螺旋槳旋轉方向對飛機俯仰力矩特性的影響

趙帥，段卓毅，李杰,*，錢瑞戰，許瑞飛

1. 西北工業大學 航空學院，西安 710072

2. 航空工業第一飛機設計研究院，西安 710089

航空飛行器早已進入噴氣時代，但渦槳飛機仍在軍民用運輸領域占據重要地位并得以不斷發展。雖然螺旋槳推進的飛機具有起降距離短、油耗低等優勢，但也面臨著螺旋槳滑流氣動干擾這一特殊問題。螺旋槳滑流不僅改變了飛機的升阻特性，還對飛機的俯仰力矩特性有著不可忽略的影響。中國某型艦載渦槳飛機的研制過程中發現，在著陸狀態下動力裝置會導致飛機在小迎角出現縱向靜不穩定現象[1-3]，給該型飛機的氣動力設計帶來了不小的挑戰。

螺旋槳滑流對俯仰力矩的影響主要是通過增加平尾當地的下洗角、下洗梯度及動壓，直接或間接的影響平尾的氣動特性來實現的[4-5]。滑流的增升作用越強烈，其對平尾的影響就越顯著。

包括A400M和MA700在內，大量的新型渦槳飛機都采用了T型尾翼。從氣動的角度來說，高置的平尾避開了機翼弦平面附近的強下洗區域，因此T型尾翼布局的飛機在中小迎角下普遍具有良好的俯仰力矩特性。但T型尾翼的缺點同樣很明顯，在大迎角狀態，平尾會受到機翼和機身的遮擋，再加上強下洗區域的上移，平尾效率將急劇下降，飛機會出現深失速問題，嚴重威脅飛行安全。低平尾布局的氣動特點與T型尾翼剛好相反，其在大迎角下具有穩定的俯仰力矩特性,但在中小迎角下的俯仰力矩特性較差[6-7]。

出于降低生產制造成本及維修保障難度方面的考量，絕大多數的運輸類渦槳飛機都采用了螺旋槳同向旋轉的布局形式，但也有A400M這樣的例外[8]。目前，已有研究人員開始關注不同螺旋槳旋轉方向下飛機升阻特性[9-10]和氣動噪聲的變化[11]。但在國內外公開發表的文獻中，尚未有關于螺旋槳旋轉方向對運輸類渦槳飛機俯仰力矩特性影響的研究。本文目的在于找到一種螺旋槳旋轉形式，可以使得低平尾渦槳飛機在中小迎角下依然具有良好的俯仰力矩特性，為未來渦槳飛機的設計提供一定的參考。

隨著計算機硬件水平的提升和計算流體力學(CFD)的發展，數值模擬方法在螺旋槳滑流氣動干擾問題的分析中得到了越來越多的應用。與風洞試驗相比，數值模擬方法可以方便地提取流場信息，有助于分析復雜流動背后的機理。國外的Bousquet和Gardarein[12]、Stuermer[13]、Roosenboom等[14-15]、Keller和Rudnik[16]及國內的李博等[17]、張劉等[18]、許和勇和葉正寅[19]、馬率等[20]、鐘敏等[21]采用多種準定常和非定常方法對螺旋槳流場、螺旋槳滑流與機翼、增升裝置、尾翼等氣動部件的干擾進行了較為詳細的研究并取得了一定的成果。

本文采用基于動態面搭接網格技術的非定常方法，首先對某T尾布局雙發渦槳飛機的氣動特性進行了評估，并通過與風洞試驗數據的對比驗證了計算方法的精度和可靠性。在此基礎上，對所構造的低平尾布局模型開展了數值模擬，分析研究了三種螺旋槳旋轉方式下的飛機俯仰力矩特性變化特點及其背后的流動機理。

1 數值方法及算例驗證

1.1 數值方法

計算采用了自編的基于有限體積法的結構網格CFD求解器。控制方程為三維可壓縮非定常RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes)方程；黏性項采用二階中心差分格式離散；無黏項通量離散采用Roe格式和3階MUSCL(Monotone Upstream-centered Schemes for Conservation Law)插值方法；湍流模型為SA (Spalart-Allmaras)模型。時間推進項采用隱式LU-SGS (Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)雙時間法，并應用當地時間步長和多重網格等加速收斂措施。采用動態面搭接網格技術模擬螺旋槳與機體之間的相對運動。

1.2 算例驗證

驗證算例模型為某雙發渦槳支線客機的起飛構型。如圖1所示，該飛機采用了典型的上單翼+T型尾翼設計，兩側的螺旋槳均為順時針旋轉(從機尾看向機頭)。該構型曾在德國-荷蘭的DNW-LLF大型低速風洞8 m×6 m試驗段開展了測力測壓試驗，擁有豐富試驗數據，可以和數值計算結果進行較為全面的對比。

圖1 T尾布局雙發渦槳飛機計算模型

將計算域拆分為兩個包圍螺旋槳的圓柱形旋轉區域及一個外部靜止域，采用ICEM-CFD分別對各子域劃分多塊結構網格，近壁面首層網格高度滿足y+≈1。對滑流區的網格進行適當的加密，最終的靜止域網格數量約8 600萬，每個旋轉域網格數量約250萬，網格總數約9 100萬，網格的細節如圖2所示。

圖2 計算網格

該算例的試驗及計算狀態為：自由來流馬赫數為0.2，基于機翼平均氣動弦長的雷諾數約為200萬，側滑角為0°，前進比為0.935，單槳拉力系數約0.2。具體計算過程中，每個物理時間步螺旋槳轉動0.25°，即一個旋轉周期內迭代1 440步，子迭代步數10步，通過監測氣動力系數來判斷收斂情況，每個狀態至少需要計算10個旋轉周期。需要說明的是本文中提及的全機氣動力均不包括螺旋槳的氣動力。

圖3展示了-3°～10°迎角范圍內的氣動力系數計算值與試驗值的對比情況。可以看到，計算得到的升力系數和俯仰力矩系數均與實驗值吻合良好。在中小迎角下該機的俯仰力矩呈近似線性變化的趨勢，這也是T型尾翼飛機的特點。

圖3 氣動力計算值與試驗值對比

機翼及平尾各展向站位如圖4所示。圖5、圖6分別給出了機翼內側6個截面和平尾各截面表面壓力系數計算值與實驗值的對比情況，截面位置見圖4。從圖5可以看到，由于螺旋槳同向旋轉，左右兩側機翼對應截面的壓力分布呈現出較大差異，計算結果精確的反映了滑流對機翼當地迎角及駐點壓力的影響。從圖6可以看到，對于T型尾翼，滑流在中小迎角下對平尾當地流場的影響相對較小，計算準確捕捉到了左右兩側平尾壓力分上的微小差異。以上結果表明，本文采用的計算方法具有良好的精度，可以應用于渦槳飛機全機氣動特性的計算。

圖4 機翼及平尾各展向站位示意圖

圖5 機翼表面壓力系數分布計算結果與試驗值對比

圖6 平尾表面壓力系數分布計算結果與試驗值對比

2 低平尾布局渦槳飛機模型

在T尾布局渦槳飛機的基礎上，保持機翼、機身、螺旋槳等主要氣動部件不變，將平尾下移至后機身尾部，并對垂尾頂端及平尾機身結合部進行適當修型，構造出低平尾布局渦槳飛機模型，見圖7。為了維持容量不變，平尾的平面形狀進行了適當修改，另外由于本文只討論縱向氣動特性，為了降低網格規模，低平尾布局模型去除了背鰭。針對低平尾布局模型，本文分析了3種螺旋槳旋轉方向下的飛機俯仰力矩特性變化。如圖8所示，3種旋轉方向的定義為：同向旋轉(co-rotating, CO), 對轉-內側上洗 (counter-rotating inboard-up, CNIU)和對轉-外側上洗 (counter-rotating outboard-up, CNOU)。

圖7 低平尾渦槳飛機計算模型

圖8 螺旋槳旋轉方向的定義

3 計算結果與分析

低平尾模型的CO、CNIU和CNOU 3個構型的網格劃分策略、計算方法和來流條件均與驗證算例一致，其中CNIU、CNOU兩個構型由于螺旋槳左右對稱，計算采用了半模。

3.1 兩側螺旋槳同向旋轉

兩側螺旋槳同向旋轉是運輸類渦槳飛機的主流布局形式。圖9展示了CO構型和無動力構型(Power off)的全機及部件俯仰力矩對比情況。從圖9(a)可以看到，由于平尾安裝位置較低，即使在無動力情況下，全機俯仰力矩在中小迎角下也會呈現明顯的非線性特征。對于CO構型，受滑流影響，在-3°～2°迎角范圍內其俯仰力矩曲線斜率較無動力構型大幅度下降，當迎角大于2°后其俯仰力矩曲線斜率又高于無動力構型。從圖9(b)可以看到，CO構型和無動力構型的翼/身/短艙(Wing-Body-Nacelle, WBN)及垂尾(Vertical Tail Plane, VTP)的俯仰力矩之和隨迎角變化幅度并不大，影響整機俯仰力矩特性的主要部件是平尾。

圖9 CO構型與無動力構型俯仰力矩系數對比

兩側螺旋槳同向旋轉必然導致整機繞流流場出現非對稱現象。從圖10可以發現，CO構型左右兩側平尾的俯仰力矩特性有著巨大的差異。具體來說，CO構型右側平尾在-3°～10°迎角范圍內都保持了較好的力矩特性，而左側平尾在-3°～2°之間效率基本喪失。這表明導致CO構型在-3°～2° 之間俯仰力矩特性惡化的主要原因在于左側平尾效率的大幅度下降。

對于指定的構型，影響平尾的效率的主要因素是平尾當地的氣流阻滯系數和下洗梯度。氣流阻滯系數越大平尾效率越高，而下洗梯度越大平尾效率則越低，特殊情況下當下洗梯度等于或大于1時，平尾將完全喪失效率甚至反效。圖11為CO構型不同迎角下Pt/Pt,∞=1.01的等值面云圖，Pt表示當地總壓，Pt,∞表示自由來流的總壓。可以發現，在-3°～4°迎角范圍內，CO構型左側平尾始終有大片區域浸入在滑流的高能量尾跡中，其當地的氣流阻滯系數將會高于右側平尾及無動力構型兩側平尾，這也說明在-3°～2°之間CO構型左側平尾效率低于右側平尾及無動力構型兩側平尾的原因并非是氣流阻滯系數上的差異。

圖11 總壓等值面(Pt/Pt,∞=1.01)

在左右兩側平尾上游各布置5個下洗角監測點(圖12)并分別對左右兩側監測點的下洗角進行平均，結果見圖13。從圖中可以看到，CO構型左右兩側平尾當地的下洗角變化趨勢存在巨大差異。在-3°～6°迎角之間，右側平尾當地下洗角隨迎角不斷減小，下洗梯度為負值，這對維持平尾效率是非常有利的。從-3°～2°迎角左側平尾當地的下洗角增加了約3.9°，下洗梯度非常高，但在2°迎角以后下洗梯度大幅度降低，這與左側平尾的俯仰力矩變化特征是吻合的。這些結果表明：-3°～2°迎角范圍內CO構型左側平尾俯仰力矩曲線斜率大幅度下降的最主要原因在于當地下洗梯度較高；CO構型右側平尾能保持良好效率的主要原因在于當地下洗梯度一直較低。

圖12 下洗角監測點及截面A的位置

圖13 下洗角隨迎角變化情況

為了進一步分析CO構型左右兩側平尾當地下洗梯度存在較大差別的原因，本文提取了不同迎角下平尾上游截面A處的下洗角云圖，結果見圖14和圖15，截面A的位置如圖12所示。從圖14可以看到：機翼下游的強下洗區被短艙分割為內外兩部分，影響平尾的主要是內側的強下洗區域。對于左側平尾，從-3°～2°迎角，強下洗區的核心區域逐漸上移并穿過平尾，到4°迎角時，其核心區域已位于平尾之上，這就是CO構型左側平尾在-3°～2°迎角之間下洗梯度很高，2°迎角以后下洗梯度下降的原因。對于右側平尾，從圖15可以看到，在-3°迎角其強下洗區的核心區域(紅色區域)已經位于平尾上方，迎角增加以后便逐漸遠離了平尾，因此其下洗梯度一直為負值。之所以產生這種現象，是因為右側平尾位于上游螺旋槳的上行側，受螺旋槳上洗的影響，平尾當地迎角較高，其強下洗區的核心區域始終處于較高的位置；而左側平尾則位于上游螺旋槳的下行側，平尾當地迎角小，其強下洗區的核心區域起始位置較低。

圖14 截面A處下洗角云圖(左側平尾上游)

圖15 截面A處下洗角云圖(右側平尾上游)

3.2 兩側螺旋槳對轉

3.1節的分析結果表明，CO構型左右兩側平尾的俯仰力矩特性存在巨大差異，其根本原因就是上游螺旋槳對平尾的影響不同。這也意味著通過調整螺旋槳的旋轉方向可以控制平尾和整機的俯仰力矩特性。

圖16展示了CO、CNIU和CNOU三個構型的氣動力對比情況。可以看到，3個構型的升力系數差距并不大，但各個構型的俯仰力矩隨迎角的變化趨勢完全不同。其中，CNOU構型的俯仰力矩特征最差，在-3°～2°迎角之間，其俯仰力矩曲線斜率甚至為正值，而CNIU構型在-3°～10°的迎角范圍內都保持了良好的俯仰力矩特性。

從圖16(b)和圖16(c)可以發現，3個構型整機俯仰力矩的差異仍然主要平尾引起的。對于CNOU構型，在-3°～2°迎角內，平尾效率基本喪失，2°迎角后平尾對整機俯仰力矩的貢獻才開始恢復。而CNIU構型的平尾在整個中小迎角范圍內都維持了較高的效率。對比后可以發現，CNOU和CNIU兩個構型平尾的氣動特性分別與CO構型的左側平尾和右側平尾的氣動特性相對應。從圖17和圖18和也可以看到，CNOU構型和CNIU構型截面A處的下洗角云圖變化趨勢也分別與圖14和圖15一致。需要特別指出的是，本文中CNIU構型良好的俯仰力矩特性還得益于模型的平尾位置較低(顯著低于機翼)。

圖16 CO、CNIU和CNOU構型氣動力對比

圖17 截面A處下洗角云圖(CNOU構型)

圖18 截面A處下洗角云圖(CNIU構型)

4 結 論

1) 本文采用的非定常計算方法可以較為準確地評估螺旋槳滑流對全機氣動特性的影響。

2) 低平尾布局渦槳飛機的俯仰力矩特性受滑流影響較大。在本文的計算模型中，兩側螺旋槳同向旋轉的情況下，飛機在小迎角下的俯仰力矩曲線斜率較無動力構型大幅度下降。

3) 兩側螺旋槳同向旋轉導致左右兩側平尾的氣動特性呈現巨大差異，對于本文構造的低平尾渦槳飛機模型，左側平尾在小迎角下效率大幅度下降，而右側平尾在較大迎角范圍內都保持了良好的效率。

4) 在本文的計算模型中，右側平尾效率較高的主要原因在于該側平尾位于螺旋槳的上行側，受螺旋槳上洗的影響，平尾當地強下洗區的核心區域始終處于較高的位置，隨著迎角增加強下洗區逐漸遠離平尾，導致當地下洗梯度一直維持在較小的量值。

5) 調整螺旋槳的旋轉方向可以改變平尾和整機的俯仰力矩特性。在本文的計算模型中，兩側螺旋槳對轉-內側上洗(CNIU)構型在整個中小迎角范圍內都保持了良好的俯仰力矩特性。