0 引言
螺旋桨会对飞机产生较大的动力影响，这种动力影响包括直接影响和间接影响。直接影响主要是螺旋桨产生的拉力、扭矩和法向力对飞机气动特性的附加影响；间接影响是指螺旋桨产生的滑流与飞机各部件之间的干扰作用，这种影响使飞机升力、阻力增加，下洗发生变化，飞机的操纵性、稳定性及舵面效率均受影响。
螺旋桨滑流对于飞机纵向气动特性影响的研究，一直以来都受到涡桨飞机设计者的广泛关注。近年来，国内外关于螺旋桨滑流的风洞试验研究以及数值计算研究都取得较多的研究成果，如2004年，Arne W.Stuermer[1]在非定常条件下，做了螺旋桨滑流对机翼影响的研究，得到滑流使升力增加的同时，也使阻力、滚转力增加的结论。2014年，杨小川[2]等人利用动态拼接结构网格技术和双时间步推进方法，研究了双发涡桨飞机螺旋桨非定常滑流效应并分析了滑流对流场的影响，得出了飞机部件受滑流影响后升力系数增加的结论及飞机表面流场受滑流影响的变化情况。
目前的研究多是基于螺旋桨位置固定的情况去研究滑流影响，为了能够更加合理地利用滑流影响，本文开展了螺旋桨不同位置处的滑流影响研究。
1 试验设备与模型
1.1 风洞及支撑设备
本文研究所使用风洞为中航气动院FL-8风洞，该风洞为低速单回路闭口风洞，试验段截面为扁八角形，试验段截面尺寸是2.5m×3.5m，试验段长度为5m，空风洞最大风速为73m/s。本期滑流风洞试验采用叉形支杆腹撑，试验迎角范围和侧滑角范围分别是-4°~24°和-16°~16°。无动力试验风速为70m/s，带动力试验风速为30m/s。
1.2 试验模型
试验模型以常规布局双发涡桨飞机带动力模型为基础，模型缩比的比例为1:12。短舱部件相对于原有基准位置进行了2次前伸量变化，2次下沉量变化，2次安装角变化，共6种状态变化。本文所提及的模型短舱基准状态即下沉量0mm，前伸量0mm，安装角+1°。PIV试验选取飞机部件典型的纵横向剖面，纵向将选择2个剖面，一个是通过短舱中心线且平行飞机对称面的剖面，另一个是短舱中心线左侧(驾驶员方向)168mm处，即桨盘边缘处剖面。横向剖面将选择3个剖面，分别是襟翼后缘剖面(1#剖面)、后机身剖面(距离1#剖面398mm)、平尾前剖面(距离1#剖面992mm)。具体位置如图 1所示。
图 1 试验模型及短舱内部结构的数模
Fig.1 Schematic of test model and nacelle inside structure
图选项
表 1 螺旋桨位置变化参数说明
Table 1 Propeller position parameters
序号
变化方向
螺旋桨位置变化范围
1
下沉
0mm，4.17mm，8.33mm
2
前伸
0mm，8.33mm，16.67mm
3
安装角
+1°，0°，-1°
表选项
2 试验方法与试验项目
2.1 试验方法
滑流测力试验均采用叉形支杆腹撑系统支撑机构，该机构由24棱支杆、尾支杆、曲柄滑块机构和圆柱形主支杆组成，通过电机带动丝杠驱动滑块以改变尾支杆上下位置，从而实现迎角的变化。模型通过腹撑支杆和天平固连于风洞外的叉形腹撑架车转盘上，通过电机驱动转盘来实现侧滑角的变化。
PIV试验中利用纵向剖面试验测量顺气流激光片光区二维速度场，光源位于试验段后方，即激光器安装在风洞试验段后方的三维移测架上，由后向前形成片光，2台相机安装在风洞外三自由度移测架上，从侧面拍摄激光片光区流场。横向试验测量垂直于顺气流激光片光区二维速度场，激光器安装在风洞外支架上，激光片光通过风洞侧面玻璃在模型左侧形成片光区，1台相机安装在试验段后方的三维移测架上，由后向前拍摄片光区二维速度场。
2.2 试验项目
本期滑流测力风洞试验研究项目包括：螺旋桨基准位置的滑流试验、螺旋桨不同下沉量的滑流影响研究试验、螺旋桨不同前伸量的影响研究试验及螺旋桨不同安装角的影响研究试验。PIV试验研究项目包括桨盘基准位置、前伸16.67mm及安装角-1°时的流场测量与图像显示试验。PIV试验选取的模型状态为起飞构型(后缘襟翼偏度20°)、拉力系数Tc=0.15进行试验，迎角选择了0°和4°。
2.3 试验数据处理
滑流测力试验数力和力矩系数均以风轴系给出，本文曲线中全机数据均为扣除了单桨拉力及拉力引起力矩后的数据。此外，试验数据处理时扣除了模型自重的影响，并未扣除支架干扰影响。
3 测力试验结果分析
3.1 短舱位置变化对飞机纵向气动特性影响
从图 2中可以看到，无动力时短舱下沉对升力系数曲线影响较为明显，短舱下沉致使升力系数降低，升力系数曲线整体向下平移。短舱基准状态、短舱下沉量4.17mm和短舱下沉量8.33mm的零迎角升力系数分别为0.805、0.796和0.789。
短舱下沉对全机阻力系数曲线、纵向静稳定性及最大升阻比等参数影响不明显。短舱前伸对升力线斜率、最大升力系数及最大升阻比影响较小，但阻力系数增加且纵向静稳定性降低。短舱安装角变化对全机纵向气动特性影响不明显。
图 2 短舱位置变化对全机纵向气动特性的影响
Fig.2 Effect of nacelle position on longitudinal aerodynamic characteristics
图选项
3.2 螺旋桨的不同位置对飞机纵向气动特性影响
比较螺旋桨在本期试验各个方向的极限位置(下沉8.33mm、前伸16.67mm及安装角-1°状态)的试验曲线可知，螺旋桨下沉对全机的升力特性产生较明显的不利影响。但对比短舱下沉的无动力试验曲线可以看到，无动力时短舱下沉对升力特性影响相对较小，故螺旋桨的位置下沉后滑流对升力特性产生不利的影响是最主要的，且全机的纵向静稳定性降低，而飞机的阻力特性及最大升阻比受其影响非常小。螺旋桨安装角-1°及螺旋桨前伸2种状态相对于基准位置都会产生一定程度的有利的滑流影响，螺旋桨前伸对飞机升力特性的有利影响是最明显的，尤其是达到失速迎角附近。螺旋桨这2种状态时全机的最大升阻比增加量基本相当，但相对于螺旋桨基准位置，安装角-1°及前伸同样造成了全机纵向静稳定性的降低，安装角-1°时静稳定性降低得更加明显。螺旋桨位置的变化对全机阻力特性影响不明显。
图 3 螺旋桨位置变化后滑流对全机纵向气动特性的影响
Fig.3 Slipstream effect on longitudinal aerodynamic characteristics with varying propeller positions
图选项
3.3 螺旋桨的不同位置对平尾的下洗影响
本文试验中采用的是巡航构型拉力系数0.075的条件下进行的平尾下洗研究试验，平尾安装角为-2°、0°、+2°及无尾试验。表 2是利用交点法[9]标定平尾的平均下洗角及下洗率。故可以得出结论：螺旋桨滑流使得平尾处气流下洗作用加剧。螺旋桨安装角由正变负及螺旋桨下沉使得平尾的平均下洗角增加，螺旋桨下沉及前伸使得下洗率减小。
表 2 螺旋桨不同位置处对平尾下洗角和下洗率的影响
Table 2 Influence of propeller position on horizontal tail downwash angle and slope
序号
桨盘位置
下洗角
下洗率
1
无桨
3.044
0.213
2
基准位置
3.104
0.228
3
前伸最大
3.045
0.193
4
下沉最大
3.219
0.209
5
安装角-1°
3.651
0.227
表选项
4 PIV试验结果分析
4.1 螺旋桨基准位置滑流影响PIV试验结果
通过螺旋桨滑流测力试验得出的结果，可以利用PIV试验更加直观地从流场变化情况去分析。图 4是桨盘在基准位置时迎角0°和4°的PIV纵横向试验结果。
图 4 螺旋桨基准位置短舱中心线剖面和桨尖机翼剖面有无滑流的PIV试验结果
Fig.4 Nacelle central profile with propeller at the original position and propeller tip profile with slipstream influence of PIV test results
图选项
4.1.1 纵向剖面试验结果
图 4中是全机起飞构型有无滑流对比的PIV试验结果，图 4(c)标注区域为模型襟翼附近。首先，图中可以明显看到短舱中心线截面流场受螺旋桨滑流的影响，桨盘后短舱上下表面气流的加速效应明显，加速气流略过机翼上表面襟翼缝道产生了涡流。同时，从图中可以看到滑流掠过机翼后尾迹区域的下洗，这主要是由于襟翼下偏造成的。迎角4°时短舱上表面气流流速相对减弱，且2#剖面的滑流尾迹区流速相对较强。
4.1.2 横向剖面试验结果
对比有无滑流的3组试验结果可以发现桨盘后气流的旋转效应非常明显，且随着空间位置的后移旋转气流的强度逐渐减弱而面积逐渐增大。从图中可以清晰地看到桨后涡的形成到逐渐扩散直至最后涡破裂的过程及涡核随着气流的延伸而逐渐下移的过程。此外，迎角4°可以发现1#剖面气流旋转速度不均匀性增加，2#剖面的滑流尾迹区流速略有增加。
4.2 螺旋桨前伸及安装角-1°滑流影响PIV结果
螺旋桨前伸和安装角由正变负会带来一定程度有利的滑流影响，故利用PIV试验更加直观地展现滑流与飞机部件的干扰。
图 5 螺旋桨基准位置无动力、带动力迎角0°和4°的PIV试验结果
Fig.5 Transverse profile of PIV test with propeller at the original position, at angle 0° and 4°, and with both power off and power on
图选项
4.2.1 纵向剖面试验结果
首先，图 6中可以明显看到短舱中心线剖面的流场情况，螺旋桨安装角-1°状态相对于螺旋桨基准状态短舱上表面尤其是襟翼附近气流的流速明显增加。螺旋桨安装角-1°状态与螺旋桨前伸状态对短舱上表面气流的加速情况基本一致，但短舱下表面气流的加速效应则相对较弱。
图 6 螺旋桨前伸及安装角-1°时短舱中心线剖面PIV试验结果
Fig.6 Nacelle central profile of PIV test with forward propeller and install angle of -1°
图选项
其次，从图 7中也可以看到，螺旋桨安装角变化后桨后滑流在翼尖-机翼剖面的气流强度变化不明显，但可以看到流线的下洗情况明显加剧。
图 7 螺旋桨前伸及安装角-1°时桨尖-机翼剖面PIV试验结果
Fig.7 Propeller tip profile of PIV test with forward propeller and install angle of -1°
图选项
4.2.2 横向剖面试验结果
首先，图 8是螺旋桨安装角-1°状态相对于螺旋桨前伸状态横向1#剖面的试验结果(即襟翼后缘的横向剖面)，对比基准状态可以看到螺旋桨滑流的旋转效应受安装角变化的影响不大，同时发现安装角变化后相对于螺旋桨前伸状态横向1#剖面旋转气流流速相对均匀。
图 8 螺旋桨安装角-1°PIV试验横向剖面图像
Fig.8 Transverse profile of PIV test with propeller install angle of -1°
图选项
其次，通过对比螺旋桨安装角-1°状态与螺旋桨基准状态及螺旋桨前伸状态的2#剖面流场速度分布图发现，螺旋桨安装角-1°状态的2#剖面速度分布与螺旋桨前伸状态的2#剖面速度分布基本一致。
再次，安装角-1°状态螺旋桨滑流在3#处的影响与基准位置的影响基本一致，说明滑流到达平尾前缘时已经受螺旋桨位置的影响不大了。
5 结论
结合螺旋桨不同位置处的滑流风洞试验数据与PIV试验结果，可以得到如下结论：
(1) 螺旋桨位置下沉后滑流对飞机的升阻特性产生了较为不利的影响，从风洞试验结果的升力曲线中可以发现明显的下移趋势，且随着下沉量的增加阻力系数略有增加；
(2) 螺旋桨位置前伸后滑流对飞机的升阻特性的有利影响较为明显，升力特性在失速迎角附近有明显的改善，前伸后滑流使得阻力系数减小。通过PIV试验得到的速度分布图像可以发现，螺旋桨前伸后短舱上表面气流加速明显，尤其是滑流推迟了襟翼附近气流的分离使得失速迎角附近的升力特性改善。螺旋桨位置的前伸造成了襟翼后缘气流旋转的周向速度略有降低；
(3) 螺旋桨安装角由正变负后滑流对飞机的升阻特性有一定程度的有利影响，升力系数曲线线性段的有利影响较为明显。通过短舱中心线剖面PIV结果可以发现短舱下表面流速降低。