基于擾流板的通用飛機(jī)橫航向穩(wěn)定性的改善措施研究

練真增，張 暉，閻文成，孔 鵬

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所，四川 綿陽 621000

引言

隨著科技的發(fā)展，飛機(jī)應(yīng)用范圍逐漸由常規(guī)領(lǐng)域向特殊環(huán)境拓展，尤其是近年來隨著海洋開發(fā)活動的迅速發(fā)展以及海洋保護(hù)權(quán)益需求的日益增大，應(yīng)用于該領(lǐng)域的飛機(jī)也受到越來越多的關(guān)注。水上飛機(jī)在起降時由于受到環(huán)境因素的限制，通常要求具有起降速度低、起降距離短等能力，同時由于在水面起降時容易受到強(qiáng)側(cè)風(fēng)影響，要求該類飛機(jī)在大側(cè)滑角下依然保持較高的橫航向穩(wěn)定性。

橫航向穩(wěn)定性是國際通用飛機(jī)一項(xiàng)重要的設(shè)計指標(biāo)，我國適航條例CCAR-25[1]第25.177 條對民用飛機(jī)的橫向和航向靜穩(wěn)定性也有相關(guān)要求。橫航向靜穩(wěn)定性是指飛機(jī)在平衡狀態(tài)下受到外界非對稱擾動時，具有自動恢復(fù)機(jī)翼水平姿態(tài)或側(cè)滑運(yùn)動的趨勢。其判據(jù)為：無量綱橫航向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Clβ<0、Cnβ<0；同時，還要求導(dǎo)數(shù)有較好的線性度[2]。

當(dāng)飛機(jī)橫航向出現(xiàn)問題時，通常通過尾翼調(diào)整或抑制翼尖分離來解決[3]。其中，通過調(diào)整垂尾位置和面積來提高飛機(jī)航向穩(wěn)定性的方法最為普遍，橫向穩(wěn)定性的調(diào)整一般通過機(jī)翼上反或扭轉(zhuǎn)優(yōu)化來實(shí)現(xiàn)。國內(nèi)外還有大量的通用飛機(jī)通過增加翼尖小翼破壞翼尖渦的產(chǎn)生，以達(dá)到改善飛機(jī)橫航向穩(wěn)定性的目的[4-5]，如波音747、空客A330 等。另外，增加腹鰭和調(diào)整機(jī)身后段也是改善橫航向穩(wěn)定性的補(bǔ)充手段[6-7]。

通過流動控制手段來改善橫航向穩(wěn)定性的研究較多[8-9]，包括射流、吹/吸氣、邊條、擾流板等多種形式。擾流板作為典型的被動流動控制手段，常見于機(jī)翼和頭部等位置[10]。機(jī)翼上表面的擾流板主要用于著陸階段的增阻減速；頭部擾流片能夠有效地削弱甚至消除背渦的非對稱性[11]。

本文以某大型通用飛機(jī)為研究對象，開展了橫航向特性研究工作，并針對發(fā)現(xiàn)的橫航向曲線拐折問題展開理論分析和風(fēng)洞試驗(yàn)研究，成功利用在機(jī)身側(cè)面加裝擾流板的方法解決了這個問題。

1 橫航向特性研究

1.1 橫航向氣動問題分析

我國某大型通用飛機(jī)為了滿足水上漂浮和起降的功能要求，采用了單船身、懸臂上單翼、高平尾布局形式（見圖1），為降低噴濺水流對增升裝置、螺旋槳等部件的沖擊影響[11]，該飛機(jī)采用高大平整的機(jī)身側(cè)面外形。

圖1 飛機(jī)外形圖Fig.1 Aircraft shape diagram

為進(jìn)一步了解該大型通用飛機(jī)的橫航向特性，開展橫航向特性研究工作，典型的結(jié)果曲線如圖2所示，圖中CN、CA和CY分別為法向力系數(shù)、軸向力系數(shù)和橫向力系數(shù)，Cl、Cn和Cm分別為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)。在常用迎角、側(cè)滑角（β<12°）范圍內(nèi)，橫航向曲線線性度較好；但在飛機(jī)著陸構(gòu)型下、典型迎角范圍內(nèi)（α=6°附近）、中等側(cè)滑時，橫航向分量在線性段出現(xiàn)突發(fā)拐折現(xiàn)象，且伴隨縱向分量的明顯階躍（見圖2）。出現(xiàn)該現(xiàn)象時飛機(jī)的姿態(tài)角雖然仍處于飛行包線內(nèi)，但已經(jīng)逼近飛行包線邊界，有可能使飛機(jī)出現(xiàn)橫航向失穩(wěn)現(xiàn)象，影響飛行安全。

圖2 典型的結(jié)果曲線Fig.2 Typical result curves

1.2 研究方法

橫航向特性改善研究工作主要以風(fēng)洞試驗(yàn)形式開展，在中國空氣動力研究與發(fā)展中心FL-12 風(fēng)洞進(jìn)行。

FL-12 風(fēng)洞是一座單回流式閉口試驗(yàn)段低速風(fēng)洞，試驗(yàn)段長×寬×高為8 m×4 m×3 m，橫截面為切角矩形，試驗(yàn)段中心截面有效面積為10.72 m2，常用風(fēng)速為30～70 m/s，空風(fēng)洞軸向靜壓梯度約為0，氣流湍流度為0.12%。

所用模型為1∶15 的全金屬模型，支撐方式為單點(diǎn)腹撐，試驗(yàn)風(fēng)速為70 m/s。

1.3 曲線階躍現(xiàn)象原因分析

典型的結(jié)果顯示，在著陸狀態(tài)下、迎角α=6°、側(cè)滑角β=12°時，橫航向3 個分量均出現(xiàn)明顯階躍現(xiàn)象，縱向數(shù)據(jù)也有明顯變化。橫向力系數(shù)增量?CY≈0.068、偏航力矩系數(shù)增量?Cn≈ – 0.023、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量?Cl≈ 0.017、法向力系數(shù)增量?CN≈ – 0.22、俯仰力矩系數(shù)增量?Cm≈ – 0.110、軸向力系數(shù)增量?CA≈ 0.060。該階躍現(xiàn)象不滿足CCAR-25 第25.177條（c）中對于橫航向穩(wěn)定性的要求，需改善該現(xiàn)象以提高飛機(jī)的安全性能。

尾翼是飛機(jī)設(shè)計中提供穩(wěn)定性的主要部件，可以作為研究起點(diǎn)。假定橫航向結(jié)果拐折現(xiàn)象主要是由模型尾翼的氣動載荷變化所致。當(dāng)該假設(shè)成立時，必定會導(dǎo)致飛機(jī)其他氣動特性分量的關(guān)聯(lián)變化，也就是說，前文提及的6 個分量數(shù)據(jù)應(yīng)當(dāng)具有自洽性。通過對試驗(yàn)數(shù)據(jù)的自洽性分析，可以更為細(xì)致地刻畫假設(shè)現(xiàn)象、提高假設(shè)的可信性，或否定假設(shè)。

假設(shè)全機(jī)法向力特性變化的主要原因在于平尾法向力特性的變化，則飛機(jī)機(jī)翼與平尾面積之比大約為3.8。按照此比例關(guān)系，若全機(jī)法向力系數(shù)突然降低0.22，那么平尾法向力系數(shù)相對于自身翼型應(yīng)減小0.83。顯然，對于一個常規(guī)設(shè)計的中等展弦比平尾翼型而言，即使考慮繞流分離等極端因素，也難以產(chǎn)生如此大的氣動特性突變。此外，當(dāng)平尾法向力減小時，全機(jī)俯仰力矩系數(shù)應(yīng)當(dāng)有明顯增加，這也與試驗(yàn)現(xiàn)象不符。因此，通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)自洽性分析可以判斷，導(dǎo)致試驗(yàn)結(jié)果曲線拐折現(xiàn)象的首要原因來自尾翼的這個假設(shè)是不成立的。由于機(jī)翼與平尾是飛機(jī)產(chǎn)生法向力最主要的部件，所以對于法向力階躍的研究重點(diǎn)由此轉(zhuǎn)移到機(jī)翼上，認(rèn)為造成全機(jī)法向力系數(shù)階躍降低的主要原因是機(jī)翼升力突然降低，而導(dǎo)致機(jī)翼升力變化的原因是機(jī)翼表面氣流的突然分離。

當(dāng)機(jī)身左右流場不對稱時，機(jī)翼分離的形式主要有翼梢不對稱分離和受其他部件（如機(jī)身、發(fā)房等）干擾分離等。這些分離方式均是集中的單一分離情況，其分離中心位置一般能被捕捉。由試驗(yàn)給出的法向力系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的增量可以獲得機(jī)翼上分離中心的展向位置：

式中，L為機(jī)翼展長。綜上可知，分離位置位于右側(cè)機(jī)翼約0.15 倍半展長處，在迎風(fēng)側(cè)機(jī)翼的內(nèi)發(fā)房與機(jī)身之間，由此可排除翼梢不對稱分離的可能性。翼面受干擾分離有兩種基本形式：一是受其他部件干擾后，氣流能量降低、流經(jīng)翼面時克服逆壓梯度的能力下降而出現(xiàn)分離，這種分離一般出現(xiàn)在干擾部件的下游位置；二是受干擾后氣流局部上洗增大、使翼面局部迎角增加并超過當(dāng)?shù)匾硇褪儆嵌鴮?dǎo)致局部分離，這種分離常出現(xiàn)在干擾體迎風(fēng)一側(cè)附近?？紤]到該飛機(jī)為四發(fā)布局形式以及推導(dǎo)出的分離位置，初步判斷分離主要是受機(jī)身上洗干擾造成的。

機(jī)翼氣流不對稱分離不僅使全機(jī)阻力增加，還導(dǎo)致偏航力矩改變。此外，分離區(qū)域后掠氣流流速降低，引起左右兩側(cè)掃掠垂尾氣流流速不對稱變化，也會使垂尾、機(jī)身產(chǎn)生的側(cè)力、偏航力矩發(fā)生變化。針對本期試驗(yàn)，由于阻力增加而導(dǎo)致的偏航力矩系數(shù)變化量約為?CA·?X/L≈0.004 6。假定側(cè)力變化集中產(chǎn)生在垂尾位置，那么引起的偏航力矩系數(shù)變化量約為?CY·L垂尾/L≈?0.03，此時的L垂尾為垂尾尾臂長度，而實(shí)際的偏航力矩系數(shù)變化量應(yīng)略小于– 0.0254。試驗(yàn)獲得的?Cn變化量為– 0.023，因此認(rèn)為試驗(yàn)數(shù)據(jù)在?Cn、?CA、?CY之間具有良好的自洽性。

機(jī)翼表面氣流分離、升力系數(shù)下降會導(dǎo)致機(jī)翼后下洗減弱、平尾當(dāng)?shù)赜窃黾?，從而產(chǎn)生附加低頭力矩。根據(jù)全機(jī)升力線斜率CL、平尾處下洗率εα，可以推算出平尾當(dāng)?shù)赜窃隽喀う羛約為0.8°(?αp=??ε ≈，Δε為下洗角增量)，由此而帶來的平尾升力系數(shù)增量約為伴隨產(chǎn)生的低頭力矩系數(shù)增量約為0.07(?CL平尾·L尾臂/cA)，其中cA為縱向參考長度。此外，由翼身融合體結(jié)果來看，此時由機(jī)翼分離產(chǎn)生的附加低頭力矩系數(shù)約為0.03。因而由氣流分離、升力系數(shù)變化而導(dǎo)致的俯仰力矩系數(shù)變化總量約為–0.1，這與全機(jī)俯仰力矩系數(shù)變化量值相當(dāng)?？梢哉J(rèn)為，俯仰力矩的變化主要是由機(jī)翼分離引起平尾處下洗變化而導(dǎo)致的，俯仰力矩變化較為明顯。

為進(jìn)一步驗(yàn)證上述分析，開展了流動顯示試驗(yàn)研究，流動顯示試驗(yàn)利用該模型在FL-12 風(fēng)洞進(jìn)行。

流譜試驗(yàn)結(jié)果（見圖3）表明，在迎角α=6°、側(cè)滑角β=12°左右時，內(nèi)側(cè)發(fā)房與機(jī)身之間的機(jī)翼上表面處絲線呈現(xiàn)出明顯的“倒鉤狀”，且界限清晰，說明此時氣流已發(fā)生了嚴(yán)重分離。同時，機(jī)身側(cè)面的絲線流動紋路清晰，也表現(xiàn)出明顯的上洗流態(tài)（見圖4）。此現(xiàn)象與測力結(jié)果的推斷一致，且分離區(qū)域與預(yù)期一致，位于模型右側(cè)內(nèi)發(fā)房與機(jī)身之間。該現(xiàn)象與飛機(jī)外形有必然聯(lián)系，該機(jī)采用船體外形機(jī)身，且側(cè)面高大平整，如圖1所示。綜上所述，可以認(rèn)為：帶側(cè)滑時機(jī)身繞流駐點(diǎn)位置較低，在一定條件下使迎風(fēng)側(cè)中央翼處于較強(qiáng)、較大的上洗氣流中，導(dǎo)致迎風(fēng)側(cè)中央翼當(dāng)?shù)赜浅^模型翼型失速迎角、發(fā)生局部分離。

圖3 上翼面流譜照片F(xiàn)ig.3 The photo of upper wing flow profile

圖4 機(jī)身側(cè)面流譜照片F(xiàn)ig.4 Side flow spectrum photo of the fuselage

2 改善措施及效果分析

消除或延緩機(jī)翼氣流突發(fā)的局部分離現(xiàn)象有多種途徑，如改善機(jī)翼自身的失速特性、延緩機(jī)翼失速角，調(diào)整機(jī)翼安裝角、減小機(jī)翼當(dāng)?shù)赜行в?，提高氣流抗分離能力等。常用措施有：機(jī)翼上表面加渦流發(fā)生器或邊條（向邊界層注入能量），加裝機(jī)翼擾流板（減小當(dāng)?shù)赜牵┑龋送膺€有優(yōu)化機(jī)翼布局的方案，如減小機(jī)翼彎度、增大前緣半徑（減小逆壓梯度）等。為了驗(yàn)證以上措施是否能有效延緩機(jī)翼失速，進(jìn)而改善橫航向數(shù)據(jù)拐折現(xiàn)象，在試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕侠煤喴追绞竭M(jìn)行了不同措施的驗(yàn)證。表1是對不同的措施類型的說明，對應(yīng)的實(shí)物照片見圖5。

表1 采用的措施對應(yīng)表Table 1 Corresponding table of measures

圖5 不同措施試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.5 Test photos of different measures

圖6 給出了采用不同方法后的結(jié)果曲線。前4 項(xiàng)措施對橫航向數(shù)據(jù)的拐折現(xiàn)象無明顯的改善作用，加裝擾流板（措施5）后，在試驗(yàn)姿態(tài)角范圍內(nèi)，曲線拐折現(xiàn)象基本消失，故對加裝擾流板的措施開展了進(jìn)一步的研究工作。

圖6 不同措施試驗(yàn)結(jié)果對比曲線Fig.6 Comparison curve of test results of different measures

擾流板在機(jī)身側(cè)面的作用不僅可以阻擋機(jī)身側(cè)面的部分上洗氣流、減小中央翼當(dāng)?shù)赜?；而且能夠產(chǎn)生較強(qiáng)烈的脫體渦系，為局部流動注入更多能量，這些均有利于抑制迎風(fēng)側(cè)中央翼的局部分離。

圖8 模型安裝擾流板的試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.8 Spiler test photos of different sizes and positions

在改善該飛機(jī)橫航向數(shù)據(jù)曲線拐折現(xiàn)象基礎(chǔ)上，為獲得最小的改動影響，對不同大小的擾流板在機(jī)身不同側(cè)面位置影響進(jìn)行了驗(yàn)證性試驗(yàn)，如圖7和8所示。擾流板的大小、位置及安裝角度對該飛機(jī)橫航向穩(wěn)定性的影響效果均有明顯差異。研究表明：擾流板應(yīng)安置于機(jī)身洗流充分發(fā)展之前，其后緣應(yīng)以靠近機(jī)翼前緣為優(yōu)，弦向長度不宜小于0.1cA。考慮到整體布局的需要，最終選定方案為弦向長度0.1cA，安裝角約10°。

圖7 不同尺寸、不同位置的擾流板試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.7 Spiler test photos of different sizes and positions

選定形式的驗(yàn)證結(jié)果，如圖9所示。機(jī)身側(cè)面加裝擾流板后，該飛機(jī)在側(cè)滑20°范圍內(nèi)，各分量數(shù)據(jù)拐折現(xiàn)象消失，飛機(jī)未發(fā)生橫航向失穩(wěn)現(xiàn)象。加裝擾流板會對全機(jī)阻力產(chǎn)生一定的影響。在飛機(jī)巡航構(gòu)型、常用飛行迎角狀態(tài)下（α= 4°），全機(jī)阻力系數(shù)CD在加裝擾流板后增加約0.0004，約占此時全機(jī)巡航阻力的0.7%，如圖10所示。

圖9 擾流板影響試驗(yàn)結(jié)果曲線Fig.9 Spoiler influence test result curve

圖10 擾流板對阻力系數(shù)影響曲線Fig.10 Influence curve of spoiler on drag coefficient

根據(jù)相似性原理，飛機(jī)與模型的繞流是相似的，即中央翼當(dāng)?shù)赜鞘腔疽恢碌模摤F(xiàn)象出現(xiàn)在飛機(jī)的飛行包線附近，會產(chǎn)生安全隱患。因此在機(jī)身側(cè)面加裝擾流板來改善橫航向穩(wěn)定性，對提高飛機(jī)的安全性具有重要意義。

3 結(jié)論

1）某大型通用飛機(jī)由于機(jī)翼前方機(jī)身側(cè)面高大平整，帶側(cè)滑時機(jī)身繞流駐點(diǎn)位置較低，使迎風(fēng)側(cè)中央翼處于較強(qiáng)上洗氣流中，導(dǎo)致迎風(fēng)側(cè)中央翼當(dāng)?shù)赜浅^模型翼型失速迎角、發(fā)生局部分離，這是導(dǎo)致橫航向穩(wěn)定性降低的根本原因。

2）擾流板可以阻擋機(jī)身側(cè)面的上洗氣流、減小中央翼當(dāng)?shù)赜?，還能夠產(chǎn)生較強(qiáng)烈的脫體渦系，為局部流動注入更多能量，從而抑制迎風(fēng)側(cè)中央翼的局部分離，達(dá)到改善橫航向穩(wěn)定性的目的。

3）加裝擾流板雖使飛機(jī)阻力系數(shù)略有增加，但能提高飛機(jī)橫航向穩(wěn)定性，對提高飛機(jī)安全性能具有重要意義。