態(tài)。

本文中所用到的符號及其意義如表1所示。

表1 本文中包含的通用縮略語參數(shù)表

2 螺旋槳飛機(jī)自由飛試驗(yàn)相似準(zhǔn)則

2.1 模型自由飛試驗(yàn)相似準(zhǔn)則

模型自由飛試驗(yàn)通常需要與全尺寸飛機(jī)具有相似的幾何外形，并滿足質(zhì)量分布相似條件(重量、重心和慣量矩)以及弗勞德數(shù)(Fr)相似準(zhǔn)則。

(1)

(2)

(3)

(4)

通常可認(rèn)為

ga≈gm

(5)

因此，根據(jù)Fr數(shù)相似準(zhǔn)則(式(4))，自由飛模型和全尺寸飛機(jī)速度之間具有如下關(guān)系：

(6)

2.2 螺旋槳動力模擬相似參數(shù)

螺旋槳動力模擬主要包括螺旋槳拉力模擬和滑流模擬。

(1) 拉力模擬相似準(zhǔn)則

研究螺旋槳對飛機(jī)的影響時，通常采用式(7)表述螺旋槳拉力：

T=qSTc=0.5ρV2STc

(7)

模型自由飛試驗(yàn)的動力相似要求全尺寸飛機(jī)和模型滿足力學(xué)四邊形關(guān)系，即飛機(jī)和自由飛模型的氣動力、重力以及螺旋槳拉力需要滿足如下關(guān)系：

(8)

結(jié)合式(7)可得：

(9)

模型自由飛試驗(yàn)動力相似要求式(8)成立的條件為

(10)

由此可知，為了滿足模型自由飛試驗(yàn)動力相似準(zhǔn)則，要求全尺寸飛機(jī)螺旋槳的拉力系數(shù)和模型自由飛試驗(yàn)的螺旋槳拉力系數(shù)相等。

(2) 螺旋槳滑流模擬相似準(zhǔn)則

螺旋槳滑流可用滑流強(qiáng)度和滑流形態(tài)來描述，滑流強(qiáng)度主要受螺旋槳拉力影響。滑流形態(tài)主要受螺旋槳的幾何外形、槳葉角和前進(jìn)比影響。

①滑流強(qiáng)度

螺旋槳滑流強(qiáng)度B通常可用式(11)描述：

(11)

將式(7)帶入式(11)，得

(12)

可知，為了保證模型與全尺寸飛機(jī)螺旋槳滑流強(qiáng)度相同，要求：

(13)

②滑流形態(tài)

螺旋槳滑流形態(tài)是指流過螺旋槳的氣流速度場，滑流形態(tài)相似即要求飛機(jī)和模型的螺旋槳繞流場中，對應(yīng)點(diǎn)上的速度大小成比例且方向相同。對于幾何相似的螺旋槳，只有同時滿足槳葉角相等和前進(jìn)比相等，才能保證螺旋槳的滑流形態(tài)相似。

φa=φm

(14)

λa=λm

(15)

根據(jù)前進(jìn)比公式有：

(16)

結(jié)合速度關(guān)系(式(6))可知模型螺旋槳的轉(zhuǎn)速與全尺寸飛機(jī)螺旋槳轉(zhuǎn)速需滿足以下公式：

(17)

由此可得，為了保證模型與飛機(jī)的滑流形態(tài)相似，要求模型螺旋槳與全尺寸飛機(jī)具有相同的槳葉角和前進(jìn)比，且其轉(zhuǎn)速之間滿足公式(17)的要求。

綜上所述，模型自由飛試驗(yàn)中螺旋槳動力相似模擬要求與全尺寸飛機(jī)螺旋槳在對應(yīng)狀態(tài)下具有相同的拉力系數(shù)、槳葉角和前進(jìn)比。

2.3 自由飛試驗(yàn)螺旋槳模擬相似準(zhǔn)則

實(shí)際飛行中，由于受雷諾數(shù)、縮比尺度等影響，要做到模型與全尺寸飛機(jī)的槳葉角、前進(jìn)比和拉力系數(shù)全部相等是無法滿足的。由于飛機(jī)失速速度主要受螺旋槳拉力影響，且螺旋槳滑流強(qiáng)度(拉力系數(shù))對滑流起主要作用，模型自由飛試驗(yàn)中的螺旋槳動力相似模擬應(yīng)首先保證拉力系數(shù)相等，而槳葉角和前進(jìn)比只能滿足其一。

目前，螺旋槳風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中常采用Tc～λ方法，即保證拉力系數(shù)和前進(jìn)比相等，以模擬全尺寸飛機(jī)的螺旋槳動力狀態(tài)。因此，為了確保風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和模型自由飛試驗(yàn)數(shù)據(jù)的一致性，模型自由飛試驗(yàn)中也采用Tc～λ的模擬方法。即通過修正模型螺旋槳的槳葉角(與全尺寸飛機(jī)不一致)使得在與全尺寸飛機(jī)相同前進(jìn)比下拉力系數(shù)與全尺寸飛機(jī)相等，來達(dá)到螺旋槳動力模擬。而槳葉角修正可通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)或數(shù)值計(jì)算確定。

進(jìn)行螺旋槳飛機(jī)模型自由飛試驗(yàn)，除了需要滿足式(1)～式(6)的要求，還需要滿足螺旋槳的拉力系數(shù)相等、前進(jìn)比相等，即：

Tca=Tcm

(18)

λa=λm

(19)

φa≠φm

(20)

3 飛行試驗(yàn)

國內(nèi)某大型四發(fā)螺旋槳飛機(jī)采用Kl=13.5的自由飛模型預(yù)先開展全尺寸飛機(jī)大迎角失速特性研究。飛行試驗(yàn)采用空中載機(jī)投放、帶動力飛行和傘降回收的方式進(jìn)行，完成螺旋槳零拉力和1.6 Vs配平功率兩種動力狀態(tài)的失速速度和失速特性試飛。本文以螺旋槳零拉力狀態(tài)的模擬為例，介紹螺旋槳飛機(jī)模型自由飛試驗(yàn)方法。某大型四發(fā)螺旋槳飛機(jī)自由飛模型如圖1所示。

圖1 某大型四發(fā)螺旋槳飛機(jī)自由飛模型

3.1 幾何相似模擬

自由飛模型外形按照全尺寸飛機(jī)進(jìn)行縮比研制，與全尺寸飛機(jī)具有相似的襟翼、升降舵、副翼、方向舵等操縱面。螺旋槳也按照縮比研制，包括槳葉形狀、槳盤尺寸、槳罩、槳轂等外露面，嚴(yán)格保證螺旋槳外形精度和一致性，并通過螺旋槳強(qiáng)度試驗(yàn)、動平衡測試，確認(rèn)螺旋槳工作特性滿足動力相似模擬要求。自由飛模型縮比螺旋槳如圖2所示。

圖2 自由飛模型縮比螺旋槳

3.2 前進(jìn)比模擬

根據(jù)式(16)可知，為了保證模型與全尺寸飛機(jī)前進(jìn)比相等，要求模型螺旋槳轉(zhuǎn)速滿足式(17)。

由于全尺寸飛機(jī)螺旋槳為定轉(zhuǎn)速，模型螺旋槳轉(zhuǎn)速也應(yīng)保持恒定值。為了保證四發(fā)螺旋槳轉(zhuǎn)速一致，飛行試驗(yàn)中設(shè)計(jì)一套轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)，由動力電池、轉(zhuǎn)速控制器、連接器、動力電機(jī)和螺旋槳等組成，如圖3所示。

圖3 螺旋槳轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)

四組螺旋槳動力系統(tǒng)與飛控交聯(lián)，接受飛控系統(tǒng)發(fā)送的轉(zhuǎn)速控制信號，并將當(dāng)前的轉(zhuǎn)速信號反饋給飛控系統(tǒng)，飛控系統(tǒng)實(shí)時控制四發(fā)螺旋槳轉(zhuǎn)速，使得飛行過程中四個螺旋槳始終穩(wěn)定在要求的轉(zhuǎn)速值。

3.3 槳葉角確定

飛行試驗(yàn)前通常需要通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)確定螺旋槳零拉力狀態(tài)下槳葉角和前進(jìn)比的對應(yīng)關(guān)系，如圖4所示(一般風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)螺旋槳和模型螺旋槳尺度相近，可以使用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中的單槳實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù))。

圖4 零拉力狀態(tài)前進(jìn)比和槳葉角關(guān)系

通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)可以得出模型的理論失速速度，通過式(16)得到模型失速處的前進(jìn)比，而后根據(jù)圖4插值得出螺旋槳零拉力狀態(tài)所對應(yīng)的槳葉角。

4 試飛結(jié)果

4.1 失速速度

失速速度通常是在前重心狀態(tài)下進(jìn)行，通過不同減速率試飛結(jié)果，插值得到全尺寸飛機(jī)1 kn/s減速率下的升力系數(shù)(如圖5所示)，然后按照式(21)計(jì)算得到全尺寸飛機(jī)的失速速度。

(21)

圖5 不同減速率模型的最大升力系數(shù)

4.2 失速特性

失速特性試飛通常是在后重心狀態(tài)下進(jìn)行的，巡航構(gòu)型機(jī)翼水平失速試飛結(jié)果如圖6所示，可以看出：迎角增加至約13.5°后，飛機(jī)自動低頭，幾乎同時出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)；繼續(xù)增加拉桿量，低頭發(fā)展緩慢(低頭表現(xiàn)不顯著)，而滾轉(zhuǎn)發(fā)展相對迅速；升降舵回中后，迎角迅速下降至失速迎角以下，飛機(jī)恢復(fù)可控狀態(tài)。整個失速進(jìn)入和改出過程中，螺旋槳轉(zhuǎn)速始終保持在設(shè)定值附近，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)螺旋槳動力狀態(tài)的準(zhǔn)確模擬，獲得的失速特性與飛機(jī)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果預(yù)測一致，為該飛機(jī)失速試飛提供了重要的數(shù)據(jù)支持。