現(xiàn)代飛機(jī)研制中的試驗

沈海軍　劉　毅

現(xiàn)代飛機(jī)的研制是一個龐大的系統(tǒng)工程。一種新型號現(xiàn)代飛機(jī)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(dá)10余年，甚至20年。一種新型號的飛機(jī)從論證到總體設(shè)計，從細(xì)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(jī)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(qiáng)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(jī)“運十”飛機(jī)為例，該飛機(jī)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(qiáng)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(jī)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(jī)提出若干種可能的總體布局方案。這些總體方案包括飛機(jī)機(jī)翼的形狀與布局，發(fā)動機(jī)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(jī)升降舵、副翼(操縱飛機(jī)側(cè)轉(zhuǎn)的舵面，一般安放在機(jī)翼的后緣外側(cè))、襟翼(用于增加飛機(jī)阻力，同時提高飛機(jī)升力的舵面，一般安放在機(jī)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(jī)模型分別進(jìn)行吹風(fēng)試驗。

所謂吹風(fēng)試驗，就是把按比例縮小的飛機(jī)模型放在一種被稱作“風(fēng)洞”的空氣流動管道中進(jìn)行吹風(fēng)，以得到飛機(jī)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(jī)(機(jī)翼)產(chǎn)生共振的特性。一旦發(fā)生顫振，飛機(jī)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(fēng)洞可分為低速風(fēng)洞和高速風(fēng)洞，分別用于模擬低速和高速飛行的飛機(jī)。低速風(fēng)洞中的氣流通常由風(fēng)扇來產(chǎn)生，高速風(fēng)洞的氣流則通常由高壓氣罐提供。

風(fēng)洞試驗中，飛機(jī)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(jī)模型表面黏上絲線，絲線的舞動可顯示飛機(jī)表面氣流的走向)、風(fēng)速調(diào)節(jié)、目測等手段和技術(shù)方法來獲悉。

為了保證風(fēng)洞試驗中模型飛機(jī)與真實飛機(jī)之間氣動特性的可比性，模型飛機(jī)與真實飛機(jī)必須幾何相似和動力相似。所謂幾何相似，是指模型飛機(jī)和真實飛機(jī)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(jī)和真實飛機(jī)的雷諾數(shù)相等。雷諾數(shù)是一個用來衡量飛機(jī)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(jī)特征尺寸(如飛機(jī)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(jī)為例，該飛機(jī)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(fēng)洞中進(jìn)行模型吹風(fēng)試驗。共進(jìn)行了63項氣動力試驗，吹風(fēng)上萬次，試驗時間1353小時。共制作吹風(fēng)模型40套，試驗對比了18種形態(tài)的機(jī)翼、3種平尾、4種垂尾、6種發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)械信號，或者電路上的電子信號來控制飛機(jī)舵面偏轉(zhuǎn)，進(jìn)而實現(xiàn)飛機(jī)的仰俯、側(cè)身、方向、加速／減速等操作的裝置。其中，通過機(jī)械信號操作控制飛機(jī)的操縱系統(tǒng)叫做機(jī)械操縱系統(tǒng)；通過電信號操作控制飛機(jī)的被稱作電傳操縱系統(tǒng)。

現(xiàn)在，機(jī)械操縱系統(tǒng)的現(xiàn)代飛機(jī)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(jī)在各種情況下都能夠正常給發(fā)動機(jī)供油的成套裝置。

電網(wǎng)路則包括飛機(jī)上的照明、雷達(dá)導(dǎo)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(jī)的飛行安全，飛機(jī)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(jī)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(jī)的操縱和液壓系統(tǒng)部件安裝其上。“鐵鳥”試驗臺架建成后，工作人員就可以在其上反復(fù)模擬真實飛機(jī)進(jìn)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(jìn)行調(diào)整改進(jìn)。

以我國“運十”飛機(jī)為例，該飛機(jī)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(dá)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(qiáng)度與鳳擋鳥撞試驗

強(qiáng)度試驗

為了保證結(jié)構(gòu)使用過程中不發(fā)生破壞，飛機(jī)首飛前必須開展大量的靜強(qiáng)度試驗和疲勞強(qiáng)度(疲勞破壞)試驗。靜強(qiáng)度試驗通常是為了評估飛機(jī)結(jié)構(gòu)承受靜載荷的能力；一般來說，靜強(qiáng)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(jī)具有足夠的強(qiáng)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(fù)作用下，結(jié)構(gòu)的薄弱部位可能產(chǎn)生疲勞裂紋，進(jìn)而裂紋在不知不覺中擴(kuò)展，最終使得結(jié)構(gòu)突然斷裂。疲勞強(qiáng)度試驗的目的通常是為了確定飛機(jī)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(qiáng)度試驗又可分為材料性能試驗、部件試驗和全機(jī)試驗。

在現(xiàn)代飛機(jī)的總方案中，第一架制造的飛機(jī)通常被用作靜強(qiáng)度試驗機(jī)。全機(jī)靜強(qiáng)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(qiáng)度破壞能力、變形以及應(yīng)力分布情況。第二架制造的飛機(jī)則通常被用作金機(jī)疲勞破壞試驗。金機(jī)疲勞破壞試驗和全機(jī)靜強(qiáng)度試驗非常類似，所不同的是全機(jī)疲勞破壞試驗中給飛機(jī)施加的是模擬飛機(jī)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(jī)實際飛行中實測獲得，或通過相關(guān)軍標(biāo)／航標(biāo)中同類飛機(jī)的疲勞載荷圖表查得。

風(fēng)擋鳥撞試驗

盡管飛鳥的飛行速度很低，

但高速飛行的飛機(jī)和飛鳥瞬間碰撞所產(chǎn)生的巨大動量足以破壞飛機(jī)的結(jié)構(gòu)，甚至發(fā)生機(jī)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(jī)即因飛鳥撞擊導(dǎo)致引擎故障，墜入紐約哈德遜河中。

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

為了使得鳥撞發(fā)生后，風(fēng)擋玻璃不至于產(chǎn)生粉碎性破裂，現(xiàn)代飛機(jī)的風(fēng)擋通常設(shè)計成多層的鋼化和有機(jī)玻璃結(jié)構(gòu)。鳥撞試驗時，要將多層有機(jī)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(jī)玻璃板面；最后通過高速攝影或高速攝像拍攝鳥體和風(fēng)擋玻璃的變形過程。風(fēng)擋鳥撞試驗不僅可以用來研究風(fēng)擋材料本身的鳥撞力學(xué)性能，為風(fēng)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(jī)風(fēng)擋防鳥撞設(shè)計的安全性和合理性。

試飛試驗

飛機(jī)的氣動性能、系統(tǒng)可靠性和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，通過相應(yīng)的氣動特性試驗、系統(tǒng)模擬試驗、靜強(qiáng)度與疲勞試驗論證后，便可以進(jìn)入試飛階段。一般來說，新研制的飛機(jī)性能、品質(zhì)如何，人們心里并沒有十分的把握，因此，飛機(jī)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(jī)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(jī)的各項性能是否達(dá)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(jī)的再次改進(jìn)提供依據(jù)，同時評估該飛機(jī)的飛行品質(zhì)與可靠性。

冰風(fēng)洞試驗

結(jié)冰風(fēng)洞是一種性能復(fù)雜的大型特種風(fēng)洞，結(jié)冰風(fēng)洞是研究飛機(jī)在結(jié)冰氣象條件下飛行時，不同部件迎風(fēng)表面和探測儀器的機(jī)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(fēng)洞和普通風(fēng)洞的試驗原理相同，區(qū)別僅在于結(jié)冰風(fēng)洞中為極度濕冷的環(huán)境。實踐表明，飛機(jī)結(jié)冰是飛機(jī)安全飛行的致命弱點之一，在世界軍、民用飛機(jī)失事案例中占60％以上。

在飛機(jī)設(shè)計階段，通過結(jié)冰風(fēng)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(jī)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(jī)防(除)冰提供安全設(shè)計的依據(jù)。

總而言之，結(jié)冰風(fēng)洞是為保證飛機(jī)在、結(jié)冰氣象條件下飛行安全、擴(kuò)大現(xiàn)代軍用飛機(jī)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(jī)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(jī)研制、特別是大型運輸機(jī)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(dá)罩防雷擊與透波試驗

由于大多數(shù)現(xiàn)代飛機(jī)機(jī)殼都是導(dǎo)電的(對于機(jī)身為復(fù)合材料的飛機(jī)，機(jī)身表面通常會涂一層導(dǎo)電的防靜電漆)，因此當(dāng)飛機(jī)遭雷擊時，電流會經(jīng)由機(jī)殼流過，并由機(jī)身或機(jī)翼伸出的避雷針放電，并不會進(jìn)入導(dǎo)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(jī)頭或翼梢等部位的保護(hù)機(jī)載雷達(dá)罩也做成導(dǎo)電的，那么這些導(dǎo)體對電磁波的屏蔽作用將會使得雷達(dá)罩內(nèi)部的雷達(dá)和飛機(jī)外部無法進(jìn)行無線電聯(lián)絡(luò)，因此，現(xiàn)代飛機(jī)的雷達(dá)罩大多采用玻璃纖維、石英纖維等絕緣體復(fù)合材料制成。需要說明的是，機(jī)頭、翼梢等安裝雷達(dá)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(dá)罩，甚至損害到罩內(nèi)的雷達(dá)設(shè)備。

雷達(dá)罩既要能夠及時地將靜電傳導(dǎo)走，又要不至于影響到電磁波的穿透，因此，現(xiàn)代飛機(jī)的雷達(dá)罩上都噴有一層弱導(dǎo)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(dá)罩“既要導(dǎo)電，又不能太導(dǎo)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(dá)罩防雷擊試驗的過程大致如下：首先將碗狀的雷達(dá)罩扣在導(dǎo)電的地面上，然后，在雷達(dá)罩上方實施人工造電，模擬雷達(dá)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(jìn)行控制，雷達(dá)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(dá)罩的防雷擊性能。

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

值得一提的是，雷達(dá)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(fù)反射。(文章代碼：0409)

[責(zé)任編輯]趙菲