螺旋槳推進式柔性翼飛機操穩(wěn)特性研究與試飛

吳大衛(wèi)，吳 征，張?zhí)m丁，鄧彥敏

(1.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191;2.南京水利科學(xué)研究院水工所，南京 210029)

0 引言

近些年隨著國內(nèi)外通用航空以及特種飛行事業(yè)的發(fā)展，低空低速飛行器在農(nóng)林業(yè)、地質(zhì)地形勘測、海事以及特種作戰(zhàn)領(lǐng)域開始發(fā)揮重大作用。由于采用柔性織物蒙皮的機翼在較低雷諾數(shù)下表現(xiàn)出優(yōu)良的升力特性且具有極低的結(jié)構(gòu)重量，在輕型飛機、特種無人機等航空器上都得到較廣泛的使用［1－2］。

采用柔性翼面的小型飛機由于機翼的抗彎扭能力很低，往往采用“高置上單翼+承力斜拉桿”的布局形式。而出于螺旋槳離地高度和結(jié)構(gòu)設(shè)計的考慮，往往在結(jié)構(gòu)較強的機翼根部安裝支架上布置發(fā)動機和推進式螺旋槳。此類飛行器結(jié)構(gòu)簡單，成本較低，但在氣動和操穩(wěn)特性上與傳統(tǒng)飛機具有很大區(qū)別。由于對這些問題的忽視或是在理論上缺乏足夠的分析，直接導(dǎo)致了很多重大飛行事故。在設(shè)計方面，此類飛機的總體參數(shù)選擇以及性能、操穩(wěn)分析也有很強特殊性。雖然國內(nèi)外有多種此類小型飛機，但成功者基本是局限于對少數(shù)經(jīng)典型號的仿制，或是借鑒飛行經(jīng)驗對原設(shè)計進行修改，在設(shè)計上還缺乏足夠的理論和實驗依據(jù)，存在較大盲目性。而目前國內(nèi)外對上述飛機的研究主要局限于升阻特性方面［3－4］，而對密切聯(lián)系飛行安全的操穩(wěn)特性卻罕有涉及。

本文結(jié)合風(fēng)洞實驗和氣動力估算進行氣動力建模，并結(jié)合實際型號試飛獲得的數(shù)據(jù)和駕駛員評價，研究了此類飛機在縱橫向操穩(wěn)特性上與傳統(tǒng)飛機區(qū)別較大的若干關(guān)鍵問題。本文的結(jié)論為此類飛機的總體設(shè)計參數(shù)選擇提供了參考。

1 研究對象

1.1 總體布局和參數(shù)

飛行實驗選用由我國私人投資研制的“軍艦鳥”水陸兩棲飛機。該機參照CCAR-23部適航條例［5］設(shè)計，主要參數(shù)為:最大起飛重量350kg，巡航速度60～90 km/h，實用升限3000m，縱列雙座;選用一臺雙缸二沖程活塞式發(fā)動機，最大功率49馬力;飛機為上單翼常規(guī)氣動布局，推力螺旋槳，浮力構(gòu)件為船身+翼尖平衡浮筒。原設(shè)計采用鋁質(zhì)蒙皮機翼，后來專門換裝了采用尼龍纖維織物蒙皮的柔性翼，三面圖和外觀見圖1。

本文飛行實驗中的飛機姿態(tài)角、空速、大氣數(shù)據(jù)、桿位移等皆通過機載傳感器儀表采集，由飛行員和乘員目視讀取或通過攝像機實時記錄。

1.2 機翼和尾翼幾何參數(shù)

機翼為橢圓翼尖修形的矩形翼，面積Sw=15.2m2，翼展 bw=10.6m(包括翼尖)，矩形部分展弦比 Aw=6.7，上反角為4°。翼型為專門設(shè)計的13%相對厚度的高升力凹凸翼型，翼型的前后緣由不同直徑的LY12CZ管材構(gòu)成。

圖1 “軍艦鳥”水陸兩棲飛機三視圖Fig.1 Three-view drawing of“Frigate Bird”

副翼和尾翼的設(shè)計可按照容量系數(shù)表達，結(jié)果如下，括號內(nèi)為一般低速通用飛機取值范圍:

其中，Sa、Sv、Sh、La，Lv，Lh分別為副翼(2片)、垂尾、平尾的面積和各自焦點相對重心的力臂長度，cw為主翼弦長。可以看到此類飛機的翼面設(shè)計與傳統(tǒng)飛機具有較大區(qū)別，其對全機操穩(wěn)特性的影響將在下文中討論。

1.3 風(fēng)洞實驗

風(fēng)洞實驗在北京航空航天大學(xué)D-4閉口直流式低速風(fēng)洞中進行。本文主要分析單獨柔性機翼的氣動特性。選用展弦比Aw=6.7的矩形翼，由機翼弦長作為參考長度的實驗雷諾數(shù)Re=3×105。機翼蒙皮為厚度0.12～0.15mm的尼龍纖維織物，具有較大的柔性，同時選用木質(zhì)剛性翼的模型進行吹風(fēng)對比。翼型和風(fēng)洞實驗結(jié)果如圖2。

從圖中數(shù)據(jù)可以看出:與低速剛性機翼相比，由于織物蒙皮表面粗糙度較高，柔性機翼的零升阻力較大，但總阻力隨迎角增加變化的較為緩慢。這主要歸功于柔性蒙皮尤其是上翼面的變形可以起到自動調(diào)壓延緩分離的作用，因此壓差阻力不會出現(xiàn)激增;同樣的原因，柔性翼具有極其優(yōu)異的失速性能。此外隨著迎角的增加，翼面變形會逐漸增加翼型的彎度，因此柔性翼具有更大的升力線斜率。上述特點使得此類飛機具有很好的升力特性，尤其是起降、失速性能遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過傳統(tǒng)飛機。但也使得飛機的氣動導(dǎo)數(shù)產(chǎn)生較大差異。

圖2 柔性翼與剛性翼的升阻特性對比Fig.2 Aerodynamic characters of flexible and rigid wing

2 縱向特點

2.1 螺旋槳滑流對縱向靜穩(wěn)定性的影響

由于此類飛機產(chǎn)生阻力的部件較多，而這些部件對整機的縱向靜穩(wěn)定性貢獻可以忽略。本文重點考察機翼尾翼組合體。

無動力、小迎角狀態(tài)時全機升力線斜率和焦點距離機翼前緣的相對位置可估算如下［6］:

由于升降舵配平偏角不影響全機的縱向定桿靜穩(wěn)定性，這里僅給出無動力、升降舵中立時平尾俯仰力矩系數(shù)及其縱向靜穩(wěn)定性貢獻:

αf、ih、iT、ε、ε'分別為機身迎角，平尾以及發(fā)動機推力線安裝角，槳盤前后的氣流下洗角。有動力、升降舵中立時平尾俯仰力矩系數(shù)為滑流區(qū)內(nèi)外兩部分的疊加［8］:

螺旋槳滑流對平尾的影響如圖3。

圖3 螺旋槳滑流區(qū)內(nèi)的平尾(平板翼型)Fig.3 Horizontal tail in propeller slipstream(flat airfoil)

滑流區(qū)面積比:Sslip/Sh≈D/bh;

D為螺旋槳直徑，bh為平尾展長。

滑流區(qū)動壓比:

滑流區(qū)平尾迎角:

圖4給出了不同空速和發(fā)動機推力下平尾俯仰力矩系數(shù)隨全機升力系數(shù)變化曲線，其線性關(guān)系很好，且在不同飛行狀態(tài)下結(jié)果差異不大。

對于前飛速度V0=18m/s，發(fā)動機推力T=540N的典型飛行狀態(tài)，平尾對全機縱向靜穩(wěn)定性貢獻為:

式(7)、式(13)結(jié)果比較，在上述巡航狀態(tài)，螺旋槳滑流能使該機的靜穩(wěn)定裕度增加約8%。同時計算表明此值和螺旋槳的附加動壓系數(shù)T/(Spq∞)呈現(xiàn)遞增關(guān)系。因此發(fā)動機在突然熄車時將造成飛機靜穩(wěn)定性減弱，同時推力線高置產(chǎn)生的附加低頭力矩消失，飛機的重新配平需要施加較大的推桿量。由于風(fēng)洞實驗和飛行實驗都難以直接定量測量帶動力狀態(tài)的縱向靜穩(wěn)定性，圖5給出了發(fā)動機工作和停車時的升降舵配平偏角計算曲線［6］以及飛行實驗數(shù)據(jù)，兩者符合較好，亦間接證實螺旋槳滑流的縱向增穩(wěn)功效。

圖4 平尾俯仰力矩系數(shù)vs全機升力系數(shù)曲線(帶動力)Fig.4 Pitch moment coefficient of horizontal tail versus lift coefficient of aircraft(power-on)

圖5 直線平飛時的升降舵配平偏角Fig.5 Elevator angle to trim at straight level flight

2.2 柔性高置上單翼對縱向靜穩(wěn)定性的影響

實驗用飛機采用柔性高置上單翼，重心在機翼弦平面下方較遠(yuǎn)距離，在小迎角α下，機翼對重心的力矩系數(shù)和縱向靜穩(wěn)定性貢獻為:

取16個批次紫荊葉，分別按“2.1”項下方法制備質(zhì)量濃度為100 mg/mL（按生藥計）的紫荊葉提取物供試品溶液，進樣測定，得到相應(yīng)色譜圖。以各批次供試品溶液的色譜圖為參照圖譜，采用《中藥色譜指紋圖譜相似度評價系統(tǒng)2004（A版）》，設(shè)時間窗口為0.5，選擇各批次樣品中均含有的、含量相對較高且分離度較好的色譜峰位進行多點校正，采用峰面積平均數(shù)法生成量化特征色譜圖，并匹配共有峰。

典型重心縱向(相對機翼前緣)和垂向(相對平均氣動弦弦平面)相對位置分別為:

對于典型平飛狀態(tài):

若重心位于弦平面

由式(16)、式(17)結(jié)果可以看出此時重心低置能夠增加約13%的靜穩(wěn)定裕度。根據(jù)機翼各氣動力系數(shù)的實驗結(jié)果計算的力矩系數(shù)在不同重心位置時隨迎角變化曲線如圖6所示。

圖6 不同重心位置時機翼力矩系數(shù)隨迎角變化曲線Fig.6 Wing pitch moment coefficient versus lift coefficient with different position of center of gravity

可以明顯看出重心下移和前移對縱向靜穩(wěn)定性的增強，尤其是在中等迎角區(qū)域，機翼自身就有了靜穩(wěn)定性(曲線斜率為負(fù)值)。除了重心位置的因素，柔性翼的高升力特性也是上述現(xiàn)象的一大原因。因此結(jié)合2.1節(jié)分析，即使在重心后限=0.4和停車狀態(tài)，仍將具有6%以上的縱向靜穩(wěn)定裕度。駕駛員也評價在這種最極端條件下飛機仍具有滿意的縱向靜穩(wěn)定性。

此外，在重心后限時機翼產(chǎn)生抬頭力矩需要發(fā)動機或平尾產(chǎn)生低頭力矩來配平，即平尾可能產(chǎn)生正升力，需要推桿配平。這一點在圖5中也有所體現(xiàn)，與常規(guī)飛機的縱向配平具有較大不同。

3 橫航向特點

3.1 橫航向動穩(wěn)定性分析

由式(2)表現(xiàn)出垂尾容量系數(shù)Av較小，而較大展弦比和上反角的機翼以及重心較低、垂尾較高等因素提供了很強的橫向穩(wěn)定性，這將可能帶來橫航向穩(wěn)定性匹配問題和荷蘭滾特性的惡化。與2.1節(jié)分析相似，螺旋槳滑流也會顯著增強垂尾的“風(fēng)標(biāo)效應(yīng)”，因此只需無動力情況下的荷蘭滾模態(tài)有滿意的收斂性即可。主要考察巡航時強制停車和無動力進近兩種典型狀態(tài)，運動方程如下:

x、c分別為飛機的狀態(tài)和操縱變量;A、B分別為飛機的穩(wěn)定性和操縱性矩陣［6］。表1中給出了典型橫航向?qū)?shù)的取值，同時給出通用飛機Cessna182巡航時導(dǎo)數(shù)作為對比，估算方法和有關(guān)數(shù)據(jù)來自文獻［7-8］和風(fēng)洞實驗結(jié)果。

表1 不同飛行狀態(tài)下橫航向?qū)?shù)Table 1 Lateral-directional derivatives of different conditions

其中 Cnβ達到文獻［10］推薦值，但偏小很多。通過試飛，駕駛員評價在此設(shè)計參數(shù)下甚至通過改變飛機構(gòu)型使得更低的情況下，橫航向飛行品質(zhì)依然很好，未出現(xiàn)荷蘭滾特性惡化的現(xiàn)象。直接原因可能為:

3)全機繞x、z軸的轉(zhuǎn)動慣量以及總重較相同尺寸級別的常規(guī)飛機小很多，致使荷蘭滾周期較短(約3s)，且擾動產(chǎn)生的動能小，短時間內(nèi)容易耗散(半衰期小于1s);

4)由于柔性翼優(yōu)良的低速升力特性和大翼展，此類飛機交感導(dǎo)數(shù)Clr很大，而荷蘭滾模態(tài)的偏航角速率r和滾轉(zhuǎn)角φ的相位差在上述兩種無動力飛行狀態(tài)下幾乎達到180°接近反相，即飛機的偏航運動產(chǎn)生了“滾轉(zhuǎn)角靜穩(wěn)定性”。圖7給出了無量綱化后的荷蘭滾模態(tài)特征矢量圖。

圖7 荷蘭滾模態(tài)特征矢量圖(無動力狀態(tài))Fig.7 Eigenvector diagrams of dutch roll mode(power-off)

圖8給出巡航停車狀態(tài)、側(cè)滑角具有2°初始擾動時的響應(yīng)曲線，也反映出即使減小50%方向舵面積或繼續(xù)增加上反角，荷蘭滾模態(tài)仍然收斂迅速。駕駛員也反映上述三種構(gòu)型下，對于突然小幅度蹬舵或側(cè)突風(fēng)擾動引起的橫航向振蕩均可以在5s內(nèi)迅速消除，與計算基本相符。甚至在改變構(gòu)型后駕駛員對穩(wěn)定性的評價反而更好。因此，此類飛機的橫航向穩(wěn)定性匹配值比文獻［10］的推薦值在下限可放寬許多，垂尾容量系數(shù)Av可取到0.3以下甚至更低。

圖8 無操縱時側(cè)滑角對擾動的響應(yīng)曲線Fig.8 Sideslip response to disturbance without control

此外，原設(shè)計構(gòu)型尤其是在帶動力飛行狀態(tài)下不滿足文獻［6］推導(dǎo)出的平飛時螺旋模態(tài)穩(wěn)定條件這主要是由于交感導(dǎo)數(shù)Clr過大造成不等式右端遠(yuǎn)低于常規(guī)值。表2給出了不同狀態(tài)下的橫航向模態(tài)特性計算結(jié)果。但上文提到減小后駕駛員對于橫航向穩(wěn)定性的評價得到改善說明航向安定性仍富裕較大。

表2 橫航向運動模態(tài)特性Table 2 Characteristics of lateral-directional modes

綜上，雖然此類飛機具有典型“上反效應(yīng)過強，風(fēng)標(biāo)效應(yīng)不足”的氣動外形，但荷蘭滾模態(tài)特性遠(yuǎn)離不穩(wěn)定邊界;而由于低速高升力特點，螺旋模態(tài)有待改善。這是與傳統(tǒng)低速飛機顯著不同的氣動特性。下文也指出較大的上反角是此類飛機兼顧操穩(wěn)特性的最好選擇。

3.2 滾轉(zhuǎn)角對方向舵的操縱響應(yīng)

此類飛機由于機翼沒有盒式結(jié)構(gòu)，為避免扭轉(zhuǎn)剛度低帶來的副翼低效甚至反效問題，副翼容量系數(shù)和極限偏角須較小。試飛表明副翼階躍輸入時，滾轉(zhuǎn)30°所需時長在較低空速下超過3s，駕駛員評價較低。駕駛員認(rèn)為此類飛機的橫向若不采用舵面組合操縱難以達到文獻［5］對滾轉(zhuǎn)率操縱的要求。由于和Clr較大，占垂尾面積接近50%的大面積方向舵可以產(chǎn)生較強的“蹬舵正傾斜”效應(yīng)，有效地彌補副翼操縱效率的不足，在盤旋機動中起到操縱橫滾的作用。事實上，發(fā)散的螺旋模態(tài)在這里一定程度上成為有利的因素。圖9給出了減小方向舵或改變上反角時，滾轉(zhuǎn)角對方向舵階躍輸入的響應(yīng)曲線以及飛行實驗數(shù)據(jù)。

圖9表明飛行實驗和計算基本相符，方向舵偏角亦可迅速形成近似的勻角速率滾轉(zhuǎn)。駕駛員對原設(shè)計狀態(tài)和增大上反角后的方向舵操縱響應(yīng)具有較高評價，即方向舵偏角對滾轉(zhuǎn)角的操縱靈敏度應(yīng)保證△p/δr＞0.3/s。原大面積的方向舵雖然在帶動力巡航時偏航操縱效率過剩，但有利于保證在發(fā)動機停車時仍然具有滿意的滾轉(zhuǎn)操縱響應(yīng);而此類飛機的上反角選擇也應(yīng)更多出于保證滿意的“蹬舵正傾斜”效應(yīng)和改善螺旋模態(tài)特性，而在橫向穩(wěn)定性方面可以有所放寬。因此對此類飛機的平直機翼，上反角也不宜減小到4°以下的較低值。

圖9 方向舵階躍輸入時的滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)Fig.9 Response of roll angle to rudder step deflection

4 結(jié)論

通過飛行實驗和風(fēng)洞實驗數(shù)據(jù)對具有高置柔性上單翼，推進式螺旋槳布局的小型飛機的特殊操穩(wěn)特性進行了研究，得到如下結(jié)論:

(1)螺旋槳滑流對平尾的力矩特性有較大影響，可提供較大的附加縱向靜穩(wěn)定裕度(實驗用飛機約為8%);

(2)較低的重心位置和柔性翼優(yōu)良的升力特性可提供很大的附加縱向靜穩(wěn)定裕度，尤其在中等迎角時效果顯著(實驗用飛機可達到13%以上);

(3)上述兩點造成平尾容量系數(shù)可比常規(guī)飛機低25%～35%，重心甚至可在傳統(tǒng)氣動焦點之后而飛機仍然是縱向靜穩(wěn)定的;

(5)在上述較低垂尾容量系數(shù)Av和下，建議方向舵面積不小于整個垂尾面積40%;建議保證無螺旋槳滑流時的方向舵操縱導(dǎo)數(shù) Cnδr＜ －0.04，側(cè)滑穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Clβ＜－0.12。以上設(shè)計可保證具有足夠的“蹬舵正傾斜”效應(yīng)，以彌補副翼操縱效能的不足，同時可以改善螺旋模態(tài)。

試飛結(jié)果證實了本文氣動估算和飛行動力學(xué)建模的合理性，上述結(jié)論也可作為相似布局的低速通航飛機、無人機的設(shè)計參考。下一步將開展此類飛機帶動力的風(fēng)洞實驗和飛行參數(shù)辨識工作，以應(yīng)用于更多氣動布局的此類飛行器操穩(wěn)特性分析，為總體設(shè)計參數(shù)的選擇提供更多參考。

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