沈海軍　劉　毅

現(xiàn)代飛機的研制是一個龐大的系統(tǒng)工程。一種新型號現(xiàn)代飛機的研制通常需要成千上萬不同專業(yè)的人員分工協(xié)作，共同完成，耗時可長達10余年，甚至20年。一種新型號的飛機從論證到總體設(shè)計，從細節(jié)設(shè)計到理論校核，從制造裝配到試飛，再從批量生產(chǎn)到交付用戶使用，整個過程中必須做各種各樣費時耗力的試驗，以確保設(shè)計的飛機能夠在各種可能的環(huán)境或載荷下具有良好的空氣動力特性(簡稱“氣動特性”)、足夠的強度、各種系統(tǒng)和設(shè)備正常工作，以及良好的飛行品質(zhì)。

以我國自主研制的第一種大型民用噴氣飛機“運十”飛機為例，該飛機的研制中，設(shè)計師們共提出各類試驗項目近180項，實際完成160余項。其中氣動特性試驗、結(jié)構(gòu)強度試驗各60余項，各種系統(tǒng)試驗30項，特種設(shè)備試驗20余項。

按設(shè)計要求，這些試驗絕大多數(shù)應(yīng)在首次試飛前完成，極少數(shù)試驗項目則被安排在跑道滑行及試飛過程中。

氣動特性試驗

在飛機的總體設(shè)計階段，設(shè)計師們通常會參考國內(nèi)外同類飛機提出若干種可能的總體布局方案。這些總體方案包括飛機機翼的形狀與布局，發(fā)動機的類型、數(shù)量與安裝位置，水平尾翼與垂直尾翼的形狀、布局，以及飛機升降舵、副翼(操縱飛機側(cè)轉(zhuǎn)的舵面，一般安放在機翼的后緣外側(cè))、襟翼(用于增加飛機阻力，同時提高飛機升力的舵面，一般安放在機翼的后緣內(nèi)側(cè))等各種操縱面的布置、尺寸等。

為了從幾種總體布局方案中篩選出氣動布局最佳的方案，必須要對幾種布局的飛機模型分別進行吹風試驗。

所謂吹風試驗，就是把按比例縮小的飛機模型放在一種被稱作“風洞”的空氣流動管道中進行吹風，以得到飛機在各種姿態(tài)下的升力特性、阻力特性、各個方向的穩(wěn)定性，以及顫振特性。這里的顫振特性指的是在特定氣流作用下，飛機(機翼)產(chǎn)生共振的特性。一旦發(fā)生顫振，飛機將會劇烈抖動，操作十分困難，飛行也因此變得十分危險，所以應(yīng)在設(shè)計中盡量避免。

根據(jù)氣流的速度，風洞可分為低速風洞和高速風洞，分別用于模擬低速和高速飛行的飛機。低速風洞中的氣流通常由風扇來產(chǎn)生，高速風洞的氣流則通常由高壓氣罐提供。

風洞試驗中，飛機模型的升力、阻力、表面氣流、表面氣動壓力分布、穩(wěn)定性、顫振，分別可通過壓力傳感器、絲線法(在飛機模型表面黏上絲線，絲線的舞動可顯示飛機表面氣流的走向)、風速調(diào)節(jié)、目測等手段和技術(shù)方法來獲悉。

為了保證風洞試驗中模型飛機與真實飛機之間氣動特性的可比性，模型飛機與真實飛機必須幾何相似和動力相似。所謂幾何相似，是指模型飛機和真實飛機之間

各部件的尺寸滿足同一比例關(guān)系。動力相似則通常要求模型飛機和真實飛機的雷諾數(shù)相等。雷諾數(shù)是一個用來衡量飛機慣性力和空氣黏性力之間相對關(guān)系的物理量，數(shù)值上等于空氣密度、氣流速度、飛機特征尺寸(如飛機兩個翼梢之間的距離)的乘積再除以空氣的黏度。

以“運十”飛機為例，該飛機的氣動布局和氣動力數(shù)據(jù)測試從1974～1981年，歷時7年，先后在全國4個省、市的9個風洞中進行模型吹風試驗。共進行了63項氣動力試驗，吹風上萬次，試驗時間1353小時。共制作吹風模型40套，試驗對比了18種形態(tài)的機翼、3種平尾、4種垂尾、6種發(fā)動機位置和42種襟翼的組合方案，最終通過試驗結(jié)果，權(quán)衡利弊，選擇了一種組合后的優(yōu)化方案。

系統(tǒng)模擬試驗

現(xiàn)代飛機通常都具有操縱、液壓、燃油和電網(wǎng)路等系統(tǒng)。操縱系統(tǒng)是飛行員通過連桿／鋼索的機械信號，或者電路上的電子信號來控制飛機舵面偏轉(zhuǎn)，進而實現(xiàn)飛機的仰俯、側(cè)身、方向、加速／減速等操作的裝置。其中，通過機械信號操作控制飛機的操縱系統(tǒng)叫做機械操縱系統(tǒng)；通過電信號操作控制飛機的被稱作電傳操縱系統(tǒng)。

現(xiàn)在，機械操縱系統(tǒng)的現(xiàn)代飛機上大都需要配有相應(yīng)的液壓系統(tǒng)。通過液壓系統(tǒng)，飛行員在連桿／鋼索上施加的力、位移信號可以被放大，這樣可大大節(jié)省飛行員的體力。

燃油系統(tǒng)是用來保障飛機在各種情況下都能夠正常給發(fā)動機供油的成套裝置。

電網(wǎng)路則包括飛機上的照明、雷達導航、電子儀表、電子設(shè)備、電傳系統(tǒng)等供電線路。

為了制定和驗證上述各系統(tǒng)的設(shè)計方案，保證系統(tǒng)功能正常、性能可靠和飛機的飛行安全，飛機總裝前會先開展相應(yīng)的全尺寸的操縱、液壓、燃油和電網(wǎng)路等系統(tǒng)的地面模擬試驗。模擬試驗包括系統(tǒng)功能試驗和系統(tǒng)品質(zhì)試驗等。通過這些試驗，既可保證各系統(tǒng)能夠完成相應(yīng)的功能，又可保證功能完成的質(zhì)量與可靠性。

飛機操縱、液壓系統(tǒng)模擬試驗通常在一個被稱為“鐵鳥”的試驗架上完成，即在碩大的試驗廠房內(nèi)建起一臺全尺寸試驗臺架，然后將真實飛機的操縱和液壓系統(tǒng)部件安裝其上?！拌F鳥”試驗臺架建成后，工作人員就可以在其上反復模擬真實飛機進行試驗，積累寶貴的數(shù)據(jù)與經(jīng)驗，驗證操縱、液壓系統(tǒng)設(shè)計方案的可行性，并對設(shè)計方案進行調(diào)整改進。

以我國“運十”飛機為例，該飛機系統(tǒng)模擬試驗前后共歷時11年，其中，操縱與液壓系統(tǒng)共用1個試驗廠房，面積達3052平方米；燃油試驗廠房，面積為1138平方米；電網(wǎng)路試驗廠房面積為1095平方米。

強度與鳳擋鳥撞試驗

強度試驗

為了保證結(jié)構(gòu)使用過程中不發(fā)生破壞，飛機首飛前必須開展大量的靜強度試驗和疲勞強度(疲勞破壞)試驗。靜強度試驗通常是為了評估飛機結(jié)構(gòu)承受靜載荷的能力；一般來說，靜強度的破壞載荷應(yīng)高于使用載荷數(shù)倍，目的是為了保障所設(shè)計飛機具有足夠的強度余量。疲勞破壞是指結(jié)構(gòu)在交交載荷作用下的一種破壞現(xiàn)象，這種載荷本身可能很小，不至于對結(jié)構(gòu)造成一次性破壞，但在連續(xù)不斷的反復作用下，結(jié)構(gòu)的薄弱部位可能產(chǎn)生疲勞裂紋，進而裂紋在不知不覺中擴展，最終使得結(jié)構(gòu)突然斷裂。疲勞強度試驗的目的通常是為了確定飛機結(jié)構(gòu)在交變載荷作用下的壽命。根據(jù)試驗對象的不同，上述強度試驗又可分為材料性能試驗、部件試驗和全機試驗。

在現(xiàn)代飛機的總方案中，第一架制造的飛機通常被用作靜強度試驗機。全機靜強度試驗的目的是為了觀察和研究飛行器結(jié)構(gòu)或構(gòu)件在靜載荷作用下的強度破壞能力、變形以及應(yīng)力分布情況。第二架制造的飛機則通常被用作金機疲勞破壞試驗。金機疲勞破壞試驗和全機靜強度試驗非常類似，所不同的是全機疲勞破壞試驗中給飛機施加的是模擬飛機實際使用中的交變載荷。這種交變載荷可在已有的同類飛機實際飛行中實測獲得，或通過相關(guān)軍標／航標中同類飛機的疲勞載荷圖表查得。

風擋鳥撞試驗

盡管飛鳥的飛行速度很低，

但高速飛行的飛機和飛鳥瞬間碰撞所產(chǎn)生的巨大動量足以破壞飛機的結(jié)構(gòu)，甚至發(fā)生機毀人亡的重大事故。今年1月15日，金美航空公司一架空客A320客機即因飛鳥撞擊導致引擎故障，墜入紐約哈德遜河中。

除發(fā)動機外，座艙前方的風擋也是最容易發(fā)生鳥撞并引發(fā)飛行事故的飛機部位之一。

為了使得鳥撞發(fā)生后，風擋玻璃不至于產(chǎn)生粉碎性破裂，現(xiàn)代飛機的風擋通常設(shè)計成多層的鋼化和有機玻璃結(jié)構(gòu)。鳥撞試驗時，要將多層有機玻璃板面固定至試驗臺的一端；然后將宰殺后的家禽用網(wǎng)兜套住做成“鳥彈”，填入空氣炮中；接著，從試驗臺的另一端將“鳥彈”轟擊至多層的有機玻璃板面；最后通過高速攝影或高速攝像拍攝鳥體和風擋玻璃的變形過程。風擋鳥撞試驗不僅可以用來研究風擋材料本身的鳥撞力學性能，為風擋的設(shè)計提供材料性能數(shù)據(jù)，而且還能有效驗證特定飛機風擋防鳥撞設(shè)計的安全性和合理性。

試飛試驗

飛機的氣動性能、系統(tǒng)可靠性和結(jié)構(gòu)強度，通過相應(yīng)的氣動特性試驗、系統(tǒng)模擬試驗、靜強度與疲勞試驗論證后，便可以進入試飛階段。一般來說，新研制的飛機性能、品質(zhì)如何，人們心里并沒有十分的把握，因此，飛機的，首飛顯得極其重要，常需要經(jīng)驗豐富的王牌試飛員來完成。首飛成功了，不管是對設(shè)計師、還是對投資者來說，都是一件令人鼓舞的大事。不過，一旦失敗，設(shè)計部門的信心將會受到重挫。

在定型并批量生產(chǎn)之前，新型飛機除了首飛以外，還要按照試飛大綱完成若干小時、不同科目的飛行。完成不同科目的飛行是為了驗證飛機的各項性能是否達到先前制定的性能要求；完成若干小時的飛行則是為了在飛行中發(fā)現(xiàn)問題，為飛機的再次改進提供依據(jù)，同時評估該飛機的飛行品質(zhì)與可靠性。

冰風洞試驗

結(jié)冰風洞是一種性能復雜的大型特種風洞，結(jié)冰風洞是研究飛機在結(jié)冰氣象條件下飛行時，不同部件迎風表面和探測儀器的機外傳感部分的結(jié)冰形態(tài)、結(jié)冰容限及其防(除)冰技術(shù)的地面試驗設(shè)備。結(jié)冰風洞和普通風洞的試驗原理相同，區(qū)別僅在于結(jié)冰風洞中為極度濕冷的環(huán)境。實踐表明，飛機結(jié)冰是飛機安全飛行的致命弱點之一，在世界軍、民用飛機失事案例中占60％以上。

在飛機設(shè)計階段，通過結(jié)冰風洞試驗，可取得防(除)冰設(shè)計所必需的數(shù)據(jù)，即通過確定飛機各部件結(jié)冰形態(tài)的試驗，確定結(jié)冰的冰形及其結(jié)冰區(qū)、結(jié)冰量和結(jié)冰速率，從而確定結(jié)冰容限及必須防冰的表面，為飛機防(除)冰提供安全設(shè)計的依據(jù)。

總而言之，結(jié)冰風洞是為保證飛機在、結(jié)冰氣象條件下飛行安全、擴大現(xiàn)代軍用飛機在惡劣氣象條件下執(zhí)行任務(wù)的能力，同時保障民用或通用飛機完成結(jié)冰適航合格審定、為適航取證提供依據(jù)性文件的基本試驗裝置，是新機研制、特別是大型運輸機等研制必不可少的重要地面試驗設(shè)備，所以這方面研究已愈來愈得到各國的廣泛重視。

雷達罩防雷擊與透波試驗

由于大多數(shù)現(xiàn)代飛機機殼都是導電的(對于機身為復合材料的飛機，機身表面通常會涂一層導電的防靜電漆)，因此當飛機遭雷擊時，電流會經(jīng)由機殼流過，并由機身或機翼伸出的避雷針放電，并不會進入導體內(nèi)部傷害到里面的乘客或設(shè)備。盡管如此，若將位于機頭或翼梢等部位的保護機載雷達罩也做成導電的，那么這些導體對電磁波的屏蔽作用將會使得雷達罩內(nèi)部的雷達和飛機外部無法進行無線電聯(lián)絡(luò)，因此，現(xiàn)代飛機的雷達罩大多采用玻璃纖維、石英纖維等絕緣體復合材料制成。需要說明的是，機頭、翼梢等安裝雷達罩的突出部位通常又是最容易招惹雷電“修理”的地方。這些部位的電荷積累過多的話，雷電就可能擊穿雷達罩，甚至損害到罩內(nèi)的雷達設(shè)備。

雷達罩既要能夠及時地將靜電傳導走，又要不至于影響到電磁波的穿透，因此，現(xiàn)代飛機的雷達罩上都噴有一層弱導電性的防靜電漆，同時，表面上安裝有相應(yīng)的金屬防雷擊條。雷達罩“既要導電，又不能太導電”，這是一對矛盾，這種矛盾的權(quán)衡要靠相應(yīng)的雷擊試驗與透波試驗來保證。

雷達罩防雷擊試驗的過程大致如下：首先將碗狀的雷達罩扣在導電的地面上，然后，在雷達罩上方實施人工造電，模擬雷達罩的雷擊過程，“人造電”的電壓和脈沖波形可參考實際的閃電過程進行控制，雷達罩表面金屬防雷擊條上的電流可實測獲得。根據(jù)試驗結(jié)果，即可評定所設(shè)計雷達罩的防雷擊性能。

雷達罩透波試驗的過程大致如下：首先在雷達罩內(nèi)部通過射頻天線發(fā)射電磁波，電磁波穿過雷達罩，輻射至雷達罩外部；然后測出雷達罩外部電磁波的強度，并與發(fā)射波強度進行比較，即可得到雷達罩的透波率。

值得一提的是，雷達罩透波試驗必須在一種被稱做“微波暗室”的試驗環(huán)境中完成。暗室周圍的墻壁上都安裝有吸波材料，可完全吸收入射的電磁波，其目的是為了防止室內(nèi)電磁波的往復反射。(文章代碼：0409)

[責任編輯]趙菲