螺旋槳滑流對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響研究

中航西飛，陜西 西安 710089

雖然航空推進(jìn)技術(shù)早已進(jìn)入噴氣時(shí)代，但是在航空發(fā)展史上起著重要作用的產(chǎn)生拉力的氣動(dòng)部件——螺旋槳并沒有退出航空領(lǐng)域，并且由于螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)具有低速飛行時(shí)拉力大、推進(jìn)效率高、經(jīng)濟(jì)性好的特點(diǎn)[1]，使其在運(yùn)輸領(lǐng)域具有不可替代的地位。在巡航馬赫數(shù)0.6左右的低速飛機(jī)上，至今仍普遍采用螺旋槳推進(jìn)。螺旋槳滑流的形成和發(fā)展過程比較復(fù)雜，螺旋槳與飛機(jī)之間存在一定的相互干擾，不同機(jī)型、動(dòng)力裝置下的滑流影響差異也較大[2],目前國內(nèi)對(duì)螺旋槳滑流的影響研究手段有數(shù)值模擬計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)。由于數(shù)值模擬受網(wǎng)格及計(jì)算精度的限制，難以給出令人滿意的計(jì)算和分析結(jié)果，因此目前國內(nèi)對(duì)螺旋槳滑流的研究以風(fēng)洞試驗(yàn)為主。

1 螺旋槳?jiǎng)恿τ绊?/h2>

螺旋槳?jiǎng)恿?duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響可以分為直接影響和間接影響[3]。直接影響主要是螺旋槳產(chǎn)生的拉力、扭矩和法向力對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的附加影響；間接影響是指槳后的滑流與飛機(jī)各部件之間的相互干擾作用。螺旋槳滑流的影響使飛機(jī)升力、阻力增加，下洗發(fā)生變化，飛機(jī)的操縱性、穩(wěn)定性及舵面效率均受影響。

2 帶動(dòng)力試驗(yàn)方法

帶動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)屬于特種風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)復(fù)雜程度高，試驗(yàn)結(jié)果受到螺旋槳滑流的模擬方法、螺旋槳?dú)鈩?dòng)力的準(zhǔn)確測量、螺旋槳滑流試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法等多項(xiàng)技術(shù)的影響。風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷穆菪龢獙?duì)飛機(jī)模型的影響必須與實(shí)物螺旋槳對(duì)真實(shí)飛機(jī)產(chǎn)生的影響相似，試驗(yàn)結(jié)果才能應(yīng)用到真實(shí)飛機(jī)上，也就是說螺旋槳的動(dòng)力模擬，就是對(duì)螺旋槳繞流特性的模擬，模擬準(zhǔn)則采用拉力系數(shù)、扭矩系數(shù)和前進(jìn)比兼顧的原則。目前帶動(dòng)力試驗(yàn)方法分為以下兩種。

2.1 固定拉力系數(shù)法

該方法是給定一個(gè)拉力系數(shù)后，在全部試驗(yàn)迎角范圍內(nèi)固定不變。也就是說，在試驗(yàn)中雖改變迎角但不改變螺旋槳的轉(zhuǎn)速。主要試驗(yàn)步驟如下。

（1）根據(jù)所模擬的飛行狀態(tài)計(jì)算飛機(jī)的Tc～Qc曲線和Tc～λ曲線。

（2）試驗(yàn)風(fēng)速盡可能得大，以滿足試驗(yàn)雷諾數(shù)要求，螺旋槳模型的槳盤直徑確定后，根據(jù)所需用的最大螺旋槳轉(zhuǎn)速，根據(jù)前進(jìn)比公式可計(jì)算出試驗(yàn)風(fēng)速。

（3）校準(zhǔn)模型螺旋槳，選擇合適的槳葉角。

（4）根據(jù)選好的槳葉角，在選定的試驗(yàn)風(fēng)速下測量拉力系數(shù)與轉(zhuǎn)速的關(guān)系曲線Tc～n，這樣就把對(duì)拉力系數(shù)的控制轉(zhuǎn)變?yōu)閷?duì)模型螺旋槳轉(zhuǎn)速的控制。

（5）為了模擬一發(fā)失效的狀態(tài)，需要找出螺旋槳的順槳槳葉角，選擇過程如下：在選定的風(fēng)速下，固定不同的槳葉角進(jìn)行試驗(yàn)，這時(shí)螺旋槳不轉(zhuǎn)動(dòng)，記錄阻力天平數(shù)據(jù)，畫出阻力與不同槳葉角的關(guān)系曲線，曲線上阻力最低的一點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的槳葉角就是順槳槳葉角。

（6）根據(jù)選定的試驗(yàn)風(fēng)速、槳葉角和相應(yīng)的電機(jī)轉(zhuǎn)速，便可進(jìn)行固定拉力系數(shù)法的風(fēng)洞試驗(yàn)。

2.2 變拉力系數(shù)法

飛機(jī)在飛行過程（如起飛）中，其飛行的迎角和升力系數(shù)是變化的，拉力系數(shù)也隨著迎角而不斷變化。固定拉力系數(shù)法實(shí)際上只模擬了其中的某個(gè)點(diǎn)，而變拉力系數(shù)法是在試驗(yàn)中對(duì)飛機(jī)某飛行狀態(tài)各點(diǎn)都得到動(dòng)力模擬的方法。試驗(yàn)中隨著模型迎角的改變，相應(yīng)地也改變拉力系數(shù)（試驗(yàn)中即轉(zhuǎn)速）。運(yùn)用變拉力系數(shù)法的具體步驟如下。

（1）模型槳葉角的選擇及有關(guān)曲線繪制工作過程與固定拉力系數(shù)法完全相同。

（2）根據(jù)模擬的飛行狀態(tài)，按穩(wěn)定直線飛行計(jì)算出的飛機(jī)Tc～Cy曲線和試驗(yàn)獲得的Tc～n曲線畫出符合模擬關(guān)系的CL～n曲線。

（3）用幾個(gè)轉(zhuǎn)速（即幾個(gè)相應(yīng)的復(fù)合模擬關(guān)系的拉力系數(shù)）變換模型迎角α進(jìn)行固定拉力系數(shù)法試驗(yàn)，由此測出Cy與α、n的關(guān)系曲線。

（4）根據(jù)試驗(yàn)得到的Cy與α、n的關(guān)系曲線和前面已經(jīng)建立的Cy～n曲線找出轉(zhuǎn)速n和α的關(guān)系。

（5）畫出α～n的關(guān)系曲線，即可將拉力系數(shù)變化和迎角的變化對(duì)應(yīng)起來，在試驗(yàn)中實(shí)現(xiàn)不同迎角相應(yīng)拉力系數(shù)的控制也變?yōu)椴煌窍孪鄳?yīng)不同轉(zhuǎn)速的控制。

兩種試驗(yàn)方法都能達(dá)到試驗(yàn)的目的，其中，固定拉力系數(shù)法試驗(yàn)相對(duì)簡單，但試驗(yàn)次數(shù)相對(duì)較多；變拉力系數(shù)法可直接得到飛機(jī)在迎角改變時(shí)拉力系數(shù)的變化對(duì)氣動(dòng)特性的影響，試驗(yàn)次數(shù)有所減少，但試驗(yàn)的難度加大。

3 帶動(dòng)力試驗(yàn)結(jié)果及其分析

文章中帶動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)采用固定拉力系數(shù)法，試驗(yàn)結(jié)果如表1～表3所示。其中Tc為拉力系數(shù)，Cyα為升力線斜率，mzcy為縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)，Cx0為零升阻力系數(shù)，Cymax為最大升力系數(shù)，Kmax為最大升阻比，Czβ為側(cè)向力導(dǎo)數(shù)，myβ為偏航力矩導(dǎo)數(shù)，mx β為滾轉(zhuǎn)力矩導(dǎo)數(shù)，α機(jī)身為機(jī)身迎角。以上各參數(shù)均已無量綱化。

表1 雙發(fā)帶動(dòng)力縱向試驗(yàn)結(jié)果

表2 無動(dòng)力橫航向試驗(yàn)結(jié)果

3.1 試驗(yàn)結(jié)果分析

試驗(yàn)結(jié)果表明，受螺旋槳?jiǎng)恿Φ挠绊懀股€斜率、最大升力系數(shù)和阻力系數(shù)增加，且隨著拉力系數(shù)的增加而增大；全機(jī)縱向靜穩(wěn)定性隨拉力系數(shù)的增加而降低；側(cè)力導(dǎo)數(shù)絕對(duì)值增加，隨拉力系數(shù)的增大而增大；橫向靜穩(wěn)定性和航向靜穩(wěn)定性隨拉力系數(shù)的增加而減小。

3.2 機(jī)理分析

（1）動(dòng)力對(duì)升阻特性的影響：直接影響是螺旋槳拉力在Y軸方向的投影對(duì)升力的貢獻(xiàn)；間接影響是螺旋槳滑流掠過的部件使全機(jī)升力系數(shù)和阻力系數(shù)增加。

（2）動(dòng)力對(duì)縱向靜穩(wěn)定性的影響：一是發(fā)動(dòng)機(jī)拉力線在飛機(jī)重心上提供安定力矩，滑流掠過，使機(jī)翼上表面附面層的分離推遲，同時(shí)使機(jī)翼、尾翼動(dòng)壓增大，平尾作用提高，增加了縱向靜穩(wěn)定性；二是滑流影響使尾翼處下洗增強(qiáng)，平尾作用降低，同時(shí)螺旋槳法向力對(duì)重心之矩是不安定矩。后者影響較大，故隨著拉力系數(shù)的增加縱向靜穩(wěn)定性降低。

（3）動(dòng)力對(duì)側(cè)力導(dǎo)數(shù)的影響：作用在螺旋槳槳盤上的側(cè)向力和滑流在立尾上的誘導(dǎo)側(cè)力是側(cè)力導(dǎo)數(shù)隨拉力系數(shù)增加的主要原因。螺旋槳左旋使右翼端渦和滑流渦互相疊加而使渦增強(qiáng)；左翼端渦正好相反。有側(cè)滑后，左右翼端渦都要偏斜，則右翼端渦和滑流渦對(duì)立尾的干擾是主要的。因此，側(cè)力導(dǎo)數(shù)絕對(duì)值隨拉力系數(shù)增加而增大。

（4）滑流對(duì)滾轉(zhuǎn)力矩的影響：滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)主要由機(jī)翼和立尾提供。滑流對(duì)機(jī)翼的干擾對(duì)滾轉(zhuǎn)力矩影響最大，當(dāng)有側(cè)滑時(shí)，機(jī)翼上的滑流偏斜，正滑時(shí)，右翼上滑流內(nèi)斜，左翼上滑流外斜，使滑流產(chǎn)生的升力增量壓心沿展向有位移，產(chǎn)生一個(gè)+mx，即減小了滾轉(zhuǎn)力矩。雖然滑流對(duì)立尾的影響是橫向安定的，但此影響較小，因此隨著拉力的系數(shù)增加橫向靜穩(wěn)定性減小。

（5）滑流對(duì)偏航力矩的影響：偏航力矩主要由立尾的安定力矩和機(jī)身短舵上的不安定力矩組成。無動(dòng)力時(shí)，小迎角范圍，偏航力矩隨襟翼高度的增加而增加；當(dāng)迎角增大到一定程度時(shí)，偏航力矩隨襟翼高度的增加而減小。因?yàn)閭?cè)滑時(shí)，迎面氣流一方面使襟翼的法向力增加較大，另一方面法向力的阻力分量產(chǎn)生一個(gè)安定力矩，使偏航力矩增加。但當(dāng)迎角繼續(xù)增加，襟翼上氣流分離，偏航力矩減小。大迎角時(shí)機(jī)身的離體渦打到立尾上、背鰭上，使偏航力矩貢獻(xiàn)降低而減小。帶動(dòng)力時(shí)，影響因素主要有兩個(gè)方面：①槳盤上的側(cè)力造成不安定力矩，隨迎角的增大而增大；②立尾上的側(cè)力產(chǎn)生安定力矩，二者疊加使滑流減弱。因此，航向靜穩(wěn)定性隨拉力系數(shù)的增加而減小。

4 結(jié)論

受螺旋槳?jiǎng)恿τ绊懀癸w機(jī)的升力線斜率、最大升力系數(shù)、零升阻力系數(shù)不斷增加；全機(jī)縱向靜穩(wěn)定性隨拉力系數(shù)的增加而降低；側(cè)向力絕對(duì)值隨拉力系數(shù)的增加而增加；橫向靜穩(wěn)定性和航向靜穩(wěn)定性隨拉力系數(shù)的增加而減小。