模型自由飛試驗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

航空工程進展 2020年1期

關(guān)鍵詞：飛機模型

張甲奇，席亮亮，溫慶

(1.中國飛行試驗研究院技術(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

螺旋槳飛機通常具有低速性能好、經(jīng)濟效率高的優(yōu)點，在大型運輸機和低速中小型飛機上依然廣泛采用[1]。螺旋槳對飛機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，間接影響是指由運行螺旋槳產(chǎn)生的滑流對飛機的影響。螺旋槳滑流改變了其后方的氣流，加速了機翼表面的氣流速度，增加機翼上的動壓，同時誘導(dǎo)出下洗流和上洗流，改變機翼上的局部有效攻角，使得機翼的升力、阻力與無滑流機翼相比都有所不同[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；當飛機在作橫向機動時，由于螺旋槳對左右機翼的掃掠面積不同，對飛機的橫航向氣動特性也會產(chǎn)生影響[4]；此外，機翼局部已出現(xiàn)氣流分離，此時滑流影響更為顯著，對飛機失速后響應(yīng)以及飛機失速改出特性等都會帶來影響。

模型自由飛試驗是按照動力學相似規(guī)律，利用飛行器縮比模型(或驗證機)在真實大氣中進行模擬飛行，研究和驗證氣動特性、新概念、新技術(shù)和新布局的試驗手段和方法[5]。相比地面試驗，模型飛行試驗具有環(huán)境條件更加真實，氣動、結(jié)構(gòu)、飛行、控制、動力等多學科綜合的特點[6]；相比全尺寸飛行器的全系統(tǒng)飛行試驗，模型飛行試驗具有周期短、成本低、風險小等特點。作為空氣動力學研究的三種手段之一，模型飛行試驗在飛行器研制及空氣動力學科發(fā)展中有著不可替代的作用[7]。美國非常重視發(fā)展模型飛行試驗技術(shù)，其X系列技術(shù)驗證機計劃幾十年長盛不衰，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[8-9]。

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

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

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：飛機進行失速速度試飛時，應(yīng)在無動力狀態(tài)或者慢車狀態(tài)進行，以慢車狀態(tài)確定的失速速度需要通過試驗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試飛直接得到。模型自由飛試驗可以直接通過試飛得到零拉力狀態(tài)下模型的失速速度，然后通過相似準則轉(zhuǎn)換為全尺寸飛機零拉力狀態(tài)的失速速度，同時也可直接通過試飛得到慢車狀態(tài)下飛機的失速速度，為全尺寸飛機失速速度確定提供參考。

失速特性是飛機的一項重要性能指標，準確地獲得飛機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：飛機進行失速特性演示應(yīng)按照無動力和帶動力兩種情況進行，以充分研究飛機的失速特性。對于螺旋槳飛機，無動力狀態(tài)對應(yīng)于飛機慢車或零拉力狀態(tài)，帶動力通常對應(yīng)于飛機在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，螺旋槳飛機開展模型自由飛試驗時，動力狀態(tài)需要模擬全尺寸飛機零拉力(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 螺旋槳飛機自由飛試驗相似準則

2.1 模型自由飛試驗相似準則

模型自由飛試驗通常需要與全尺寸飛機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)相似準則。

(1)

(2)

(3)

(4)

通常可認為

ga≈gm

(5)

因此，根據(jù)Fr數(shù)相似準則(式(4))，自由飛模型和全尺寸飛機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) 拉力模擬相似準則

研究螺旋槳對飛機的影響時，通常采用式(7)表述螺旋槳拉力：

T=qSTc=0.5ρV2STc

(7)

模型自由飛試驗的動力相似要求全尺寸飛機和模型滿足力學四邊形關(guān)系，即飛機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動力相似準則，要求全尺寸飛機螺旋槳的拉力系數(shù)和模型自由飛試驗的螺旋槳拉力系數(shù)相等。

(2) 螺旋槳滑流模擬相似準則

螺旋槳滑流可用滑流強度和滑流形態(tài)來描述，滑流強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、槳葉角和前進比影響。

①滑流強度

螺旋槳滑流強度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螺旋槳滑流強度相同，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)相似即要求飛機和模型的螺旋槳繞流場中，對應(yīng)點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的滑流形態(tài)相似，要求模型螺旋槳與全尺寸飛機具有相同的槳葉角和前進比，且其轉(zhuǎn)速之間滿足公式(17)的要求。

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

2.3 自由飛試驗螺旋槳模擬相似準則

實際飛行中，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的槳葉角、前進比和拉力系數(shù)全部相等是無法滿足的。由于飛機失速速度主要受螺旋槳拉力影響，且螺旋槳滑流強度(拉力系數(shù))對滑流起主要作用，模型自由飛試驗中的螺旋槳動力相似模擬應(yīng)首先保證拉力系數(shù)相等，而槳葉角和前進比只能滿足其一。

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

進行螺旋槳飛機模型自由飛試驗，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、前進比相等，即：

Tca=Tcm

(18)

λa=λm

(19)

φa≠φm

(20)

3 飛行試驗

國內(nèi)某大型四發(fā)螺旋槳飛機采用Kl=13.5的自由飛模型預(yù)先開展全尺寸飛機大迎角失速特性研究。飛行試驗采用空中載機投放、帶動力飛行和傘降回收的方式進行，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，介紹螺旋槳飛機模型自由飛試驗方法。某大型四發(fā)螺旋槳飛機自由飛模型如圖1所示。

圖1 某大型四發(fā)螺旋槳飛機自由飛模型

3.1 幾何相似模擬

自由飛模型外形按照全尺寸飛機進行縮比研制，與全尺寸飛機具有相似的襟翼、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，嚴格保證螺旋槳外形精度和一致性，并通過螺旋槳強度試驗、動平衡測試，確認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 前進比模擬

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

由于全尺寸飛機螺旋槳為定轉(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，飛行試驗中設(shè)計一套轉(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，并將當前的轉(zhuǎn)速信號反饋給飛控系統(tǒng)，飛控系統(tǒng)實時控制四發(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

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

圖4 零拉力狀態(tài)前進比和槳葉角關(guān)系

通過風洞實驗數(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)下進行，通過不同減速率試飛結(jié)果，插值得到全尺寸飛機1 kn/s減速率下的升力系數(shù)(如圖5所示)，然后按照式(21)計算得到全尺寸飛機的失速速度。

(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)下進行的，巡航構(gòu)型機翼水平失速試飛結(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，飛機恢復(fù)可控狀態(tài)。整個失速進入和改出過程中，螺旋槳轉(zhuǎn)速始終保持在設(shè)定值附近，實現(xiàn)飛機螺旋槳動力狀態(tài)的準確模擬，獲得的失速特性與飛機風洞實驗結(jié)果預(yù)測一致，為該飛機失速試飛提供了重要的數(shù)據(jù)支持。