單發螺旋槳飛機滑流影響試驗

劉 偉，趙 忠，張守友，謝 露

(航空工業第一飛機設計研究院，西安 710089)

0 引 言

單發螺旋槳構型在通用飛機、無人機研發中的應用日益廣泛，準確獲取螺旋槳滑流對飛機氣動特性的影響規律對于飛機設計非常重要。螺旋槳飛機的典型特征是螺旋槳旋轉使得周圍的流場發生顯著變化，螺旋槳滑流會使飛機翼面的有效迎角和氣流速度發生變化，影響全機氣動特性[1-3]。目前國內對螺旋槳動力影響的研究，尤其是工程型號研制，通常需要進行帶螺旋槳動力模擬的風洞試驗[4]。

螺旋槳動力影響又分為螺旋槳直接力影響和滑流影響，直接力影響主要是螺旋槳產生的拉力、法向力（或徑向力）、扭矩所產生的影響，滑流影響是螺旋槳滑流與飛機各部件之間的相互作用。生產廠家通常會標明螺旋槳拉力的數值，可以直接使用。歐陽邵修等[5]對裝機后螺旋槳徑向力的風洞試驗方法進行了研究，劉毅等[6]給出了直接力對最大升力系數的影響規律。

螺旋槳飛機滑流影響試驗有直接模擬和間接模擬兩種，前者要求模型與實物所有相似參數相同，這很難做到，一般不采取該方法；后者只要求螺旋槳模型作用在飛機模型上的氣動系數（如扭矩系數CQ和拉力系數CT）與實物相同，其又可分為固定拉力系數法和變拉力系數法兩種[3-4]。

李尚斌等[7]將螺旋槳-短艙組合體與飛機模型獨立支撐，分別測量了螺旋槳-短艙組合體與飛機的氣動力和力矩，可以得到單純滑流對飛機的影響效果。目前國內風洞基本普及了多天平測量技術，因此可以采用主天平測量全機氣動力、小天平測量螺旋槳直接力的方式獲得滑流對全機氣動特性的影響規律。

目前國內外對螺旋槳全機氣動干擾的研究大多數都基于機翼螺旋槳飛機，螺旋槳與機翼的強耦合關系使得機翼的一部分面積始終處于螺旋槳高能量氣流中，使得飛機增加升力、阻力，延遲機翼分離，推遲失速迎角[1,3,6]。單發螺旋槳飛機螺旋槳與機翼的相對位置關系相比機翼螺旋槳飛機更加靈活多變，不同氣動布局單發螺旋槳飛機滑流對機翼的影響區域差異較大，這必然會導致滑流影響的顯著差異。70 年代美國蘭利研究中心開展了一系列單發螺旋槳飛機全尺寸風洞試驗[8-11]，Ralston[12]等對一種上單翼單發螺旋槳飛機進行了試驗研究，國內徐傳寶等[13]提出了一種利用單發螺旋槳全機模型進行單槳試驗的新方法，然而以上研究均缺乏對不同氣動布局單發螺旋槳飛機滑流影響的差異性分析。

本文分別對上單翼、下單翼兩種布局的單發螺旋槳飛機的滑流影響進行了試驗研究。試驗考慮了滑流作用下機頭進氣口封堵對全機阻力的影響，提出了一種機頭進氣口封堵附加阻力的修正方法，在此基礎上總結了滑流對不同布局單發螺旋槳飛機全機縱向氣動特性的影響規律，然后對滑流影響下全機升力失速特性變化的機理進行了研究，從而為單發螺旋槳飛機的氣動布局設計提供參考。

1 試驗設備及方法

本文研究了兩種布局的單發螺旋槳飛機，一種為上單翼飛機（簡稱飛機A），一種為下單翼飛機（簡稱飛機B）。飛機A 試驗在中國空氣動力研究與發展中心低速所FL-13 風洞進行，試驗模型見圖1。FL-13 風洞是一座直流式、閉口、串列雙試驗段的大型風洞，試驗段寬8 m、高6 m、長15 m，橫截面為矩形，風速范圍20～85 m/s。飛機B 試驗在中國空氣動力研究與發展中心低速所FL-12 風洞進行，試驗模型見圖2。FL-12 風洞是一座單回流式閉口試驗段風洞，試驗段寬4 m、高3 m、長8 m，橫截面為切角矩形，風速范圍30～70 m/s。

圖1 上單翼單發螺旋槳飛機全機試驗模型Fig.1 Test model of single-engine high-wing airplane

圖2 下單翼單發螺旋槳飛機全機試驗模型Fig.2 Test model of single-engine low-wing airplane

采用電機驅動的螺旋槳進行動力模擬試驗。試驗方法為間接模擬法中的固定拉力系數法，即當給定一個拉力系數后，在試驗中改變姿態角時不改變螺旋槳槳葉角和轉速。通過采用“小天平+主天平”的多天平帶動力試驗方法，可得到比較準確可靠的螺旋槳滑流影響。首先采用單獨螺旋槳引導性試驗對目標曲線進行模擬[4,14]，選定不同拉力系數對應的槳葉角、全機帶動力試驗風速和電機轉速，飛機B 單獨螺旋槳試驗模擬結果如圖3 所示。在進行正式帶動力試驗時，模型正裝在腹撐支桿上，由主天平測得的氣動力扣除小天平測得的螺旋槳的直接力以及無動力試驗測得的氣動力后，進行相應的計算，就得到了螺旋槳滑流對飛機氣動特性的影響量。

圖3 單獨螺旋槳引導性試驗結果Fig.3 Result of single propeller introductory test

2 機頭進氣口阻力修正

單發螺旋槳飛機通常采用單臺吸氣-活塞式發動機，而絕大多數輕型發動機采用冷空氣作為外部冷卻劑。圖4 給出了飛機A 進/排氣口布置，冷卻空氣通過發動機罩前端兩側的進氣口自然流入，冷卻后的熱空氣通過整流罩下方的排氣口向下后方排出。發動機進氣口設置在發動機下整流罩前端，采用吞沒式進氣道，空氣通過過濾器從進氣口進入進氣箱；排氣系統采用集氣箱統一排氣的形式，廢氣從排氣總管經發動機罩下部的排氣口向側后方排出機外。然而在單發螺旋槳飛機帶動力風洞試驗中，限于模型尺寸及試驗難度，難以對上述進/排氣系統進行模擬，也無法同無動力試驗模型一樣對進氣口設計整流堵塊。因此需要對進氣口進行簡化處理，通常直接封堵進氣口，如圖5 所示，封堵面基本與滑流方向垂直，因而在帶動力試驗狀態下進氣口封堵區域必然承受螺旋槳滑流作用，并且還會產生額外的附加氣動力。試驗狀態與真實飛機存在較大差異，因此有必要對此做簡化處理，從而進行氣動力修正。

圖4 單發螺旋槳飛機進/排氣口布置Fig.4 Air inlet and outlet of single-engine airplane

圖5 單發螺旋槳飛機進氣口在風洞模型上的簡化Fig.5 Simplification for air inlet of single-engine airplane test model

圖6 給出了飛機A 進/排氣口流通狀態及封堵狀態的受力示意圖。對活塞式發動機而言，通常所說的發動機功率就是指發動機的有效功率，即用來轉動螺旋槳的功率（軸功率）[15]，這是活塞式發動機的一個典型特征，與渦輪發動機有著顯著的差異。活塞式發動機本身并不能產生向前的動力，而是通過驅動螺旋槳，使螺旋槳在空氣中旋轉，以此產生動力推動飛機前進，其有效功率并不計入發動機進/排氣產生的推力影響，因此在試驗中可以不模擬進/排氣帶來的推力增益或損失，對于流通狀態可以不考慮控制體1～9 內部產生的氣動力。如果不考慮流通狀態和封堵狀態對進/排氣口以外區域的影響差異，則流通狀態和封堵狀態的受力差異僅為封堵狀態進/排氣口區域的壓力差F，即：

圖6 進/排氣口流通狀態和封堵狀態受力示意Fig.6 Force diagram of air inlet and outlet at flow through and blockage states

式（2）中的F即為進氣口封堵區域測壓點壓力平均值與區域面積的乘積。

在風洞模型左右冷卻進氣口封堵區域分別布置了4 個測壓點，在發動機進氣口封堵區域布置了3 個測壓點，具體布置如圖7 所示（圖中標紅圈位置）。

圖7 機頭進氣口封堵位置測壓點布置Fig.7 Static pressure measure points on nose air inlet blockage

不同拉力狀態下的機頭進氣區域受力F與無槳狀態下的機頭進氣區域受力F′之差即為滑流引起的進氣口附加氣動力修正量ΔF，由于該修正量對升力及俯仰力矩影響很小，這里僅給出阻力修正分量ΔCD。圖8 給出了飛機A 襟翼25°構型不同拉力系數下機頭進氣口ΔCD隨迎角變化曲線，由圖可以看出，機頭進氣口ΔCD隨迎角變化較小，與拉力系數CT基本呈線性增長關系。該阻力修正分量在大拉力系數下甚至接近200 count，對全機產生不可忽視的影響，因此全機帶動力阻力數據需要對機頭進氣口阻力修正量進行扣除。迎角18°附近ΔCD有一定跳動，原因可能與機翼分離失速引起的模型抖動有關，實際使用時可以對曲線進行光順處理。

圖8 機頭進氣口封堵附加阻力修正量Fig.8 Drag correction of nose air inlet blockage

不同增升構型狀態機頭進氣口阻力修正量基本一致，受襟翼偏度影響較小，這是由于機頭距機翼較遠，不同增升裝置構型對螺旋槳滑流作用下的機頭壓力基本沒有影響。不同進氣口布置方式對進氣口阻力修正量影響較大，如飛機B 有足夠空間對進氣口進行修型處理，其機頭進氣口阻力修正量遠小于飛機A。

3 試驗結果分析

3.1 滑流對縱向氣動特性的影響

本文選取全機著陸構型作為典型構型進行滑流影響分析，飛機A 襟翼偏度δf為25°，試驗風速為30 m/s，飛機B 襟翼偏度為35°，試驗風速為35 m/s。圖9～圖10 給出了滑流影響下飛機A、B 著陸構型的縱向氣動特性，其中NP 表示無螺旋槳狀態，即無動力狀態。

圖9 飛機A 螺旋槳滑流對全機縱向氣動特性的影響Fig.9 Slipstream effects on longitudinal aerodynamic characteristics of airplane A

圖10 飛機B 螺旋槳滑流對全機縱向氣動特性的影響Fig.10 Slipstream effects on longitudinal aerodynamic characteristics of airplane B

可見受滑流影響，飛機A、B 阻力增大，升阻比降低，主要原因為滑流使得氣流動壓增大，模型表面摩擦阻力增大。滑流使得飛機A、B 產生抬頭力矩，縱向穩定性略微降低，主要原因為在螺旋槳滑流作用下，繞機翼后的下洗流動進一步增大[16-17]，導致平尾處當地迎角降低，升力降低，產生抬頭力矩，全機焦點前移，全機縱向穩定性有所降低。

滑流使得飛機A、B 升力系數斜率增大，最大升力系數增大。兩種飛機著陸構型無槳狀態最大升力系數及失速迎角接近，然而帶動力狀態下失速迎角差異明顯：同樣由無槳狀態到拉力系數CT= 0.3，飛機A 失速迎角推遲約1°，飛機B 失速迎角提前約2.5°；盡管飛機A 襟翼偏度小于飛機B，其滑流影響導致的最大升力系數增量仍略大于飛機B。通常情況下，迎角較大時機翼上翼面受到螺旋槳滑流加速吹洗，附面層內氣流能量增加，氣流分離推遲，失速迎角推遲，而飛機B 失速迎角變化趨勢與此規律相反。

3.2 升力失速形態的影響機理

為了進一步研究飛機B 失速迎角提前現象的機理，試驗采用熒光絲線流動顯示法對飛機B 著陸構型帶動力（CT= 0.2）和無動力狀態（NP）右側機翼上表面流態進行研究。迎角在6°～16°范圍內機翼上表面絲線流動顯示結果如圖11 所示，其中左列圖為無螺旋槳狀態，即無動力狀態，右列圖為帶動力（CT= 0.2）狀態，圖中機翼左側為機翼根部，右側為機翼尖部，上側為機翼前緣，下側為機翼后緣。

圖11 機翼熒光絲線流動顯示Fig.11 Tuft flow visualization

螺旋槳滑流對機翼縱向特性的影響主要體現為滑流的加速效應及旋轉效應。唐建平等[18]對滑流影響下的全機壓力分布研究表明，距螺旋槳一定距離后，螺旋槳滑流的旋轉效應會變得相對較弱，滑流的主要影響為加速效應，即增大了當地氣流速度。機頭單發螺旋槳飛機機翼通常距螺旋槳較遠，此時螺旋槳滑流對機翼的影響主要表現為增大當地氣流速度。

流動顯示結果表明，α= 6°時，無動力狀態機翼上表面根部后緣出現局部分離現象，對應升力系數曲線線性段在α= 6°結束；α= 15°時無動力狀態機翼上表面流動分離區已從機翼根部后緣逐步擴大至機翼中部，不過機翼外側在此過程中仍能保持附著流態，對應升力系數在α= 15°達到最大；α= 16°時，流動分離區已擴展到機翼上表面大部分區域。

帶動力狀態機翼上表面在迎角6°～10°均保持附著流態，機翼翼根并未出現明顯的流動分離現象，對應帶動力升力曲線在迎角6°～10°仍保持線性，其機理在于平直翼飛機機翼流動分離通常從機翼根部開始，然后隨著迎角增加逐漸向翼尖發展，機頭螺旋槳滑流使得機翼翼根流動加速，動壓增大，有效抑制了翼根流動分離的產生，延長了升力系數線性段。α= 12°時機翼后緣才出現較小分離區，α= 13°時機翼后緣突然出現較大面積分離區，全機達到最大升力系數，失速迎角較無動力狀態提前約2°。根據上述帶動力狀態測力及絲線流動顯示結果，可以推斷α= 13°時螺旋槳滑流高能量氣流上移到機翼上方，不僅沒有抑制機翼后緣分離，反而誘導機翼后緣上表面突然出現大面積分離，失速迎角相比無動力狀態大幅提前，其原因在于滑流上移到機翼上方，機翼受到滑流的上洗作用，機翼當地迎角增大，機翼上表面逆壓梯度增大，從而導致機翼上表面出現大面積流動分離，飛機失速迎角提前。

若想降低機頭螺旋槳滑流對機翼不利的氣動影響或增加利用滑流給機翼帶來的益處，在飛機布局設計中應該注意調整螺旋槳與機翼的相對位置。

研究表明[1]，在沒有來流和來流速度較低的情況下，螺旋槳槳盤后滑流流管的直徑收縮為0.816 倍至0.92 倍螺旋槳直徑，特別是在垂直于來流的方向，在來流速度較高時，滑流流管直徑近似等于螺旋槳槳盤直徑。李征初[2]等采用七孔探針對帶動力狀態的機翼前后流場進行了測量，證明了螺旋槳滑流是一個被螺旋槳加速的流管, 在螺旋槳附近, 流管截面積與螺旋槳槳盤面積大致相同；隨著滑流向下游發展, 流管截面積是不斷收縮的。根據當迎角α= 13°、CT=0.2 時滑流流管上移到飛機B 機翼上方的結論，可通過簡單的幾何關系推測此時機翼后緣處滑流流管直徑略小于螺旋槳槳盤直徑，此時滑流流管邊界在機翼位置與來流大致形成8°的夾角，如圖12 所示。

圖12 機頭螺旋槳滑流掃掠下單翼機翼示意圖Fig.12 Illustration of nose propeller slipstream over the wing of a low-wing airplane

螺旋槳負荷的大小決定了槳后滑流的收縮程度，負荷大的槳，滑流收縮大；負荷小的槳，滑流收縮小[19]。螺旋槳拉力系數越大，滑流收縮越大，滑流流管上移到飛機B 機翼上方的迎角就越提前，這也解釋了圖10（a）中螺旋槳拉力系數越大，對應飛機B 升力失速迎角提前越多的原因。

4 結 論

本文對比了上、下單翼兩種布局單發螺旋槳飛機的螺旋槳滑流影響風洞試驗結果，分析了螺旋槳滑流引起全機縱向氣動力變化的原因，得到了如下結論：

1） 滑流對機頭進氣口封堵區域產生了不可忽視的附加阻力。該附加阻力與拉力系數基本呈線性關系，量值不受襟翼偏度影響，有必要在全機阻力中扣除該附加阻力。所提出的進氣口封堵附加阻力修正方法也可應用到其他螺旋槳飛機的阻力修正中。

2） 螺旋槳滑流對單發螺旋槳飛機全機縱向特性的影響主要體現為增大了當地氣流速度。受滑流影響，全機升力系數斜率增大，最大升力系數增大，阻力增大，升阻比降低，抬頭力矩增加，縱向穩定性略微降低。

3） 機頭螺旋槳與機翼的相對位置關系對單發螺旋槳飛機全機升力失速特性有著較大的影響。正常情況下，滑流有助于延遲機翼表面分離，推遲失速迎角，但滑流上移到飛機機翼上方會引起強烈的上洗流動，增大機翼當地迎角，導致全機失速迎角提前。該現象對飛機氣動力設計有著重要的影響，在工程應用中有必要對螺旋槳與機翼的相對關系進行仔細的研究分析。在下一步工作中，將會對滑流上移到機翼上方過程中的流場進行進一步研究，以期對單發螺旋飛機氣動設計提供更多的參考。