大型水陸兩棲飛機側(cè)風(fēng)起降的滑流影響分析

鐘敏，華俊，鄭遂，白俊強，孫衛(wèi)平，黃領(lǐng)才

1. 中國航空研究院，北京 100012 2. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 3. 中航工業(yè)通用飛機有限責(zé)任公司，珠海 519030

渦輪螺旋槳動力系統(tǒng)以其優(yōu)良的中低速燃油經(jīng)濟性，為許多運輸飛機和通用飛機所采用[1-2]。螺旋槳滑流對下游部件如機身、機翼、增升裝置和尾翼的流動會產(chǎn)生較大的影響，螺旋槳滑流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)更會影響到飛機的偏航和滾轉(zhuǎn)特性[3]。出于發(fā)動機研制和飛機使用維護成本的考慮，雙發(fā)和多發(fā)渦槳飛機大都采用同向旋轉(zhuǎn)的發(fā)動機和螺旋槳，因此滑流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)不能相互平衡，這就要求在飛機設(shè)計中給與考慮。對于側(cè)風(fēng)起降、飛機側(cè)滑、滾轉(zhuǎn)等非對稱飛行狀態(tài)，滑流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)更加不容忽視。為此，空客A400M運輸機采用了每側(cè)兩臺對轉(zhuǎn)渦槳發(fā)動機來緩解這個問題[4]。

對于需要在海面和海島機場起降的大型水陸兩棲飛機AG600[5]，為降低機體入水載荷，提高抗浪性，需要更低的起降速度[6]，因此側(cè)風(fēng)的影響范圍擴大。為研究螺旋槳的滑流影響，設(shè)計部門進行了1:15縮比帶動力模型的風(fēng)洞試驗。在全機起降構(gòu)型帶地板大側(cè)風(fēng)試驗中發(fā)現(xiàn)，在復(fù)飛等螺旋槳拉力比較大的狀態(tài)，偏航力矩Cn在左側(cè)滑時出現(xiàn)了明顯的不穩(wěn)定現(xiàn)象。因為這種左右非對稱的不穩(wěn)定現(xiàn)象與拉力比有關(guān)，因此也與四發(fā)同向旋轉(zhuǎn)的螺旋槳滑流密切相關(guān)，設(shè)計中急需對該現(xiàn)象的產(chǎn)生原因和機理進行分析研究。

現(xiàn)代飛機研制首先采用計算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法在全尺寸飛行狀態(tài)及雷諾數(shù)(Re)下進行設(shè)計、評估和優(yōu)化，然后對選定的優(yōu)化布局進行風(fēng)洞試驗驗證。設(shè)計研究中發(fā)現(xiàn)，對已優(yōu)化的全尺寸飛機在風(fēng)洞試驗的縮比雷諾數(shù)下進行CFD計算或風(fēng)洞試驗預(yù)評估，流動細節(jié)和氣動特性就會有相應(yīng)改變。例如對于飛行雷諾數(shù)Re=20×106狀態(tài)下設(shè)計的馬赫數(shù)Ma=0.85高亞聲速公務(wù)機，在1∶22縮比模型風(fēng)洞試驗雷諾數(shù)Re=4.7×106下進行CFD計算，就會出現(xiàn)機翼后緣弱分離和發(fā)動機-機身掛架激波誘導(dǎo)分離的現(xiàn)象[7]。進一步的CFD與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)相關(guān)性問題研究表明，相比飛行狀態(tài)，模型在風(fēng)洞中的變形和支架干擾在高亞聲速時也都非常明顯，而且對機翼壓力分布等重要測量值是不易修正的[8-10]。在風(fēng)洞中模擬螺旋槳飛機，通常采用高功率電機或空氣馬達驅(qū)動螺旋槳[11]。對于大型水陸兩棲飛機，由于風(fēng)洞尺寸限制，低速模型縮比大都在1∶7.5～1∶15的范圍。為了達到所需的拉力比，螺旋槳轉(zhuǎn)速往往是真實飛行時的數(shù)倍或十余倍，加之雷諾數(shù)減小數(shù)倍或一個數(shù)量級，滑流影響的修正需要給予格外關(guān)注和研究。

鑒于風(fēng)洞試驗的雷諾數(shù)效應(yīng)和飛機研制進度的要求，設(shè)計部門提出了采用CFD方法進行滑流影響分析和真實飛機飛行狀態(tài)評估的需求，目的是探明風(fēng)洞試驗中問題的產(chǎn)生機理，研究全尺寸飛機在大側(cè)風(fēng)起降時的偏航力矩特性，保證首飛節(jié)點。

當(dāng)前飛機設(shè)計中可信度和實用性俱佳的CFD方法以求解雷諾平均Navier-Stokes(Reynolds Average Navier-Stokes,RANS)方程為主，其中螺旋槳數(shù)值計算又包括激勵盤、多重參考系(Multiple Reference Frame,MRF)和直接模擬旋轉(zhuǎn)螺旋槳的非定常滑移網(wǎng)格方法，其模擬的準(zhǔn)確程度和計算難度也相應(yīng)增加[12-15]，特別是非定常計算的計算量呈數(shù)量級增大，對計算軟件、計算網(wǎng)格和計算機平臺均提出了極大的挑戰(zhàn)。德國航空航天中心DLR對空客A400M采用的四發(fā)對轉(zhuǎn)螺旋槳進行了縱向特性的CFD非定常計算[16]，但對四發(fā)同向旋轉(zhuǎn)螺旋槳的橫向問題，必須同時考慮飛機對稱面左右的全流場，計算難度更大，國內(nèi)外現(xiàn)有飛機設(shè)計中實現(xiàn)的非定常算例不多。

為了分析螺旋滑流對飛機橫向氣動特性的影響，首先對滑流的計算流體力學(xué)方法開展了測評，經(jīng)過大量對比研究，發(fā)現(xiàn)通常的激勵盤和MRF方法不能很好地模擬螺旋槳飛機的橫向流動。因此，本研究采用了復(fù)雜程度更高的非定常計算方法，利用百萬億次高性能計算設(shè)施進行全機起降構(gòu)型帶動力的大規(guī)模并行計算，全機網(wǎng)格點達到1.5億。

第1階段先對風(fēng)洞試驗狀態(tài)下的模型進行了計算，突破了一系列技術(shù)瓶頸，實現(xiàn)了四發(fā)帶動力側(cè)風(fēng)起降及著陸復(fù)飛狀態(tài)非定常計算，再現(xiàn)了風(fēng)洞試驗現(xiàn)象，找出了偏航力矩非線性及失穩(wěn)現(xiàn)象產(chǎn)生的原因，揭示了風(fēng)洞中滑流和機體流動的干擾機理，也驗證了計算模型的準(zhǔn)確性。計算分析得出的滑流流動干擾現(xiàn)象也為后期風(fēng)洞試驗中的補充流譜觀察所證實。

第2階段進行了全尺寸飛機真實飛行狀態(tài)的非定常計算。對全機力和力矩系數(shù)、分部件力和力矩系數(shù)以及流場細節(jié)進行了全面分析，對比了飛行和風(fēng)洞不同雷諾數(shù)和螺旋槳轉(zhuǎn)數(shù)下滑流的干擾特性，證明風(fēng)洞試驗中的不穩(wěn)定流動因素在全尺寸飛行狀態(tài)下明顯弱化或消失。研究中進一步對全尺寸飛行狀態(tài)下滑流干擾的側(cè)風(fēng)影響范圍進行了評估，保證了飛機研制和首飛的重要節(jié)點。

1 計算模型和計算方法

1.1 計算構(gòu)型和計算網(wǎng)格

大型水陸兩棲飛機AG600總體布局采用船型體機身，上單翼，T型尾翼和安裝在機翼上的四發(fā)渦槳發(fā)動機；其船體機身前部具有抗浪裙和溢流縫，機翼外側(cè)吊裝有浮筒；起降構(gòu)型包含4片單縫下偏襟翼，起降和復(fù)飛狀態(tài)還要考慮模擬地面或水面的地板，因此計算構(gòu)型十分復(fù)雜(圖1)。

圖1 AG600 CFD計算構(gòu)型Fig.1 AG600 configuration for CFD simulation

為了使用可以較好地模擬螺旋槳產(chǎn)生的高旋度黏性流動的雷諾平均Navier-Stokes方程，生成了結(jié)構(gòu)化點搭接網(wǎng)格，最大網(wǎng)格量約為1.5億，每套網(wǎng)格均由靜止域網(wǎng)格和旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格組成。物面附近生成O型網(wǎng)格，附面層網(wǎng)格共33層，增長比率為1.2，第1層高度為0.001 mm，約為模型平均氣動弦長(MAC)的10-6(圖2)。

圖2 AG600全機和槳葉網(wǎng)格結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Schematic diagram of AG600 aircraft and blade mesh topology

1.2 計算方法

如前所述，基于RANS求解器的螺旋槳數(shù)值計算常有激勵盤、多重參考系(MRF)和直接模擬旋轉(zhuǎn)螺旋槳的非定?；凭W(wǎng)格等方法。對于需要考慮側(cè)風(fēng)的橫向流動問題，計算方法應(yīng)該能夠相對準(zhǔn)確地模擬出螺旋槳滑流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)和下游渦系的發(fā)展，即得出圖3所示的槳葉和槳尖渦系。

在常用的In-house和商用軟件中，ANSYS-CFX和Fluent軟件具有較強的旋轉(zhuǎn)機械模擬功能，同時對航空飛行器特別是起降速度范圍也有較好的適應(yīng)性。該軟件中同時具有針對螺旋槳的激勵盤、MRF和直接模擬旋轉(zhuǎn)螺旋槳的非定?；凭W(wǎng)格方法[17-18]。

圖3 飛行中的槳尖渦形態(tài)Fig.3 Shape of vortices on blade tip in flight

激勵盤方法根據(jù)螺旋槳的氣流動量變化，將螺旋槳近似成一個無厚度圓盤。真實螺旋槳槳葉不僅受到軸向的拉力還受到氣流的旋向阻力，在建立激勵盤模型時應(yīng)該考慮兩個方向的載荷分布。槳葉載荷具有非定常的周期性，但激勵盤載荷是不隨時間變化的，所以一些學(xué)者開始研究在一定周期內(nèi)建立載荷分布的對應(yīng)關(guān)系，力求在時均的意義下對槳盤的非定常旋轉(zhuǎn)特性給予考慮[19-20]。

MRF可認(rèn)為是一種準(zhǔn)定常方法，通過給槳盤區(qū)域一個與槳葉旋轉(zhuǎn)方向相反的速度，將非定常問題轉(zhuǎn)化為定常問題。槳盤以內(nèi)定義為旋轉(zhuǎn)域，槳盤以外定義為靜止域,旋轉(zhuǎn)域與靜止域之間通過將速度換成絕對速度的形式進行子域流場信息的交換(圖4(a))。對于以流向為主的縱向氣動特性研究，這種方法得到了較多的應(yīng)用[21-22]

非定常方法直接給槳葉賦予旋轉(zhuǎn)速度，可以更真實地模擬旋轉(zhuǎn)部件和靜止部件之間的相互作用。但求解非定常Navier-Stokes方程，對網(wǎng)格質(zhì)量和計算資源方面的要求比前兩者更高，計算耗時約為MRF方法的6～10倍(圖4(b))。

為更好地分析側(cè)風(fēng)下飛機的滑流非對稱影響，在上述分析和計算測試的基礎(chǔ)上，選用了非定常計算方法和SST(Shear Strain Transport)湍流模型。由于網(wǎng)格量大，計算資源需求量劇增，針對高性能計算機每個節(jié)點的內(nèi)存量，采用了數(shù)百核并行的算法，克服了眾多軟、硬件瓶頸，實現(xiàn)了AG600上億網(wǎng)格四發(fā)帶動力帶地板側(cè)風(fēng)起降狀態(tài)的非定常數(shù)值模擬，得出了圖3類型的滑流形態(tài)，如圖5所示。

圖4 MRF和非定常方法中旋轉(zhuǎn)邊界條件的設(shè)定Fig.4 Rotation boundary setting in MRF and unsteady methods

圖5 非定常計算結(jié)果中槳葉渦Fig.5 Blade vorticity results using unsteady methods

2 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ秃蜖顟B(tài)計算分析

2.1 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ秃驮囼灎顟B(tài)

確定了計算方法后,對圖1所示的AG600飛機1∶15風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ推鸾祹У匕鍢?gòu)型，采用圖2所示的多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進行了計算。計算狀態(tài):風(fēng)速為70 m/s，迎角α=7°,側(cè)滑角β=-25°～+20°。模型旋轉(zhuǎn)中心距地板高度與風(fēng)洞試驗相同,但地板尺度延伸到計算域邊界。對于復(fù)飛狀態(tài)，襟翼設(shè)為下偏45°，拉力系數(shù)為0.092,螺旋槳轉(zhuǎn)速為10 134 r/min,也與風(fēng)洞試驗相同。

對于每一個側(cè)滑角構(gòu)成的計算點，物理時間步長為4×10-5，單個物理時間步內(nèi)槳葉旋轉(zhuǎn)約2°，總時間步約5萬步，即螺旋槳滑流向下游流動至5個機身長度的位置。

計算結(jié)果顯示，全機升力、阻力和主要力矩系數(shù)均與風(fēng)洞試驗有著較好的一致性，特別是偏航力矩系數(shù)，在負側(cè)滑角較大時出現(xiàn)了曲線向不穩(wěn)定方向的轉(zhuǎn)折，而在正側(cè)滑時曲線基本是線性的，從而再現(xiàn)了試驗中出現(xiàn)的航向不穩(wěn)定現(xiàn)象。

2.2 產(chǎn)生不穩(wěn)定現(xiàn)象的流動機理

利用CFD方法流場信息豐富的優(yōu)勢，針對螺旋槳滑流產(chǎn)生的非對稱影響，進行了流動精細分析。

圖6 側(cè)滑角β=-16°時右外翼的分離現(xiàn)象Fig.6 Outboard right wing separation at β=-16°

圖6繪制的全機表面極限流線顯示，在側(cè)滑角β=-16°時，沿飛行方向看逆時針旋轉(zhuǎn)的螺旋槳滑流加強了右外翼的上洗，增大了當(dāng)?shù)赜?，造成了右外翼上表面較大的流動分離。因力臂較長，該分離產(chǎn)生的額外阻力造成偏航力矩向不穩(wěn)定方向增加。相比之下，在正側(cè)滑角范圍內(nèi)，例如β=16°時，由于左外螺旋槳滑流對左外翼產(chǎn)生下洗，計算顯示左外翼沒有發(fā)生分離，因此沒有對偏航力矩曲線的線性產(chǎn)生額外影響。

垂直尾翼(V-tail)是另一個與飛機偏航力矩密切相關(guān)的部件，計算流場分析顯示，在負側(cè)滑時，由于垂尾背鰭渦的旋轉(zhuǎn)方向與螺旋槳滑流中的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)正好相反，在側(cè)滑角較大時，背鰭渦在風(fēng)洞試驗雷諾數(shù)下破裂，造成垂尾背風(fēng)面流動向頂部聚集或分離，降低了垂尾效率，使得偏航力矩進一步向非穩(wěn)定方向偏移。圖7(b)顯示了β=-16°時垂尾背風(fēng)面的流動狀態(tài)，相比正側(cè)滑角β=16°時(圖7(a))，負側(cè)滑時背鰭渦的作用明顯消失。圖8所示的垂尾中部截面壓力分布給出了定量的分析，c為弦長,負側(cè)滑角β=-16°時垂尾產(chǎn)生的側(cè)力(紅線壓力分布Cp包圍的面積)，明顯小于正側(cè)滑角β=16°時垂尾的側(cè)力(黑線)。圖9繪制的渦量包絡(luò)面進一步顯示了上述流動現(xiàn)象，相比起正側(cè)滑角β=16°的渦面圖(圖9(a))，負側(cè)滑角β=-16°時，右機翼外翼的分離區(qū)和垂尾的背鰭渦破裂現(xiàn)象十分明顯(圖9(b))。

圖7 β=±16°時垂尾背風(fēng)面的流動形態(tài)Fig.7 Flow pattern of back wind side of V-tail at β=±16°

進一步在CFD結(jié)果中提取飛機各主要部件的力系數(shù)進行了部件力分析。圖10顯示了左右機翼的阻力系數(shù)CD和垂尾的側(cè)力系數(shù)CY隨側(cè)滑角的變化，可見在負側(cè)滑角較大時，右側(cè)外翼的分離造成了右側(cè)機翼的阻力明顯大于左側(cè)，而背鰭渦的破裂直接導(dǎo)致了垂尾側(cè)力系數(shù)的扭轉(zhuǎn)，進一步驗證了本節(jié)通過流動細節(jié)進行的滑流影響機理分析。

圖8 β=±16°時垂尾中部截面壓力分布Fig.8 Cp distributions of mid-section of V-tail at β=±16°

圖9 側(cè)滑角β=±16°的渦量包絡(luò)面圖Fig.9 Vorticity iso-surface at β=±16°

圖10 部件阻力和側(cè)力系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線Fig.10 Variation curves of component CD and CY with β

2.3 風(fēng)洞試驗對計算和分析結(jié)果的驗證

為了驗證本文的非定常計算和流動機理分析，在計算分析任務(wù)完成后的另一期帶動力風(fēng)洞試驗中安排了熒光絲線流譜觀察，以期對螺旋槳滑流影響進行流動形態(tài)研究。圖11顯示了負側(cè)滑角β=-16°時，右機翼外翼的泡形分離區(qū)，與CFD分析的結(jié)果十分吻合。圖12是正負側(cè)滑角時，垂尾背風(fēng)面的流動圖像?？梢娬齻?cè)滑角β=16°時，垂尾背鰭渦存在，流動沒有分離；負側(cè)滑角β=-16°時，背鰭渦作用喪失，也與前節(jié)基于非定常CFD分析的結(jié)果一致。

后續(xù)風(fēng)洞試驗中補充進行的流譜觀察證明了本節(jié)對風(fēng)洞試驗狀態(tài)下螺旋槳滑流非對稱影響的分析，也驗證了本文非定常數(shù)值計算的有效性。

圖11 β=-16°時右外翼分離現(xiàn)象的風(fēng)洞流譜觀察Fig.11 Wind tunnel tuft flow observation of right wing separation at β=-16°

圖12 β=±16°時垂尾背風(fēng)面的熒光絲線流動圖譜Fig.12 Fluorescence filament tuftflow pattern of V-tail back wind side at β=±16°

3 全尺寸飛機飛行狀態(tài)計算

3.1 飛行狀態(tài)

為了進一步研究滑流和側(cè)滑對全尺寸飛機飛行性能的影響，確保飛行安全，采用同樣的非定常計算方法對AG600飛機1∶1真實外形起降狀態(tài)進行了大規(guī)模數(shù)值模擬。計算側(cè)滑角范圍由-25°～0°；地板尺寸仍然延伸到計算域邊界以更好地模擬地面或水面。復(fù)飛狀態(tài)的襟翼下偏45°，拉力系數(shù)仍為0.092,但是螺旋槳轉(zhuǎn)速為1 075 r/min，與真實飛行轉(zhuǎn)速相同。

首先根據(jù)全尺寸飛機的雷諾數(shù)和螺旋槳轉(zhuǎn)速對前述多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進行了修改，使其第1層網(wǎng)格高度Y+和計算穩(wěn)定性更加適應(yīng)。同樣解決了由于計算對象的尺度和雷諾數(shù)增大帶來的一系列計算問題，完成了全尺寸飛機不同偏航角下起降構(gòu)型的非定常流動計算。

3.2 起降偏航穩(wěn)定性分析

計算結(jié)果顯示，全尺寸飛機起降狀態(tài)下的偏航力矩穩(wěn)定性大幅提高，對于復(fù)飛狀態(tài)，在整個負側(cè)滑角范圍內(nèi)，偏航力矩曲線沒有出現(xiàn)不穩(wěn)定現(xiàn)象，力矩斜率在大部分范圍內(nèi)保持線性，出現(xiàn)斜率減小的側(cè)滑角比風(fēng)洞試驗狀態(tài)增加了約一倍，如圖13所示，表明飛機可以在抗側(cè)風(fēng)的技術(shù)要求下安全飛行。

對CFD計算結(jié)果的流動機理分析顯示，由于飛行雷諾數(shù)的提高和螺旋槳轉(zhuǎn)速的減小，全尺寸飛機起降狀態(tài)螺旋槳滑流中的渦量強度較風(fēng)洞試驗狀態(tài)明顯減小，因而對機翼和尾翼流動的影響也明顯降低，風(fēng)洞試驗中出現(xiàn)的右外翼分離和背鰭渦破裂現(xiàn)象均得以消失。圖14給出了試驗狀態(tài)和飛行狀態(tài)下同強度渦量包絡(luò)面和同影響區(qū)域渦量包絡(luò)面的對比圖，可見全尺寸飛機只有槳尖附近的渦量強度(圖14(a))與風(fēng)洞模型試驗的主要滑流影響區(qū)強度相當(dāng)(圖14(b))。圖14(c)繪制了全尺寸飛機與風(fēng)洞試驗滑流影響范圍大小相當(dāng)?shù)臏u量包絡(luò)圖，可見全尺寸飛機滑流中的渦量強度比風(fēng)洞試驗中約小一個數(shù)量級。同時可以看出，風(fēng)洞試驗狀態(tài)下每個螺旋槳滑流的影響區(qū)以更加整體的形態(tài)流過機翼，而飛行狀態(tài)的滑流更趨于以單個槳尖渦的形式零散化的向下游發(fā)展。因此，全尺寸飛機螺旋槳滑流的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)對下游部件的影響比風(fēng)洞試驗狀態(tài)下明顯減小，側(cè)風(fēng)飛行穩(wěn)定性大幅提升。

圖13 計算和試驗偏航力矩示意圖Fig.13 Schematic of yaw moment in CFD and test

圖14 飛行和風(fēng)洞試驗狀態(tài)下滑流的渦強度對比Fig.14 Comparison of vorticity strength in flight with wind tunnel test conditions

4 不同雷諾數(shù)和轉(zhuǎn)速下的滑流影響

對于本文涉及的側(cè)風(fēng)狀態(tài)下帶動力模型風(fēng)洞試驗結(jié)果和全尺寸飛機飛行狀態(tài)之間的相互關(guān)系，由于雷諾數(shù)和螺旋槳轉(zhuǎn)數(shù)不同引起的干擾程度的差異，在型號研制階段和真實飛行數(shù)據(jù)獲得之前，始終是飛機設(shè)計的一個關(guān)注重點。合適的CFD方法和有效的工程應(yīng)用可望在這個階段發(fā)揮更積極的作用。

為此本文依據(jù)大量的CFD非定常計算結(jié)果進一步對AG600飛機1∶15模型風(fēng)洞試驗狀態(tài)和全尺寸飛行狀態(tài)螺旋槳滑流的影響差別進行了分析。

圖15為β=-16°時模型風(fēng)洞試驗狀態(tài)和全尺寸飛行狀態(tài)機翼上表面極限流線分布圖，可見在飛行狀態(tài)下沒有出現(xiàn)風(fēng)洞試驗中的右外翼分離現(xiàn)象。圖16進一步給出了該狀態(tài)下機翼弦向中部截面的渦量分布圖，可見飛行狀態(tài)下右外翼沒有分離。同時，因為兩個狀態(tài)的渦量圖采用了同一個尺度范圍，進一步說明在飛行雷諾數(shù)和轉(zhuǎn)速下，滑流中的渦量強度遠小于風(fēng)洞試驗。圖17為全尺寸飛機展向位置y=13.5 m的右外翼分離區(qū)的翼剖面壓力分布對比，可見在飛行狀態(tài)外翼沒有分離(藍線)，而在風(fēng)洞試驗狀態(tài)，該機翼剖面(相當(dāng)于模型的y=0.9 m)由20%弦長起就已經(jīng)分離(紅線)。

采用同樣方法針對不同狀態(tài)下螺旋槳滑流對尾翼的影響進行了分析。圖18為β=-16°時模型風(fēng)洞試驗狀態(tài)和全尺寸飛行狀態(tài)飛機背風(fēng)側(cè)的渦量包絡(luò)面，可見在風(fēng)洞試驗狀態(tài)下垂尾背風(fēng)面的背鰭渦已經(jīng)破裂，而飛行狀態(tài)下背鰭渦依然有效。圖19進一步給出了該狀態(tài)下背鰭與垂尾相交截面的渦量分布圖，可見風(fēng)洞試驗狀態(tài)下背鰭和垂尾的背風(fēng)面有很大的分離區(qū)，而飛行狀態(tài)下背鰭渦明顯存在。圖20是垂尾中部剖面的壓力分布對比，可見在飛行狀態(tài)垂尾的有效側(cè)力(藍線所示壓力分布包圍的面積)明顯大于風(fēng)洞試驗狀態(tài)(紅線)。

圖15 β=-16°時模型和全尺寸飛機右外翼分離的對比Fig.15 Comparison of right wing separation at β=-16° between model and full scale aircraft

圖16 β=-16°時機翼截面的渦量分布對比Fig.16 Comparison of wing cross-section vorticity contours at β=-16°

圖17 β=-16°時右外翼翼剖面的壓力分布對比Fig.17 Comparison of right wing section Cp at β=-16°

圖18 β=-16°時飛機背風(fēng)面渦量包絡(luò)面對比Fig.18 Comparison of vorticity iso-surface at β=-16°

圖19 β=-16°時垂尾截面的渦量分布對比Fig.19 Comparison of V-tail cross-section vorticity contours at β=-16°

圖20 β=-16°時垂尾中部剖面的壓力分布對比Fig.20 Comparison of V-tail middle section Cp at β=-16°

5 結(jié) 論

1) 非定常計算結(jié)果能夠再現(xiàn)縮比帶動力模型風(fēng)洞試驗中偏航力矩出現(xiàn)的非對稱不穩(wěn)定現(xiàn)象。流場分析表明該現(xiàn)象產(chǎn)生的原因主要是螺旋槳滑流在負側(cè)滑角時引起右外翼分離和背鰭渦破裂。這些分析結(jié)果也為后續(xù)風(fēng)洞試驗的流譜觀察所證實。

2) 計算表明，全尺寸飛機起降狀態(tài)下的偏航力矩穩(wěn)定性大幅提高，對于復(fù)飛狀態(tài)，在負側(cè)滑角范圍內(nèi)，偏航力矩曲線沒有出現(xiàn)不穩(wěn)定現(xiàn)象，出現(xiàn)斜率減小的側(cè)滑角比風(fēng)洞試驗狀態(tài)增加了約一倍。此結(jié)果也為AG600飛機在有側(cè)風(fēng)環(huán)境下的飛行試驗所證實。

3) 根據(jù)CFD計算進行的流動對比分析顯示，由于飛行雷諾數(shù)的提高增強了流動對抗分離的能力，以及螺旋槳真實轉(zhuǎn)速較低減弱了滑流中的旋渦強度，全尺寸飛機側(cè)風(fēng)起降狀態(tài)螺旋槳滑流對下游部件的影響較風(fēng)洞試驗狀態(tài)明顯減小，風(fēng)洞試驗中出現(xiàn)的右外翼分離和背鰭渦破裂現(xiàn)象因而得以消失。

4) 由于雷諾數(shù)和螺旋槳轉(zhuǎn)數(shù)不同引起的干擾程度差異，對于側(cè)風(fēng)狀態(tài)下帶動力模型風(fēng)洞試驗結(jié)果向全尺寸飛機飛行狀態(tài)的修正仍需深入研究。合適的CFD方法和有效的工程應(yīng)用有助于建立風(fēng)洞試驗與飛行狀態(tài)之間的相互關(guān)系。

致 謝

本項大規(guī)模計算分析研究得到航空工業(yè)、中國航空研究院，航空工業(yè)通飛公司主要領(lǐng)導(dǎo)的部署與支持。作者還要特別感謝航空工業(yè)AG600項目主管冷毅勛，中國航空研究院馬征、羅延延、白香君和西北工業(yè)大學(xué)邱亞松的支持與合作。