螺旋槳飛機升力失速特性研究

劉 毅，趙曉霞，歐陽紹修

(中航飛機股份有限公司研發中心，陜西漢中 723000)

螺旋槳飛機升力失速特性研究

劉 毅*，趙曉霞，歐陽紹修

(中航飛機股份有限公司研發中心，陜西漢中 723000)

飛機的最大升力系數CLmax直接影響翼載的選取，進而影響飛機的重量和經濟性。螺旋槳飛機在帶動力條件下CLmax隨滑流強度增加而提高，但按照常規理論采用無動力CLmax數據選取的翼載偏小偏保守，沒有充分發掘飛機的性能潛力。結合適航規定以及某四發螺旋槳飛機飛行實際情況，提出了一種基于發動機慢車狀態確定CLmax的概念，并將飛機帶動力CLmax分解為無動力CLmax、螺旋槳拉力、螺旋槳法向力、滑流增升效應等4部分貢獻，通過無動力和多天平帶動力風洞實驗完成了上述分量的模擬、測量和修正。計算表明某四發螺旋槳飛機在發動機慢車失速試飛條件下的滑流強度約為0.1，螺旋槳系統的動力增升作用使不同襟翼構型的CLmax增加8% ～9%。該方法獲得的CLmax與飛機試飛結果較為吻合，充分挖掘了飛機的低速性能潛力，并為同類螺旋槳飛機設計提供了一定的參考。

:螺旋槳飛機;滑流;最大升力系數;法向力;風洞實驗

0 引言

螺旋槳發動機是載人航空初期的主要動力系統，直至二戰結束，主要的固定翼飛機均為螺旋槳飛機。其后由于飛行速度的提高，軍/民用航空進入了渦噴和渦扇動力時代，但在飛行M數低于0.6的低速范圍內，螺旋槳動力由于推力大、油耗低等優點仍得到了廣泛運用，其范例包括經典的C-130系列、國產運7、運8、運12以及最新的A-400M、V-22傾轉旋翼機等。

螺旋槳氣動特性的理論研究起源于19世紀，經歷了動量理論、葉素理論、渦流理論和計算流體力學(CFD)等主要階段［1-2］，螺旋槳與機翼之間的相互干擾研究歷程與之相似。單獨螺旋槳流場的主要特點是使通過槳盤的氣流加速、旋轉，當螺旋槳前進速度為0時滑流直徑將收縮為槳盤直徑的0.816至0.92倍，而安裝到飛機后在正常飛行速度時滑流直徑與槳盤直徑相當，在幾個槳盤直徑后方滑流大致以15度的角度擴張。螺旋槳安裝至機翼后二者之間存在相互干擾作用，一方面螺旋槳滑流使機翼局部速壓增加并附加有旋轉速度分量，另一方面機翼的上洗效應使螺旋槳的有效迎角增加，法向力隨之增加，總的結果是二者組合的升力特性大于單獨部件升力之和［3］。線性段的帶滑流效應升力特性可由動量理論進行估算，文獻［4］指出有滑流狀態下的最大升力系數需要考慮滑流導致的失速迎角推遲效應，還將進一步增加。

螺旋槳與飛機的相互干擾可以通過計算和實驗兩類手段來進行研究。滑流影響的計算分析方法包括渦格法［5-6］和求解Euler/N-S方程方法兩大類，其中后者對螺旋槳效應的模擬主要有激勵盤(等效盤)［7-10］和多參考系滑移網格［11-14］兩種，上述研究結果表明計算方法可以對滑流影響的趨勢和流場基本特征提供有意義的參考，但Veldhuis的對比表明CFD獲得的氣動力與風洞實驗數據的差異相對渦格法并無縮小［2］。帶動力風洞實驗則具有相對較高的精度以及對真實流態的模擬能力，趙學訓、李征初和Catalano分別采用測壓和流場測量等方法對飛機滑流影響區的壓力分布特性、空間流場和附面層特性進行了研究［15-17］;Russell、Gentry、Petrov和唐克兵對帶動力的氣動力和力矩特性進行了實驗研究［18-21］;李尚斌研究了螺旋槳與飛機分別獨立支撐的滑流影響實驗，獲得了純滑流的氣動力影響量［22］;歐陽紹修研究了單體及安裝于飛機上的螺旋槳法向力特性［23］。

上述動力影響風洞實驗對于螺旋槳飛機的設計實踐和具體應用還存在一定盲區:第一是多數沒有對螺旋槳直接力(如拉力、扭矩、法向力等)和滑流影響進行獨立測量，其中滑流影響量一般按照間接模擬法原理模擬滑流效應，但直接力和力矩與真實飛機一般不相似，導致對飛機帶動力氣動特性評估的誤差;第二是滑流帶來的CLmax收益與適航規范和實際飛行狀態脫節，難以直接應用于飛機設計，例如AN-10飛機帶動力CLmax可達5.4，AN-70的CLmax甚至達到7［24］，但各種軍民用飛機規范對失速條件下的動力系統狀態均有嚴格規定，失速試飛的動力系統狀態與實驗條件并不對應。

本文采用了一種多天平測力和法向力模擬風洞實驗方法，實現了螺旋槳滑流影響與直接力影響的獨立測量，經修正后二者均滿足相似條件。同時根據民機適航規范要求，確定了失速試飛條件下的滑流強度進而獲得了可應用于飛機設計使用的帶動力CLmax數據，從而挖掘了螺旋槳飛機的低速性能潛力。

1 主要原理

1.1 失速點的動力狀態

螺旋槳滑流效應的強弱可以由滑流強度B來衡量，其計算公式為:

其中，T為拉力，D為螺旋槳槳盤直徑，q為飛行速壓。

螺旋槳飛機失速試飛時往往要求發動機在小功率狀態，但由于此時飛行速度也較低，拉力相對較大，最終仍可能產生一定的拉力和滑流強度。以下結合民機適航規定對失速試飛時的滑流強度進行分析。

CCAR-25-R4的25.103條規定失速速度試飛條件是“發動機慢車，或者如果產生的推力導致失速速度明顯下降，在此失速速度時不超過零推力”，25.201條規定失速演示應在“無動力”狀態進行。CCAR-23的規定與CCAR-25類似［25-26］。規范中“慢車”、“零推力”和“無動力”的規定意圖是避免過大的動力增升效應帶來失速速度顯著降低的冒進結果，保證飛行安全。應用于某四發渦槳飛機時從安全角度考慮不可能進行無動力失速試飛，在設計的各個飛行階段臨界發動機停車后至少須保證2至3臺發動機工作，因此應當采用發動機最小功率穩定工作的慢車條件作為失速特性的考核點。根據某型機發動機數據計算得到失速試飛狀態的滑流強度見表1，可見發動機慢車時仍產生了0.08～0.1的滑流強度。

表1 失速試飛動力狀態的滑流強度Table 1 Slipstream intensity at stall flight test

1.2 螺旋槳飛機的CLmax分解

根據前文分析，螺旋槳飛機在失速試飛時是保持(多發)螺旋槳以較小功率工作的，因此實際升力應包含4部分貢獻，即全機無動力升力、滑流增量(動力間接影響)、螺旋槳法向力和拉力(動力直接影響)，示意圖見圖1。圖中無動力升力定義為不考慮動力影響的升力，滑流產生的升力是指螺旋槳后氣流動能增加帶來的飛機升力增加量，二者均為風軸系;螺旋槳拉力定義為體軸中向前的驅動力，法向力與拉力垂直，拉力和法向力均有升力方向的分量。上述4部分作用在升力方向上的和即為飛機的帶動力升力，因此CLmax也應考慮這些影響。

圖1 螺旋槳飛機升力的構成Fig.1 Breakdown of the lift of propeller driven aircraft

全機無動力升力可由實驗或計算方法獲得，螺旋槳拉力在升力方向的分量可由發動機數據獲取，量值一般較小。螺旋槳滑流增量與法向力可通過帶動力風洞實驗來獲取，其主要難點是滑流影響量通常采用間接模擬法來模擬滑流效果，此時螺旋槳的法向力與真實飛機一般是不相似的，若不將滑流與直接力單獨測量則會在結果中引入系統誤差。

1.3 滑流與法向力的分離測量

飛機滑流影響風洞實驗采用了固定拉力系數的間接模擬法，通過選擇4-5個涵蓋實際飛機拉力系數范圍的狀態點進行動力影響實驗，模擬相似參數兼顧了拉力系數、扭矩系數和前進比與實際狀態的一致性以滿足螺旋槳繞流特性的相似。為解決滑流與直接力單獨測量的難題，采用了多天平帶動力實驗技術，即每套電機與螺旋槳組成的動力系統與飛機模型不直接接觸，該系統的力和力矩通過電機天平再傳遞至飛機模型，最后在全機氣動力讀數中扣除所有電機天平的讀數，可以得到“純滑流”影響下的飛機氣動特性，電機模型示意圖見圖2。螺旋槳直接力主要包括拉力和法向力兩部份，其中拉力由發動機廠家直接提供，法向力則采用直接模擬槳葉角、前進比并考慮與飛機之間相互干擾影響的實驗方法獲得，其詳細原理可參見相關文獻［23］。

圖2 風洞實驗的電機螺旋槳Fig.2 Electrical propeller used in the wind tunnel test

2 風洞實驗概況

本文的帶動力風洞實驗方法在中國空氣動力研究與發展中心低速所的8 m×6 m風洞完成了驗證，實驗模型見圖3。8 m×6 m風洞是一座直流式、閉口、串列雙實驗段的大型風洞，本文使用的實驗段寬8 m、高6 m、長15 m、有效截面積47.4 m2，常用風速20 m/s至85 m/s。螺旋槳動力系統主要由60 kW無刷電機、無刷直流電動機調速裝置、操作控制臺和冷卻水系統組成，電機額定功率為60 kW。

從圖片可見帶動力飛機實驗模型將電機內置于發房內，相應的驅動、散熱、控制等管線全部布置在機翼內部，最大限度地避免了對氣動外形的破壞，保證了實驗效果。

圖3 帶動力風洞實驗模型Fig.3 Model of the powered wind tunnel test

氣動力測試采用了5臺盒式六分量應變天平分別測量全機和四臺電機的氣動力，主天平、小天平法向力設計載荷分別為25 000 N、1 600 N，靜態校準天平性能參數的測量不確定度不超過0.05%，準確度誤差不超過0.2%;軸向力設計載荷分別為8 000 N、1500 N，測量不確定度不超過0.08%，準確度誤差不超過0.2%，滿足GJB 2244A-2011指標和動力影響實驗的精度要求。風洞實驗的Re數為1.6×106，動力系統實現的滑流強度最大為2.2。

3 結果與分析

某型機巡航、起飛、著陸構型在純滑流影響下的升力曲線見圖4～圖6。從升力曲線可見滑流使飛機升力線斜率、CLmax均增加，增量正比于滑流強度。巡航構型時不同滑流強度的零升迎角基本相等，可見對單段翼型剖面的機翼而言滑流增升的機理主要是增加了滑流影響區域內的速壓，區域內機翼翼段的凈升力增加，除以無動力參考面積后得到了增加的升力系數。某型機由于采用了4臺渦槳發動機，滑流吹洗面積達到毛機翼面積的50%，因此在較小的滑流強度下也有可觀的升力增量。滑流對非線性段升力和CLmax的貢獻進一步增加，失速迎角推遲約1°～2°，此現象主要與較大迎角下機翼上翼面受到加速氣流吹洗，附面層內氣流能量增加，氣流分離推遲有關。

放襟翼條件下滑流的增升效應更為顯著，其主要原因是襟翼幾乎都位于滑流影響區，對滑流的響應也更為敏感。在起飛大拉力條件下滑流增升帶來的CLmax增量可達到與無動力CLmax相當的量級，從而具有大幅降低離地速度的潛力。著陸構型由于襟翼偏度和后退量最大，在同等滑流強度下增升最為顯著，在前文計算得到的發動機慢車時B=0.1的條件下CLmax也有明顯的增加。

圖4 巡航構型的帶動力升力特性(扣除螺旋槳直接力)Fig.4 Lift curves of cruise configuration with powered propeller(direct force of propeller subtracted)

圖5 起飛構型的帶動力升力特性(扣除螺旋槳直接力)Fig.5 Lift curves of takeoff configuration with powered propeller(direct force of propeller subtracted)

圖6 著陸構型的帶動力升力特性(扣除螺旋槳直接力)Fig.6 Lift curves of landing configuration with powered propeller(direct force of propeller subtracted)

不同襟翼下滑流效應產生的CLmax增量見圖7，可見ΔCLmax～B變化曲線呈單調遞增的趨勢，隨著B的增加增速變緩。在圖中標示出了起飛、巡航和著陸發動機慢車失速試飛點，可見失速試飛時滑流帶來的ΔCLmax遠小于動力增升的能力邊界，但仍具有較可觀的量值，在飛機設計中考慮這一因素可以更加準確地評估飛機的失速特性。

圖7 滑流產生的CLmax增量Fig.7 CLmaxincrement due to slipstream

圖8 不同構型的CLmax分解Fig.8 CLmaxbreakdown of different configuration

考慮全機無動力、滑流、拉力和法向力全部作用后的CLmax總量見圖8。拉力分量的貢獻是直接將發動機慢車狀態的拉力無量綱化后得到的。法向力根據文獻［23］的原理和方法按照相似準則測量修正得到。無動力數據根據風洞實驗結果修正后得到。從各組成部分來看飛機無動力狀態固有的CLmax仍是帶動力CLmax的主要貢獻因素，各構型條件下拉力和法向力貢獻量基本相當，滑流貢獻量隨襟翼偏度增加而增加。總的動力影響使各襟翼CLmax均有8% ～9%的增長，考慮此影響后在飛機設計初期選擇翼載時可提高相應比例，從而起到降低機翼面積，降低飛機重量并提升效能的作用。

4 結論

本文根據適航規定和某型機飛行時動力系統的實際工作狀態，在發動機慢車狀態獲取了更加符合真實情況的飛機CLmax。通過將動力影響量分解為滑流、法向力和拉力分量并采用改進的風洞實驗方法進行相似模擬，定量測定表明滑流可使各襟翼失速點的CLmax增加約8% ～9%。通過對比某4發渦槳飛機試飛反推的CLmax與風洞實驗修正值，表明通過合理的相關性修正，二者的差異可控制在±0.04以內，相對比例不超過±2%，吻合良好。本文的研究方法有效挖掘了螺旋槳飛機的低速性能潛力，提升了飛機效能，可以為螺旋槳飛機總體氣動布局設計提供重要參考。

［1］Li Shangbin，Jiao Yuqin.The investigate development of propeller slipstream’s effect［J］.Science Technology and Engineering，2012，12(8):1867-1873.(in Chinese)李尚斌，焦予秦.螺旋槳滑流影響的研究進展［J］.科學技術與工程，2012，12(8):1867-1873.

［2］Veldhuis L L M.Review of propeller-wing aerodynamic interference［C］.24th international congress of the aeronautical science，2004.

［3］Hoerner S F，Borst H V.Fluid-dynamic lift 2ed［M］.Published by Mrs.Liselotte A.Hoerner:1985，(12-1)-(12-24).

［4］Committee of Aircraft Design Manual.Aircraft design manual(Volume 6)aerodynamic design［M］.Beijing:National Defense Industry Press，2002:522-531.(in Chinese)《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊(第6冊)氣動設計［M］.北京:國防工業出版社，2002:522-531.

［5］Bronswijk N.The effects of propeller power on the stability and control of a tractor-propeller powered single-engine low-wing monoplane［D］.University of Sydney，2001.

［6］Wang Chuanbin.Investigation of the engineering calculation method of the aerodynamic interference between propeller slipstream and aircraft components［D］.Nanjing:Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2006.(in Chinese)王傳斌.螺旋槳滑流與飛機部件氣動干擾的工程估算方法研究［D］.南京:南京航空航天大學，2006.

［7］Duan Yiqian，Shi Ai’ming.A new and effective actuator disk model approach for the simulation of propeller slipstream［J］.Journal of Northwestern Polytechnical University，2012，30(6):841-846.(in Chinese)段義乾，史愛明.一種新型的螺旋槳滑流激勵盤模型的研究方法［J］.西北工業大學學報，2012，30(6):841-846.

［8］Li Bo，Liang Dewang，Huang Guoping.Propeller slipstream effects on aerodynamic performance of turbo-prop airplane based on equivalent actuator disk model［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2008，29(4):845-852.(in Chinese)李博，梁德旺，黃國平.基于等效盤模型的滑流對渦槳飛機氣動性能的影響［J］.航空學報，2008，29(4):845-852.

［9］He Hui.Investigation of the extreme low-altitude flow field numerical simulation method of propeller aircraft［D］.Xi'an:Northwestern Polytechnical University，2007.(in Chinese)何輝.螺旋槳飛機超低空流場數值模擬方法研究［D］.西安:西北工業大學，2007.

［10］Zuo Suihan.Investigation of the interference of propeller slipstream to wing/aircraft using numerical method［D］.Northwestern Polytechnical University，2007.(in Chinese)左歲寒.螺旋槳滑流對機翼/全機干擾的數值模擬研究［D］.西北工業大學，2007.

［11］Ren Xiaofeng，Yang Shipu，Duan Zhuoyi，et al.Investigation of the propeller slipstream effects on wing aerodynamic characteristics based on multiple frame of reference［C］//Proceedings of 14thnational computational fluid dynamics conference，2008:582-585.(in Chinese)任曉峰，楊士普，段卓毅，等.基于多參考坐標系的螺旋槳滑流對機翼氣動特性影響分析［C］//第14屆全國計算流體力學會議論文集，2008:582-585.

［12］Cheng Xiaoliang，Li Jie.Unsteady computational method for the propeller/wing interaction［J］.Science Technology and Engineering，2011，11(14):3229-3235.程曉亮，李杰.螺旋槳滑流對機翼氣動特性影響的方法研究［J］.科學技術與工程，2011，11(14):3229-3235.

［13］Zhang Liu，Bai Junqiang，Li Huaxing，et al.Research on aerodynamic interference for propeller slipstream over the wing［J］.Aeronautical Computing Technique，2012，42(2):87-92.(in Chinese)張劉，白俊強，李華星，等.螺旋槳滑流與機翼之間氣動干擾影響研究［J］.航空計算技術，2012，42(2):87-92.

［14］Zhang Xin，Yang Yong.Application of dynamic patched-grid on unsteady simulation of propeller flows［J］.Science Technology and Engineering，2012，12(7):1564-1567.(in Chinese)張鑫，楊永.應用動態面搭接網格數值模擬雙發螺旋槳流場［J］.科學技術與工程，2012，12(7):1564-1567.

［15］Zhao Xuexun.Experiment research of the airflow which surrounds aircraft under the influence of propeller slipstream［J］.Aerodynamic Experiment and Measurement＆Control，1995，9(4):48-52.(in Chinese)趙學訓.螺旋槳滑流對飛機繞流影響的實驗研究［J］.氣動實驗與測量控制，1995，9(4):48-52.

［16］Li Zhengchu，Wang Xunnian，Chen Hong，et al.Experimental research of influence of propeller slipstream on wing flow field［J］.Measurements in Fluid Mechanics.2000，14:44-48.(in Chinese)李征初，王勛年，陳洪，等.螺旋槳滑流對飛機機翼流場影響實驗研究［J］.流體力學實驗與測量，2000，14:44-48.

［17］Catalano F M.On the effects of an installed propeller slipstream on wing aerodynamic characteristics［J］.Acta Polytechnica.2004，44 (3):8-14.

［18］Russell J S，McCoy H M，Propeller characteristics and slipstream effects on a high wing monoplane from wind tunnel tests［D］.California Institute of Technology，1935.

［19］Gentry G L，Takallu M A，Applin Z T，Aerodynamic characteristics of a propeller-powered high-lift semispan wing［R］.NASA technical memorandum 4541.1994.

［20］Petrov A V，Stepanov Y G，Shmakov M V.Development of a technique and method of testing aircraft models with turboprop enginesimulators in a small scale wind tunnel-results of tests［J］.Acta Polytechnica.2004，44(2):27-31.

［21］Tang Kebin，Xia Shenglin.Effect investigation of slipstream to propeller-driven aircraft’s aerodynamic characteristics［C］.Proceedings of the 1stcontemporary experimental aerodynamic conference 2007:405-408.(in Chinese)唐克兵，夏生林.螺旋槳滑流對飛機氣動特性影響研究［C］.第一屆近代實驗空氣動力學會議文集，2007:405-408.

［22］Li Shangbin，Jiao Yuqin.The experiment investigation of the effect of propeller slipstream based on wing-tip support and independent propeller support［J］.Engineering Mechanics，2013，30(7):288-293.(in Chinese)李尚斌，焦予秦.基于翼尖支撐和螺旋槳獨立支撐的螺旋槳滑流影響實驗研究［J］.工程力學.2013，30(7):88-293.

［23］Ouyang Shaoxiu，Zhao Xiaoxia，Jiang Zonghui，et al.The research on wind tunnel test method of propeller’s radial force［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics.2012，26(3):91-94.(in Chinese)歐陽紹修，趙曉霞，江宗輝，等.螺旋槳徑向力風洞實驗方法研究［J］.實驗流體力學.2012，26(3):91-94.

［24］Petrov A V.Aerodynamics of STOL airplanes with powered high-lift systems［C］.28th International congress of the aeronautical science.2012.

［25］CAAC.CCAR-25-R4 China civil aviation regulations part 25 Airworthiness standards:transport category airplanes［S］.2011.(in Chinese)中國民用航空局.CCAR-25-R4中國民用航空規章第25部:運輸類飛機適航標準［S］.2011.

［26］CAAC.CCAR-23-R3 China civil aviation regulations part 23 Airworthiness standards:normal，utility，acrobatic，and commuter category airplanes［S］.2004.(in Chinese)中國民用航空局.CCAR-23-R3中國民用航空規章第23部:正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規定［S］.2004.

Investigation on lift stall characteristics of propeller aircraft

Liu Yi*，Zhao Xiaoxia，Ouyang Shaoxiu
(Research and Development Center，AVIC Aircraft Co.，LTD，Hanzhong 723000，China)

The maximum lift coefficient CLmaxis directly connected to the selection of wing loading，which further affects aircraft’s mass and economy.CLmaxof propeller aircraft is improved with increased slipstream intensity at powered condition，however the conventional theory trends to some conservative and smaller power-off value，hence does not utilize the full potential performance of aircraft.Combining the airworthiness regulations and the actual flight condition of an aircraft with four turbo-prop engines，a new concept is proposed to find the optimal CLmaxbased on engine standby condition.The power-on CLmaxis separated into four parts:power-off CLmax，propeller thrust component，propeller normal force and lift due to slipstream，which are simulated，measured and corrected by power-off and multi-balance power-on wind tunnel tests.The calculation shows that the propeller aircraft with four engines has slipstream intensity in the order of 0.1 at stall flight test condition with engines standby.The slipstream effect is the major factor of lift increment even at small slipstream intensity，and the increment increases as flap angle or slipstream intensity increase.The four engines at standby condition also generate considerable thrust and normal force due to lift.The power effect of turbo-prop engine increases the CLmaxof different flap configurations up to 8% ～9%.The CLmaxobtained by the method agrees well with flight test，and the low speed performance of the aircraft is well utilized.The research can be an important reference for propeller aircraft design.

propeller aircraft;slipstream;maximum lift coefficient;normal force;wind tunnel test

V211.71

:Adoi:10.7638/kqdlxxb-2014.0024

0258-1825(2015)05-0655-06

2014-04-17;

:2014-08-06

劉毅*(1982-)，男，碩士，工程師，研究方向:飛機氣動設計.E-mail:evanliuyi@hotmail.com

劉毅，趙曉霞，歐陽紹修.螺旋槳飛機升力失速特性研究［J］.空氣動力學學報，2015，33(5):655-660.

10.7638/kqdlxxb-2014.0024 Liu Y，Zhao X X，Ouyang S X.Investigation on lift stall characteristics of propeller aircraft［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(5):655-660.