滑流對飛機俯仰靜穩定裕量影響及平尾優化研究

閻文成，金 華，姜裕標，練真增，張 暉

中國空氣動力研究與發展中心 低速空氣動力研究所，四川 綿陽 621000

0 引言

螺旋槳動力系統對飛機氣動特性的影響（動力影響）分為直接影響和間接影響兩部分。直接影響是指螺旋槳本身的氣動載荷對全機的影響；間接影響則是指氣流經過螺旋槳加速后，形成的滑流掃掠飛機其他部件產生的氣動特性變化。螺旋槳滑流內部流動特性較為復雜，不僅其軸向速度較來流速度大、還存在一定的旋轉運動。當滑流掃掠機翼時，其主要作用表現為提高機翼升力、改善飛機起降性能；當滑流掃掠到平尾時，會對飛機俯仰特性產生嚴重影響，在平尾相對靠近螺旋槳時影響更為顯著。

對螺旋槳滑流影響的研究主要有風洞試驗和數值模擬兩種方法。帶動力的風洞試驗通過模擬螺旋槳的飛行參數，可以較為準確地得到螺旋槳滑流對飛機氣動特性的影響。隨著風洞試驗技術的不斷發展和完善，對螺旋槳滑流的研究也越來越深入，研究內容由滑流影響量獲取發展到滑流特性等領域。Müller 等[1]在低速風洞中研究了螺旋槳滑流對A400M氣動特性的影響。李興偉等[2]采用螺旋槳飛機動力模擬風洞試驗技術及粒子圖像測速技術，研究了雙發常規布局渦槳飛機的螺旋槳滑流對飛機縱向氣動特性的影響規律，將螺旋槳位置變化對全機氣動特性的影響進行了較為深入的研究，對后續螺旋槳飛機的布局設計有重要的指導作用。

近年來，計算流體力學的發展使螺旋槳滑流數值模擬技術獲得了長足進步。徐靜[3]、張劉[4]、曾卓雄[5]等采用計算技術對螺旋槳滑流模擬方法、螺旋槳滑流影響進行了研究。任曉峰[6]、王偉[7]、陳波[8]等采用數值模擬方法，對滑流影響下的飛機俯仰力矩特性變化進行了分析，指出滑流對機翼、平尾的氣動干擾是影響全機俯仰力矩特性變化的重要因素，并對飛機尾翼布局優化提出了建議。

當前對螺旋槳滑流的研究[9-10]已經較為深入，但國內的研究大多集中在數值模擬[11-15]方面，通過風洞試驗[16-17]來解決問題的研究還相對較少。

某飛機采用大展弦比機翼，翼吊式雙螺旋槳發動機。研究發現該飛機起降構型在螺旋槳大拉力情況下，中小迎角俯仰力矩特性不夠理想，表現為俯仰靜穩定性裕量降低，甚至出現靜不穩定現象，嚴重影響起降安全。本文通過對飛機氣動數據的深入研究，分析了問題出現的原因，給出了優化方案。

1 試驗簡介

試驗模型為某飛機縮比全金屬模型和六葉螺旋槳模型，圖1 給出了該模型的示意圖。該飛機的系列試驗在FL-13 風洞第二試驗段進行。FL-13 風洞是一座直流式、閉口、串列雙試驗段的大型風洞，其第二試驗段寬為8 m、高為6 m、長為15 m，有效截面積為47.4 m2，常用風速范圍為20～85 m/s。

圖1 模型示意圖Fig.1 Sketch of model

試驗支撐機構為FL-13 風洞特大迎角支撐機構，模型以斜腹撐方式支撐。該設備可實現模型的迎角α和偏航角β的變化，變化范圍為：α=–20o～120o，β=–30o～30°。

全機載荷由布置于模型機身內部的主天平測量，另有兩臺動力天平分別測量螺旋槳氣動載荷；螺旋槳動力通過內置電機帶動槳模型實現。帶動力影響試驗按照間接模擬法的固定拉力系數法進行，當給定一個拉力系數后，在全部試驗姿態角范圍內固定不變，即在試驗中改變模型姿態角時不改變螺旋槳槳葉角和轉速。

2 俯仰穩定性問題

該飛機俯仰穩定性問題主要出現在起降構型大拉力狀態，圖2 給出了起飛構型下的俯仰力矩曲線。無動力情況下，該飛機在失速前俯仰力矩曲線線性度較好，沒有明顯的拐折出現、俯仰靜穩定導數基本保持穩定；帶動力后，其拉力系數Tc=0.1 時、在零迎角附近曲線出現了拐折，負迎角俯仰靜穩定導數明顯降低；隨著Tc的增大，曲線拐點逐漸右移，拐點左側逐漸轉為俯仰靜不穩定。在Tc=0.4 時，拐點已進入飛行包線范圍，嚴重影響飛機的起降安全。

圖2 起飛構型俯仰力矩曲線Fig.2 Pitch moment of takeoff

3 問題分析

3.1 主要影響原因分析

飛機大襟翼構型、中小迎角時平尾（下表面）易失速，此時平尾提供的（負向）升力損失，導致全機俯仰力矩特性發生改變、俯仰力矩曲線出現拐點。在帶螺旋槳動力情況下，機翼升力系數增加，平尾處下洗增大，表面更易失速。但通過對測壓結果的分析表明，當飛機俯仰力矩特性出現異常時，平尾并沒有出現明顯的失速跡象（見圖3），說明該飛機俯仰力矩特性異常并非源于平尾的分離。

圖3 起飛構型帶動力時平尾某剖面壓力系數Fig.3 Pressure coefficient of a horizontal tail section

圖2表明，俯仰力矩曲線拐點的出現與螺旋槳動力影響有密切的關系。為梳理其主要影響要素，對動力影響進行了必要的分解。利用部件試驗結果和螺旋槳天平測量結果，可以把飛機各主要部件對全機俯仰力矩的貢獻表示為：

圖4 給出了式（1）各項貢獻的試驗結果。由圖可知，螺旋槳的直接影響對全機俯仰力矩的貢獻隨迎角呈線性變化，且其斜率為正。這表明螺旋槳的直接影響是降低俯仰靜穩定裕量，但對俯仰力矩的拐折基本無影響。盡管翼身組合體（即去尾翼）俯仰力矩曲線也存在拐折現象，但與無動力試驗結果比較（見圖5），在中小迎角下，俯仰靜穩定裕量變化更小，因此判斷翼身不是全機俯仰力矩曲線拐折原因。在中小迎角（α ?10°）下，隨著 α減小，尾翼對俯仰力矩的貢獻呈現出明顯的非線性特性，是全機俯仰力矩曲線產生拐折的主要原因。

圖4 起飛構型各部分對俯仰力矩的貢獻分解圖Fig.4 Pitch moment analysis of various part

圖5 有無動力、有無尾翼試驗結果Fig.5 Test result on effect of pulling and tail

尾翼對全機俯仰力矩特性的貢獻，可表示為兩部分：

利用有無動力、有無尾翼試驗結果，可以分解出有、無動力情況下尾翼對俯仰力矩的貢獻（見圖6）。圖中兩條曲線差量即為滑流對尾翼俯仰貢獻的影響。結果表明：無動力中小迎角情況下，尾翼貢獻隨迎角變化呈線性變化；而帶動力情況下隨迎角變化呈非線性變化。該非線性變化的主原因在于，隨著迎角的變化，尾翼與螺旋槳滑流掃掠區域位置關系發生了明顯改變，即隨迎角減小，尾翼逐漸上抬、向滑流區上部移動，并最終移出滑流區。在此過程中尾翼受滑流影響的區域逐漸減小（即滑流影響降低）。

圖6 起飛構型下滑流對平尾性能的影響Fig.6 Slipstream effect on horizontal tail

3.2 影響滑流與尾翼相互位置關系的主要參數

滑流與尾翼相互位置關系主要受兩個參數影響：螺旋槳軸線與平尾弦線的相對高差和滑流掃掠區域洗流角。

3.2.1 螺旋槳軸線與平尾弦線的相對高差影響分析

試驗中通過改變平尾上反角的方法，對平尾有效高度影響進行了研究。結果如圖7所示，可以看出，調整平尾有效高度能夠影響平尾進出滑流的過程，從而改變俯仰力矩拐點的出現位置。不同拉力系數下，減小平尾有效高度（減小上反角），俯仰力矩曲線拐點均明顯左移。在Tc=0.4 時，曲線拐點迎角減小約4°，極大地改善了俯仰力矩特性。

圖7 平尾上反角對拐點的影響Fig.7 Horizontal tail dihedral angle effect on inflexion

3.2.2 滑流掃掠區域洗流角影響分析

對比空中與近地試驗結果（見圖8）發現，起降構型下近地狀態相對空中狀態，俯仰力矩曲線拐點明顯左移。這主要是受地面效應影響，近地狀態機翼在滑流掃掠區域產生的下洗角明顯減小，導致滑流位置相對上移，使平尾脫離滑流區的迎角減小，推遲了拐點的出現。

圖8 起飛構型下地效作用對拐點的影響Fig.8 Ground effect on pitch moment

俯仰力矩曲線變化的另一種表現是拐點隨升降舵偏度變化而規律性變化（見圖9），升降舵上偏時拐點右移、升降舵下偏時拐點左移。分析認為，這也是滑流掃掠區域下洗變化對滑流影響的一種表現。升降舵上偏時，平尾負向升力（向下）增大，誘導前緣下洗增大，使平尾處滑流區下移，平尾會在較大迎角脫離滑流區，從而使俯仰力矩拐點右移，反之亦然。

圖9 升降舵偏度對俯仰力矩拐點的影響Fig.9 Elevator deflection effect on pitch moment

3.3 螺旋槳影響分析

通過上述分析可以得出以下結論：1）螺旋槳動力直接影響俯仰靜穩定性，但不影響俯仰力矩曲線拐折。2）螺旋槳軸線與平尾相對高差、滑流掃掠區域洗流角變化造成平尾在迎角變化過程中進出滑流區，是導致俯仰力矩曲線拐折迎角變化的主要原因；適當減小螺旋槳軸線與平尾相對高差有利于改善中小迎角俯仰靜不穩定問題。

4 優化效果

依據上述研究成果，以減小螺旋槳軸線與平尾相對高差為主要手段，對某飛機總體布局進行了優化研究。具體措施包括：降低平尾基準高度、減小平尾上反角、提高螺旋槳軸線位置等（見圖10）。

圖10 平尾位置調整示意圖Fig.10 Horizontal tail adjustment sketch figure

驗證試驗結果表明，降低平尾基準高度和減小平尾上反角等措施均可有效改善大拉力情況下起降構型中小迎角俯仰力矩曲線拐折問題，使拐點左移。最終的優化方案確定為將平尾基準高度降低約70 mm（模型）、上反角減小5°，依此方案獲得的全機俯仰力矩特性（見圖11）滿足設計要求和起降需要。

圖11 降低平尾有效高度對俯仰力矩的效果Fig.11 Effect of horizontal tail reduction

降低平尾高度改進了全機縱向靜穩定性，但對升阻特性、橫航向特性也會產生一定影響。圖12 給出了巡航構型下平尾高度調整前后升阻特性對比。由圖可知，降低平尾高度后，升阻特性變化不大。圖13給出的航向特性對比表明，降低平尾高度對航向穩定性影響較為明顯。降低平尾后，結合垂尾布局調整，Cn曲線在小的負側滑出現的非線性明顯減弱。

圖12 調整平尾高度對升阻特性影響Fig.12 Effect on lift-drag of horizontal tail reduction

圖13 調整平尾高度對橫航向特性影響Fig.13 Effect on yaw-lateral of horizontal tail

5 結論

通過以上研究，可以得出以下結論：

1）螺旋槳滑流對平尾的影響是造成某飛機初始方案在起降構型大拉力中小迎角下出現俯仰靜不穩定的主要原因。

2）螺旋槳軸線與平尾相對高差、滑流掃掠區域洗流角變化，造成平尾在迎角變化過程中進出滑流區，是導致飛機俯仰力矩曲線拐折迎角變化的主要原因。

3）通過降低平尾有效高度的方法，減小螺旋槳軸線與平尾相對高差，能有效減小飛機出現俯仰力矩曲線拐折的迎角，改善中小迎角俯仰特性。