2. 航空工业第一飞机设计研究院, 西安 710089
2. AVIC The First Aircraft Institute, Xi'an 710089, China
航空飞行器早已进入喷气时代，但涡桨飞机仍在军民用运输领域占据重要地位并得以不断发展。虽然螺旋桨推进的飞机具有起降距离短、油耗低等优势，但也面临着螺旋桨滑流气动干扰这一特殊问题。螺旋桨滑流不仅改变了飞机的升阻特性，还对飞机的俯仰力矩特性有着不可忽略的影响。中国某型舰载涡桨飞机的研制过程中发现，在着陆状态下动力装置会导致飞机在小迎角出现纵向静不稳定现象[1-3]，给该型飞机的气动力设计带来了不小的挑战。
螺旋桨滑流对俯仰力矩的影响主要是通过增加平尾当地的下洗角、下洗梯度及动压，直接或间接的影响平尾的气动特性来实现的[4-5]。滑流的增升作用越强烈，其对平尾的影响就越显著。
包括A400M和MA700在内，大量的新型涡桨飞机都采用了T型尾翼。从气动的角度来说，高置的平尾避开了机翼弦平面附近的强下洗区域，因此T型尾翼布局的飞机在中小迎角下普遍具有良好的俯仰力矩特性。但T型尾翼的缺点同样很明显，在大迎角状态，平尾会受到机翼和机身的遮挡，再加上强下洗区域的上移，平尾效率将急剧下降，飞机会出现深失速问题，严重威胁飞行安全。低平尾布局的气动特点与T型尾翼刚好相反，其在大迎角下具有稳定的俯仰力矩特性, 但在中小迎角下的俯仰力矩特性较差[6-7]。
出于降低生产制造成本及维修保障难度方面的考量，绝大多数的运输类涡桨飞机都采用了螺旋桨同向旋转的布局形式，但也有A400M这样的例外[8]。目前，已有研究人员开始关注不同螺旋桨旋转方向下飞机升阻特性[9-10]和气动噪声的变化[11]。但在国内外公开发表的文献中，尚未有关于螺旋桨旋转方向对运输类涡桨飞机俯仰力矩特性影响的研究。本文目的在于找到一种螺旋桨旋转形式，可以使得低平尾涡桨飞机在中小迎角下依然具有良好的俯仰力矩特性，为未来涡桨飞机的设计提供一定的参考。
随着计算机硬件水平的提升和计算流体力学(CFD)的发展，数值模拟方法在螺旋桨滑流气动干扰问题的分析中得到了越来越多的应用。与风洞试验相比，数值模拟方法可以方便地提取流场信息，有助于分析复杂流动背后的机理。国外的Bousquet和Gardarein[12]、Stuermer[13]、Roosenboom等[14-15]、Keller和Rudnik[16]及国内的李博等[17]、张刘等[18]、许和勇和叶正寅[19]、马率等[20]、钟敏等[21]采用多种准定常和非定常方法对螺旋桨流场、螺旋桨滑流与机翼、增升装置、尾翼等气动部件的干扰进行了较为详细的研究并取得了一定的成果。
本文采用基于动态面搭接网格技术的非定常方法，首先对某T尾布局双发涡桨飞机的气动特性进行了评估，并通过与风洞试验数据的对比验证了计算方法的精度和可靠性。在此基础上，对所构造的低平尾布局模型开展了数值模拟，分析研究了三种螺旋桨旋转方式下的飞机俯仰力矩特性变化特点及其背后的流动机理。
1 数值方法及算例验证 1.1 数值方法计算采用了自编的基于有限体积法的结构网格CFD求解器。控制方程为三维可压缩非定常RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes)方程；黏性项采用二阶中心差分格式离散；无黏项通量离散采用Roe格式和3阶MUSCL(Monotone Upstream-centered Schemes for Conservation Law)插值方法；湍流模型为SA (Spalart-Allmaras)模型。时间推进项采用隐式LU-SGS (Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)双时间法，并应用当地时间步长和多重网格等加速收敛措施。采用动态面搭接网格技术模拟螺旋桨与机体之间的相对运动。
1.2 算例验证验证算例模型为某双发涡桨支线客机的起飞构型。如图 1所示，该飞机采用了典型的上单翼+T型尾翼设计，两侧的螺旋桨均为顺时针旋转(从机尾看向机头)。该构型曾在德国-荷兰的DNW-LLF大型低速风洞8 m×6 m试验段开展了测力测压试验，拥有丰富试验数据，可以和数值计算结果进行较为全面的对比。
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| 图 1 T尾布局双发涡桨飞机计算模型 Fig. 1 Computational geometry of T-tail twin-engine turboprop aircraft |
将计算域拆分为两个包围螺旋桨的圆柱形旋转区域及一个外部静止域，采用ICEM-CFD分别对各子域划分多块结构网格，近壁面首层网格高度满足y+≈1。对滑流区的网格进行适当的加密，最终的静止域网格数量约8 600万，每个旋转域网格数量约250万，网格总数约9 100万，网格的细节如图 2所示。
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| 图 2 计算网格 Fig. 2 Computational grid |
该算例的试验及计算状态为：自由来流马赫数为0.2，基于机翼平均气动弦长的雷诺数约为200万，侧滑角为0°，前进比为0.935，单桨拉力系数约0.2。具体计算过程中，每个物理时间步螺旋桨转动0.25°，即一个旋转周期内迭代1 440步，子迭代步数10步，通过监测气动力系数来判断收敛情况，每个状态至少需要计算10个旋转周期。需要说明的是本文中提及的全机气动力均不包括螺旋桨的气动力。
图 3展示了-3°~10°迎角范围内的气动力系数计算值与试验值的对比情况。可以看到，计算得到的升力系数和俯仰力矩系数均与实验值吻合良好。在中小迎角下该机的俯仰力矩呈近似线性变化的趋势，这也是T型尾翼飞机的特点。
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| 图 3 气动力计算值与试验值对比 Fig. 3 Comparison of calculated and experimental aerodynamic coefficients |
机翼及平尾各展向站位如图 4所示。图 5、图 6分别给出了机翼内侧6个截面和平尾各截面表面压力系数计算值与实验值的对比情况，截面位置见图 4。从图 5可以看到，由于螺旋桨同向旋转，左右两侧机翼对应截面的压力分布呈现出较大差异，计算结果精确的反映了滑流对机翼当地迎角及驻点压力的影响。从图 6可以看到，对于T型尾翼，滑流在中小迎角下对平尾当地流场的影响相对较小，计算准确捕捉到了左右两侧平尾压力分上的微小差异。以上结果表明，本文采用的计算方法具有良好的精度，可以应用于涡桨飞机全机气动特性的计算。
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| 图 4 机翼及平尾各展向站位示意图 Fig. 4 Sketch of spanwise stations on wing and Horizontal Tail Plane (HTP) |
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| 图 5 机翼表面压力系数分布计算结果与试验值对比 Fig. 5 Comparison of calculated and experimental pressure coefficient distributions on wing |
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| 图 6 平尾表面压力系数分布计算结果与试验值对比 Fig. 6 Comparison of calculated and experimental pressure coefficient distributions on HTP |
在T尾布局涡桨飞机的基础上，保持机翼、机身、螺旋桨等主要气动部件不变，将平尾下移至后机身尾部，并对垂尾顶端及平尾机身结合部进行适当修型，构造出低平尾布局涡桨飞机模型，见图 7。为了维持容量不变，平尾的平面形状进行了适当修改，另外由于本文只讨论纵向气动特性，为了降低网格规模，低平尾布局模型去除了背鳍。
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| 图 7 低平尾涡桨飞机计算模型 Fig. 7 Computational geometry of low-HTP turboprop aircraft |
针对低平尾布局模型，本文分析了3种螺旋桨旋转方向下的飞机俯仰力矩特性变化。如图 8所示，3种旋转方向的定义为：同向旋转(co-rotating, CO), 对转-内侧上洗(counter-rotating inboard-up, CNIU)和对转-外侧上洗(counter-rotating outboard-up, CNOU)。
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| 图 8 螺旋桨旋转方向的定义 Fig. 8 Definition of propeller rotation direction |
低平尾模型的CO、CNIU和CNOU 3个构型的网格划分策略、计算方法和来流条件均与验证算例一致，其中CNIU、CNOU两个构型由于螺旋桨左右对称，计算采用了半模。
3.1 两侧螺旋桨同向旋转两侧螺旋桨同向旋转是运输类涡桨飞机的主流布局形式。图 9展示了CO构型和无动力构型(Power off)的全机及部件俯仰力矩对比情况。从图 9(a)可以看到，由于平尾安装位置较低，即使在无动力情况下，全机俯仰力矩在中小迎角下也会呈现明显的非线性特征。对于CO构型，受滑流影响，在-3°~2°迎角范围内其俯仰力矩曲线斜率较无动力构型大幅度下降，当迎角大于2°后其俯仰力矩曲线斜率又高于无动力构型。从图 9(b)可以看到，CO构型和无动力构型的翼/身/短舱(Wing-Body-Nacelle, WBN)及垂尾(Vertical Tail Plane, VTP)的俯仰力矩之和随迎角变化幅度并不大，影响整机俯仰力矩特性的主要部件是平尾。
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| 图 9 CO构型与无动力构型俯仰力矩系数对比 Fig. 9 Comparison of pitching moment coefficients between CO and power-off configurations |
两侧螺旋桨同向旋转必然导致整机绕流流场出现非对称现象。从图 10可以发现，CO构型左右两侧平尾的俯仰力矩特性有着巨大的差异。具体来说，CO构型右侧平尾在-3°~10°迎角范围内都保持了较好的力矩特性，而左侧平尾在-3°~2°之间效率基本丧失。这表明导致CO构型在-3°~2°之间俯仰力矩特性恶化的主要原因在于左侧平尾效率的大幅度下降。
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| 图 10 左右两侧平尾俯仰力矩系数对比 Fig. 10 Comparison of pitching moment coefficients between port and starboard HTP |
对于指定的构型，影响平尾的效率的主要因素是平尾当地的气流阻滞系数和下洗梯度。气流阻滞系数越大平尾效率越高，而下洗梯度越大平尾效率则越低，特殊情况下当下洗梯度等于或大于1时，平尾将完全丧失效率甚至反效。图 11为CO构型不同迎角下Pt/Pt, ∞=1.01的等值面云图，Pt表示当地总压，Pt, ∞表示自由来流的总压。可以发现，在-3°~4°迎角范围内，CO构型左侧平尾始终有大片区域浸入在滑流的高能量尾迹中，其当地的气流阻滞系数将会高于右侧平尾及无动力构型两侧平尾，这也说明在-3°~2°之间CO构型左侧平尾效率低于右侧平尾及无动力构型两侧平尾的原因并非是气流阻滞系数上的差异。
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| 图 11 总压等值面(Pt/Pt, ∞=1.01) Fig. 11 Iso-surface of total pressure(Pt/Pt, ∞=1.01) |
在左右两侧平尾上游各布置5个下洗角监测点(图 12)并分别对左右两侧监测点的下洗角进行平均，结果见图 13。从图中可以看到，CO构型左右两侧平尾当地的下洗角变化趋势存在巨大差异。在-3°~6°迎角之间，右侧平尾当地下洗角随迎角不断减小，下洗梯度为负值，这对维持平尾效率是非常有利的。从-3°~2°迎角左侧平尾当地的下洗角增加了约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，这与左侧平尾的俯仰力矩变化特征是吻合的。这些结果表明：-3°~2°迎角范围内CO构型左侧平尾俯仰力矩曲线斜率大幅度下降的最主要原因在于当地下洗梯度较高；CO构型右侧平尾能保持良好效率的主要原因在于当地下洗梯度一直较低。
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| 图 12 下洗角监测点及截面A的位置 Fig. 12 Locations of monitoring points of downwash angle and section A |
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| 图 13 下洗角随迎角变化情况 Fig. 13 Variation of downwash angle as function of angle of attack |
为了进一步分析CO构型左右两侧平尾当地下洗梯度存在较大差别的原因，本文提取了不同迎角下平尾上游截面A处的下洗角云图，结果见图 14和图 15，截面A的位置如图 12所示。从图 14可以看到：机翼下游的强下洗区被短舱分割为内外两部分，影响平尾的主要是内侧的强下洗区域。对于左侧平尾，从-3°~2°迎角，强下洗区的核心区域逐渐上移并穿过平尾，到4°迎角时，其核心区域已位于平尾之上，这就是CO构型左侧平尾在-3°~2°迎角之间下洗梯度很高，2°迎角以后下洗梯度下降的原因。对于右侧平尾，从图 15可以看到，在-3°迎角其强下洗区的核心区域(红色区域)已经位于平尾上方，迎角增加以后便逐渐远离了平尾，因此其下洗梯度一直为负值。之所以产生这种现象，是因为右侧平尾位于上游螺旋桨的上行侧，受螺旋桨上洗的影响，平尾当地迎角较高，其强下洗区的核心区域始终处于较高的位置；而左侧平尾则位于上游螺旋桨的下行侧，平尾当地迎角小，其强下洗区的核心区域起始位置较低。
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| 图 14 截面A处下洗角云图(左侧平尾上游) Fig. 14 Downwash angle contours at section A(upstream of port HTP) |
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| 图 15 截面A处下洗角云图(右侧平尾上游) Fig. 15 Downwash angle contours at section A(upstream of starboard HTP) |
3.1节的分析结果表明，CO构型左右两侧平尾的俯仰力矩特性存在巨大差异，其根本原因就是上游螺旋桨对平尾的影响不同。这也意味着通过调整螺旋桨的旋转方向可以控制平尾和整机的俯仰力矩特性。
图 16展示了CO、CNIU和CNOU三个构型的气动力对比情况。可以看到，3个构型的升力系数差距并不大，但各个构型的俯仰力矩随迎角的变化趋势完全不同。其中，CNOU构型的俯仰力矩特征最差，在-3°~2°迎角之间，其俯仰力矩曲线斜率甚至为正值，而CNIU构型在-3°~10°的迎角范围内都保持了良好的俯仰力矩特性。
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| 图 16 CO、CNIU和CNOU构型气动力对比 Fig. 16 Comparison of aerodynamic forces among CO, CNIU and CNOU configurations |
从图 16(b)和图 16(c)可以发现，3个构型整机俯仰力矩的差异仍然主要平尾引起的。对于CNOU构型，在-3°~2°迎角内，平尾效率基本丧失，2°迎角后平尾对整机俯仰力矩的贡献才开始恢复。而CNIU构型的平尾在整个中小迎角范围内都维持了较高的效率。对比后可以发现，CNOU和CNIU两个构型平尾的气动特性分别与CO构型的左侧平尾和右侧平尾的气动特性相对应。从图 17和图 18和也可以看到，CNOU构型和CNIU构型截面A处的下洗角云图变化趋势也分别与图 14和图 15一致。需要特别指出的是，本文中CNIU构型良好的俯仰力矩特性还得益于模型的平尾位置较低(显著低于机翼)。
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| 图 17 截面A处下洗角云图(CNOU构型) Fig. 17 Downwash angle contours at section A (CNOU configuration) |
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| 图 18 截面A处下洗角云图(CNIU构型) Fig. 18 Downwash angle contours at section A (CNIU configuration) |
1) 本文采用的非定常计算方法可以较为准确地评估螺旋桨滑流对全机气动特性的影响。
2) 低平尾布局涡桨飞机的俯仰力矩特性受滑流影响较大。在本文的计算模型中，两侧螺旋桨同向旋转的情况下，飞机在小迎角下的俯仰力矩曲线斜率较无动力构型大幅度下降。
3) 两侧螺旋桨同向旋转导致左右两侧平尾的气动特性呈现巨大差异，对于本文构造的低平尾涡桨飞机模型，左侧平尾在小迎角下效率大幅度下降，而右侧平尾在较大迎角范围内都保持了良好的效率。
4) 在本文的计算模型中，右侧平尾效率较高的主要原因在于该侧平尾位于螺旋桨的上行侧，受螺旋桨上洗的影响，平尾当地强下洗区的核心区域始终处于较高的位置，随着迎角增加强下洗区逐渐远离平尾，导致当地下洗梯度一直维持在较小的量值。
5) 调整螺旋桨的旋转方向可以改变平尾和整机的俯仰力矩特性。在本文的计算模型中，两侧螺旋桨对转-内侧上洗(CNIU)构型在整个中小迎角范围内都保持了良好的俯仰力矩特性。
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