鄧磊，段卓毅，錢瑞戰(zhàn)，許瑞飛，高永衛(wèi)

1. 西北工業(yè)大學(xué) 翼型、葉柵空氣動力學(xué)重點實驗室，西安 710072 2. 航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院，西安 710089

由于螺旋槳飛機在高推進效率和低排放方面的優(yōu)勢，近年來先進螺旋槳飛機的設(shè)計再次成為熱點?，F(xiàn)代飛機中除超聲速飛機和高亞聲速的干線客機外，在支線客機和運輸機領(lǐng)域，螺旋槳飛機仍占有重要的地位，如歐洲的A400M運輸機、國產(chǎn)的M700飛機等。由于其高推進效率帶來的起飛和著陸性能的提升，比如短距起降、對跑道要求低等，其軍事任務(wù)的價值也非常突出。

相對于噴氣式飛機，螺旋槳飛機最大的問題是螺旋槳滑流所帶來的穩(wěn)定性和控制性的降低。由于螺旋槳旋轉(zhuǎn)引起的周圍流場和尾跡流場的變化，而產(chǎn)生滑流效應(yīng)；這些效應(yīng)包括對流場的加速效應(yīng)、旋轉(zhuǎn)效應(yīng)、黏性效應(yīng)和湍流效應(yīng)等，并對流經(jīng)的機翼、尾翼和操縱舵面的氣動載荷產(chǎn)生影響，改變了飛機部件的氣動性能。特別是在雙發(fā)同向旋轉(zhuǎn)的螺旋槳飛機或者單發(fā)失效條件下，滑流效應(yīng)的不對稱會引起飛機穩(wěn)定性和操縱性的問題。有研究表明，在單發(fā)失效時，偏航力矩會比正常狀態(tài)增加1倍以上[1]，而在襟翼打開時，可能增加1.5倍，同時伴隨滾轉(zhuǎn)力矩的巨大變化[2]。而對于雙發(fā)或四發(fā)同向旋轉(zhuǎn)的飛機，滑流效應(yīng)還會造成兩側(cè)機翼出現(xiàn)同方向但不同影響程度和范圍的流動側(cè)洗，并引起兩側(cè)機翼和尾翼載荷不同；同時，內(nèi)側(cè)向上旋轉(zhuǎn)(Inboard Up, IU)和外側(cè)向上旋轉(zhuǎn)(Outboard Up，OU)分別對翼尖的上洗起到抑制和加強的作用，更進一步加劇機翼兩側(cè)流動的不對稱[3]。因此，深入理解滑流的形成機理及其對飛機部件和周圍流場的影響，對先進螺旋槳飛機的設(shè)計至關(guān)重要。

自螺旋槳飛機出現(xiàn)以來，滑流影響機理一直是研究的熱點，但多數(shù)研究側(cè)重于螺旋槳和機翼的相互影響，關(guān)于滑流對尾跡流動影響的機理研究較少，其中試驗研究更少。目前關(guān)于滑流對尾跡影響研究的試驗方法主要有3種。第1種是使用天平測力方法，如代爾夫特理工大學(xué)基于Fokker F27飛機模型開展滑流對螺旋槳飛機縱向和橫向穩(wěn)定性與操縱性影響的研究，特別是在單發(fā)失效條件下，滑流對穩(wěn)定性的影響[2,4-9]；這種方法可以直觀地顯示滑流對飛機整體性能的影響，但是缺少流動的細節(jié)。第2種方法是使用熱線或五(七)孔探針進行滑流尾跡流場的空間測量，得到影響區(qū)域內(nèi)的速度型和流動偏轉(zhuǎn)方向等。如Mukund和Chandan使用熱線探頭測量了螺旋槳尾跡流場，試驗策略是模擬了前進比[10]；Coe等使用五孔或者七孔探針進行了螺旋槳尾跡流場的測量研究[11-15],這些研究側(cè)重于螺旋槳滑流的尾跡流場測量，模型為單螺旋槳，難以體現(xiàn)滑流和飛機模型之間的相互作用；李征初等使用七孔探針測量了某運輸機有/無動力時滑流尾跡流場，試驗構(gòu)型為小拉力狀態(tài)的巡航構(gòu)型[16]。第3種方法是使用PIV(Particle Image Velocimetry)和LDV(Laser Doppler Velocimeter)測量技術(shù)測量螺旋槳尾跡流場，但研究集中于在水洞中基于船用螺旋槳開展[17-23]；德國宇航院的Roosenboom等使用PIV技術(shù)測量了安裝有8葉槳的飛機半模模型周圍的滑流流場，研究了滑流流場的非定常性，但是測量范圍集中于槳盤后機翼附近的區(qū)域[24]，未涉及滑流對尾跡遠下游流場。

滑流流場復(fù)雜，準確的數(shù)值模擬非常困難，因此滑流效應(yīng)分析需要基于大量的試驗數(shù)據(jù)。為進一步理解滑流效應(yīng)的物理機理，實驗室基于某型螺旋槳飛機的縮比并簡化模型，使用包括機翼表面靜態(tài)測壓和動態(tài)測壓、機翼表面邊界層狀態(tài)測量、熒光微絲流動顯示和PIV測量、尾跡流場測量等6種方法開展了滑流影響機理的試驗研究，獲得了空間流場的靜態(tài)壓力、動態(tài)壓力、流動顯示結(jié)果，通過不同類型數(shù)據(jù)的綜合分析，研究滑流對機翼及下游流場的影響規(guī)律。由于6種試驗方法的數(shù)據(jù)結(jié)果龐大，本文僅分析滑流對螺旋槳/短艙/機翼(PNW)構(gòu)型遠下游流場的影響。

本文介紹了模型下游尾跡區(qū)流場測量結(jié)果，分析了滑流對遠下游尾跡流動的影響規(guī)律和特征。盡管滑流區(qū)域內(nèi)表現(xiàn)出典型的非定常特性，但對絕大多數(shù)的工程設(shè)計和計算問題，將滑流區(qū)流動作為定常流動處理也是可以接受的，因此本文在滑流尾跡流場測量中基于時間平均的方法，不涉及流場中的非定常特性。

1 風(fēng)洞試驗

滑流影響機理的風(fēng)洞試驗在西北工業(yè)大學(xué)翼型、葉柵空氣動力學(xué)重點實驗室NF-3低速風(fēng)洞的二元試驗段進行。NF-3風(fēng)洞是一座閉口直流式低速風(fēng)洞，有3個可更換的試驗段：二元段、三元段和螺旋槳試驗段。二元試驗段高3 m、寬1.6 m、長8 m，穩(wěn)定風(fēng)速范圍為20～130 m/s，紊流度為0.045%。

1.1 試驗?zāi)Ｐ?/h3>

圖1 試驗?zāi)Ｐ虵ig.1 Test model

1.2 試驗設(shè)備

使用五孔探針進行尾跡流場測量。五孔探針可以測量得到流場空間點的靜壓、總壓流向角，通過壓力和流向角可以確定3個方向的流動速度。探針頭部為圓錐形，錐角為48.2°,直徑為3.92 mm，標定測量范圍為-30°～30°。試驗中，7根探針組成測量耙，間距為60 mm(圖2)。

探針測量耙安裝在二元試驗段三維移測機構(gòu)上(圖2)。機構(gòu)可以在3個自由度上移動，測量范圍x×y×z=±0.5 m×±0.5 m×±1.0 m，精度為±0.05 mm。試驗中，三軸同時步進式聯(lián)動，移動速度為0～20 mm/s。

圖2 五孔探針測量耙和三維移測機構(gòu)Fig.2 Five-hole probe rake and 3-D measurement system

2 試驗策略和內(nèi)容

2.1 試驗策略

在螺旋槳飛機的試驗中，涉及的相似參數(shù)有前進比、拉力系數(shù)、扭矩系數(shù)和功率系數(shù)等，同時模擬所有相似參數(shù)非常困難。本次試驗采用模擬拉力系數(shù)和前進比的方法，在試驗風(fēng)速下，拉力系數(shù)和前進比與飛機飛行狀態(tài)保持相同。

試驗策略是：根據(jù)風(fēng)速和前進比，確定各構(gòu)型下的轉(zhuǎn)速；調(diào)整槳葉安裝角，直至在試驗轉(zhuǎn)速下滿足拉力系數(shù)。由于螺旋槳-短艙-機翼的相互作用，在短艙和機翼存在時螺旋槳性能和單槳試驗相比會發(fā)生很大的變化，因此本文在拉力系數(shù)和前進比確定時，使用螺旋槳/短艙/機翼的組合模型，結(jié)果如表1所示。試驗風(fēng)速為40 m/s，基于機翼弦長的雷諾數(shù)約為80萬。

表1 相似參數(shù)與試驗狀態(tài)Table 1 Similar parameters and experimental conditions

注：β0.7R表示0.7倍展長位置槳葉安裝角。

2.2 試驗內(nèi)容

試驗內(nèi)容為兩種構(gòu)型和對應(yīng)的相似參數(shù)條件下，使用三維移測機構(gòu)和五孔探針測量耙，測量模型有/無滑流影響狀態(tài)時的遠下游流場。3個方向測量平面的范圍和定義如下：

1)y方向(即展向)：將距離槳軸0r、±0.75r、±1.0r、1.5r和2.0r(槳盤半徑r=210 mm)處且垂直機翼的平面，從內(nèi)側(cè)向外側(cè)分別定義為第1～第7測量剖面(Wing Section,WS)。

2)x方向(即流向)：將距離槳軸處機翼后緣810～1 610 mm位置(2.53c～5.03c，c為翼剖面弦長)、間隔200 mm、垂直來流方向的平面從前向后定義為第1～第5測量截面(Cross Section,CS)。

3)z方向：將槳軸位置定義為z方向的0位置，測量范圍為z=-1 080～540 mm，間隔60 mm。

通過上述3個方向上的測量，在模型尾跡區(qū)形成x×y×z=5×7×28的測量點矩陣,如圖3所示。

圖3 尾跡流場測量范圍Fig.3 Measuring range in wake flow field

3 試驗結(jié)果

在獲得每個測量點上的5個壓力后，通過五孔探針的數(shù)據(jù)處理程序，可以得到每個測量位置上的速度和兩個流動偏轉(zhuǎn)角；將流動向z的正方向偏轉(zhuǎn)定義為流動下洗角γ的正方向；將流動向y的正方向偏轉(zhuǎn)定義為流動側(cè)洗角β的正方向。通過對比有/無滑流狀態(tài)的典型迎角下尾跡流場，得到滑流產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度和流動偏轉(zhuǎn)，分析滑流加速效應(yīng)、下洗效應(yīng)和側(cè)洗效應(yīng)等影響。

3.1 襟翼收回狀態(tài)

3.1.1 加速效應(yīng)和氣流的誘導(dǎo)下洗

通過比較機翼展向各剖面尾跡區(qū)的誘導(dǎo)速度矢量，分析在滑流效應(yīng)作用下，尾跡流場的加速效應(yīng)和誘導(dǎo)下洗。

圖4給出了襟翼收回構(gòu)型迎角α=0°、拉力系數(shù)CT=0.05時,第1～第4剖面滑流誘導(dǎo)速度矢量圖(俯視圖)?？梢钥闯觯鞯募铀傩?yīng)范圍在槳軸兩側(cè)一倍半徑的范圍內(nèi)，在向下游流動過程中，滑流加速區(qū)未表現(xiàn)出收縮或擴張。從展向看，機翼內(nèi)側(cè)的加速要強于外側(cè)。從流向看，由于黏性作用，誘導(dǎo)速度在向下游逐漸減?。徽T導(dǎo)速度最大值由第1截面的4.63 m/s減小到第5截面的3.25 m/s。在第4剖面，僅在z=0 mm附近有很小的誘導(dǎo)速度，因此外側(cè)3個剖面的誘導(dǎo)速度不再顯示。

圖4 襟翼收回構(gòu)型不同剖面上誘導(dǎo)速度(α=0°,CT=0.05)Fig.4 Induced velocity at different WS of flap-retraction configuration (α=0°,CT=0.05)

圖5為迎角6°時各剖面的誘導(dǎo)速度。可以看出，在迎角增加時，滑流誘導(dǎo)速度的大小和氣流偏轉(zhuǎn)均增加。隨著向下游流動，滑流區(qū)向機翼下方偏轉(zhuǎn)的同時，滑流影響范圍略有增加，誘導(dǎo)速度減小。最大誘導(dǎo)速度為7.37 m/s，出現(xiàn)在第3剖面的第2截面，滑流區(qū)內(nèi)第2剖面表現(xiàn)為氣流的上洗，第3和第4剖面表現(xiàn)為氣流的下洗，最大上洗角為1.05°，最大下洗角為1.68°。

為比較誘導(dǎo)下洗和上洗的范圍和強度，圖6給出了尾跡區(qū)第4截面上的下洗角云圖(后視圖，虛線為槳尖軌跡)。在迎角為0°時，滑流尾跡呈現(xiàn)比較規(guī)則的圓形向下游流動；如果將滑流范圍劃分為4個象限，第Ⅱ象限流動產(chǎn)生誘導(dǎo)上洗，第IV產(chǎn)生誘導(dǎo)下洗；由于機翼的阻擋，第I和第Ⅲ象限的下洗明顯較弱。同時由于風(fēng)洞地板的存在，第IV象限外和地板接觸的區(qū)域表現(xiàn)為較強的流動下洗。在迎角增加到6°時，滑流區(qū)向機翼下方偏轉(zhuǎn)，第Ⅱ象限的流動下洗強度和范圍均增加。第IV象限的流動上洗區(qū)基本消失，滑流區(qū)主要表現(xiàn)為流動的下洗。

圖5 襟翼收回構(gòu)型不同剖面上誘導(dǎo)速度(α=6°,CT=0.05)Fig.5 Induced velocity at different WS of flap-retraction configuration (α=6°,CT=0.05)

圖6 襟翼收回構(gòu)型誘導(dǎo)下洗角云圖(后視圖)Fig.6 Contour of induced downwash angle under flap-retraction configuration (back view)

3.1.2 氣流的誘導(dǎo)側(cè)洗

圖7給出了迎角為0°和6°時尾跡區(qū)第4截面上各剖面的誘導(dǎo)側(cè)洗角云圖(后視圖)?？梢钥闯?，機翼的存在將下洗分為流經(jīng)機翼上表面的向外側(cè)洗和流經(jīng)下表面的向內(nèi)側(cè)洗。從0°迎角結(jié)果可以看出，側(cè)洗效應(yīng)(旋轉(zhuǎn)效應(yīng))主要發(fā)生在滑流直徑范圍內(nèi)。如果將滑流盤范圍劃分為4個象限，則在第Ⅱ和第IV象限偏轉(zhuǎn)的程度大于第I第和Ⅲ象限。

從6°迎角的結(jié)果可以看出，隨著迎角的增加，滑流盤在下游向機翼下方偏轉(zhuǎn)，同時流經(jīng)上表面向外側(cè)偏轉(zhuǎn)的程度減小而范圍增加，流經(jīng)下表面向內(nèi)側(cè)偏轉(zhuǎn)的程度增加而范圍減小。

圖7 襟翼收回構(gòu)型誘導(dǎo)側(cè)洗角云圖(后視圖)Fig.7 Contour of induced sidewash angle under flap-retraction configuration (back view)

3.1.3 加速效應(yīng)的流向變化

從前面的分析可以看出，滑流的加速、下洗和側(cè)洗效應(yīng)在第3剖面表現(xiàn)最為明顯。圖8給出了襟翼收回構(gòu)型3個典型迎角下，第3剖面上速度云圖(俯視圖)?？梢钥闯鲈?°迎角時，在機翼上下翼面下游產(chǎn)生近似對稱的加速效應(yīng)，滑流直徑約為0.9倍槳盤直徑，在向下游流動中，滑流區(qū)直徑未見明顯收縮或擴張；最大速度在距離渦心0.5 倍槳徑位置，滑流區(qū)以0°迎角向下游流動；滑流區(qū)的中心存在速度小于來流的短艙尾跡區(qū)，在向下游流動中，尾跡區(qū)內(nèi)速度逐漸增加。

圖8 襟翼收回構(gòu)型第3剖面速度云圖(俯視圖)Fig.8 Velocity contour of the 3rd WS under flap-retraction configuration (top view)

在迎角為6°時，滑流直徑呈現(xiàn)先收縮、后擴張的形態(tài)，最小直徑出現(xiàn)在機翼后緣3.2倍弦長位置左右。機翼上表面尾跡區(qū)的加速效應(yīng)減弱，下表面尾跡加速效應(yīng)增加；短艙尾跡區(qū)范圍增加。

圖9給出了滑流區(qū)最大誘導(dǎo)速度在流向上的變化?？梢钥闯觯谟禽^小時，誘導(dǎo)加速在流向上衰減；隨著迎角增加，由于滑流直徑先收縮、后擴張，最大誘導(dǎo)速度呈現(xiàn)先增加后減小的形態(tài)，但誘導(dǎo)加速衰減更快。

圖9 襟翼收回構(gòu)型最大誘導(dǎo)速度的流向變化Fig.9 Variations of flow direction of maximum induced velocity under flap-retraction configuration

3.1.4 襟翼收回構(gòu)型滑流效應(yīng)

在襟翼收回時，滑流加速效應(yīng)影響的范圍在一倍槳盤直徑范圍內(nèi)；在迎角較小時，尾跡區(qū)內(nèi)滑流范圍未見明顯的收縮或擴張；但是隨著迎角增加到4°和6°，滑流區(qū)呈現(xiàn)先收縮后擴張的形態(tài)，最小收縮范圍位于機翼后方3～4倍弦長處。隨著迎角增加，最大誘導(dǎo)速度增加；在迎角較小時，誘導(dǎo)速度隨著向下游流動逐漸衰減，但是迎角達到4°～6°時，最大誘導(dǎo)速度在3～4倍弦長位置達到最大值，而后以較大的速度衰減。

隨著螺旋槳的旋轉(zhuǎn)，引起滑流區(qū)內(nèi)氣流角度偏轉(zhuǎn)，表現(xiàn)為氣流在機翼展向的側(cè)洗和垂直機翼方向上的下洗(或上洗)。通過分析可以看出，機翼內(nèi)側(cè)剖面加速和上洗的強度，大于對應(yīng)外側(cè)剖面的加速和下洗，這是由機翼的后掠和機翼彎度造成的。從側(cè)洗角上看，同樣是機翼內(nèi)側(cè)側(cè)洗強度和范圍要大于外側(cè)剖面；隨著迎角增加，上表面尾跡區(qū)側(cè)洗范圍和強度增加，下表面減小。

3.2 襟翼打開狀態(tài)

3.2.1 加速效應(yīng)和氣流的誘導(dǎo)下洗

圖10和圖11給出了在襟翼打開構(gòu)型0°和6°迎角時各測量剖面上滑流誘導(dǎo)速度矢量圖。和襟翼收回相比，誘導(dǎo)速度的大小和流動下洗程度增加，滑流盤的直徑增加。隨著迎角增加，滑流區(qū)范圍沒有明顯變化，但是氣流下洗的程度明顯增加。

從圖10可以看出，滑流影響范圍超過了一倍槳徑的范圍。在對稱的第2和第4剖面上，第2剖面的上洗不明顯，第4剖面具有更大的滑流范圍和下洗角。從第3剖面的速度型可以看出，誘導(dǎo)速度呈現(xiàn)中心小、兩邊大且向機翼下方(z負方向)偏心的馬鞍型(M型)分布；同時可以看出，流經(jīng)下表面流動的影響范圍、誘導(dǎo)速度和下洗角均大于流經(jīng)上表面的流動。

圖10 襟翼打開構(gòu)型不同剖面上誘導(dǎo)速度(α=0°, CT=0.2)Fig.10 Induced velocity at different WS of flap-deflection configuration (α=0°, CT=0.2)

圖11 襟翼打開構(gòu)型不同剖面上誘導(dǎo)速度(α=6°,CT=0.2)Fig.11 Induced velocity at different WS of flap-deflection configuration (α=6°,CT=0.2)

從圖11可以看出，隨著迎角的增加，滑流區(qū)更加向機翼下方偏轉(zhuǎn)；在第3剖面上，滑流區(qū)內(nèi)的誘導(dǎo)速度呈現(xiàn)向機翼上表面(z正方向)偏心的馬鞍型；流經(jīng)機翼上方的流動誘導(dǎo)速度大而流動下洗角度小，流經(jīng)機翼下方的流動誘導(dǎo)速度小而下洗角度大；特別在第4剖面，誘導(dǎo)速度呈現(xiàn)出非常明顯的下洗。

3.2.2 氣流的誘導(dǎo)側(cè)洗

圖12給出了第4截面誘導(dǎo)側(cè)洗角云圖(后視圖)。機翼同樣將滑流區(qū)分為上表面尾跡的向外側(cè)洗和下表面尾跡的向內(nèi)側(cè)洗。在迎角較小時，上表面尾跡區(qū)側(cè)洗范圍大但側(cè)洗角較小，下表面?zhèn)认捶秶?，但?cè)洗強度大。隨著迎角增加到6°，上翼面尾跡區(qū)的側(cè)洗范圍略有增加，下表面?zhèn)认捶秶斜容^明顯的增加，但是側(cè)洗的強度降低；同時可以看出，由于機翼的存在，第Ⅱ和第IV象限的側(cè)洗強度大于其他兩個象限。

圖12 襟翼打開構(gòu)型誘導(dǎo)側(cè)洗角云圖(后視圖)Fig.12 Contour of induced sidewash angle under flap-deflection configuration (back view)

3.2.3 加速效應(yīng)的流向變化

圖13 襟翼打開構(gòu)型第3剖面速度云圖(俯視圖)Fig.13 Velocity contour on the 3rd WS of flap-deflection configuration (top view)

圖13給出了襟翼打開構(gòu)型第3剖面在典型迎角下的速度云圖?？梢钥闯鲈诮笠泶蜷_時，滑流影響范圍大于槳盤直徑；隨著迎角增加，槳盤直徑幾乎不變，但以更大的角度向機翼下方偏轉(zhuǎn)。從流向上看，隨著向下游流動，滑流區(qū)擴張。以0°迎角為例，滑流范圍從第1截面的1.0倍槳盤直徑增加到第5截面上的1.2倍槳盤直徑。

圖14給出了襟翼打開時，滑流區(qū)最大誘導(dǎo)速度在流向上的變化曲線?？梢钥闯觯徒笠硎栈貥?gòu)型正好相反，最大誘導(dǎo)速度隨著迎角的增加而降低，同時在向下游流動時，最大誘導(dǎo)速度在各迎角下均表現(xiàn)為衰減；衰減速度和最大誘導(dǎo)速度成反比，因此在襟翼方5倍弦長處(第5截面)時，最大誘導(dǎo)速度的差別明顯減小。

圖14 襟翼打開最大誘導(dǎo)速度的流向變化Fig.14 Variations of flow direction of maximum induced velocity under flap-deflection configuration

3.2.4 襟翼打開構(gòu)型滑流效應(yīng)

在襟翼打開時，滑流加速效應(yīng)影響的范圍比襟翼收回狀態(tài)要大，同時在向下游流動過程中，滑流區(qū)擴張；迎角變化對滑流區(qū)的范圍幾乎沒有影響。和襟翼收回構(gòu)型不同的是，滑流最大誘導(dǎo)速度隨著迎角的增加而降低，并均在向下游過程中衰減。

在誘導(dǎo)流動偏轉(zhuǎn)上看，機翼內(nèi)側(cè)剖面加速和上洗的強度，大于對應(yīng)外側(cè)剖面的加速和下洗。從側(cè)洗角上看，同樣是機翼內(nèi)側(cè)側(cè)洗強度和范圍要大于外側(cè)剖面；隨著迎角增加，上表面尾跡區(qū)側(cè)洗范圍變化不大，但下表面的側(cè)洗范圍增加，這也和襟翼收回構(gòu)型有明顯的不同。

3.3 各種滑流效應(yīng)的綜合比較

3.1節(jié)和3.2節(jié)分別分析了在襟翼收回和打開構(gòu)型下的加速效應(yīng)、側(cè)洗效應(yīng)和下洗效應(yīng)的大小與范圍。這里以襟翼打開構(gòu)型時0°和6°迎角狀態(tài)為例，進一步分析3種效應(yīng)的關(guān)系。

圖15給出了襟翼打開構(gòu)型0°迎角時第4截面上3個典型剖面(第1、3和5剖面)速度(V)、下洗角和側(cè)洗角在有/無螺旋槳時的對比曲線?？梢钥闯?，流動的偏轉(zhuǎn)效應(yīng)范圍要大于加速效應(yīng)范圍。側(cè)洗角的對比變化最復(fù)雜；如果按照兩種狀態(tài)側(cè)洗角的變化規(guī)律，可以將每個剖面的流場從機翼遠上方到機翼遠下方劃分為4個區(qū)域。以最為典型的第3剖面為例，區(qū)域I內(nèi)，滑流造成流動有較小的負方向的側(cè)洗角，加速效應(yīng)和下洗效應(yīng)不明顯；在區(qū)域Ⅱ和區(qū)域Ⅲ，以機翼尾跡為界，滑流分別造成機翼上方流動向外側(cè)洗和機翼下方流動向內(nèi)側(cè)洗。區(qū)域IV和區(qū)域I類似，但是造成側(cè)洗方向不同。在第1剖面，誘導(dǎo)下洗的范圍更大，這是由于風(fēng)洞地板的存在造成的。而在靠近機翼外側(cè)的第5剖面，機翼上方和下方的尾跡表現(xiàn)出明顯的側(cè)洗方向不同，這是由于翼尖渦的影響，而滑流的旋轉(zhuǎn)和翼尖渦疊加，加強了尾跡中的側(cè)洗氣流。

同時可以看出，對位置對稱的第1和第5剖面，滑流效應(yīng)不論是影響區(qū)的范圍和強度，都有所不同。另外，在靠近翼尖的第5剖面，翼尖渦和滑流旋轉(zhuǎn)氣流疊加，加強了機翼尾跡上下氣流的側(cè)洗，但是對下洗角影響較小。

圖16給出了6°迎角的對比曲線?？梢钥闯觯c0°迎角相比，迎角增加之后第3剖面滑流區(qū)范圍不變，但在一倍槳徑處的第1和第5剖面的滑流范圍增加；誘導(dǎo)下洗效應(yīng)程度增加，但加速效應(yīng)和側(cè)洗效應(yīng)減弱。通過有/無滑流存在時側(cè)洗角的變化，同樣可以將每個剖面的流動劃分為不同的區(qū)域。特別是第5剖面，氣流的下洗和側(cè)洗更加明顯。

圖15 襟翼打開第4截面典型剖面滑流效應(yīng)比較(α=0°)Fig.15 Comparisons of slipstream effects on the fourth CS with flap-deflection configuration (α=0°)

圖16 襟翼打開第4截面典型剖面滑流效應(yīng)比較(α=6°)Fig.16 Comparisons of slipstream effects on the fourth CS with flap-deflection configuration (α=6°)

通過上面的分析可以看出，滑流造成的加速效應(yīng)、側(cè)洗和下洗的影響范圍中，下洗效應(yīng)影響范圍最大；在翼尖附近，滑流和翼尖渦疊加，造成更大范圍的氣流下洗和側(cè)洗，但是沒有加速效應(yīng)。

4 結(jié) 論

本文基于某型飛機的螺旋槳/短艙/機翼組合模型開展了螺旋槳滑流對尾跡流場的影響規(guī)律的試驗研究。試驗數(shù)據(jù)龐大，本文通過典型測量截面、測量剖面和典型迎角的試驗結(jié)果分析了滑流對尾跡流場的影響規(guī)律。

1) 襟翼收回構(gòu)型，滑流直徑約為0.9倍槳盤直徑。在迎角較小時，滑流范圍沒有明顯的擴張，最大誘導(dǎo)速度在向下游過程中減??；但是迎角增加到4°之后，滑流直徑先收縮而后擴張，最大誘導(dǎo)速度先增加而后減小。

2) 襟翼打開時，滑流直徑約從襟翼后方2.53倍弦長之后有所擴張，到5倍弦長位置大約為1.2 倍槳盤直徑；迎角對滑流直徑的影響較小。和襟翼收回構(gòu)型相反，隨迎角的增加，最大誘導(dǎo)速度減小；向下游過程中，最大誘導(dǎo)速度發(fā)生衰減，最大誘導(dǎo)速度越大，衰減越快。

3) 襟翼收回和襟翼打開構(gòu)型的滑流效應(yīng)有明顯的區(qū)別，影響規(guī)律也有不同，特別是在最大誘導(dǎo)速度和側(cè)洗角的變化規(guī)律上。

4) 內(nèi)側(cè)向上螺旋槳的滑流和翼尖渦疊加，造成外側(cè)機翼尾跡流場的側(cè)洗和下洗更加明顯。