小型通勤類飛機(jī)失速特性的自由飛驗證試驗研究

張甲奇，粟建波，王士飛，邱宇豪

(1.中國飛行試驗研究院 中航工業(yè)飛行仿真航空科技重點實驗室， 西安 710089)(2.中航通飛研究院有限公司 總體氣動所， 珠海 519000)

0 引 言

飛機(jī)良好的失速特性是保證飛行安全的基礎(chǔ)[1-2]，通勤類小型飛機(jī)需要符合CCAR-23部[3]失速條款的要求，才能表明相應(yīng)適航條款的符合性。目前，國內(nèi)外通勤類小型飛機(jī)在前期研發(fā)階段難以通過數(shù)值計算或風(fēng)洞實驗準(zhǔn)確預(yù)測失速特性，對飛機(jī)本體失速特性預(yù)測不足，通常在全尺寸飛機(jī)適航試飛階段才發(fā)現(xiàn)飛機(jī)的失速特性問題，進(jìn)而采用各種機(jī)翼改進(jìn)措施來改善飛機(jī)的失速特性[4]，例如采用渦流發(fā)生器，翼型前緣下垂、前緣縫翼、翼刀和失速條等措施，其對飛機(jī)的研制成本、周期和后期市場運營帶來不利影響。

目前，飛機(jī)上常用的失速特性改進(jìn)措施主要包括機(jī)翼加裝渦流發(fā)生器和失速條。渦流發(fā)生器是一種安裝在機(jī)翼上表面前緣附近的一組形狀相同的、安裝位置不同的小金屬片，其產(chǎn)生的翼尖渦與其下游的低能量邊界層流動混合后，把能量傳遞給了邊界層，使處于逆壓梯度中的邊界層流場獲得附加能量后能夠繼續(xù)貼附在機(jī)體表面而不致分離，推遲飛機(jī)失速發(fā)生，從而提高飛機(jī)的有效失速迎角，改善飛機(jī)的失速特性[5]。褚胡冰等[6]分別從襟翼渦流發(fā)生器的尺寸、安裝角、位置、排列方式等因素對襟翼附面層流動分離的渦流發(fā)生器的作用機(jī)理進(jìn)行了數(shù)值計算的理論研究；趙振宙等[7]采用CFD方法研究了渦流發(fā)生器對風(fēng)力機(jī)葉片翼型的動態(tài)失速特性的影響，給出了渦流發(fā)生器在抑制流動分離、增升減阻的影響。失速條是一種安裝在機(jī)翼前緣的固定式流動控制裝置,一般對稱安裝在左右機(jī)翼靠內(nèi)側(cè),強(qiáng)制使左右內(nèi)側(cè)機(jī)翼提前對稱地分離失速，從而獲得滿意的失速特性[8]，與渦流發(fā)生器不同，失速條作用主要是提前使左右機(jī)翼對稱分離失速，從而避免飛機(jī)左右機(jī)翼不對稱分離引起的橫向快速失穩(wěn)，以改善飛機(jī)的失速特性。劉毅等[9]通過數(shù)值計算和風(fēng)洞實驗對比研究了機(jī)翼加裝失速條對解決某運輸機(jī)失速急劇滾轉(zhuǎn)的問題，給出了改善效果。

渦流發(fā)生器的理論設(shè)計復(fù)雜，其對形狀、安裝位置的要求很高，且需要進(jìn)行大量的試驗進(jìn)行驗證，其主要應(yīng)用在部分大型飛機(jī)的機(jī)翼、發(fā)動機(jī)短艙、機(jī)身尾部等部位，以改善流動分離情況。失速條是一種被動失速特性改進(jìn)措施，一般主要用于改善飛機(jī)失速后急劇滾轉(zhuǎn)問題，其代價小、方法簡單，能夠有效改善飛機(jī)左右機(jī)翼不對稱自然失速后出現(xiàn)的急劇滾轉(zhuǎn)問題，出現(xiàn)更為明顯地低頭趨勢，使飛行員能夠從飛機(jī)失速后快速改出，多應(yīng)用在小型通勤類飛機(jī)、軍用戰(zhàn)斗機(jī)以及機(jī)翼前緣無法設(shè)計縫隙部分中型飛機(jī)上，同時機(jī)翼加裝失速條會使得飛機(jī)的最大升力系數(shù)降低，導(dǎo)致飛機(jī)的失速速度增大。

縮比模型自由飛試驗是使用全尺寸飛機(jī)的縮比模型，遵循幾何、質(zhì)量特性、動力相似準(zhǔn)則關(guān)系，在真實大氣環(huán)境中開展的飛行試驗[10]，主要用于研究飛機(jī)大迎角失速特性，可以獲得飛機(jī)失速速度、失速特性以及尾旋特性，其試驗結(jié)果與全尺寸飛機(jī)具有很好的相關(guān)性，在國內(nèi)外航空研究院所獲得廣泛的認(rèn)可[11-12]。美國NASA曾利用縮比模型自由飛試驗完成了F-15、F-16、F-117、F-18等多型飛機(jī)的大迎角失速尾旋特性研究。國內(nèi)航空工業(yè)試飛中心也先后完成了運10、ARJ、HO300、C919、AG600等飛機(jī)的縮比模型自由飛試驗研究，試驗結(jié)果降低了新機(jī)研制風(fēng)險和成本，為全尺寸飛機(jī)的試飛和適航提供了重要的技術(shù)支持。張甲奇等[13]通過縮比模型自由飛試驗完成某大型四發(fā)螺旋槳飛機(jī)失速速度和失速特性的預(yù)先研究，獲得試驗結(jié)果有效的支撐全尺寸飛機(jī)的失速試飛；同時通過縮比模型自由飛試驗開展了等離子體流動分離主動控制技術(shù)的飛行研究，證實了等離子體在抑制流動分離和增生效果[14]。

本文針對某通勤類小型公務(wù)機(jī)由風(fēng)洞實驗預(yù)測結(jié)果，發(fā)現(xiàn)飛機(jī)失速后可能出現(xiàn)較大且不可控的滾轉(zhuǎn)，為此開展該型飛機(jī)的縮比模型自由飛失速飛行試驗，針對該型飛機(jī)采用機(jī)翼前緣加裝失速條的方法，通過縮比模型自由飛試驗進(jìn)行驗證。

1 風(fēng)洞實驗結(jié)果及分析

某型通勤類公務(wù)機(jī)采用下單翼，橢圓形機(jī)翼，機(jī)翼翼型采用EPPLER1200層流翼型，該機(jī)1∶4.5風(fēng)洞模型的氣動力系數(shù)實驗結(jié)果如圖1所示，其中δf為襟翼偏轉(zhuǎn)角度，可以看出：相比于飛機(jī)巡航構(gòu)型，著陸構(gòu)型升力系數(shù)達(dá)到最大后急劇下降，使得飛機(jī)失速后機(jī)翼向下的一側(cè)由于當(dāng)?shù)赜窃龃笊Ψ炊?，機(jī)翼向上的一側(cè)由于當(dāng)?shù)赜菧p小升力反而更大，結(jié)果形成了進(jìn)一步增加滾轉(zhuǎn)的力矩，即飛機(jī)出現(xiàn)“機(jī)翼自轉(zhuǎn)”的現(xiàn)象[15]；此外，在失速附近滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)也出現(xiàn)較大偏離，表明飛機(jī)失速后可能出現(xiàn)快速滾轉(zhuǎn)情況。

(a) 升力系數(shù)曲線

(b) 滾轉(zhuǎn)力矩曲線

該機(jī)巡航構(gòu)型和著陸構(gòu)型機(jī)翼風(fēng)洞實驗的氣流分離流線譜如圖2～圖3所示。

圖3 著陸構(gòu)型氣流分離絲線顯示

從圖2～圖3可以看出：氣流分離首先出現(xiàn)在機(jī)翼翼根后緣，之后隨著迎角的進(jìn)一步增大，分離區(qū)沿展向快速發(fā)展，機(jī)翼后緣近乎同時出現(xiàn)分離；機(jī)翼后緣出現(xiàn)分離之前，副翼已處于分離流中。

綜上所述，該飛機(jī)失速后，氣流沿翼展方向迅速分離，副翼過早的處于分離流中，飛機(jī)失速后可能會出現(xiàn)急劇的滾轉(zhuǎn)，且副翼難以修正滾轉(zhuǎn)偏離，飛機(jī)失速后橫向滾轉(zhuǎn)難以控制。

2 機(jī)翼加裝失速條優(yōu)化構(gòu)型

針對該機(jī)風(fēng)洞實驗預(yù)測結(jié)果，在不改變原機(jī)翼的情況下，最大程度地減小改型代價，且考慮到該型飛機(jī)機(jī)翼采用復(fù)合材料蒙皮，不易安裝渦流發(fā)生器，由此，選用機(jī)翼加裝失速條的失速特性改進(jìn)方法。機(jī)翼加裝失速條主要使得失速條后方局部早期出現(xiàn)分離，飛機(jī)提前出現(xiàn)“低頭”，保證外翼段還未達(dá)到自然失速狀態(tài)，副翼依然具有較好的操縱效率，從而使得飛機(jī)失速進(jìn)入和改出過程中滾轉(zhuǎn)偏離可控[10]。

通過數(shù)值計算不同失速條的尺寸和在機(jī)翼的安裝位置，對飛機(jī)升阻特性和力矩特性結(jié)果進(jìn)行綜合影響分析，最終確定最優(yōu)的失速條的形狀和安裝位置如圖4所示。

(a) 失速條形狀 (b) 失速條相對安裝位置

原始機(jī)翼和加裝失速條后機(jī)翼的巡航構(gòu)型流線譜如圖5所示，可以看出：機(jī)翼加裝失速條后，能夠強(qiáng)制失速條后方的機(jī)翼提前發(fā)生分離，并與根部的分離流匯成一起，使得根部的分離區(qū)域明顯增大，可以提升飛機(jī)低頭力矩。

圖5 原機(jī)翼與加失速條流線譜

3 飛行試驗驗證

3.1 相似參數(shù)

縮比模型自由飛試驗需要與全尺寸飛機(jī)滿足動力相似準(zhǔn)則關(guān)系，試驗結(jié)果才能真實反映飛機(jī)本體的失速特性?？s比模型與全尺寸飛機(jī)在滿足幾何外形相似的基礎(chǔ)上，還需要滿足質(zhì)量分布相似和弗勞德數(shù)相似準(zhǔn)則。縮比模型和全尺寸飛機(jī)關(guān)鍵參數(shù)的相似關(guān)系如表1所示。

表1 縮比模型飛行試驗相似參數(shù)的比例系數(shù)

3.2 試驗對象

根據(jù)某型通勤類飛機(jī)三維模型，按照全尺寸飛機(jī)縮比進(jìn)行模型的設(shè)計制造，與全尺寸飛機(jī)具有幾何相似的槳葉、襟翼、升降舵、副翼和方向舵，模型螺旋槳按照動力相似關(guān)系進(jìn)行模擬，如圖6所示。縮比自由飛模型的基本外形尺寸如表2所示。

(a) 模型外形 (b) 機(jī)翼絲線

表2 縮比模型基本外形參數(shù)

縮比自由飛模型安裝有大氣傳感器、測試傳感器、飛行控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)和螺旋槳動力系統(tǒng)，能夠?qū)崟r測量飛行的空速、迎角、側(cè)滑角、三軸角速率、三軸姿態(tài)角和三軸過載等參數(shù)，供失速特性分析使用。

3.3 試飛方法

本次飛行試驗采用載機(jī)投放的飛行方式，自由飛模型通過載機(jī)攜帶爬升到試驗高度，到達(dá)投放空域后，載機(jī)投放試驗?zāi)Ｐ?，如圖7所示。

圖7 載機(jī)投放自由飛試驗

CCAR-23.201(c)規(guī)定了機(jī)翼水平失速要求，飛機(jī)在進(jìn)行失速過程中不得出現(xiàn)反操縱現(xiàn)象，當(dāng)出現(xiàn)不可控制的下俯運動或操縱桿達(dá)到止動點兩種狀態(tài)之一時，無論那一種情況先出現(xiàn)，飛機(jī)就會失速。失速進(jìn)入和改出過程中，使用正常操縱手段能夠防止大于15°的滾轉(zhuǎn)角和偏航角。

根據(jù)失速條款的要求，并結(jié)合自由飛失速試驗特點，設(shè)計本次飛行試驗的方法。

(1) 模型與載機(jī)安全分離后，自主配平(1.3～1.5)Vs(Vs為模型失速速度)。

(2) 縱向緩慢拉桿以降低速度、增大迎角，直到模型出現(xiàn)失速特性，期間由飛控系統(tǒng)控制模型保持機(jī)翼水平狀態(tài)，以實現(xiàn)模型水平失速的進(jìn)入。

(3) 當(dāng)模型出現(xiàn)不可控的低頭，升降舵偏轉(zhuǎn)最大保持1 s，滾轉(zhuǎn)角超過15°以上三種情況之一時，升降舵回中，改出失速狀態(tài)。

(4) 完成試飛科目后，模型飛至開傘區(qū)域，開傘回收模型。

3.4 試驗結(jié)果及分析

巡航構(gòu)型原始機(jī)翼的試飛結(jié)果如圖8所示，可以看出：飛機(jī)失速特性表現(xiàn)為非指令滾轉(zhuǎn)和低頭同時出現(xiàn)(約1 733 s)，且滾轉(zhuǎn)發(fā)展迅速，約2 s滾轉(zhuǎn)角迅速超過90°，最大滾轉(zhuǎn)角速率約65 (°)/s；飛機(jī)在滾轉(zhuǎn)角達(dá)到15°附近時，才出現(xiàn)顯著低頭。

(a) 飛行俯仰角、滾轉(zhuǎn)角時間歷程圖

(b) 滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角速率時間歷程圖

(c) 副翼、升降舵和方向舵時間歷程圖

原始機(jī)翼著陸構(gòu)型的試飛結(jié)果如圖9所示，可以看出：飛機(jī)失速特性表現(xiàn)為非指令滾轉(zhuǎn)較低頭先出現(xiàn)(120 9 s)，且滾轉(zhuǎn)發(fā)展迅速，約2 s滾轉(zhuǎn)角迅速超過90°，最大滾轉(zhuǎn)角速率55 (°)/s左右。

(a) 飛行迎角、側(cè)滑角時間歷程圖

(b) 飛行俯仰角、滾轉(zhuǎn)角時間歷程圖

(c) 滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角速率時間歷程圖

(d) 副翼、升降舵和方向舵時間歷程圖

機(jī)翼加裝失速條巡航構(gòu)型的試飛結(jié)果如圖10所示，可以看出：飛機(jī)失速后自動低頭(約1 559 s)，期間滾轉(zhuǎn)角在副翼修正下控制在15°以內(nèi)；繼續(xù)增大拉桿量，飛機(jī)會持續(xù)低頭，滾轉(zhuǎn)角在副翼的修正下逐漸減小，桿回中后，迎角能夠快速下降至失速迎角以下。

(a) 飛行迎角、側(cè)滑角時間歷程圖

(b) 飛行俯仰角、滾轉(zhuǎn)角時間歷程圖

(c) 滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角速率時間歷程圖

(d) 副翼、升降舵和方向舵時間歷程圖

機(jī)翼加裝失速條著陸構(gòu)型的試飛結(jié)果如圖11所示，可以看出：飛機(jī)失速后低頭和滾轉(zhuǎn)同時出現(xiàn)(約1 487 s)，但低頭顯著(最大俯仰角速率約-7.3 (°)/s)，而滾轉(zhuǎn)角約2 s達(dá)到25°，最大滾轉(zhuǎn)角速率約35 (°)/s；回桿后，迎角快速下降至失速迎角以下。

(a) 飛行迎角、側(cè)滑角時間歷程圖

(b) 飛行俯仰角、滾轉(zhuǎn)角時間歷程圖

(c) 滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角速率時間歷程圖

(d) 副翼、升降舵和方向舵時間歷程圖

著陸構(gòu)型的飛行試驗氣流分離結(jié)果如圖12所示，可以看出：原始機(jī)翼失速后整個機(jī)翼后緣均出現(xiàn)不同程度的氣流分離，副翼較早地處于分離區(qū)內(nèi)，分離情況類似風(fēng)洞試驗結(jié)果；加裝失速條后方的機(jī)翼上較早地出現(xiàn)分離，分離區(qū)主要集中在失速條后方，且分離區(qū)在弦向范圍內(nèi)較大。

(a) 原始機(jī)翼 (b) 加裝失速條機(jī)翼

綜上所述，原始機(jī)翼狀態(tài)下，上翼面的分離沿展向擴(kuò)展占主導(dǎo)，而沿弦向發(fā)展相對遲緩，導(dǎo)致飛機(jī)壓心前移不夠，飛機(jī)失速后滾轉(zhuǎn)急劇發(fā)展，而低頭發(fā)展緩慢，且該狀態(tài)下副翼操縱失效(無法抑制失速后的快速滾轉(zhuǎn))；機(jī)翼加裝失速條后，上翼面的分離集中在失速條后方，且沿弦向向下發(fā)展，引起飛機(jī)壓心前移，低頭力矩增加，飛機(jī)出現(xiàn)較顯著低頭，而飛機(jī)外翼段依然保持著較好的附著流，飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)速率得到顯著降低，副翼保持著較好的效率。

機(jī)翼加裝失速條能夠使巡航構(gòu)型失速特性從“滾轉(zhuǎn)低頭同時出現(xiàn)”轉(zhuǎn)變?yōu)椤跋鹊皖^”，失速特性得到顯著改善。著陸構(gòu)型從“先滾轉(zhuǎn)”轉(zhuǎn)變?yōu)椤暗皖^滾轉(zhuǎn)同時出現(xiàn)”，失速特性也得到改善，盡管滾轉(zhuǎn)角超過了15°的限制要求，但是失速后的橫向滾轉(zhuǎn)可控性提高，副翼也能夠有效抑制滾轉(zhuǎn)發(fā)展，且該大于15°的滾轉(zhuǎn)角是在飛機(jī)出現(xiàn)低頭后，繼續(xù)拉桿3 s后出現(xiàn)的，可以預(yù)測著陸構(gòu)型若在出現(xiàn)低頭后便能及時回桿，滾轉(zhuǎn)方向能較快恢復(fù)至穩(wěn)定狀態(tài)。對于加裝失速條后的著陸構(gòu)型，飛機(jī)失速自動低頭的同時還會出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)，操縱副翼可以抑制滾轉(zhuǎn)，因此全尺寸飛機(jī)進(jìn)行著陸構(gòu)型失速特性試飛時應(yīng)密切關(guān)注飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角變化。

4 結(jié) 論

(1) 通過某型飛機(jī)縮比模型自由飛失速飛行試驗，證實了飛機(jī)失速后出現(xiàn)急劇滾轉(zhuǎn)。

(2) 該型飛機(jī)機(jī)翼前緣加裝失速條后，改善了飛機(jī)失速后的急劇滾轉(zhuǎn)特性，且飛機(jī)出現(xiàn)明顯的機(jī)頭自動下俯，飛機(jī)的失速特性得到顯著改善，滿足CCAR-23部失速條款的相關(guān)要求。

(3) 縮比模型自由飛試驗特別適合于驗證飛機(jī)失速特性，發(fā)現(xiàn)存在的問題，并能夠進(jìn)一步驗證飛機(jī)上設(shè)計的失速特性改善措施，獲得改善效果，減小直接在飛機(jī)上改型存著的技術(shù)風(fēng)險和試飛風(fēng)險。