Propeller slipstream effect on pitching static margin of airplane and optimization of horizontal tail
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摘要: 螺旋桨飞机的滑流是影响飞机气动性能的重要因素。某飞机初始方案试验数据表明：在起降构型大拉力情况下，该机存在中小迎角俯仰静不稳定现象，严重影响飞机飞行安全。为提高飞机中小迎角俯仰静稳定裕量，通过对飞机气动数据的深入研究，对俯仰静稳定裕量降低的原因进行了分析，结果表明：中小迎角出现俯仰静不稳定的主要原因是迎角变化过程中平尾进出滑流影响区，导致平尾效能出现明显变化。结合飞机布局特点，提出了降低平尾高度的方法，减小动力不利影响。经试验验证，该方法能明显改善飞机中小迎角下俯仰静稳定性，有效扩展飞机小迎角俯仰稳定范围，使其满足总体设计要求。Abstract: Propeller slipstream has an important effect on the airplane's aerodynamic characteristics. The wind tunnel test indicates that under the condition of large pulling force, the airplane under study has longitudinal static instability at small angle of attack which affects the safety of aviation seriously. The test research on slipstream shows that the longitudinal static instability at small angle of attack is mainly caused by the horizontal tail doing the traverse progress in the slipstream, which induces the horizontal tail's efficiency to change obviously. With the layout characteristics under consideration, it is advised to reduce the height of the horizontal tail to reduce the power's adverse effects. The test proves that reducing the height of the horizontal tail can improve the longitudinal static margin at small angle of attack obviously, and enlarging the range of the longitudinal static stability.
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0 引 言
螺旋桨动力系统对飞机气动特性的影响（动力影响）分为直接影响和间接影响两部分。直接影响是指螺旋桨本身的气动载荷对全机的影响；间接影响则是指气流经过螺旋桨加速后，形成的滑流扫掠飞机其他部件产生的气动特性变化。螺旋桨滑流内部流动特性较为复杂，不仅其轴向速度较来流速度大、还存在一定的旋转运动。当滑流扫掠机翼时，其主要作用表现为提高机翼升力、改善飞机起降性能；当滑流扫掠到平尾时，会对飞机俯仰特性产生严重影响，在平尾相对靠近螺旋桨时影响更为显著。
对螺旋桨滑流影响的研究主要有风洞试验和数值模拟两种方法。带动力的风洞试验通过模拟螺旋桨的飞行参数，可以较为准确地得到螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响。随着风洞试验技术的不断发展和完善，对螺旋桨滑流的研究也越来越深入，研究内容由滑流影响量获取发展到滑流特性等领域。Müller等[1]在低速风洞中研究了螺旋桨滑流对A400M气动特性的影响。李兴伟等[2]采用螺旋桨飞机动力模拟风洞试验技术及粒子图像测速技术，研究了双发常规布局涡桨飞机的螺旋桨滑流对飞机纵向气动特性的影响规律，将螺旋桨位置变化对全机气动特性的影响进行了较为深入的研究，对后续螺旋桨飞机的布局设计有重要的指导作用。
近年来，计算流体力学的发展使螺旋桨滑流数值模拟技术获得了长足进步。徐静[3]、张刘[4]、曾卓雄[5]等采用计算技术对螺旋桨滑流模拟方法、螺旋桨滑流影响进行了研究。任晓峰[6]、王伟[7]、陈波[8]等采用数值模拟方法，对滑流影响下的飞机俯仰力矩特性变化进行了分析，指出滑流对机翼、平尾的气动干扰是影响全机俯仰力矩特性变化的重要因素，并对飞机尾翼布局优化提出了建议。
当前对螺旋桨滑流的研究[9-10]已经较为深入，但国内的研究大多集中在数值模拟[11-15]方面，通过风洞试验[16-17]来解决问题的研究还相对较少。
某飞机采用大展弦比机翼，翼吊式双螺旋桨发动机。研究发现该飞机起降构型在螺旋桨大拉力情况下，中小迎角俯仰力矩特性不够理想，表现为俯仰静稳定性裕量降低，甚至出现静不稳定现象，严重影响起降安全。本文通过对飞机气动数据的深入研究，分析了问题出现的原因，给出了优化方案。
1 试验简介
试验模型为某飞机缩比全金属模型和六叶螺旋桨模型，图1给出了该模型的示意图。该飞机的系列试验在FL-13风洞第二试验段进行。FL-13风洞是一座直流式、闭口、串列双试验段的大型风洞，其第二试验段宽为8 m、高为6 m、长为15 m，有效截面积为47.4 m2，常用风速范围为20～85 m/s。
试验支撑机构为FL-13风洞特大迎角支撑机构，模型以斜腹撑方式支撑。该设备可实现模型的迎角α和偏航角β的变化，变化范围为：α=–20º～120º，β=–30º～30°。
全机载荷由布置于模型机身内部的主天平测量，另有两台动力天平分别测量螺旋桨气动载荷；螺旋桨动力通过内置电机带动桨模型实现。带动力影响试验按照间接模拟法的固定拉力系数法进行，当给定一个拉力系数后，在全部试验姿态角范围内固定不变，即在试验中改变模型姿态角时不改变螺旋桨桨叶角和转速。
2 俯仰稳定性问题
该飞机俯仰稳定性问题主要出现在起降构型大拉力状态，图2给出了起飞构型下的俯仰力矩曲线。无动力情况下，该飞机在失速前俯仰力矩曲线线性度较好，没有明显的拐折出现、俯仰静稳定导数基本保持稳定；带动力后，其拉力系数
${T_{\rm c}}$ =0.1时、在零迎角附近曲线出现了拐折，负迎角俯仰静稳定导数明显降低；随着${T_{\rm c}}$ 的增大，曲线拐点逐渐右移，拐点左侧逐渐转为俯仰静不稳定。在${T_{\rm c}}$ =0.4时，拐点已进入飞行包线范围，严重影响飞机的起降安全。3 问题分析
3.1 主要影响原因分析
飞机大襟翼构型、中小迎角时平尾（下表面）易失速，此时平尾提供的（负向）升力损失，导致全机俯仰力矩特性发生改变、俯仰力矩曲线出现拐点。在带螺旋桨动力情况下，机翼升力系数增加，平尾处下洗增大，表面更易失速。但通过对测压结果的分析表明，当飞机俯仰力矩特性出现异常时，平尾并没有出现明显的失速迹象（见图3），说明该飞机俯仰力矩特性异常并非源于平尾的分离。
图2表明，俯仰力矩曲线拐点的出现与螺旋桨动力影响有密切的关系。为梳理其主要影响要素，对动力影响进行了必要的分解。利用部件试验结果和螺旋桨天平测量结果，可以把飞机各主要部件对全机俯仰力矩的贡献表示为：
$$ {C}_{m,{\text{全机}}}\approx {C}_{m,{\text{去尾翼}}}+{C}_{m,{\text{尾翼}}}+{C}_{m,{\text{直接影响}}} $$ (1) 图4给出了式（1）各项贡献的试验结果。由图可知，螺旋桨的直接影响对全机俯仰力矩的贡献随迎角呈线性变化，且其斜率为正。这表明螺旋桨的直接影响是降低俯仰静稳定裕量，但对俯仰力矩的拐折基本无影响。尽管翼身组合体（即去尾翼）俯仰力矩曲线也存在拐折现象，但与无动力试验结果比较（见图5），在中小迎角下，俯仰静稳定裕量变化更小，因此判断翼身不是全机俯仰力矩曲线拐折原因。在中小迎角（
$ \alpha \leqslant $ 10°）下，随着$ \alpha $ 减小，尾翼对俯仰力矩的贡献呈现出明显的非线性特性，是全机俯仰力矩曲线产生拐折的主要原因。尾翼对全机俯仰力矩特性的贡献，可表示为两部分：
$$ {C}_{m,{\text{尾翼}}}\approx {C}_{m,{\text{尾翼}}({\text{无动力}})}+{C}_{m,{\text{尾翼}}({\text{滑流影响}})} $$ (2) 利用有无动力、有无尾翼试验结果，可以分解出有、无动力情况下尾翼对俯仰力矩的贡献（见图6）。图中两条曲线差量即为滑流对尾翼俯仰贡献的影响。结果表明：无动力中小迎角情况下，尾翼贡献随迎角变化呈线性变化；而带动力情况下随迎角变化呈非线性变化。该非线性变化的主原因在于，随着迎角的变化，尾翼与螺旋桨滑流扫掠区域位置关系发生了明显改变，即随迎角减小，尾翼逐渐上抬、向滑流区上部移动，并最终移出滑流区。在此过程中尾翼受滑流影响的区域逐渐减小（即滑流影响降低）。
3.2 影响滑流与尾翼相互位置关系的主要参数
滑流与尾翼相互位置关系主要受两个参数影响：螺旋桨轴线与平尾弦线的相对高差和滑流扫掠区域洗流角。
3.2.1 螺旋桨轴线与平尾弦线的相对高差影响分析
试验中通过改变平尾上反角的方法，对平尾有效高度影响进行了研究。结果如图7所示，可以看出，调整平尾有效高度能够影响平尾进出滑流的过程，从而改变俯仰力矩拐点的出现位置。不同拉力系数下，减小平尾有效高度（减小上反角），俯仰力矩曲线拐点均明显左移。在
${T_{\rm c}}$ =0.4时，曲线拐点迎角减小约4°，极大地改善了俯仰力矩特性。3.2.2 滑流扫掠区域洗流角影响分析
对比空中与近地试验结果（见图8）发现，起降构型下近地状态相对空中状态，俯仰力矩曲线拐点明显左移。这主要是受地面效应影响，近地状态机翼在滑流扫掠区域产生的下洗角明显减小，导致滑流位置相对上移，使平尾脱离滑流区的迎角减小，推迟了拐点的出现。
俯仰力矩曲线变化的另一种表现是拐点随升降舵偏度变化而规律性变化（见图9），升降舵上偏时拐点右移、升降舵下偏时拐点左移。分析认为，这也是滑流扫掠区域下洗变化对滑流影响的一种表现。升降舵上偏时，平尾负向升力（向下）增大，诱导前缘下洗增大，使平尾处滑流区下移，平尾会在较大迎角脱离滑流区，从而使俯仰力矩拐点右移，反之亦然。
3.3 螺旋桨影响分析
通过上述分析可以得出以下结论：1）螺旋桨动力直接影响俯仰静稳定性，但不影响俯仰力矩曲线拐折。2）螺旋桨轴线与平尾相对高差、滑流扫掠区域洗流角变化造成平尾在迎角变化过程中进出滑流区，是导致俯仰力矩曲线拐折迎角变化的主要原因；适当减小螺旋桨轴线与平尾相对高差有利于改善中小迎角俯仰静不稳定问题。
4 优化效果
依据上述研究成果，以减小螺旋桨轴线与平尾相对高差为主要手段，对某飞机总体布局进行了优化研究。具体措施包括：降低平尾基准高度、减小平尾上反角、提高螺旋桨轴线位置等（见图10）。
验证试验结果表明，降低平尾基准高度和减小平尾上反角等措施均可有效改善大拉力情况下起降构型中小迎角俯仰力矩曲线拐折问题，使拐点左移。最终的优化方案确定为将平尾基准高度降低约70 mm（模型）、上反角减小5°，依此方案获得的全机俯仰力矩特性（见图11）满足设计要求和起降需要。
降低平尾高度改进了全机纵向静稳定性，但对升阻特性、横航向特性也会产生一定影响。图12给出了巡航构型下平尾高度调整前后升阻特性对比。由图可知，降低平尾高度后，升阻特性变化不大。图13给出的航向特性对比表明，降低平尾高度对航向稳定性影响较为明显。降低平尾后，结合垂尾布局调整，
$ {C_n} $ 曲线在小的负侧滑出现的非线性明显减弱。5 结 论
通过以上研究，可以得出以下结论：
1）螺旋桨滑流对平尾的影响是造成某飞机初始方案在起降构型大拉力中小迎角下出现俯仰静不稳定的主要原因。
2）螺旋桨轴线与平尾相对高差、滑流扫掠区域洗流角变化，造成平尾在迎角变化过程中进出滑流区，是导致飞机俯仰力矩曲线拐折迎角变化的主要原因。
3）通过降低平尾有效高度的方法，减小螺旋桨轴线与平尾相对高差，能有效减小飞机出现俯仰力矩曲线拐折的迎角，改善中小迎角俯仰特性。
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