大型水陆两栖飞机侧风起降的滑流影响分析

钟敏，华俊，郑遂，白俊强，孙卫平，黄领才

1. 中国航空研究院，北京 100012 2. 西北工业大学 航空学院，西安 710072 3. 中航工业通用飞机有限责任公司，珠海 519030

涡轮螺旋桨动力系统以其优良的中低速燃油经济性，为许多运输飞机和通用飞机所采用[1-2]。螺旋桨滑流对下游部件如机身、机翼、增升装置和尾翼的流动会产生较大的影响，螺旋桨滑流的旋转效应更会影响到飞机的偏航和滚转特性[3]。出于发动机研制和飞机使用维护成本的考虑，双发和多发涡桨飞机大都采用同向旋转的发动机和螺旋桨，因此滑流的旋转效应不能相互平衡，这就要求在飞机设计中给与考虑。对于侧风起降、飞机侧滑、滚转等非对称飞行状态，滑流的旋转效应更加不容忽视。为此，空客A400M运输机采用了每侧两台对转涡桨发动机来缓解这个问题[4]。

对于需要在海面和海岛机场起降的大型水陆两栖飞机AG600[5]，为降低机体入水载荷，提高抗浪性，需要更低的起降速度[6]，因此侧风的影响范围扩大。为研究螺旋桨的滑流影响，设计部门进行了1:15缩比带动力模型的风洞试验。在全机起降构型带地板大侧风试验中发现，在复飞等螺旋桨拉力比较大的状态，偏航力矩Cn在左侧滑时出现了明显的不稳定现象。因为这种左右非对称的不稳定现象与拉力比有关，因此也与四发同向旋转的螺旋桨滑流密切相关，设计中急需对该现象的产生原因和机理进行分析研究。

现代飞机研制首先采用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法在全尺寸飞行状态及雷诺数(Re)下进行设计、评估和优化，然后对选定的优化布局进行风洞试验验证。设计研究中发现，对已优化的全尺寸飞机在风洞试验的缩比雷诺数下进行CFD计算或风洞试验预评估，流动细节和气动特性就会有相应改变。例如对于飞行雷诺数Re=20×106状态下设计的马赫数Ma=0.85高亚声速公务机，在1∶22缩比模型风洞试验雷诺数Re=4.7×106下进行CFD计算，就会出现机翼后缘弱分离和发动机-机身挂架激波诱导分离的现象[7]。进一步的CFD与风洞试验数据相关性问题研究表明，相比飞行状态，模型在风洞中的变形和支架干扰在高亚声速时也都非常明显，而且对机翼压力分布等重要测量值是不易修正的[8-10]。在风洞中模拟螺旋桨飞机，通常采用高功率电机或空气马达驱动螺旋桨[11]。对于大型水陆两栖飞机，由于风洞尺寸限制，低速模型缩比大都在1∶7.5～1∶15的范围。为了达到所需的拉力比，螺旋桨转速往往是真实飞行时的数倍或十余倍，加之雷诺数减小数倍或一个数量级，滑流影响的修正需要给予格外关注和研究。

鉴于风洞试验的雷诺数效应和飞机研制进度的要求，设计部门提出了采用CFD方法进行滑流影响分析和真实飞机飞行状态评估的需求，目的是探明风洞试验中问题的产生机理，研究全尺寸飞机在大侧风起降时的偏航力矩特性，保证首飞节点。

当前飞机设计中可信度和实用性俱佳的CFD方法以求解雷诺平均Navier-Stokes(Reynolds Average Navier-Stokes,RANS)方程为主，其中螺旋桨数值计算又包括激励盘、多重参考系(Multiple Reference Frame,MRF)和直接模拟旋转螺旋桨的非定常滑移网格方法，其模拟的准确程度和计算难度也相应增加[12-15]，特别是非定常计算的计算量呈数量级增大，对计算软件、计算网格和计算机平台均提出了极大的挑战。德国航空航天中心DLR对空客A400M采用的四发对转螺旋桨进行了纵向特性的CFD非定常计算[16]，但对四发同向旋转螺旋桨的横向问题，必须同时考虑飞机对称面左右的全流场，计算难度更大，国内外现有飞机设计中实现的非定常算例不多。

为了分析螺旋滑流对飞机横向气动特性的影响，首先对滑流的计算流体力学方法开展了测评，经过大量对比研究，发现通常的激励盘和MRF方法不能很好地模拟螺旋桨飞机的横向流动。因此，本研究采用了复杂程度更高的非定常计算方法，利用百万亿次高性能计算设施进行全机起降构型带动力的大规模并行计算，全机网格点达到1.5亿。

第1阶段先对风洞试验状态下的模型进行了计算，突破了一系列技术瓶颈，实现了四发带动力侧风起降及着陆复飞状态非定常计算，再现了风洞试验现象，找出了偏航力矩非线性及失稳现象产生的原因，揭示了风洞中滑流和机体流动的干扰机理，也验证了计算模型的准确性。计算分析得出的滑流流动干扰现象也为后期风洞试验中的补充流谱观察所证实。

第2阶段进行了全尺寸飞机真实飞行状态的非定常计算。对全机力和力矩系数、分部件力和力矩系数以及流场细节进行了全面分析，对比了飞行和风洞不同雷诺数和螺旋桨转数下滑流的干扰特性，证明风洞试验中的不稳定流动因素在全尺寸飞行状态下明显弱化或消失。研究中进一步对全尺寸飞行状态下滑流干扰的侧风影响范围进行了评估，保证了飞机研制和首飞的重要节点。

1 计算模型和计算方法

1.1 计算构型和计算网格

大型水陆两栖飞机AG600总体布局采用船型体机身，上单翼，T型尾翼和安装在机翼上的四发涡桨发动机；其船体机身前部具有抗浪裙和溢流缝，机翼外侧吊装有浮筒；起降构型包含4片单缝下偏襟翼，起降和复飞状态还要考虑模拟地面或水面的地板，因此计算构型十分复杂(图1)。

图1 AG600 CFD计算构型Fig.1 AG600 configuration for CFD simulation

为了使用可以较好地模拟螺旋桨产生的高旋度黏性流动的雷诺平均Navier-Stokes方程，生成了结构化点搭接网格，最大网格量约为1.5亿，每套网格均由静止域网格和旋转域网格组成。物面附近生成O型网格，附面层网格共33层，增长比率为1.2，第1层高度为0.001 mm，约为模型平均气动弦长(MAC)的10-6(图2)。

图2 AG600全机和桨叶网格结构示意图Fig.2 Schematic diagram of AG600 aircraft and blade mesh topology

1.2 计算方法

如前所述，基于RANS求解器的螺旋桨数值计算常有激励盘、多重参考系(MRF)和直接模拟旋转螺旋桨的非定常滑移网格等方法。对于需要考虑侧风的横向流动问题，计算方法应该能够相对准确地模拟出螺旋桨滑流的旋转效应和下游涡系的发展，即得出图3所示的桨叶和桨尖涡系。

在常用的In-house和商用软件中，ANSYS-CFX和Fluent软件具有较强的旋转机械模拟功能，同时对航空飞行器特别是起降速度范围也有较好的适应性。该软件中同时具有针对螺旋桨的激励盘、MRF和直接模拟旋转螺旋桨的非定常滑移网格方法[17-18]。

图3 飞行中的桨尖涡形态Fig.3 Shape of vortices on blade tip in flight

激励盘方法根据螺旋桨的气流动量变化，将螺旋桨近似成一个无厚度圆盘。真实螺旋桨桨叶不仅受到轴向的拉力还受到气流的旋向阻力，在建立激励盘模型时应该考虑两个方向的载荷分布。桨叶载荷具有非定常的周期性，但激励盘载荷是不随时间变化的，所以一些学者开始研究在一定周期内建立载荷分布的对应关系，力求在时均的意义下对桨盘的非定常旋转特性给予考虑[19-20]。

MRF可认为是一种准定常方法，通过给桨盘区域一个与桨叶旋转方向相反的速度，将非定常问题转化为定常问题。桨盘以内定义为旋转域，桨盘以外定义为静止域,旋转域与静止域之间通过将速度换成绝对速度的形式进行子域流场信息的交换(图4(a))。对于以流向为主的纵向气动特性研究，这种方法得到了较多的应用[21-22]

非定常方法直接给桨叶赋予旋转速度，可以更真实地模拟旋转部件和静止部件之间的相互作用。但求解非定常Navier-Stokes方程，对网格质量和计算资源方面的要求比前两者更高，计算耗时约为MRF方法的6～10倍(图4(b))。

为更好地分析侧风下飞机的滑流非对称影响，在上述分析和计算测试的基础上，选用了非定常计算方法和SST(Shear Strain Transport)湍流模型。由于网格量大，计算资源需求量剧增，针对高性能计算机每个节点的内存量，采用了数百核并行的算法，克服了众多软、硬件瓶颈，实现了AG600上亿网格四发带动力带地板侧风起降状态的非定常数值模拟，得出了图3类型的滑流形态，如图5所示。

图4 MRF和非定常方法中旋转边界条件的设定Fig.4 Rotation boundary setting in MRF and unsteady methods

图5 非定常计算结果中桨叶涡Fig.5 Blade vorticity results using unsteady methods

2 风洞试验模型和状态计算分析

2.1 风洞试验模型和试验状态

确定了计算方法后,对图1所示的AG600飞机1∶15风洞试验模型起降带地板构型，采用图2所示的多块结构网格进行了计算。计算状态:风速为70 m/s，迎角α=7°,侧滑角β=-25°～+20°。模型旋转中心距地板高度与风洞试验相同,但地板尺度延伸到计算域边界。对于复飞状态，襟翼设为下偏45°，拉力系数为0.092,螺旋桨转速为10 134 r/min,也与风洞试验相同。

对于每一个侧滑角构成的计算点，物理时间步长为4×10-5，单个物理时间步内桨叶旋转约2°，总时间步约5万步，即螺旋桨滑流向下游流动至5个机身长度的位置。

计算结果显示，全机升力、阻力和主要力矩系数均与风洞试验有着较好的一致性，特别是偏航力矩系数，在负侧滑角较大时出现了曲线向不稳定方向的转折，而在正侧滑时曲线基本是线性的，从而再现了试验中出现的航向不稳定现象。

2.2 产生不稳定现象的流动机理

利用CFD方法流场信息丰富的优势，针对螺旋桨滑流产生的非对称影响，进行了流动精细分析。

图6 侧滑角β=-16°时右外翼的分离现象Fig.6 Outboard right wing separation at β=-16°

图6绘制的全机表面极限流线显示，在侧滑角β=-16°时，沿飞行方向看逆时针旋转的螺旋桨滑流加强了右外翼的上洗，增大了当地迎角，造成了右外翼上表面较大的流动分离。因力臂较长，该分离产生的额外阻力造成偏航力矩向不稳定方向增加。相比之下，在正侧滑角范围内，例如β=16°时，由于左外螺旋桨滑流对左外翼产生下洗，计算显示左外翼没有发生分离，因此没有对偏航力矩曲线的线性产生额外影响。

垂直尾翼(V-tail)是另一个与飞机偏航力矩密切相关的部件，计算流场分析显示，在负侧滑时，由于垂尾背鳍涡的旋转方向与螺旋桨滑流中的旋转效应正好相反，在侧滑角较大时，背鳍涡在风洞试验雷诺数下破裂，造成垂尾背风面流动向顶部聚集或分离，降低了垂尾效率，使得偏航力矩进一步向非稳定方向偏移。图7(b)显示了β=-16°时垂尾背风面的流动状态，相比正侧滑角β=16°时(图7(a))，负侧滑时背鳍涡的作用明显消失。图8所示的垂尾中部截面压力分布给出了定量的分析，c为弦长,负侧滑角β=-16°时垂尾产生的侧力(红线压力分布Cp包围的面积)，明显小于正侧滑角β=16°时垂尾的侧力(黑线)。图9绘制的涡量包络面进一步显示了上述流动现象，相比起正侧滑角β=16°的涡面图(图9(a))，负侧滑角β=-16°时，右机翼外翼的分离区和垂尾的背鳍涡破裂现象十分明显(图9(b))。

图7 β=±16°时垂尾背风面的流动形态Fig.7 Flow pattern of back wind side of V-tail at β=±16°

进一步在CFD结果中提取飞机各主要部件的力系数进行了部件力分析。图10显示了左右机翼的阻力系数CD和垂尾的侧力系数CY随侧滑角的变化，可见在负侧滑角较大时，右侧外翼的分离造成了右侧机翼的阻力明显大于左侧，而背鳍涡的破裂直接导致了垂尾侧力系数的扭转，进一步验证了本节通过流动细节进行的滑流影响机理分析。

图8 β=±16°时垂尾中部截面压力分布Fig.8 Cp distributions of mid-section of V-tail at β=±16°

图9 侧滑角β=±16°的涡量包络面图Fig.9 Vorticity iso-surface at β=±16°

图10 部件阻力和侧力系数随侧滑角变化曲线Fig.10 Variation curves of component CD and CY with β

2.3 风洞试验对计算和分析结果的验证

为了验证本文的非定常计算和流动机理分析，在计算分析任务完成后的另一期带动力风洞试验中安排了荧光丝线流谱观察，以期对螺旋桨滑流影响进行流动形态研究。图11显示了负侧滑角β=-16°时，右机翼外翼的泡形分离区，与CFD分析的结果十分吻合。图12是正负侧滑角时，垂尾背风面的流动图像。可见正侧滑角β=16°时，垂尾背鳍涡存在，流动没有分离；负侧滑角β=-16°时，背鳍涡作用丧失，也与前节基于非定常CFD分析的结果一致。

后续风洞试验中补充进行的流谱观察证明了本节对风洞试验状态下螺旋桨滑流非对称影响的分析，也验证了本文非定常数值计算的有效性。

图11 β=-16°时右外翼分离现象的风洞流谱观察Fig.11 Wind tunnel tuft flow observation of right wing separation at β=-16°

图12 β=±16°时垂尾背风面的荧光丝线流动图谱Fig.12 Fluorescence filament tuftflow pattern of V-tail back wind side at β=±16°

3 全尺寸飞机飞行状态计算

3.1 飞行状态

为了进一步研究滑流和侧滑对全尺寸飞机飞行性能的影响，确保飞行安全，采用同样的非定常计算方法对AG600飞机1∶1真实外形起降状态进行了大规模数值模拟。计算侧滑角范围由-25°～0°；地板尺寸仍然延伸到计算域边界以更好地模拟地面或水面。复飞状态的襟翼下偏45°，拉力系数仍为0.092,但是螺旋桨转速为1 075 r/min，与真实飞行转速相同。

首先根据全尺寸飞机的雷诺数和螺旋桨转速对前述多块结构网格进行了修改，使其第1层网格高度Y+和计算稳定性更加适应。同样解决了由于计算对象的尺度和雷诺数增大带来的一系列计算问题，完成了全尺寸飞机不同偏航角下起降构型的非定常流动计算。

3.2 起降偏航稳定性分析

计算结果显示，全尺寸飞机起降状态下的偏航力矩稳定性大幅提高，对于复飞状态，在整个负侧滑角范围内，偏航力矩曲线没有出现不稳定现象，力矩斜率在大部分范围内保持线性，出现斜率减小的侧滑角比风洞试验状态增加了约一倍，如图13所示，表明飞机可以在抗侧风的技术要求下安全飞行。

对CFD计算结果的流动机理分析显示，由于飞行雷诺数的提高和螺旋桨转速的减小，全尺寸飞机起降状态螺旋桨滑流中的涡量强度较风洞试验状态明显减小，因而对机翼和尾翼流动的影响也明显降低，风洞试验中出现的右外翼分离和背鳍涡破裂现象均得以消失。图14给出了试验状态和飞行状态下同强度涡量包络面和同影响区域涡量包络面的对比图，可见全尺寸飞机只有桨尖附近的涡量强度(图14(a))与风洞模型试验的主要滑流影响区强度相当(图14(b))。图14(c)绘制了全尺寸飞机与风洞试验滑流影响范围大小相当的涡量包络图，可见全尺寸飞机滑流中的涡量强度比风洞试验中约小一个数量级。同时可以看出，风洞试验状态下每个螺旋桨滑流的影响区以更加整体的形态流过机翼，而飞行状态的滑流更趋于以单个桨尖涡的形式零散化的向下游发展。因此，全尺寸飞机螺旋桨滑流的旋转效应对下游部件的影响比风洞试验状态下明显减小，侧风飞行稳定性大幅提升。

图13 计算和试验偏航力矩示意图Fig.13 Schematic of yaw moment in CFD and test

图14 飞行和风洞试验状态下滑流的涡强度对比Fig.14 Comparison of vorticity strength in flight with wind tunnel test conditions

4 不同雷诺数和转速下的滑流影响

对于本文涉及的侧风状态下带动力模型风洞试验结果和全尺寸飞机飞行状态之间的相互关系，由于雷诺数和螺旋桨转数不同引起的干扰程度的差异，在型号研制阶段和真实飞行数据获得之前，始终是飞机设计的一个关注重点。合适的CFD方法和有效的工程应用可望在这个阶段发挥更积极的作用。

为此本文依据大量的CFD非定常计算结果进一步对AG600飞机1∶15模型风洞试验状态和全尺寸飞行状态螺旋桨滑流的影响差别进行了分析。

图15为β=-16°时模型风洞试验状态和全尺寸飞行状态机翼上表面极限流线分布图，可见在飞行状态下没有出现风洞试验中的右外翼分离现象。图16进一步给出了该状态下机翼弦向中部截面的涡量分布图，可见飞行状态下右外翼没有分离。同时，因为两个状态的涡量图采用了同一个尺度范围，进一步说明在飞行雷诺数和转速下，滑流中的涡量强度远小于风洞试验。图17为全尺寸飞机展向位置y=13.5 m的右外翼分离区的翼剖面压力分布对比，可见在飞行状态外翼没有分离(蓝线)，而在风洞试验状态，该机翼剖面(相当于模型的y=0.9 m)由20%弦长起就已经分离(红线)。

采用同样方法针对不同状态下螺旋桨滑流对尾翼的影响进行了分析。图18为β=-16°时模型风洞试验状态和全尺寸飞行状态飞机背风侧的涡量包络面，可见在风洞试验状态下垂尾背风面的背鳍涡已经破裂，而飞行状态下背鳍涡依然有效。图19进一步给出了该状态下背鳍与垂尾相交截面的涡量分布图，可见风洞试验状态下背鳍和垂尾的背风面有很大的分离区，而飞行状态下背鳍涡明显存在。图20是垂尾中部剖面的压力分布对比，可见在飞行状态垂尾的有效侧力(蓝线所示压力分布包围的面积)明显大于风洞试验状态(红线)。

图15 β=-16°时模型和全尺寸飞机右外翼分离的对比Fig.15 Comparison of right wing separation at β=-16° between model and full scale aircraft

图16 β=-16°时机翼截面的涡量分布对比Fig.16 Comparison of wing cross-section vorticity contours at β=-16°

图17 β=-16°时右外翼翼剖面的压力分布对比Fig.17 Comparison of right wing section Cp at β=-16°

图18 β=-16°时飞机背风面涡量包络面对比Fig.18 Comparison of vorticity iso-surface at β=-16°

图19 β=-16°时垂尾截面的涡量分布对比Fig.19 Comparison of V-tail cross-section vorticity contours at β=-16°

图20 β=-16°时垂尾中部剖面的压力分布对比Fig.20 Comparison of V-tail middle section Cp at β=-16°

5 结 论

1) 非定常计算结果能够再现缩比带动力模型风洞试验中偏航力矩出现的非对称不稳定现象。流场分析表明该现象产生的原因主要是螺旋桨滑流在负侧滑角时引起右外翼分离和背鳍涡破裂。这些分析结果也为后续风洞试验的流谱观察所证实。

2) 计算表明，全尺寸飞机起降状态下的偏航力矩稳定性大幅提高，对于复飞状态，在负侧滑角范围内，偏航力矩曲线没有出现不稳定现象，出现斜率减小的侧滑角比风洞试验状态增加了约一倍。此结果也为AG600飞机在有侧风环境下的飞行试验所证实。

3) 根据CFD计算进行的流动对比分析显示，由于飞行雷诺数的提高增强了流动对抗分离的能力，以及螺旋桨真实转速较低减弱了滑流中的旋涡强度，全尺寸飞机侧风起降状态螺旋桨滑流对下游部件的影响较风洞试验状态明显减小，风洞试验中出现的右外翼分离和背鳍涡破裂现象因而得以消失。

4) 由于雷诺数和螺旋桨转数不同引起的干扰程度差异，对于侧风状态下带动力模型风洞试验结果向全尺寸飞机飞行状态的修正仍需深入研究。合适的CFD方法和有效的工程应用有助于建立风洞试验与飞行状态之间的相互关系。

致 谢

本项大规模计算分析研究得到航空工业、中国航空研究院，航空工业通飞公司主要领导的部署与支持。作者还要特别感谢航空工业AG600项目主管冷毅勋，中国航空研究院马征、罗延延、白香君和西北工业大学邱亚松的支持与合作。