吹氣式附面層控制系統(tǒng)對(duì)水陸兩棲飛機(jī)的重量與平衡影響研究

（中航通飛華南飛機(jī)工業(yè)有限公司，珠海 519040）

大航程、大商載、良好的機(jī)動(dòng)性及短距起降能力是當(dāng)代航空技術(shù)高速發(fā)展對(duì)飛機(jī)提出的更高要求，因而對(duì)影響其各種因素的研究也不斷深入[1]。對(duì)于水陸兩棲飛機(jī)，翼面升力系數(shù)不僅是影響飛機(jī)機(jī)動(dòng)性和短距起降能力的主要因素，增大翼面升力系數(shù)還可有效降低飛機(jī)著水載荷，減輕飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量，提高飛機(jī)航程及商載，因此各國(guó)都不遺余力為提高翼面升力系數(shù)而設(shè)計(jì)各類(lèi)增升系統(tǒng)，其中吹氣式附面層控制系統(tǒng)對(duì)水陸兩棲飛機(jī)的翼面升力系數(shù)增量效益最好。

20世紀(jì)50年代，國(guó)外已開(kāi)始對(duì)機(jī)翼吹氣增升裝置的研究[2]，其基本原理是利用吹氣裝置噴出的壓縮空氣，導(dǎo)入襟翼、升降舵及方向舵的吹氣管路，分別從各操縱面前緣的噴嘴吹出，起到延緩氣流分離，增加環(huán)量的作用，從而增加機(jī)翼升力[3]。日本新明和公司已成功在其研制的US–1和US–2 系列飛機(jī)上應(yīng)用吹氣式附面層控制系統(tǒng)，以US–1的起降速度（水面起飛速度為96～126km/h，著水速度為98～124km/h）水平[4–5]，按照CCAR–25–R4 中第25.527條“船體和主浮筒載荷系數(shù)”可推導(dǎo)出其斷階處載荷系數(shù)僅為2.33[6]，有效降低了其機(jī)身結(jié)構(gòu)重量，相較于同時(shí)期飛機(jī)性能指標(biāo)相似的SH5 飛機(jī)，其機(jī)身結(jié)構(gòu)重量輕18.4%。

我國(guó)近幾年也在逐步開(kāi)展相關(guān)研究，目前大多是對(duì)增升裝置的氣動(dòng)效果開(kāi)展研究分析。楊琪等[7]對(duì)附面層分離控制方法機(jī)制進(jìn)行了研究，孫衛(wèi)平等[8–11]對(duì)水陸兩棲飛機(jī)開(kāi)展了襟翼及方向舵吹氣式附面層控制的數(shù)值模擬計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證及其優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。本文在國(guó)內(nèi)已有的吹氣襟翼增升效益研究成果的基礎(chǔ)上，以某大型水陸兩棲飛機(jī)為原型，重點(diǎn)研究布局吹氣式附面層控制系統(tǒng)需要付出的重量代價(jià)、評(píng)估吹氣式附面層控制系統(tǒng)的增升效益—船體著水載荷—船體結(jié)構(gòu)減重效應(yīng)，最終基于飛機(jī)重量與平衡分析吹氣式附面層控制系統(tǒng)對(duì)大型水陸兩棲飛機(jī)的影響。

吹氣式附面層控制系統(tǒng)組成

吹氣式附面層控制系統(tǒng)主要由氣源裝置、進(jìn)氣系統(tǒng)、排氣系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、吹氣管道系統(tǒng)組成，簡(jiǎn)稱(chēng)吹氣系統(tǒng)。

其工作原理是利用發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)壓氣機(jī)對(duì)吸入空氣進(jìn)行壓縮，并將壓縮空氣導(dǎo)入內(nèi)側(cè)襟翼、外側(cè)襟翼、升降舵、方向舵的吹氣管路，分別從各操縱面前緣的噴嘴吹出，即所謂吹氣式附面層控制技術(shù)[12]。

吹氣系統(tǒng)的各分系統(tǒng)功能如下。

1 氣源裝置

氣源裝置由驅(qū)動(dòng)壓氣機(jī)的渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)、壓氣機(jī)、安裝機(jī)架組成，通過(guò)壓氣機(jī)壓縮空氣獲得高壓氣源。

2 進(jìn)氣系統(tǒng)

發(fā)動(dòng)機(jī)及壓氣機(jī)的進(jìn)氣口，應(yīng)設(shè)有防止外來(lái)物的金屬網(wǎng)，為防止飛行中發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)車(chē)裝旋轉(zhuǎn)，在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口處裝有可控制開(kāi)閉的艙蓋。

3 排氣系統(tǒng)

排氣系統(tǒng)通過(guò)排氣管路排出發(fā)動(dòng)機(jī)的廢氣，排氣管路應(yīng)采用防火設(shè)計(jì)。

4 燃油系統(tǒng)

從飛機(jī)燃油系統(tǒng)中通過(guò)斷油活門(mén)及輸油管路向發(fā)動(dòng)機(jī)供油。

5 滑油系統(tǒng)

滑油系統(tǒng)由滑油箱、管路、漏油活門(mén)等組成，滑油通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)及壓氣機(jī)各自的輸油泵和回油泵，對(duì)其進(jìn)行潤(rùn)滑。另外，在發(fā)動(dòng)機(jī)和回油系統(tǒng)中，裝有滑油散熱器，以控制滑油溫度。

6 控制系統(tǒng)

控制系統(tǒng)可設(shè)在副駕駛控制臺(tái)或機(jī)械師控制臺(tái)上，控制吹氣系統(tǒng)的起動(dòng)、額定功率運(yùn)行、減速運(yùn)行及停車(chē)。

7 吹氣管道系統(tǒng)

該系統(tǒng)主要由內(nèi)外襟翼、升降舵、方向舵的管路和噴嘴，以及從壓氣機(jī)到各操縱面之間的管路、管接頭、支架及放氣裝置組成，如圖1～2所示。

圖1 吹氣系統(tǒng)工作原理框圖Fig.1 Working principle block diagram of blowing system

圖2 一種吹氣系統(tǒng)的布局設(shè)計(jì)示意圖Fig.2 Layout design of a blowing system

吹氣系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)重量與平衡性能影響分析

1 吹氣系統(tǒng)布局設(shè)計(jì)

基于某大型水陸兩棲飛機(jī)各系統(tǒng)設(shè)備布置狀態(tài)，設(shè)計(jì)其加裝吹氣系統(tǒng)的一種可能布局，如圖2所示。

2 吹氣系統(tǒng)重量及重心估算

US–1飛機(jī)吹氣系統(tǒng)的重量組成：發(fā)動(dòng)機(jī)152kg（額定功率1250SHP，軍用功率（30min）1400SHP）、壓 氣 機(jī)95kg（壓 縮 比1.84，空氣流量14kg/s）、吸氣系統(tǒng)33kg、排氣系統(tǒng)5kg、滑油系統(tǒng)13kg、燃油系統(tǒng)9kg、發(fā)動(dòng)機(jī)控制34kg、引氣管路（機(jī)身62kg、機(jī)翼124kg、尾翼28kg）、安裝支架15kg，共 計(jì)570kg[12]。

基于圖2所示的吹氣系統(tǒng)布局設(shè)計(jì)，參考US–1 飛機(jī)吹氣系統(tǒng)設(shè)備的性能參數(shù)，選用國(guó)產(chǎn)渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)及壓氣機(jī)，并對(duì)比某大型水陸兩棲飛機(jī)與US–1 飛機(jī)的各項(xiàng)差異，同時(shí)結(jié)合AG600 飛機(jī)研制經(jīng)驗(yàn)，估算出某大型水陸兩棲飛機(jī)加裝吹氣系統(tǒng)的質(zhì)量特性數(shù)據(jù)如表1所示。

3 吹氣式附面層控制對(duì)著水性能的影響

以某大型水陸兩棲飛機(jī)為原型機(jī)設(shè)計(jì)的吹氣襟翼模型經(jīng)過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)，結(jié)果表明：在較寬的范圍內(nèi)，最大升力系數(shù)均有不同程度的增幅，在約為0.2 時(shí)，獲得最大的升力系數(shù)增量約為1.0[8]。

某大型水陸兩棲飛機(jī)加裝吹氣系統(tǒng)后，在水面起飛及著水過(guò)程中，最大升力系數(shù)理論上可由CLS=2.45（起飛襟翼25°），CLS=2.79（著水襟翼40°）增大為CLS=3.45（起飛襟翼25°），CLS=3.79（著水襟翼40°）。

計(jì)算時(shí)，設(shè)定飛機(jī)狀態(tài)為環(huán)境狀態(tài)ISA，海平面高度，飛機(jī)重量：W=52000kg，飛機(jī)重心x=17.261m，y=0，z=1.601m。

“1g”失速速度按下式計(jì)算[13]：

式中，G為飛機(jī)著水重量，N；ρ為空氣密度，1.225kg/m3；S為機(jī)翼參考面積，167.235m2；則飛機(jī)基準(zhǔn)失速速度由155km/h 減小至130km/h，飛機(jī)失速速度降低16.1%。

飛機(jī)水面起降距離的計(jì)算采用能量守恒的方法，起降過(guò)程示意如圖3所示，各階段的計(jì)算方法如下：

水面起飛距離：

水面降落距離：

式中，W為飛機(jī)飛行重量，N；（T–DA–DW）Avg為飛機(jī)水面加速或減速滑行階段發(fā)動(dòng)機(jī)剩余拉力的平均值，其中T為發(fā)動(dòng)機(jī)拉力，DA為氣動(dòng)阻力，DW為水阻力，N；（T–DA）Avg為飛機(jī)空中加速爬升或下滑階段的發(fā)動(dòng)機(jī)剩余拉力的平均值，N；VLOFW為飛機(jī)離水騰空速度，m/s；g為重力加速度，9.8m/s2；H為起飛安全高度，10.7m；V2為安全起飛速度，m/s；HREF為飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)高度，15m；VREF為飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)參考速度，m/s。VTW—飛機(jī)接水速度，m/s；加裝吹氣系統(tǒng)后飛機(jī)水面起降距離變化量參如表2所示。

表1 吹氣系統(tǒng)重量及重心估算數(shù)據(jù)Table1 Data of weight and C.G of blowing system

圖3 飛機(jī)水面起降過(guò)程示意圖Fig.3 Take off and landing process of aircraft on water surface

著水時(shí)水面反作用載荷系數(shù)nw按以下方法計(jì)算[6]：

對(duì)于船體的斷階部位著水情況：

對(duì)于船體的船首或船尾著水情況：

式中，nw為水面反作用載荷系數(shù)；C1=0.00922，為水上飛機(jī)操縱經(jīng)驗(yàn)系數(shù)；VSO為襟翼打開(kāi)在相應(yīng)的著水位置，不考慮滑流影響的速度（節(jié)）；β為在確定載荷系數(shù)的縱向站位處的斜升角（o）；W為水上飛機(jī)著水重量（kg）；K1為船體站位的經(jīng)驗(yàn)加權(quán)系數(shù)，按圖4計(jì)算，分析可知，飛機(jī)基準(zhǔn)失速速度由155km/h 減小至130km/h，飛機(jī)斷階著水載荷系數(shù)降低29.7%。

rx為平行于船體基準(zhǔn)軸，從水上飛機(jī)重心到進(jìn)行載荷系數(shù)計(jì)算的船體縱向站位的距離與水上飛機(jī)的俯仰回轉(zhuǎn)半徑之比。

計(jì)算得到船體框載荷分布數(shù)據(jù)參如表3所示，可知船體框的壓力分布減小26.39%。

4 著水載荷對(duì)船底結(jié)構(gòu)重量的影響分析

飛機(jī)船體是承受著水載荷的結(jié)構(gòu)部件，著水載荷減小使得現(xiàn)有船體結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度裕度增大，以工程估算的方法評(píng)估船體主結(jié)構(gòu)件的減重量，設(shè)定：

（1）飛機(jī)船體的站位及結(jié)構(gòu)形式不變；（2）船體壁板的長(zhǎng)桁截面形式不變；（3）船體框的內(nèi)形線及骨架不變。飛機(jī)船體分界面及打樣模型如圖5所示。

以表3中載荷分布數(shù)據(jù)作為輸入，對(duì)船體蒙皮、長(zhǎng)桁及框進(jìn)行工程估算，結(jié)果如下：

（1）船底蒙皮。按照法向均布?jí)毫ψ饔孟碌木匦纹桨宸治?，最大?yīng)力出現(xiàn)在長(zhǎng)桁線中點(diǎn)，即板固支邊，而固支邊最大應(yīng)力近似與(b2/t2)×p成線性關(guān)系（其中，b為長(zhǎng)桁間距，t為蒙皮厚度，p為均布?jí)毫ΓＲ虼?，在b不變的情況下，由于載荷降低，蒙皮厚度可減至原厚度的85.8%，近似認(rèn)為蒙皮重量可減輕14.2%。

（2）船底長(zhǎng)桁。按照承載均布線載荷的梁結(jié)構(gòu)分析，最大彎矩可減至73.6%，長(zhǎng)桁截面形式及高度不變，僅減厚度的前提下，最大應(yīng)力與厚度成正比，因此，長(zhǎng)桁厚度可減至原厚度的73.6%，近似認(rèn)為長(zhǎng)桁重量可減輕26.4%。

圖4 加權(quán)系數(shù)K1的取值范圍Fig.4 Value range of weighting coefficient K1

表2 飛機(jī)水面起降距離變化Table2 Change of takeoff and landing distance on water surface

（3）船底框。按照承載彎梁進(jìn)行分析：框腹板主要承受由長(zhǎng)桁傳來(lái)的水載荷集中力引起的剪切力，由于水載荷降低，腹板剪流降至73.6%，腹板剪切失穩(wěn)臨界應(yīng)力與板厚平方成正比，臨界剪流則與板厚立方成正比。因此，腹板厚度可減至原厚度的90.3%，近似認(rèn)為框腹板重量可減輕9.7%；框緣條主要承受框彎矩引起的軸力，由于水載荷降低，框的彎矩降至73.6%，框高不變的前提下，框緣條軸力相應(yīng)降至73.6%，框緣條面積可降低至原面積的約73.6%，近似認(rèn)為框緣條重量可減輕26.4%。

選取機(jī)身打樣模型中典型的船體框作為算例，框結(jié)構(gòu)模型中腹板與緣條的面積比約為5∶4，測(cè)算出船體框的重量可減輕約17.1%。

以上述工程估算結(jié)果為依據(jù)，對(duì)某型水陸兩棲飛機(jī)船體打樣模型進(jìn)行分部段的蒙皮、長(zhǎng)桁及框減重量計(jì)算，結(jié)果如表4所示。

船體及浮筒總重量約4730kg，由表4可知，著水載荷減小引起的減重影響量約為725kg，減重百分比為15.3%。

圖5 機(jī)身船體分界面及其打樣模型示意圖Fig.5 Hull interface and proofing model

表3 不同升力系數(shù)對(duì)應(yīng)的船底框載荷數(shù)據(jù)Table3 Load distribution data for different lift coefficients

5 吹氣系統(tǒng)對(duì)水陸兩棲飛機(jī)重量與平衡影響分析

設(shè)定某大型水陸兩棲飛機(jī)空機(jī)質(zhì)量特性數(shù)據(jù)為：W=38000kg，x=17.209m，y=–0.003m，z=1.290m，其相對(duì)重心計(jì)算公式為[14]：

式中，xcg為飛機(jī)重心向坐標(biāo)（m）；xA為平均氣動(dòng)力弦前緣點(diǎn)X向坐標(biāo)，15.902m；CA為機(jī)翼平均氣動(dòng)力弦長(zhǎng)，4.453m。加裝吹氣系統(tǒng)后對(duì)空機(jī)質(zhì)量特性的影響如表5所示。

分析表4和表5數(shù)據(jù)可知，飛機(jī)船體和浮筒的減重量與加裝吹氣系統(tǒng)的增重量近似相等，飛機(jī)重量性能無(wú)損失，而空機(jī)相對(duì)重心后移4.34%MAC，吹氣系統(tǒng)氣源裝置（包括發(fā)動(dòng)機(jī)、壓氣機(jī)、機(jī)架等）布置在機(jī)身尾艙會(huì)對(duì)飛機(jī)平衡性能造成極大影響。對(duì)于某大型水陸兩棲飛機(jī)加裝吹氣系統(tǒng)，可將氣源裝置前移至翼身整流罩內(nèi)或通過(guò)移動(dòng)其他設(shè)備位置的方法調(diào)整空機(jī)重心，以避免空機(jī)重心變化較大對(duì)飛機(jī)平衡性能的影響。

表4 船體及浮筒減重量統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)Table4 Data of hull and float weight reduction

表5 新空機(jī)質(zhì)量特性數(shù)據(jù)表Table5 Data sheet of new empty weight and C.G of aircraft

結(jié)論

本文以分析加裝吹氣系統(tǒng)對(duì)某大型水陸兩棲飛機(jī)的重量與平衡性能影響為目標(biāo)，設(shè)計(jì)一種吹氣系統(tǒng)布局方案，估算該種布局下吹氣系統(tǒng)的重量與重心數(shù)據(jù)，分析最大升力系數(shù)提高對(duì)飛機(jī)水面飛行性能的影響，應(yīng)用工程估算方法評(píng)估著水載荷變化對(duì)船體及浮筒的重量與重心影響。結(jié)果表明：

（1）加裝吹氣系統(tǒng)后飛機(jī)失速性能提升16.1%；飛機(jī)水面起降性能分別提升21.4%和24.6%。

（2）飛機(jī)斷階著水載荷系數(shù)降低29.7%，船體框壓力分布降低26.4%。

（3）加裝吹氣系統(tǒng)飛機(jī)增重704kg，而著水載荷降低導(dǎo)致飛機(jī)船體和浮筒的減重量約725kg，增減重量近似相等，飛機(jī)重量性能無(wú)損失。

（4）基于文中吹氣系統(tǒng)布置方案，疊加船體浮筒的減重量主要集中于斷階前，使得空機(jī)相對(duì)重心后移大于4% MAC，嚴(yán)重影響飛機(jī)平衡性能，因此優(yōu)先選擇翼身整流罩安裝吹氣氣源裝置，也可通過(guò)調(diào)整其他設(shè)備位置調(diào)整空機(jī)重心，以避免影響飛機(jī)平衡性能。