翼吊低平尾飛機(jī)尾跡測(cè)量研究

周星，白峰

(中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海　201210)

翼吊低平尾飛機(jī)尾跡測(cè)量研究

周星，白峰

(中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

摘要：平尾是影響全機(jī)縱向力矩的首要部件，翼吊低平尾飛機(jī)平尾處的流場(chǎng)受到翼身組合體尾跡的影響。為了摸清尾跡的特點(diǎn)，利用七孔探針測(cè)量平尾處的動(dòng)壓及下洗角，得到平尾處流場(chǎng)動(dòng)壓損失以及下洗角隨飛機(jī)迎角變化的氣動(dòng)特點(diǎn)。結(jié)果表明：在接近最大升力系數(shù)時(shí)，平尾處流場(chǎng)動(dòng)壓損失嚴(yán)重，降低了平尾的氣動(dòng)效率，導(dǎo)致全機(jī)的縱向力矩失穩(wěn)。研究結(jié)果對(duì)大飛機(jī)的氣動(dòng)特性優(yōu)化工作具有指導(dǎo)意義。

關(guān)鍵詞：翼吊；低平尾；七孔探針；尾跡；縱向力矩；穩(wěn)定性

0引言

飛機(jī)若想具有良好的失速特性，首先應(yīng)保證機(jī)翼的分離是由內(nèi)翼往外的緩慢分離；其次，在發(fā)生分離時(shí)，尾翼不得由于沉浸在機(jī)翼分離流的尾跡中而喪失其有效性。平尾通常位于機(jī)翼下游，故機(jī)翼尾跡對(duì)平尾的干擾是必然存在的。

目前，民航飛機(jī)主流機(jī)型的布局分為尾吊高平尾飛機(jī)和翼吊低平尾飛機(jī)。國(guó)外對(duì)尾吊高平尾飛機(jī)(例如DC-9)[1-2]進(jìn)行了尾跡測(cè)量，結(jié)果表明高平尾飛機(jī)在較大迎角范圍內(nèi)，機(jī)翼尾跡流經(jīng)平尾區(qū)，當(dāng)迎角繼續(xù)增大時(shí)機(jī)翼尾跡脫離平尾，短艙掛架的尾跡又流經(jīng)平尾，使得平尾效率下降，導(dǎo)致高平尾飛機(jī)進(jìn)入“深失速”。而翼吊低平尾是目前主流的氣動(dòng)布局形式，A320、B737等均為翼吊低平尾飛機(jī)，國(guó)產(chǎn)大飛機(jī)也正逐步涉足該領(lǐng)域，競(jìng)爭(zhēng)劇烈。翼吊低平尾飛機(jī)與尾吊高平尾飛機(jī)的氣動(dòng)特性不同，機(jī)翼尾跡的干擾出現(xiàn)在中迎角與失速迎角之間，使平尾效率降低，從而降低了最大升力系數(shù)的使用范圍，進(jìn)而影響飛機(jī)的起落性能和安全性。

國(guó)外關(guān)于尾跡測(cè)量的相關(guān)研究較少，尤其對(duì)包含飛機(jī)力矩分析的研究鮮有報(bào)道；國(guó)內(nèi)通常采用PIV法對(duì)部件尾跡進(jìn)行測(cè)量[3-4]，雖然該測(cè)量方法先進(jìn)，但是價(jià)格昂貴。七孔探針[5]是一種可以同時(shí)獲得流動(dòng)速度大小、方向及總壓和靜壓的氣動(dòng)測(cè)量裝置，已被廣泛地應(yīng)用于各種大角度的流動(dòng)測(cè)量，例如風(fēng)洞流場(chǎng)校測(cè)[6]、大氣傳感器試驗(yàn)?zāi)M[7]以及風(fēng)力機(jī)葉片的葉尖下游流場(chǎng)測(cè)量等。

本文首次采用七孔探針對(duì)平尾處的流場(chǎng)進(jìn)行測(cè)量，得到當(dāng)?shù)厮賶汉拖孪唇堑淖兓?，探明翼吊低平尾飛機(jī)大迎角力矩失穩(wěn)的原因，研究結(jié)果對(duì)指導(dǎo)大飛機(jī)的力矩特性優(yōu)化工作具有參考意義。

1七孔探針尾跡測(cè)量試驗(yàn)方法

七孔探針尾跡測(cè)量試驗(yàn)屬于特種風(fēng)洞試驗(yàn)，模型和試驗(yàn)方案均具有一定的特殊性。試驗(yàn)具體實(shí)施過程和技術(shù)難點(diǎn)如下：

(1) 為了保證流場(chǎng)的相似性和測(cè)量的準(zhǔn)確性，試驗(yàn)選擇在低速高雷諾數(shù)風(fēng)洞進(jìn)行，雷諾數(shù)為6.5×106。

(2) 機(jī)翼和平尾之間存在相互干擾，但是基于兩者參考面積的大小以及上下游的關(guān)系，機(jī)翼對(duì)平尾的干擾是研究的主要矛盾，因此模型的構(gòu)型選擇全機(jī)無(wú)平尾構(gòu)型。

(3) 探針測(cè)量的直接結(jié)果是七個(gè)孔的壓力值，需要通過探針的校準(zhǔn)公式計(jì)算得到當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)的迎角、側(cè)滑角、靜壓和總壓。

(4) 平尾由帶有七孔探針的尾耙系統(tǒng)代替，當(dāng)尾耙上反角為0°時(shí)，尾耙系統(tǒng)上的探針坐標(biāo)系與機(jī)身坐標(biāo)系重合，這種方式便于探針的測(cè)量數(shù)據(jù)向全機(jī)坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換。

(5) 探針尾耙能夠繞著機(jī)身某個(gè)軸線進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，模擬平尾上反角的變化，并且在某個(gè)角度下，探針前緣與原平尾前緣重合。該試驗(yàn)方案的優(yōu)勢(shì)在于，在某個(gè)固定機(jī)身迎角下，可以對(duì)平尾當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)進(jìn)行片區(qū)掃掠，獲得比較豐富的平尾附近流場(chǎng)信息。尾耙機(jī)構(gòu)如圖1所示。

圖1　尾耙機(jī)構(gòu)圖

(6) 尾耙上探針的布置位置根據(jù)平尾的展長(zhǎng)由內(nèi)翼向外翼等分布置，且至少需要在平尾翼展外布置一根探針，以便能夠觀察到平尾以外流場(chǎng)的特征。本文選擇的站位分別為22%、41%、60%、80%、98%和115%，如圖2所示。

圖2　測(cè)量點(diǎn)(探針)分布

(7) 探針尾耙外露的部分主要包括探針和支桿，探針固定在支桿上且探針的測(cè)壓管由支桿內(nèi)部進(jìn)入機(jī)身內(nèi)與測(cè)量系統(tǒng)相連，如圖3所示。探針必須距離支桿根部200 mm以上，以降低支桿對(duì)來(lái)流的干擾；探針直徑僅為4 mm，其長(zhǎng)細(xì)比為50，即探針的剛度較弱，故需要在探針根部到半展長(zhǎng)的位置進(jìn)行加強(qiáng)。

圖3　探針與支桿連接示意圖

(8) 試驗(yàn)可采用定尾耙上反角、變機(jī)身迎角或定機(jī)身迎角，變尾耙上反角兩種方式來(lái)進(jìn)行，本文采用定尾耙上反角、變機(jī)身迎角的方式進(jìn)行試驗(yàn)。

2七孔探針原理

尾耙上的七孔探針可以測(cè)量當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)的速度、方向、總壓以及靜壓等。七孔探針的設(shè)計(jì)和加工難度較大，在直徑為4 mm的圓錐上加工七個(gè)平行于柱軸線的孔，孔徑為0.6 mm。

七孔探針的基本原理[7-8]為：在小流動(dòng)角時(shí)，中心孔壓力P7最大；隨著流動(dòng)角度的增加，最大壓力孔將由中心逐漸轉(zhuǎn)移到正對(duì)橫向氣流的壓力孔；根據(jù)七個(gè)壓力孔的壓力高低，將流動(dòng)空間劃分為七個(gè)區(qū)，以壓力最高的孔編號(hào)命名，第七孔所對(duì)應(yīng)的流動(dòng)空間稱為內(nèi)區(qū)，其余六個(gè)區(qū)稱為外區(qū)，每個(gè)區(qū)各占60°的扇形空間；通過七個(gè)孔的壓力系數(shù)求得來(lái)流相對(duì)于探針坐標(biāo)系的θ角與Φ角，如圖4所示。

圖4　七孔探針坐標(biāo)系

本文主要通過七孔探針測(cè)得當(dāng)?shù)氐牧鲌?chǎng)方向以及速壓隨機(jī)身迎角的變化量。

3尾跡測(cè)量結(jié)果分析

尾耙前緣與平尾前緣重合的試驗(yàn)結(jié)果如圖5～圖8所示。

圖5　當(dāng)?shù)赜请S機(jī)身迎角的變化(襟翼放下)

圖6　當(dāng)?shù)厮賶罕入S機(jī)身迎角的變化(襟翼放下)

圖7　平均速壓比隨機(jī)身迎角的變化(襟翼放下)

圖8　全機(jī)縱向力矩隨機(jī)身迎角的變化(襟翼放下)

從圖5可以看出：平尾處的當(dāng)?shù)赜请S著機(jī)身迎角的增大逐漸增大，提高了平尾當(dāng)?shù)貧鈩?dòng)力，對(duì)全機(jī)縱向力矩具有增加作用。

從圖6可以看出：當(dāng)?shù)厮賶弘S著機(jī)身迎角的增大逐漸降低。

對(duì)六根探針測(cè)得的速壓結(jié)果進(jìn)行平均，得到如圖7所示的平均動(dòng)壓比隨機(jī)身迎角的變化曲線。從圖7可以看出：平尾處綜合速壓隨著機(jī)身迎角的增大而減小，達(dá)到某個(gè)迎角后急劇下降到來(lái)流的65%，然后再慢慢恢復(fù)，上述速壓的變化特點(diǎn)將直接影響全機(jī)的力矩特性。

從圖8可以看出：縱向力矩同樣在達(dá)到某個(gè)迎角后開始上翹[9-11]，該現(xiàn)象在B747和A300飛機(jī)上均出現(xiàn)過，會(huì)使全機(jī)穩(wěn)定性降低[12-13]；在較大迎角后才開始恢復(fù)，變化特點(diǎn)與速壓變化結(jié)果近似。

綜上所述，平尾處當(dāng)?shù)厮賶旱淖兓怯绊懭珯C(jī)縱向力矩穩(wěn)定性的重要因素。

試驗(yàn)中將尾耙繞軸下偏-5°，等效平尾下反-5°，試驗(yàn)結(jié)果如圖9所示，此時(shí)尾跡對(duì)平尾當(dāng)?shù)厮賶旱挠绊懸?guī)律同圖6～圖7。研究表明，機(jī)翼尾跡影響范圍較大，小范圍改變平尾的上反角無(wú)法達(dá)到躲避尾跡的作用。

(a) 當(dāng)?shù)厮賶罕茸兓?/p>

(b) 平均速壓比變化

根據(jù)上述結(jié)論，提出改善翼吊低平尾布局飛機(jī)力矩特性的建議：優(yōu)化機(jī)翼部件設(shè)計(jì)[14]，適當(dāng)降低內(nèi)翼的升力環(huán)量分布，使內(nèi)翼提前分離[15-16]，降低機(jī)翼本體的抬頭力矩，同時(shí)減弱機(jī)翼對(duì)平尾的下洗作用；可在短艙上加裝導(dǎo)流片[17]，以改變機(jī)翼尾跡的流動(dòng)軌跡，同時(shí)補(bǔ)償平尾處的動(dòng)量損失。

4尾跡數(shù)值模擬

對(duì)于翼身組合體的尾跡，短艙內(nèi)某剖面空間流場(chǎng)隨機(jī)身迎角變化的速壓分布圖如圖10所示。

(a) 小迎角

(b) 中迎角

(c) 大迎角

從圖10可以看出：在小迎角范圍內(nèi)，平尾基本不受翼身組合體影響；在大迎角時(shí)，翼身組合體的低能尾跡掃過平尾，使平尾處的速壓降低到來(lái)流的66.6%((2.0×103)/(3.0×103)×100%)左右，而試驗(yàn)結(jié)果為65%，數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果基本一致。

5結(jié)論

(1) 本文首次利用七孔探針對(duì)翼吊低平尾布局飛機(jī)的機(jī)翼尾跡進(jìn)行測(cè)量，得到機(jī)翼尾跡的特點(diǎn)并探明翼吊低平尾飛機(jī)力矩上翹的原因，表明平尾處當(dāng)?shù)厮賶旱淖兓怯绊懭珯C(jī)縱向力矩穩(wěn)定性的重要因素?？偨Y(jié)出一套七孔探測(cè)測(cè)量空間流場(chǎng)的風(fēng)洞試驗(yàn)方法，該方法拓展了七孔探針的應(yīng)用領(lǐng)域，解決了飛機(jī)研制中的相關(guān)問題。

(2) 對(duì)于低平尾布局的飛機(jī)，其在失速迎角之前，平尾開始沉浸在機(jī)翼尾跡區(qū)里，由于分離流的影響，平尾當(dāng)?shù)厮賶旱慕档蛯⒅苯佑绊懫轿驳男室约叭珯C(jī)縱向力矩特性。由于機(jī)翼尾跡的影響區(qū)域較大，僅僅只改變平尾的安裝角度或者平移位置，很難達(dá)到改善縱向力矩的效果。

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Survey on Wake of Wing-hung and Low-HTP Airplane and Investigation of Longitudinal Moment Characteristic

Zhou Xing, Bai Feng

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Commercial Aircraft Corporation of China, Ltd., Shanghai 201210, China)

Abstract:Horizontal tail plane(HTP) is the primary component of aircraft, which influences the longitudinal moment of whole aircraft. The low HTP is affected by the wake of wing-and-fuselage combination in the wing-hung aircraft. In order to find out the characteristics of the wake, by using the seven hole probe the down wash angle and dynamic pressure are measured. The change of down wash angle and dynamic pressure with the changing of the attack angle can be gained. Results show that the loss of the dynamic pressure of the HTP is severe near the critical angle of attack. It can decrease the efficiency of HTP and cause the instability of longitudinal moment. The research result could be used to optimize the aerodynamic characteristics.

Key words:wing-hung; low-HTP; seven-hole probe; wake; longitudinal moment; stability

收稿日期：2014-05-28；修回日期：2016-02-17

通信作者：周星,zhouxing@comac.cc

文章編號(hào):1674-8190(2016)02-153-05

中圖分類號(hào)：V211.73

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.02.003

作者簡(jiǎn)介：

周星(1982-)，男，高級(jí)工程師。主要研究方向：氣動(dòng)特性。

白峰(1984-)，男，高級(jí)工程師。主要研究方向：氣動(dòng)特性。

(編輯：馬文靜)