0 引言

螺旋桨发动机是载人航空初期的主要动力系统，直至二战结束，主要的固定翼飞机均为螺旋桨飞机。其后由于飞行速度的提高，军/民用航空进入了涡喷和涡扇动力时代，但在飞行M数低于0.6的低速范围内，螺旋桨动力由于推力大、油耗低等优点仍得到了广泛运用，其范例包括经典的C-130系列、国产运7、运8、运12以及最新的A-400M、V-22倾转旋翼机等。

螺旋桨气动特性的理论研究起源于19世纪，经历了动量理论、叶素理论、涡流理论和计算流体力学(CFD)等主要阶段^{[1, 2]}，螺旋桨与机翼之间的相互干扰研究历程与之相似。单独螺旋桨流场的主要特点是使通过桨盘的气流加速、旋转，当螺旋桨前进速度为0时滑流直径将收缩为桨盘直径的0.816至0.92倍，而安装到飞机后在正常飞行速度时滑流直径与桨盘直径相当，在几个桨盘直径后方滑流大致以15度的角度扩张。螺旋桨安装至机翼后二者之间存在相互干扰作用，一方面螺旋桨滑流使机翼局部速压增加并附加有旋转速度分量，另一方面机翼的上洗效应使螺旋桨的有效迎角增加，法向力随之增加，总的结果是二者组合的升力特性大于单独部件升力之和^[3]。线性段的带滑流效应升力特性可由动量理论进行估算，文献^[4]指出有滑流状态下的最大升力系数需要考虑滑流导致的失速迎角推迟效应，还将进一步增加。

螺旋桨与飞机的相互干扰可以通过计算和实验两类手段来进行研究。滑流影响的计算分析方法包括涡格法^{[5, 6]}和求解Euler/N-S方程方法两大类，其中后者对螺旋桨效应的模拟主要有激励盘(等效盘)^{[7, 8, 9, 10]}和多参考系滑移网格^{[11, 12, 13, 14]}两种，上述研究结果表明计算方法可以对滑流影响的趋势和流场基本特征提供有意义的参考，但Veldhuis的对比表明CFD获得的气动力与风洞实验数据的差异相对涡格法并无缩小^[2]。带动力风洞实验则具有相对较高的精度以及对真实流态的模拟能力，赵学训、李征初和Catalano分别采用测压和流场测量等方法对飞机滑流影响区的压力分布特性、空间流场和附面层特性进行了研究^{[15, 16, 17]}；Russell、Gentry、Petrov和唐克兵对带动力的气动力和力矩特性进行了实验研究^{[18, 19, 20, 21]}；李尚斌研究了螺旋桨与飞机分别独立支撑的滑流影响实验，获得了纯滑流的气动力影响量^[22]；欧阳绍修研究了单体及安装于飞机上的螺旋桨法向力特性^[23]。

上述动力影响风洞实验对于螺旋桨飞机的设计实践和具体应用还存在一定盲区：第一是多数没有对螺旋桨直接力(如拉力、扭矩、法向力等)和滑流影响进行独立测量，其中滑流影响量一般按照间接模拟法原理模拟滑流效应，但直接力和力矩与真实飞机一般不相似，导致对飞机带动力气动特性评估的误差；第二是滑流带来的C_Lmax收益与适航规范和实际飞行状态脱节，难以直接应用于飞机设计，例如AN-10飞机带动力C_Lmax可达5.4，AN-70的C_Lmax甚至达到7^[24]，但各种军民用飞机规范对失速条件下的动力系统状态均有严格规定，失速试飞的动力系统状态与实验条件并不对应。

本文采用了一种多天平测力和法向力模拟风洞实验方法，实现了螺旋桨滑流影响与直接力影响的独立测量，经修正后二者均满足相似条件。同时根据民机适航规范要求，确定了失速试飞条件下的滑流强度进而获得了可应用于飞机设计使用的带动力C_Lmax数据，从而挖掘了螺旋桨飞机的低速性能潜力。

螺旋桨滑流效应的强弱可以由滑流强度B来衡量，其计算公式为：

螺旋桨飞机失速试飞时往往要求发动机在小功率状态，但由于此时飞行速度也较低，拉力相对较大，最终仍可能产生一定的拉力和滑流强度。以下结合民机适航规定对失速试飞时的滑流强度进行分析。

CCAR-25-R4的25.103条规定失速速度试飞条件是“发动机慢车，或者如果产生的推力导致失速速度明显下降，在此失速速度时不超过零推力”，25.201条规定失速演示应在“无动力”状态进行。CCAR-23的规定与CCAR-25类似^{[25, 26]}。规范中“慢车”、“零推力”和“无动力”的规定意图是避免过大的动力增升效应带来失速速度显著降低的冒进结果，保证飞行安全。应用于某四发涡桨飞机时从安全角度考虑不可能进行无动力失速试飞，在设计的各个飞行阶段临界发动机停车后至少须保证2至3台发动机工作，因此应当采用发动机最小功率稳定工作的慢车条件作为失速特性的考核点。根据某型机发动机数据计算得到失速试飞状态的滑流强度见表 1，可见发动机慢车时仍产生了0.08~0.1的滑流强度。

根据前文分析,螺旋桨飞机在失速试飞时是保持(多发)螺旋桨以较小功率工作的,因此实际升力应包含4部分贡献,即全机无动力升力、滑流增量(动力间接影响)、螺旋桨法向力和拉力(动力直接影响),示意图见图 1。图中无动力升力定义为不考虑动力影响的升力,滑流产生的升力是指螺旋桨后气流动能增加带来的飞机升力增加量,二者均为风轴系;螺旋桨拉力定义为体轴中向前的驱动力,法向力与拉力垂直,拉力和法向力均有升力方向的分量。上述4部分作用在升力方向上的和即为飞机的带动力升力,因此C_Lmax也应考虑这些影响。

图 1 螺旋桨飞机升力的构成Fig. 1 Breakdown of the lift of propeller driven aircraft

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全机无动力升力可由实验或计算方法获得，螺旋桨拉力在升力方向的分量可由发动机数据获取，量值一般较小。螺旋桨滑流增量与法向力可通过带动力风洞实验来获取，其主要难点是滑流影响量通常采用间接模拟法来模拟滑流效果，此时螺旋桨的法向力与真实飞机一般是不相似的，若不将滑流与直接力单独测量则会在结果中引入系统误差。

飞机滑流影响风洞实验采用了固定拉力系数的间接模拟法，通过选择4-5个涵盖实际飞机拉力系数范围的状态点进行动力影响实验，模拟相似参数兼顾了拉力系数、扭矩系数和前进比与实际状态的一致性以满足螺旋桨绕流特性的相似。为解决滑流与直接力单独测量的难题，采用了多天平带动力实验技术，即每套电机与螺旋桨组成的动力系统与飞机模型不直接接触，该系统的力和力矩通过电机天平再传递至飞机模型，最后在全机气动力读数中扣除所有电机天平的读数，可以得到“纯滑流”影响下的飞机气动特性，电机模型示意图见图 2。螺旋桨直接力主要包括拉力和法向力两部份,其中拉力由发动机厂家直接提供，法向力则采用直接模拟桨叶角、前进比并考虑与飞机之间相互干扰影响的实验方法获得，其详细原理可参见相关文献^[23]。

图 2 风洞实验的电机螺旋桨Fig. 2 Electrical propeller used in the wind tunnel test

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本文的带动力风洞实验方法在中国空气动力研究与发展中心低速所的8 m×6 m风洞完成了验证，实验模型见图 3。8 m×6 m风洞是一座直流式、闭口、串列双实验段的大型风洞，本文使用的实验段宽8 m、高6 m、长15 m、有效截面积47.4 m²，常用风速20 m/s至85 m/s。螺旋桨动力系统主要由60 kW无刷电机、无刷直流电动机调速装置、操作控制台和冷却水系统组成，电机额定功率为60 kW。

图 3 带动力风洞实验模型Fig. 3 Model of the powered wind tunnel test

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从图片可见带动力飞机实验模型将电机内置于发房内，相应的驱动、散热、控制等管线全部布置在机翼内部，最大限度地避免了对气动外形的破坏，保证了实验效果。

气动力测试采用了5台盒式六分量应变天平分别测量全机和四台电机的气动力,主天平、小天平法向力设计载荷分别为25 000 N、1 600 N,静态校准天平性能参数的测量不确定度不超过0.05%,准确度 误差不超过0.2%;轴向力设计载荷分别为8 000 N、 1500 N,测量不确定度不超过0.08%,准确度误差不超过0.2%,满足GJB 2244A-2011指标和动力影响 实验的精度要求。风洞实验的Re数为1.6×10⁶,动 力系统实现的滑流强度最大为2.2。

某型机巡航、起飞、着陆构型在纯滑流影响下的升力曲线见图 4～图 6。从升力曲线可见滑流使飞机升力线斜率、C_Lmax均增加，增量正比于滑流强度。巡航构型时不同滑流强度的零升迎角基本相等，可见对单段翼型剖面的机翼而言滑流增升的机理主要是增加了滑流影响区域内的速压，区域内机翼翼段的净升力增加，除以无动力参考面积后得到了增加的升力系数。某型机由于采用了4台涡桨发动机，滑流吹洗面积达到毛机翼面积的50%，因此在较小的滑流强度下也有可观的升力增量。滑流对非线性段升力和C_Lmax的贡献进一步增加，失速迎角推迟约1°～2°，此现象主要与较大迎角下机翼上翼面受到加速气流吹洗，附面层内气流能量增加，气流分离推迟有关。

图 4 巡航构型的带动力升力特性(扣除螺旋桨直接力)Fig. 4 Lift curves of cruise configuration with powered propeller (direct force of propeller subtracted)

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图 5 起飞构型的带动力升力特性(扣除螺旋桨直接力)Fig. 5 Lift curves of takeoff configuration with powered propeller (direct force of propeller subtracted)

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图 6 着陆构型的带动力升力特性(扣除螺旋桨直接力)Fig. 6 Lift curves of landing configuration with powered propeller (direct force of propeller subtracted)

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放襟翼条件下滑流的增升效应更为显著,其主要 原因是襟翼几乎都位于滑流影响区,对滑流的响应也更为敏感。在起飞大拉力条件下滑流增升带来的C_Lmax增量可达到与无动力C_Lmax相当的量级,从而具有大幅降低离地速度的潜力。着陆构型由于襟翼偏度和后退量最大,在同等滑流强度下增升最为显著,在前文计算得到的发动机慢车时B=0.1的条件下C_Lmax也有明显的增加。

不同襟翼下滑流效应产生的C_Lmax增量见图 7，可见ΔC_Lmax～B变化曲线呈单调递增的趋势，随着B的增加增速变缓。在图中标示出了起飞、巡航和着陆发动机慢车失速试飞点，可见失速试飞时滑流带来的ΔC_Lmax远小于动力增升的能力边界，但仍具有较可观的量值，在飞机设计中考虑这一因素可以更加准确地评估飞机的失速特性。

图 7 滑流产生的CLmax增量Fig. 7 CLmax increment due to slipstream

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考虑全机无动力、滑流、拉力和法向力全部作用 后的C_Lmax总量见图 8。拉力分量的贡献是直接将发 动机慢车状态的拉力无量纲化后得到的。法向力根 据文献^[23]的原理和方法按照相似准则测量修正得到。无动力数据根据风洞实验结果修正后得到。从各组成部分来看飞机无动力状态固有的C_Lmax仍是带 动力C_Lmax的主要贡献因素,各构型条件下拉力和法 向力贡献量基本相当,滑流贡献量随襟翼偏度增加而增加。总的动力影响使各襟翼C_Lmax均有8%~9%的增长,考虑此影响后在飞机设计初期选择翼载时可提高相应比例,从而起到降低机翼面积,降低飞机重量并提升效能的作用。

图 8 不同构型的CLmax分解Fig. 8 CLmax breakdown of different configuration

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本文根据适航规定和某型机飞行时动力系统的实际工作状态，在发动机慢车状态获取了更加符合真实情况的飞机C_Lmax。通过将动力影响量分解为滑流、法向力和拉力分量并采用改进的风洞实验方法进行相似模拟，定量测定表明滑流可使各襟翼失速点的C_Lmax增加约8%~9%。通过对比某4发涡桨飞机试飞反推的C_Lmax与风洞实验修正值，表明通过合理的相关性修正，二者的差异可控制在±0.04以内，相对比例不超过±2%，吻合良好。本文的研究方法有效挖掘了螺旋桨飞机的低速性能潜力，提升了飞机效能，可以为螺旋桨飞机总体气动布局设计提供重要参考。