衛(wèi)海粟，李杰，王正任

(中電科(德陽廣漢)特種飛機系統(tǒng)工程有限公司 無人機部，成都 611731)

輕型通用飛機外掛吊艙對氣動特性影響研究

衛(wèi)海粟，李杰，王正任

(中電科(德陽廣漢)特種飛機系統(tǒng)工程有限公司 無人機部，成都 611731)

飛機完成外掛吊艙的改裝后，會引起其氣動特性的變化，進而影響其飛行性能和操穩(wěn)特性。以某雙發(fā)輕型通用飛機為研究對象，在其機頭處掛裝光電吊艙、機腹處掛裝SAR雷達吊艙，利用CFD技術(shù)獲得外掛吊艙后飛機的氣動數(shù)據(jù)，并計算改裝后飛行性能的變化，分析改裝對操穩(wěn)特性的影響。結(jié)果表明：改裝后飛機的起降距離、爬升率、航程航時等飛行性能指標有所降低，但對飛行品質(zhì)的影響較小。研究結(jié)果可以指導飛機吊艙加改裝，并可作為適航取證和后續(xù)試飛試驗工作的參考。

通用飛機；外掛吊艙；計算流體動力學 (CFD)；氣動特性；飛行性能；操穩(wěn)特性

0 引 言

目前，國內(nèi)對飛機的改裝涉及改變其氣動外形的多為軍用飛機，例如反潛機、電子戰(zhàn)機、預警機等[1]，而對于民用飛機，尤其是通用飛機的改裝，多為加裝或改裝艙內(nèi)電子設(shè)備、專用儀器設(shè)備等，通常不改變其氣動外形。但在通用航空作業(yè)任務(wù)中，經(jīng)常需要掛載航空相機、光電吊艙、SAR雷達等任務(wù)設(shè)備，上述任務(wù)設(shè)備多以吊艙的形式在飛機平臺上進行掛裝，對于這類改裝有著嚴格的工程要求，參照中國民用航空局頒布的《航空器型號合格審定程序》[2]的規(guī)定，涉及飛機氣動外形變化的改裝屬于需要申請補充型號合格證的“大改”[3]。飛機改裝后外掛吊艙會對飛機平臺的氣動特性產(chǎn)生影響，因此，分析改裝對飛行性能和操穩(wěn)特性的影響至關(guān)重要。

某雙發(fā)螺旋槳式輕型通用飛機符合CCAR-23部正常類飛機適航規(guī)定，對該機的改裝是需要分別在機頭處掛裝光電吊艙、在機腹處掛裝SAR雷達吊艙。一般的，為了精確獲得飛機外形的改變對其氣動特性的影響，需要通過風洞試驗來獲得改裝前后的氣動特性[4]，但風洞試驗成本高、耗時長，不符合通用航空領(lǐng)域?qū)Τ杀竞椭芷诳刂频囊蟆９こ虒嵺`中，多采用工程方法估算外掛物對載機氣動特性的影響，但該方法也需要基于大量的風洞試驗和飛行試驗結(jié)果的積累，才能保證計算精度的可信性[5]。隨著CFD技術(shù)的日趨成熟，采用CFD方法計算外掛吊艙前后飛機的氣動特性變化，進而分析飛機的飛行性能和操穩(wěn)特性[6-8]已被廣泛應(yīng)用和認可。

本文利用CFD技術(shù)計算得到某雙發(fā)螺旋槳式輕型通用飛機改裝前后的氣動數(shù)據(jù)，對關(guān)鍵氣動性能和操穩(wěn)特性進行影響評估，并給出改裝后飛機的飛行性能和操作使用限制，以期為該機適航補充合格審定提供符合性證明，保障飛機在試飛和后續(xù)使用中的安全性和適航性。

1 外掛吊艙的飛機建模

首先，建立原機及外掛吊艙的氣動計算網(wǎng)格，如圖1所示。為了對比改裝前后飛機的氣動特性，對改裝前后的飛機應(yīng)采用相同的網(wǎng)格劃分方法，以避免由于網(wǎng)格劃分帶來的計算誤差，從而完全反映出外掛吊艙對氣動力系數(shù)的數(shù)值差量。然后，可通過氣動參數(shù)對比、空間流場流線分析，從機理上得出產(chǎn)生差量的原因[9]。

氣動特性對比分析主要包括：氣動力系數(shù)的對比分析和流場中飛機表面及空間流線的分析。氣動力系數(shù)對比分析主要包括六分量：升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、側(cè)力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)。其中，對比分析升力系數(shù)、阻力系數(shù)，可為性能影響分析提供依據(jù)；對比分析力矩系數(shù)可反映出縱向和橫航向靜安定裕度的變化，及加裝外掛吊艙對尾翼的影響?？傊至康膶Ρ确治隹蔀轱w機操縱性和穩(wěn)定性分析提供依據(jù)。

由于雷達吊艙及光電吊艙均安裝在機身的對稱面上，滑流尾跡并不影響兩部件，計算中可以忽略滑流的影響。根據(jù)原機的飛行手冊，飛機起降馬赫數(shù)為0.12，巡航馬赫數(shù)的范圍是0.15～0.25。而根據(jù)飛機低速氣動特性基本理論，馬赫數(shù)在0.15～0.25的氣動特性變化可以采用插值獲得。因此，本文選擇三種計算狀態(tài)，分別為馬赫數(shù)0.12、高度0，馬赫數(shù)0.15、高度4 000 m；馬赫數(shù)0.25、高度4 000 m。

2 氣動特性影響分析

2.1 縱向氣動特性分析

本文主要分析馬赫數(shù)0.25、高度4 000 m時的巡航狀態(tài)，而馬赫數(shù)0.15、高度4 000 m時的數(shù)據(jù)與該狀態(tài)相差不大且趨勢基本一致。改裝前后縱向氣動特性計算結(jié)果如圖2～圖4所示。

從圖2可以看出：加裝外掛吊艙后，升力系數(shù)的變化量很小，升力線斜率略微減小，失速特性較平緩，改裝后的失速迎角由14°降至12°。

從圖3可以看出：改裝后的零升阻力系數(shù)在0.034～0.036范圍內(nèi)變化，相比于原機構(gòu)型，阻力系數(shù)增大了0.01，約為40%。

從圖4可以看出：當α=8°時，在CL=1.0之前，縱向力矩系數(shù)隨迎角保持線性變化，而在CL=1.0之后，低頭力矩增大，從而很好地保證了操縱安全性。

α=8°時，飛機上表面的極限流場如圖5所示，可以看出：內(nèi)翼首先分離，這符合運輸類飛機的設(shè)計要求[9]。

為了更加直觀地對比加裝的雷達吊艙和光電吊艙分別對升力系數(shù)的影響，將加裝雷達吊艙構(gòu)型和原機構(gòu)型的升力系數(shù)作差得到升力系數(shù)差量(Difference 1)，以分析雷達吊艙的影響；將加裝光電吊艙和雷達吊艙的復合構(gòu)型和加裝雷達吊艙構(gòu)型的升力系數(shù)作差得到升力系數(shù)差量(Difference 2)，以分析光電吊艙的影響，對比結(jié)果如表1所示。

表1 升力系數(shù)差量對比(α=-2°)

從表1可以看出：加裝雷達吊艙使得機身和機翼的升力系數(shù)增大，其余部件和雷達自身的升力疊加后，使全機升力增加；加裝光電吊艙使得機翼的升力系數(shù)進一步增大，進而導致全機升力系數(shù)增大。

飛機加裝外掛吊艙后，增加了迎風面和飛機浸濕面積，且吊艙和機身、機翼相互干擾，引起阻力特性改變，特別是零升阻力增加較多(約為40%)，將影響飛機的飛行性能。綜上所述，由于阻力增大、失速迎角減小，加裝外掛吊艙后的飛行包線范圍減小。

2.2 橫航向氣動特性分析

側(cè)滑角β引起橫航向力矩，橫向靜穩(wěn)定性又稱作上反效應(yīng)，用導數(shù)表示為Clβ≤0；航向靜穩(wěn)定性又稱作風標穩(wěn)定性，用導數(shù)表示為Cnβ≥0。

馬赫數(shù)0.25，高度4 000 m狀態(tài)下，原機構(gòu)型和改裝后構(gòu)型在不同迎角下側(cè)力對側(cè)滑角的導數(shù)Cyβ、滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定導數(shù)Clβ、航向靜穩(wěn)定導數(shù)Cnβ的對比如圖6所示(圖中下標β1表示原機構(gòu)型、β2表示改裝后構(gòu)型)。

從圖6可以看出：Clβlt;0、Cnβgt;0，表明改裝前后飛機的橫向和航向均為靜穩(wěn)定的，且Clβ隨迎角的變化不大，Cnβ隨迎角的增大而減?。辉谟行в欠秶鷥?nèi)，Clβ/Cnβ始終為1～2，是優(yōu)良飛行品質(zhì)的合理范圍[10]。

綜上所述，在機身部位外掛吊艙對飛機的橫航向氣動特性影響較小，其主要原因是：吊艙對機翼的干擾較小，而機翼又是滾轉(zhuǎn)阻力導數(shù)的主要貢獻源[11]。通過計算結(jié)果分析可知，使Clβ增加9%左右，橫向穩(wěn)定性加強；Cnβ增加15%左右，航向穩(wěn)定性加強。表明外掛吊艙增加了橫航向的穩(wěn)定性，且操穩(wěn)特性仍保持在較好范圍內(nèi)[12]。

3 典型飛行性能影響分析

通過CFD計算獲得吊艙引起的氣動增量，再利用氣動增量計算吊艙對飛行性能的影響。外掛吊艙對飛機性能的影響主要為失速速度、起飛距離、爬升率和最大飛行速度等。起降構(gòu)型下，起飛質(zhì)量W=1 900 kg，海平面高度，Ma=0.12時的縱向氣動力增量如表2所示。

3.1 失速速度

對于民用飛機，適航條例中定義失速速度為無動力、前重心條件下的最小穩(wěn)態(tài)飛行速度[13]。通常是在過載小于1的機動中獲得該速度的。因此，初步可以利用式(1)[14]確定失速速度。

(1)

式中：CLmax為給定構(gòu)型下無動力的最大升力系數(shù)；nz為法向過載，通常取nz=0.88。

表2 外掛吊艙引起的縱向氣動力增量

表3 失速速度計算參數(shù)和結(jié)果

3.2 起飛距離

起飛距離(d)分為起飛滑跑距離(d1)和加速上升段距離(d2)，即

d=d1+d2

(2)

起飛滑跑階段的阻力主要是空氣阻力和地面摩擦阻力的合力，作為工程估算，簡化后的阻力系數(shù)為

(3)

式中：f為地面摩擦系數(shù)；Klo為離地瞬間升阻比；W為飛機起飛質(zhì)量。

當推力在法向的分量很小時，離地速度一般可簡化為

(4)

滑跑距離簡化公式為

(5)

式中：Vlo為離地速度；(Ta)av為推力平均值。

加速上升段距離通常是指飛機爬升到15 m安全高度時的距離，工程估算中運用能量守恒定律，即飛機在15 m高度上所具有的總能量等于飛機離地瞬間動能加上平均剩余推力在上升過程所做的功，其計算公式為

(6)

式中：VH為15 m高度時的瞬時速度；(ΔT)av為平均剩余推力。

改裝前后的升力系數(shù)變化很小，故離地速度基本沒有變化，主要變化為阻力增大帶來的變化。起飛距離的計算參數(shù)及結(jié)果如表4所示，可以看出：Klo的變化量為-3.1；Vlo的變化量為0.1 m/s；ΔT的變化量為-207 N；d1、d2、d的變化量分別為11.8、22.8和34.5 m。

表4 起飛距離計算參數(shù)和結(jié)果

3.3 爬升率

利用剩余推力法快速估算爬升率在工程中具有較高精度[15]。由于原機為雙發(fā)構(gòu)型，需要考慮雙發(fā)工作和一發(fā)不工作兩種計算狀態(tài)。

(1) 雙發(fā)工作

CCAR-23部23.65條中規(guī)定，對該類飛機在海平面至少具有8.3%的定常爬升梯度。利用簡化的等真速爬升公式對爬升率(Rcl)和爬升梯度(tgθcl)影響進行評估。

多模態(tài)教學內(nèi)容是培養(yǎng)學生多元讀寫能力的關(guān)鍵，因此我們需要建設(shè)多模態(tài)教材、教案等教學資料，構(gòu)建以網(wǎng)絡(luò)技術(shù)為支撐的多模態(tài)教學語料庫和學習資源中心。面對浩如煙海的網(wǎng)絡(luò)資源，教師應(yīng)先篩選與教學內(nèi)容相關(guān)的內(nèi)容，以圖、文、聲、像并茂為標準，篩選之后指導學生利用其進行學習。或者教師可以制作成微課供學生課前課下學習。由于目前高職外貿(mào)函電教材的時效性差，教學內(nèi)容滯后，因此教師一定要善于利用網(wǎng)絡(luò)資源、學校圖書館資源等，讓自己的教學內(nèi)容多模態(tài)化，從而激發(fā)學生學習興趣。

(7)

(8)

爬升率最大時為海平面高度，假定改裝前后的爬升空速都為90節(jié)，則影響爬升率的主要因素為阻力。加裝吊艙后，飛機海平面爬升率降低約94 ft/min，爬升梯度滿足CCAR-23部的要求。計算參數(shù)和結(jié)果如表5所示。

表5 雙發(fā)爬升率計算參數(shù)和結(jié)果

(2) 一臺發(fā)動機不工作

CCAR-23部23.67(a)條中規(guī)定，對于VS超過61 kts的飛機，必須在1 524 m(5 000 ft)壓力高度上保持至少1.5%的定常爬升梯度。

假定改裝前后的爬升空速都為90節(jié)，則影響爬升率的主要因素為阻力。加裝吊艙后，飛機海平面爬升率降低約116 ft/min，爬升梯度降為1.73%，滿足CCAR-23部的要求。計算參數(shù)和結(jié)果如表6所示。

表6 單發(fā)爬升率計算參數(shù)和結(jié)果

3.4 巡航性能

選取計算巡航性能的飛行狀態(tài)為高度H=4 000 m，Ma=0.25。

飛機巡航開始質(zhì)量為m0，巡航結(jié)束質(zhì)量為m1。首先，將飛機質(zhì)量由m0到m1分成若干份，定義每一份質(zhì)量為mi，對每一區(qū)間選取平均質(zhì)量mav。由當前的飛行狀態(tài)和平均質(zhì)量mav對飛機進行配平，求解出當前飛機平飛所需推力Pi，并根據(jù)發(fā)動機特性曲線，可求出當前飛行狀態(tài)和推力下的耗油率qi。

每一質(zhì)量mi的航時為

ti=mi/qi

(9)

每一質(zhì)量mi的航程為

Li=Vti

(10)

將m0到m1分成的每一份質(zhì)量進行上述計算，并將航程和航時進行疊加，得到飛機的總航程和航時。為了方便計算，忽略爬升段和下降盤旋段的飛機油耗質(zhì)量變化。航程、航時計算結(jié)果如表7所示。

表7 航程、航時計算結(jié)果

從表7可以看出：加裝光電吊艙和雷達吊艙后的構(gòu)型(改裝后構(gòu)型)相對于原機構(gòu)型，航程和航時減小了23.66%。

4 結(jié) 論

(1) 原機構(gòu)型在加裝了雷達吊艙和光電吊艙后，飛機的某些性能指標，例如起降距離、爬升率、航程航時等有一定程度的降低，但操穩(wěn)特性變化不大，改裝后的飛機，其性能和操穩(wěn)特性均滿足適航要求，能夠保證試飛安全。

(2) 運用CFD技術(shù)評估改裝對氣動特性的影響，并在試飛前將飛機性能變化的預估量提供給飛行員，可以幫助飛行員提前掌握改裝后飛機的性能變化，以保證試飛安全；在后續(xù)進行的飛行試驗中，實際飛行數(shù)據(jù)和飛行員體驗表明，預期改裝飛行性能變化與實際相符。

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衛(wèi)海粟(1986-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：飛行器總體設(shè)計。李杰(1981-)，男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛行器總體設(shè)計。王正任(1990-)，男，碩士，助理工程師。主要研究方向：飛行器氣動設(shè)計。

(編輯：馬文靜)

ResearchontheInfluenceofExternalPodsontheAerodynamicCharacteristicsofaLightGeneralAircraft

Wei Haisu, Li Jie, Wang Zhengren

(UAV Department, CETC Special Mission Aircraft System Engineering Co., Ltd., Chengdu 611731, China)

While a twin-engines light general aircraft modification is completed, the aerodynamic characteristics of this aircraft is changed, and it will influence the flight performance and control-stability. As an example, the aerodynamic characteristics of a twin-engines light general aircraft, with a photoelectric pod at the nose and a SAR pod at the belly, are calculated using CFD, then the influence of the fight performance after modification is calculated and the control-stability is analyzed. Results show that, after the modification, the flight performances, such as take-off and landing distance, rate of climb, range and endurance, are reduced but less effect to the control-stability. The research can be the guidance for the aircraft to mount the pods, meanwhile it is of a certain reference value for airworthiness certification and flight test.

general aircraft; external pods; computational fluid dynamics(CFD); aerodynamic characteristics; flight performance; control-stability

2017-05-23；

2017-09-02

衛(wèi)海粟,whs589@163.com

1674-8190(2017)04-450-07

V211

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.04.013