螺旋桨滑流对全机气动特性的影响研究

中航西飞，陕西 西安 710089

虽然航空推进技术早已进入喷气时代，但是在航空发展史上起着重要作用的产生拉力的气动部件——螺旋桨并没有退出航空领域，并且由于螺旋桨发动机具有低速飞行时拉力大、推进效率高、经济性好的特点[1]，使其在运输领域具有不可替代的地位。在巡航马赫数0.6左右的低速飞机上，至今仍普遍采用螺旋桨推进。螺旋桨滑流的形成和发展过程比较复杂，螺旋桨与飞机之间存在一定的相互干扰，不同机型、动力装置下的滑流影响差异也较大[2],目前国内对螺旋桨滑流的影响研究手段有数值模拟计算和风洞试验。由于数值模拟受网格及计算精度的限制，难以给出令人满意的计算和分析结果，因此目前国内对螺旋桨滑流的研究以风洞试验为主。

1 螺旋桨动力影响

螺旋桨动力对飞机气动特性的影响可以分为直接影响和间接影响[3]。直接影响主要是螺旋桨产生的拉力、扭矩和法向力对飞机气动特性的附加影响；间接影响是指桨后的滑流与飞机各部件之间的相互干扰作用。螺旋桨滑流的影响使飞机升力、阻力增加，下洗发生变化，飞机的操纵性、稳定性及舵面效率均受影响。

2 带动力试验方法

带动力风洞试验属于特种风洞试验，试验复杂程度高，试验结果受到螺旋桨滑流的模拟方法、螺旋桨气动力的准确测量、螺旋桨滑流试验数据处理方法等多项技术的影响。风洞试验模型的螺旋桨对飞机模型的影响必须与实物螺旋桨对真实飞机产生的影响相似，试验结果才能应用到真实飞机上，也就是说螺旋桨的动力模拟，就是对螺旋桨绕流特性的模拟，模拟准则采用拉力系数、扭矩系数和前进比兼顾的原则。目前带动力试验方法分为以下两种。

2.1 固定拉力系数法

该方法是给定一个拉力系数后，在全部试验迎角范围内固定不变。也就是说，在试验中虽改变迎角但不改变螺旋桨的转速。主要试验步骤如下。

（1）根据所模拟的飞行状态计算飞机的Tc～Qc曲线和Tc～λ曲线。

（2）试验风速尽可能得大，以满足试验雷诺数要求，螺旋桨模型的桨盘直径确定后，根据所需用的最大螺旋桨转速，根据前进比公式可计算出试验风速。

（3）校准模型螺旋桨，选择合适的桨叶角。

（4）根据选好的桨叶角，在选定的试验风速下测量拉力系数与转速的关系曲线Tc～n，这样就把对拉力系数的控制转变为对模型螺旋桨转速的控制。

（5）为了模拟一发失效的状态，需要找出螺旋桨的顺桨桨叶角，选择过程如下：在选定的风速下，固定不同的桨叶角进行试验，这时螺旋桨不转动，记录阻力天平数据，画出阻力与不同桨叶角的关系曲线，曲线上阻力最低的一点所对应的桨叶角就是顺桨桨叶角。

（6）根据选定的试验风速、桨叶角和相应的电机转速，便可进行固定拉力系数法的风洞试验。

2.2 变拉力系数法

飞机在飞行过程（如起飞）中，其飞行的迎角和升力系数是变化的，拉力系数也随着迎角而不断变化。固定拉力系数法实际上只模拟了其中的某个点，而变拉力系数法是在试验中对飞机某飞行状态各点都得到动力模拟的方法。试验中随着模型迎角的改变，相应地也改变拉力系数（试验中即转速）。运用变拉力系数法的具体步骤如下。

（1）模型桨叶角的选择及有关曲线绘制工作过程与固定拉力系数法完全相同。

（2）根据模拟的飞行状态，按稳定直线飞行计算出的飞机Tc～Cy曲线和试验获得的Tc～n曲线画出符合模拟关系的CL～n曲线。

（3）用几个转速（即几个相应的复合模拟关系的拉力系数）变换模型迎角α进行固定拉力系数法试验，由此测出Cy与α、n的关系曲线。

（4）根据试验得到的Cy与α、n的关系曲线和前面已经建立的Cy～n曲线找出转速n和α的关系。

（5）画出α～n的关系曲线，即可将拉力系数变化和迎角的变化对应起来，在试验中实现不同迎角相应拉力系数的控制也变为不同迎角下相应不同转速的控制。

两种试验方法都能达到试验的目的，其中，固定拉力系数法试验相对简单，但试验次数相对较多；变拉力系数法可直接得到飞机在迎角改变时拉力系数的变化对气动特性的影响，试验次数有所减少，但试验的难度加大。

3 带动力试验结果及其分析

文章中带动力风洞试验采用固定拉力系数法，试验结果如表1～表3所示。其中Tc为拉力系数，Cyα为升力线斜率，mzcy为纵向静稳定性导数，Cx0为零升阻力系数，Cymax为最大升力系数，Kmax为最大升阻比，Czβ为侧向力导数，myβ为偏航力矩导数，mx β为滚转力矩导数，α机身为机身迎角。以上各参数均已无量纲化。

表1 双发带动力纵向试验结果

表2 无动力横航向试验结果

3.1 试验结果分析

试验结果表明，受螺旋桨动力的影响，使升力线斜率、最大升力系数和阻力系数增加，且随着拉力系数的增加而增大；全机纵向静稳定性随拉力系数的增加而降低；侧力导数绝对值增加，随拉力系数的增大而增大；横向静稳定性和航向静稳定性随拉力系数的增加而减小。

3.2 机理分析

（1）动力对升阻特性的影响：直接影响是螺旋桨拉力在Y轴方向的投影对升力的贡献；间接影响是螺旋桨滑流掠过的部件使全机升力系数和阻力系数增加。

（2）动力对纵向静稳定性的影响：一是发动机拉力线在飞机重心上提供安定力矩，滑流掠过，使机翼上表面附面层的分离推迟，同时使机翼、尾翼动压增大，平尾作用提高，增加了纵向静稳定性；二是滑流影响使尾翼处下洗增强，平尾作用降低，同时螺旋桨法向力对重心之矩是不安定矩。后者影响较大，故随着拉力系数的增加纵向静稳定性降低。

（3）动力对侧力导数的影响：作用在螺旋桨桨盘上的侧向力和滑流在立尾上的诱导侧力是侧力导数随拉力系数增加的主要原因。螺旋桨左旋使右翼端涡和滑流涡互相叠加而使涡增强；左翼端涡正好相反。有侧滑后，左右翼端涡都要偏斜，则右翼端涡和滑流涡对立尾的干扰是主要的。因此，侧力导数绝对值随拉力系数增加而增大。

（4）滑流对滚转力矩的影响：滚转力矩系数主要由机翼和立尾提供。滑流对机翼的干扰对滚转力矩影响最大，当有侧滑时，机翼上的滑流偏斜，正滑时，右翼上滑流内斜，左翼上滑流外斜，使滑流产生的升力增量压心沿展向有位移，产生一个+mx，即减小了滚转力矩。虽然滑流对立尾的影响是横向安定的，但此影响较小，因此随着拉力的系数增加横向静稳定性减小。

（5）滑流对偏航力矩的影响：偏航力矩主要由立尾的安定力矩和机身短舵上的不安定力矩组成。无动力时，小迎角范围，偏航力矩随襟翼高度的增加而增加；当迎角增大到一定程度时，偏航力矩随襟翼高度的增加而减小。因为侧滑时，迎面气流一方面使襟翼的法向力增加较大，另一方面法向力的阻力分量产生一个安定力矩，使偏航力矩增加。但当迎角继续增加，襟翼上气流分离，偏航力矩减小。大迎角时机身的离体涡打到立尾上、背鳍上，使偏航力矩贡献降低而减小。带动力时，影响因素主要有两个方面：①桨盘上的侧力造成不安定力矩，随迎角的增大而增大；②立尾上的侧力产生安定力矩，二者叠加使滑流减弱。因此，航向静稳定性随拉力系数的增加而减小。

4 结论

受螺旋桨动力影响，使飞机的升力线斜率、最大升力系数、零升阻力系数不断增加；全机纵向静稳定性随拉力系数的增加而降低；侧向力绝对值随拉力系数的增加而增加；横向静稳定性和航向静稳定性随拉力系数的增加而减小。