飛機(jī)著陸構(gòu)型“啄食”及自動俯沖問題探討

呂莉莉, 劉建平, 張曉

(中航工業(yè)陜西飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司 設(shè)計(jì)研究院, 陜西 漢中 723213)

0 引言

隨著平尾迎角接近負(fù)臨界迎角,平尾下表面局部氣流分離區(qū)域由升降舵后緣向整個升降舵乃至整個平尾(平尾失速)擴(kuò)散,這種分離渦引起飛機(jī)產(chǎn)生像雞啄米的現(xiàn)象,故而形象地稱為“啄食”。發(fā)生“啄食”時,飛機(jī)伴隨自動劇烈俯沖、駕駛桿抖動或振動現(xiàn)象。上單翼、低平尾、雙縫后退式高效襟翼的氣動布局，以及軸式補(bǔ)償升降舵的渦槳類飛機(jī)容易發(fā)生“啄食”現(xiàn)象。

“啄食”現(xiàn)象是飛機(jī)以較小迎角飛行時,受機(jī)翼下洗影響,平尾局部負(fù)迎角接近臨界迎角,平尾下表面氣流分離,改變平尾及升降舵上下表面的壓力分布,升降舵鉸鏈力矩軸式補(bǔ)償過大,縱向操縱力突變,平尾效率降低,縱向穩(wěn)定性減小甚至喪失。該現(xiàn)象多發(fā)生在著陸構(gòu)型、飛機(jī)以較大速度飛行的過程中。原因有三點(diǎn):一是大襟翼角度時升力增大、下洗增大,平尾的負(fù)迎角余量減小,容易進(jìn)入平尾氣流分離角度;二是平尾結(jié)冰時,其失速迎角減小,容易出現(xiàn)“啄食”及自動俯沖;三是飛機(jī)放襟翼及下滑過程中做推桿機(jī)動(過載小于1)時,存在一平尾附加迎角,使得負(fù)迎角余量減小。飛機(jī)著陸進(jìn)場期間如果發(fā)生“啄食”現(xiàn)象,由于飛行高度低,高度安全余量小,飛行員來不及處置,就會導(dǎo)致空難發(fā)生。因此研究“啄食”機(jī)理、影響因素、應(yīng)急處置以及解決措施等具有十分重要的意義。

1 “啄食”機(jī)理

上單翼、低平尾渦槳類飛機(jī)水平尾翼處于機(jī)翼、機(jī)身和螺旋槳的洗流內(nèi),受此下洗氣流的影響,平尾的迎角(平尾處局部氣流相對于平尾弦平面的角度)小于機(jī)翼迎角,平尾迎角可用以下公式表示:

αH=αH0+ΔαH

(1)

αH0=αw+φH-ε

(2)

(3)

式中,αH為平尾迎角;αw為機(jī)翼迎角;φH為平尾相對機(jī)翼的安裝角;ε為平尾處下洗角;lH為平尾力臂;kq為平尾處速度阻滯系數(shù)。

顯然,平尾迎角取決于機(jī)翼迎角、下洗角、平尾相對于機(jī)翼安裝角、平尾力臂及是否做縱向機(jī)動。穩(wěn)態(tài)飛行時,俯仰角速度為零,平尾迎角用式(2)表示。當(dāng)飛機(jī)做縱向機(jī)動飛行時,產(chǎn)生一個附加俯仰角速度q,相對于穩(wěn)態(tài)平尾迎角(αpw0),在平尾處附加一動態(tài)附加量Δαpw。

對于對稱翼型平尾,駕駛桿力為:

Fe=-Kkq0.5ρV2SeceChe

隨著平尾迎角接近臨界迎角,局部氣流分離區(qū)域由升降舵后緣向整個升降舵乃至整個平尾擴(kuò)散(平尾失速)。如果上翼面氣流分離,則正迎角失速；如果下翼面氣流分離，則負(fù)迎角失速,這種分離渦引起飛機(jī)產(chǎn)生像雞啄米的現(xiàn)象,故而形象地稱為“啄食”。另一方面,對于軸式補(bǔ)償偏大的飛機(jī),在平尾較大負(fù)迎角且升降舵大偏角時,由于舵面轉(zhuǎn)軸靠后,升降舵前緣突出平尾翼型輪廓,在升降舵上翼面前緣產(chǎn)生吸力峰值,此吸力在升降舵鉸鏈軸之前,對鉸鏈產(chǎn)生的補(bǔ)償力矩迅速增加,出現(xiàn)鉸鏈力矩補(bǔ)償偏大,鉸鏈力矩隨偏角增大而減小。綜合產(chǎn)生的現(xiàn)象就是飛機(jī)抖動、“啄食”及飛機(jī)自動俯沖。

2 影響“啄食”及自動俯沖的因素

運(yùn)-7、運(yùn)-8、運(yùn)-9、安-24及安-26等渦槳類運(yùn)輸機(jī)采用上單翼、低平尾、雙縫后退式高效襟翼的氣動布局以及軸式補(bǔ)償?shù)纳刀嫘问?決定了增升裝置、軸式補(bǔ)償度、飛行速度、發(fā)動機(jī)功率狀態(tài)、機(jī)動特性、結(jié)冰、干擾物等均對“啄食”現(xiàn)象有一定的影響,而升降通道軟式操縱系統(tǒng)以及線系間隙偏大會加重“啄食”現(xiàn)象。

(1)增升裝置

由式(1)和式(2)可知,穩(wěn)態(tài)飛行時平尾迎角與機(jī)翼迎角、下洗角、平尾相對于機(jī)翼的安裝角有關(guān)。對于特定飛機(jī),穩(wěn)態(tài)飛行平尾迎角取決于機(jī)翼迎角和下洗角。

襟翼放下構(gòu)型增加了機(jī)翼彎度,在增升的同時,也增加了機(jī)翼翼尖尾渦和附著渦的渦流強(qiáng)度,致使下洗角ε增加,從而導(dǎo)致平尾負(fù)迎角增大。相同機(jī)翼迎角時,某飛機(jī)襟翼35°構(gòu)型飛行時較襟翼0°構(gòu)型平尾負(fù)迎角增大4°～5°,平尾迎角與機(jī)翼迎角的關(guān)系如圖1所示。

圖1 平尾迎角與機(jī)翼迎角的關(guān)系(下洗角影響)Fig.1 Relation of horizontal tail and wing AOA(influence of downwash angle)

另一方面,由于襟翼增升作用,同一飛行速度時,襟翼放下位置所需的機(jī)翼迎角減小。產(chǎn)生相同升力系數(shù)(飛行速度相同)時,某飛機(jī)襟翼35°構(gòu)型飛行時機(jī)翼迎角較襟翼0°小10°以上,如圖2所示。

圖2 襟翼對飛機(jī)平飛機(jī)翼迎角的影響Fig.2 Influence of the flaps on the wing AOA in level flight

綜合以上兩種因素可知,同一飛行速度時,著陸構(gòu)型(增升裝置放下位置)平尾負(fù)迎角較巡航構(gòu)型(增升裝置收起位置)大得多。對稱翼型的平尾臨界迎角約為±16°[1],某飛機(jī)以飛行速度300 km/h穩(wěn)定平飛時,襟翼35°構(gòu)型平尾負(fù)迎角可達(dá)-11°,接近臨界迎角,容易出現(xiàn)“啄食”和自動俯沖現(xiàn)象,而同樣速度以襟翼0°構(gòu)型平飛時平尾迎角在3°左右,遠(yuǎn)離平尾臨界迎角。

(2)升降舵鉸鏈力矩軸式補(bǔ)償

某飛機(jī)升降舵軸式補(bǔ)償偏大,其軸式補(bǔ)償面積為0.286,在平尾處于較大負(fù)迎角同時升降舵處于大偏角時,升降舵前緣突出平尾翼型輪廓,在升降舵上翼面前緣產(chǎn)生吸力峰值,此吸力在升降舵鉸鏈軸之前,對鉸鏈產(chǎn)生的補(bǔ)償力矩迅速增加,出現(xiàn)補(bǔ)償偏大現(xiàn)象。吸力峰值使下翼面氣流通過縫隙流向升降舵上翼面,導(dǎo)致桿力減輕,加劇“啄食”及自動俯沖。

增大軸式補(bǔ)償,則加劇過補(bǔ)償現(xiàn)象,一旦升降舵后緣略有氣流分離(升降舵未失速,操縱效率足夠),鉸鏈力矩逆反導(dǎo)致升降舵自動偏轉(zhuǎn),從而加劇“啄食”及自動俯沖;相反,減小軸式補(bǔ)償雖帶來?xiàng)U力增大,但升降舵鉸鏈力矩在相同條件下仍能保持線性,鉸鏈力矩非線性點(diǎn)推遲,即使升降舵后緣氣流分離,也不導(dǎo)致自動上舵現(xiàn)象,從而延緩“啄食”問題的發(fā)生。

(3)飛行速度

(4)發(fā)動機(jī)功率狀態(tài)

螺旋槳類飛機(jī)滑流具有增升作用,滑流對升力的貢獻(xiàn)為ΔCL=f(B,αw)，滑流強(qiáng)度B=P/(qF),其中P為螺旋槳拉力，F(xiàn)=πD2/4為槳盤面積[1]。由于滑流對升力的貢獻(xiàn),使同樣飛行速度時機(jī)翼迎角減小、平尾負(fù)迎角增大。發(fā)動機(jī)推力越大,滑流強(qiáng)度越大,滑流影響的升力增量越大(見圖3),平尾負(fù)迎角越大。

圖3 某螺旋槳類飛機(jī)滑流對升力的影響Fig.3 Effect of an propeller aircraft slipstream on the lift

(5)機(jī)動飛行

由式(3)可知,下俯角速度在平尾處附加一負(fù)迎角,平尾力臂越長,下俯角速度越大,負(fù)迎角增量越大。

(6)平尾結(jié)冰

曲率半徑小的部位的結(jié)冰強(qiáng)度大于曲率半徑大的部位,所以平尾前緣較機(jī)翼前緣更容易結(jié)冰。平尾前緣結(jié)冰破壞前緣氣動外形和氣流流線,使下表面氣流提前分離,平尾臨界迎角絕對值減小[3-4];另一方面,平尾效率降低,縱向穩(wěn)定性減小。某飛機(jī)平尾結(jié)冰后臨界迎角減小4°～6°,平尾配平安全余量減小甚至無安全余量,因此在著陸構(gòu)型正常飛行速度范圍內(nèi)，即使做平直飛行,也會導(dǎo)致劇烈低頭、升降舵“卡住”和“啄食”現(xiàn)象,危及飛行安全。

(7)附加物干擾

天線罩、起落架等附加物的干擾可能加劇著陸構(gòu)型負(fù)迎角狀態(tài)下平尾的氣流分離。一般情況下,起落架放下以及平尾前部的附加物均導(dǎo)致平尾處氣流提前分離。

(8)操縱系統(tǒng)(間隙和剛度)

如果操縱系統(tǒng)的間隙過大或者線系的剛度過小,一方面操縱時有空行程(桿位移有變化而舵面不動),造成操縱滯后；另一方面,如果升降舵后緣局部氣流分離(舵面及平尾未失速),只要存在鉸鏈力矩非線性甚至逆反,即使桿位移不變(操縱固持),除飛行員感受到桿力突變外,升降舵也會自動偏轉(zhuǎn),這種現(xiàn)象加劇了飛機(jī)自動俯沖和“啄食”。

3 “啄食”及平尾失速征候

眾所周知,機(jī)翼失速是由于機(jī)翼正迎角大于臨界迎角、在機(jī)翼上表面出現(xiàn)氣流分離導(dǎo)致的,正確的失速改出方法是推桿增速,直至速度增加50～60 km/h,而后改出坡度和側(cè)滑。但是平尾失速發(fā)生在較大速度及較大襟翼狀態(tài),由于平尾負(fù)迎角大于臨界迎角所致,有效改出方法是拉桿及收襟翼,在改出過程中,高度一般損失100～200 m。表1總結(jié)了平尾和機(jī)翼失速征候[5]的區(qū)別。

襟翼放下構(gòu)型時,如果在較大飛行速度出現(xiàn)自動俯沖、縱向操縱振動或者脈動、縱向操縱力突變這些現(xiàn)象即判斷為平尾處氣流分離,如果同時縱向操縱效能降低或者喪失,即判斷為平尾失速。

對于軟式操縱系統(tǒng)以及升降舵軸式補(bǔ)償較大的飛機(jī),平尾后緣氣流局部分離后,駕駛員首先感受到縱向操縱振動或者脈動、操縱力降低及喪失,由此引起舵面自動偏轉(zhuǎn),導(dǎo)致“啄食”及自動俯沖現(xiàn)象,如果及時拉桿就能有效防止縱向操縱效能喪失。若飛行中飛機(jī)在著陸構(gòu)型出現(xiàn)舵面操縱效能喪失現(xiàn)象,應(yīng)立即收襟翼并柔和拉桿,改出平尾失速。

表1 平尾和機(jī)翼失速的區(qū)別Table 1 Differences between horizontal tail stall and wing stall

典型的軟式操縱系統(tǒng)(升降舵軸式補(bǔ)償)飛機(jī)“啄食”及自動俯沖曲線如圖4所示。

圖4 典型的飛機(jī)“啄食”和自動俯沖曲線Fig.4 Curve of typical "peck" and automatic dive

4 解決措施

(1)改善平尾處氣流分離

產(chǎn)生“啄食”及自動俯沖現(xiàn)象最根本的原因是平尾負(fù)迎角的氣流分離。為改善氣流分離,在分離區(qū)前方的機(jī)身上加裝渦流發(fā)生器或邊鰭,利用其展弦比小、翼尖渦強(qiáng)烈的特性為分離區(qū)注入高能量氣流,從而推遲了氣流分離。在平尾下表面根部加裝渦流發(fā)生器,降低渦流強(qiáng)度,推遲平尾負(fù)迎角氣流分離臨界角度,從而改善“啄食”、桿力減輕及自動俯沖。

(2)減小升降舵軸式補(bǔ)償

由于現(xiàn)代運(yùn)輸機(jī)采用助力操縱,因此,減小軸式補(bǔ)償,增大助力操縱系統(tǒng)回力比，甚至采用無回力操縱系統(tǒng),能有效防止由于桿力突變導(dǎo)致的自動上舵,改善雖然舵面局部氣流分離但平尾未完全失速時的飛機(jī)“啄食”及自動俯沖現(xiàn)象。

(3)改進(jìn)操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)

對于可逆操縱系統(tǒng),改善系統(tǒng)剛度,降低操縱系統(tǒng)線系的彈性變形(軟式線系增加張力調(diào)節(jié)器),減小系統(tǒng)間隙,即使升降舵后緣局部氣流分離,桿力突變,只要平尾未失速,升降舵操縱效能足夠,由于舵面與駕駛桿線性關(guān)系較好,桿位移不變時舵面不會自動偏轉(zhuǎn),不會惡化“啄食”及自動俯沖現(xiàn)象，筆者認(rèn)為這是某軟式操縱系統(tǒng)飛機(jī)較原準(zhǔn)機(jī)(某硬式操縱系統(tǒng)的飛機(jī))“啄食”及自動俯沖現(xiàn)象加劇的原因之一。

升降舵局部氣流分離至舵面失速一般有4°迎角余量,局部氣流分離時,首先出現(xiàn)抖桿和桿力突變,如果此時不改出而繼續(xù)增大平尾負(fù)迎角,才會導(dǎo)致舵面操縱失效、穩(wěn)定性喪失及猛烈自動俯沖,危機(jī)飛行安全。對于不可逆操縱系統(tǒng)而言,升降舵局部氣流分離時駕駛員感受不到抖桿和桿力突變(失速征候),按過載的縱向穩(wěn)定性試飛時,駕駛員感受不到失速征候,直到平尾失速,升降舵操縱效能喪失,飛機(jī)猛烈俯沖時才能察覺到,此時拉桿改出無效,必須在收襟翼的同時柔和拉桿,高度損失量大,如果在著陸段平尾失速,由于飛行高度低,一旦進(jìn)入急劇俯沖則改出困難,因此應(yīng)設(shè)置人工平尾失速告警信號(區(qū)別于機(jī)翼失速),以保證試飛及正常著陸安全。

(4)優(yōu)化飛行操作程序

首先優(yōu)化下滑速度。著陸進(jìn)場階段如果下滑速度過大，則易出現(xiàn)“啄食”現(xiàn)象;如果下滑速度過小,則飛機(jī)受機(jī)場風(fēng)擾動時飛行軌跡不好控制、易失速;另一方面,發(fā)動機(jī)失效時,方向舵糾偏能力不夠。因此下滑速度一般確定為1.35VS(不小于VMCL)。同時優(yōu)化放襟翼程序。采取分段放襟翼,防止由于放襟翼后升力增加及飛機(jī)抬頭力矩過大導(dǎo)致的猛推桿,同時在飛行手冊中強(qiáng)調(diào)下滑過程中應(yīng)柔和推桿,禁止猛推桿[1]。

在結(jié)冰氣象條件下著陸時,應(yīng)使著陸襟翼處于飛行手冊限制的襟翼角度內(nèi),禁止以過大的襟翼著陸。

5 結(jié)束語

本文研究了“啄食”機(jī)理,分析了增升裝置、升降舵軸式補(bǔ)償、飛行速度、發(fā)動機(jī)功率狀態(tài)、機(jī)動飛行、平尾結(jié)冰、附加物干擾以及操縱系統(tǒng)對“啄食”及自動俯沖的影響,提出了平尾失速征候及應(yīng)急處置方法,總結(jié)出了飛機(jī)設(shè)計(jì)與制造過程中改善著陸構(gòu)型“啄食”及自動俯沖的措施。

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