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民用飛機(jī)縱向力矩特性研究

Pitching Moment Characteristics Study of Civil Aircraft

王繼明周星 / Wang JimingZhou Xing

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210, China)

0引言

民用飛機(jī)縱向力矩特性的優(yōu)劣影響失速特性及最大升力系數(shù)的使用，事關(guān)失速速度的確定和失速特性試飛的成敗。中國(guó)民用航空規(guī)章CCAR-25R4在第25.201條失速演示、第25.203條失速特性及第25.207條失速警告條例中對(duì)失速的進(jìn)入及操縱等有著明確的規(guī)定。為滿(mǎn)足這些操縱要求或達(dá)到完成后的狀態(tài)，飛機(jī)本身的氣動(dòng)特性須滿(mǎn)足一定的要求，如升力特性及縱向力矩特性等。

從升力特性研究失速，國(guó)內(nèi)外開(kāi)展的研究較多，如日本的Hiroyuki Kato等學(xué)者[1-4]研究了發(fā)房導(dǎo)流片對(duì)改善內(nèi)翼分離從而提高失速攻角及最大升力系數(shù)，并取得了明顯成效。但關(guān)于從縱向力矩特性研究失速的相關(guān)研究較少。

1力矩上仰理論分析

通常民機(jī)良好的失速特性是力矩?zé)o上仰或上仰出現(xiàn)在攻角達(dá)到最大升力系數(shù)以后(這對(duì)中等后掠角的飛機(jī)有一定的困難)，并且失速后要有良好的力矩特性以利于改出。所以波音公司對(duì)此有一工程判斷準(zhǔn)則，認(rèn)為力矩上仰量值在某一范圍內(nèi)是允許的，如圖1所示。而波音準(zhǔn)則[5]對(duì)于波音型號(hào)系列是適用的，其定性結(jié)論可以參考但若將其定量結(jié)果應(yīng)用到國(guó)內(nèi)民用飛機(jī)型號(hào)上須慎重。故有必要從理論上對(duì)失速特性進(jìn)行分析，本文將從適航條例對(duì)失速特性的要求出發(fā)，對(duì)影響失速特性的縱向力矩因素進(jìn)行分析研究。

圖1　波音力矩上仰判據(jù)示意圖

根據(jù)CCAR25部中對(duì)失速演示及失速特性的要求，飛機(jī)在1.23VSR配平，重心在最不利位置，通過(guò)升降舵控制其以不大于1knot/s減速直至失速，縱向控制力始終為正(即一直保持拉桿直至失速)。

從適航條款可以看出：首先飛機(jī)是配平的，然后通過(guò)緩慢拉桿直至飛機(jī)失速。由此可得知，研究飛機(jī)失速須分析飛機(jī)從配平狀態(tài)點(diǎn)直至拉桿到失速對(duì)應(yīng)的力矩曲線簇，而并非僅僅通常的平尾偏度為零的單一曲線。拉桿至失速一直保持桿力為正，這就對(duì)力矩上仰幅度提出了要求，如果上仰幅度過(guò)大，則不必拉桿就使得減速速率超過(guò)1knot/s，如運(yùn)七飛機(jī)[6-7]起飛和著陸狀態(tài)的縱向桿力特性不能滿(mǎn)足整個(gè)失速過(guò)程中始終為拉力的要求。

(1)

式中,CL為全機(jī)升力系數(shù)，ρ為空氣密度，V為真空速，Aref為機(jī)翼參考面積，G為飛機(jī)重量。

通過(guò)對(duì)式(1)兩邊對(duì)時(shí)間t求導(dǎo)，不考慮發(fā)動(dòng)機(jī)慢車(chē)時(shí)飛機(jī)重量的變化，可得式(2)：

(2)

式中,α為攻角，CLα為升力線斜率。

當(dāng)減速率恒定時(shí)，由式(2)可得式(3)：

(3)

從式(3)可以看出當(dāng)飛機(jī)以不超過(guò)1knot/s減速時(shí)，要想保證直線飛行，對(duì)攻角變化率是有要求的。由于拉至失速過(guò)程中，俯仰角和攻角都在變化，故拉桿過(guò)程中不僅有俯仰阻尼還有時(shí)差導(dǎo)數(shù)存在，由于俯仰阻尼、時(shí)差導(dǎo)數(shù)及俯仰二階導(dǎo)數(shù)的存在，為保證穩(wěn)定的減速率，力矩上仰ΔCm須滿(mǎn)足：

(4)

(5)

故拉桿過(guò)程中瞬時(shí)力矩值須小于由式(5)所確定的ΔCm值，如圖2及圖3中虛線所示。當(dāng)力矩上仰幅度過(guò)大時(shí)(如圖2)則須推桿方可維持減速率要求，從這一點(diǎn)上看是不滿(mǎn)足CCAR25對(duì)失速特性的要求。圖3所示力矩雖有微弱上仰，但在允許值之下，故維持減速率尚需拉桿，滿(mǎn)足CCAR25關(guān)于桿力始終為正的要求。

圖2　力矩上仰超過(guò)允許值

2力矩上仰原因分析

從對(duì)力矩貢獻(xiàn)的量級(jí)來(lái)看，機(jī)翼及平尾的貢獻(xiàn)占主導(dǎo)，通常機(jī)翼對(duì)力矩的貢獻(xiàn)是不安定的，平尾為安定的。對(duì)機(jī)翼進(jìn)行分析：當(dāng)機(jī)翼上內(nèi)翼面分離時(shí)，由于其在力矩參考點(diǎn)之前，其分離引起的升力下降導(dǎo)致產(chǎn)生一個(gè)附加低頭力矩；當(dāng)機(jī)翼外翼面或翼梢處分離時(shí)，由于其在力矩參考點(diǎn)之后，其分離引起的升力下降導(dǎo)致產(chǎn)生一個(gè)附加抬頭力矩。對(duì)平尾進(jìn)行分析：平尾貢獻(xiàn)的是安定力矩，當(dāng)平尾有分離時(shí)其提供的靜安定力矩減小，引起上仰；另外，由于平尾處在機(jī)翼的下游，故當(dāng)內(nèi)翼(包括襟縫翼)及發(fā)房掛架的尾流掠過(guò)平尾時(shí)會(huì)使得當(dāng)?shù)貏?dòng)壓減小，從而使得平尾對(duì)力矩的貢獻(xiàn)減小，如德國(guó)Varun Nallapula[8]等一些學(xué)者研究了平尾當(dāng)?shù)氐牧鲌?chǎng)，結(jié)果表明平尾處在機(jī)翼及發(fā)房部件的復(fù)雜組合渦流中，而渦流影響了平尾對(duì)力矩的貢獻(xiàn)。

圖3　力矩上仰滿(mǎn)足允許值

通過(guò)對(duì)比全機(jī)及平尾對(duì)力矩的貢獻(xiàn)的試驗(yàn)結(jié)果(某飛機(jī)雷諾數(shù)640萬(wàn)試驗(yàn)所得，如圖4所得)可以看出，平尾偏離線性的攻角和全機(jī)偏離線性攻角兩者一致。圖4表明全機(jī)力矩上仰很有可能是因?yàn)闄C(jī)翼及發(fā)房部件的尾流影響到了平尾，使得當(dāng)?shù)貏?dòng)壓減小，從而減小了平尾對(duì)力矩的貢獻(xiàn)。若要證實(shí)這個(gè)可能，還需分析平尾區(qū)的動(dòng)壓分布。

圖4　全機(jī)、全機(jī)去平尾及平尾部件力矩曲線(FL-9，Re=6.4mil)

3平尾區(qū)展向動(dòng)壓分析

為分析機(jī)翼、發(fā)房及掛架等對(duì)下游區(qū)平尾的影響，通過(guò)七孔探針對(duì)平尾展向動(dòng)壓分布進(jìn)行了低速高雷諾數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)，圖5所示為平尾區(qū)展向檢測(cè)展位示意。

圖5　平尾展向七孔探針檢測(cè)站位示意圖

試驗(yàn)結(jié)果如圖6所示，縱坐標(biāo)為平尾當(dāng)?shù)貏?dòng)壓與來(lái)流動(dòng)壓之比，曲線簇代表不同平尾展向展位，為清晰對(duì)比，圖6中加入了平尾對(duì)俯仰力矩的貢獻(xiàn)(右側(cè)縱坐標(biāo))。

圖6　平尾展向動(dòng)壓及平尾對(duì)力矩的貢獻(xiàn)

隨著攻角的增加，平尾對(duì)力矩的貢獻(xiàn)增加，低頭力矩增大；從動(dòng)壓分布來(lái)看，攻角達(dá)到一定程度時(shí)，動(dòng)壓比下降，動(dòng)壓降低的區(qū)域主要集中在中內(nèi)側(cè)(60%內(nèi))，這使得平尾本身的升力減小從而其對(duì)力矩的貢獻(xiàn)也隨之減小。從圖6可以看出平尾中內(nèi)側(cè)動(dòng)壓下降較多，動(dòng)壓比最小值接近0.45，下降一半多，靠近平尾梢部(98%，112%站位)區(qū)域下降較小。

由平尾展向動(dòng)壓分布可以看出，當(dāng)攻角在某一范圍內(nèi)，上游區(qū)的機(jī)翼、發(fā)房及掛架的尾流在機(jī)翼下洗流的作用下會(huì)掠過(guò)平尾，影響平尾中內(nèi)側(cè)區(qū)域，使得平尾對(duì)力矩的貢獻(xiàn)減小，引起力矩上仰。小于該攻角范圍尾流未達(dá)到平尾區(qū)，大于該攻角范圍尾流超過(guò)并在平尾上方區(qū)域，從而都對(duì)平尾影響較小。

4結(jié)論

飛機(jī)的失速判斷不僅和升力特性相關(guān)也和力矩特性有關(guān)，良好的失速特性應(yīng)是最大升力系數(shù)之后有一低頭力矩以有利于改出。但是當(dāng)俯仰力矩上仰出現(xiàn)在最大升力系數(shù)之前且上仰量值超過(guò)某一允許值時(shí)，由適航條例判斷其進(jìn)入失速。升力線在達(dá)到最大升力系數(shù)之前越平坦緩和則允許的力矩上仰量值越大，故對(duì)于不同失速特性的飛機(jī)其允許的力矩上仰量值是不同的，使用波音準(zhǔn)則時(shí)須慎重。

平尾對(duì)力矩的貢獻(xiàn)降低是力矩上仰主要因素，原因是機(jī)翼、發(fā)房及掛架的尾流影響了平尾區(qū)流動(dòng)且降低了平尾當(dāng)?shù)氐膭?dòng)壓，使得平尾的力矩貢獻(xiàn)減小。

參考文獻(xiàn)：

[1]Hiroyuki Kato, etc. PIV Investigation of Nacelle Chine Effects on High-Lift System Performance[J]. 46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit Nevada. AIAA-2008-240.

[2]Yasushi Ito, etc. Efficient CFD Evaluation of Small Device Locations with Automatic Local Remeshing[J]. 46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit Nevada. AIAA-2008-240.

[3]Masahiro Kanazaki, etc. Efficient Design Exploration of Nacelle Chine Installation in Wind Tunnel Testing[J]. 26th AIAA Applied Aerodynamics Conference Hawaii. AIAA-2008-7180.

[4]Yuzuru Yokokawa, etc. Investigation and Improvement of High-lift Aerodynamic Performances in Lowspeed Wind Tunnel Testing[J]. 46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit Nevada. AIAA-2008-155.

[5]方寶瑞. 飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 1997: 1169-1170.

[6]李元文, 王玉琴,等. 運(yùn)七飛機(jī)失速特性[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 1996: 155-173.

[7]凌茂芙,等. 民用飛機(jī)失速和深失速特性研究文集[M]. 北京:航空工業(yè)出版社，1993: 21-24.

[8]Varun Nallapula, etc. Simulation of the Horizontal Tail Plane Stall of a Transport Aircraft[J]. 42nd AIAA Fluid Dynamics Conference and Exhibit Louisiana. AIAA-2012-3142.

摘要：

縱向力矩特性的優(yōu)劣影響失速攻角及最大升力系數(shù)的使用，對(duì)飛機(jī)的安全性及經(jīng)濟(jì)性起著重要作用。國(guó)內(nèi)外飛機(jī)設(shè)計(jì)規(guī)范及適航條例對(duì)飛機(jī)的操穩(wěn)及失速特性作了明確的規(guī)定和要求。從CCAR-25運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)適航條例對(duì)失速特性要求的角度出發(fā)，研究民機(jī)的縱向力矩特性，并從理論上推導(dǎo)俯仰力矩允許的上仰幅度公式，從風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析俯仰力矩上仰的原因。結(jié)論表明為滿(mǎn)足適航要求的減速率及桿力為正，俯仰力矩可以允許一定量值的上仰，但幅度不可過(guò)大；平尾當(dāng)?shù)貏?dòng)壓的減小使得其對(duì)俯仰力矩貢獻(xiàn)減小；平尾對(duì)縱向力矩貢獻(xiàn)的減小是俯仰力矩上仰的主要因素。

關(guān)鍵詞：上仰；失速特性；操縱性；俯仰力矩

[Abstract]The quality of civil aircraft pitching moment characteristics affects the stall angle and the maximum coefficient of lift. It plays an important role in aircraft’s safety and economy performance. Aircraft maneuverability/stability and stall characteristics are strictly required by design specifications and airworthiness standards home and abroad. This paper gave a theoretical deduction of the allowable 'pitch up' magnitude and analyzed the cause of 'pitch up' by wind tunnel data. The results show that to meet the airworthiness requirements of deceleration rate and positive stick force, 'pitch up' is allowed but the magnitude is restricted. The decrease of local dynamic pressure of horizontal tail makes the pitching moment contribution decrease. The decrease of pitching moment contribution of horizontal tail is the primary cause to 'pitch up'.

[Key words]pitch up; stall characteristics; maneuverability; pitching moment

中圖分類(lèi)號(hào)：V212.12

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A