民用飛機縱向力矩特性研究

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民用飛機縱向力矩特性研究

Pitching Moment Characteristics Study of Civil Aircraft

王繼明周星 / Wang JimingZhou Xing

(上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210, China)

0引言

民用飛機縱向力矩特性的優(yōu)劣影響失速特性及最大升力系數(shù)的使用，事關(guān)失速速度的確定和失速特性試飛的成敗。中國民用航空規(guī)章CCAR-25R4在第25.201條失速演示、第25.203條失速特性及第25.207條失速警告條例中對失速的進(jìn)入及操縱等有著明確的規(guī)定。為滿足這些操縱要求或達(dá)到完成后的狀態(tài)，飛機本身的氣動特性須滿足一定的要求，如升力特性及縱向力矩特性等。

從升力特性研究失速，國內(nèi)外開展的研究較多，如日本的Hiroyuki Kato等學(xué)者[1-4]研究了發(fā)房導(dǎo)流片對改善內(nèi)翼分離從而提高失速攻角及最大升力系數(shù)，并取得了明顯成效。但關(guān)于從縱向力矩特性研究失速的相關(guān)研究較少。

1力矩上仰理論分析

通常民機良好的失速特性是力矩?zé)o上仰或上仰出現(xiàn)在攻角達(dá)到最大升力系數(shù)以后(這對中等后掠角的飛機有一定的困難)，并且失速后要有良好的力矩特性以利于改出。所以波音公司對此有一工程判斷準(zhǔn)則，認(rèn)為力矩上仰量值在某一范圍內(nèi)是允許的，如圖1所示。而波音準(zhǔn)則[5]對于波音型號系列是適用的，其定性結(jié)論可以參考但若將其定量結(jié)果應(yīng)用到國內(nèi)民用飛機型號上須慎重。故有必要從理論上對失速特性進(jìn)行分析，本文將從適航條例對失速特性的要求出發(fā)，對影響失速特性的縱向力矩因素進(jìn)行分析研究。

圖1　波音力矩上仰判據(jù)示意圖

根據(jù)CCAR25部中對失速演示及失速特性的要求，飛機在1.23VSR配平，重心在最不利位置，通過升降舵控制其以不大于1knot/s減速直至失速，縱向控制力始終為正(即一直保持拉桿直至失速)。

從適航條款可以看出：首先飛機是配平的，然后通過緩慢拉桿直至飛機失速。由此可得知，研究飛機失速須分析飛機從配平狀態(tài)點直至拉桿到失速對應(yīng)的力矩曲線簇，而并非僅僅通常的平尾偏度為零的單一曲線。拉桿至失速一直保持桿力為正，這就對力矩上仰幅度提出了要求，如果上仰幅度過大，則不必拉桿就使得減速速率超過1knot/s，如運七飛機[6-7]起飛和著陸狀態(tài)的縱向桿力特性不能滿足整個失速過程中始終為拉力的要求。

(1)

式中,CL為全機升力系數(shù)，ρ為空氣密度，V為真空速，Aref為機翼參考面積，G為飛機重量。

通過對式(1)兩邊對時間t求導(dǎo)，不考慮發(fā)動機慢車時飛機重量的變化，可得式(2)：

(2)

式中,α為攻角，CLα為升力線斜率。

當(dāng)減速率恒定時，由式(2)可得式(3)：

(3)

從式(3)可以看出當(dāng)飛機以不超過1knot/s減速時，要想保證直線飛行，對攻角變化率是有要求的。由于拉至失速過程中，俯仰角和攻角都在變化，故拉桿過程中不僅有俯仰阻尼還有時差導(dǎo)數(shù)存在，由于俯仰阻尼、時差導(dǎo)數(shù)及俯仰二階導(dǎo)數(shù)的存在，為保證穩(wěn)定的減速率，力矩上仰ΔCm須滿足：

(4)

(5)

故拉桿過程中瞬時力矩值須小于由式(5)所確定的ΔCm值，如圖2及圖3中虛線所示。當(dāng)力矩上仰幅度過大時(如圖2)則須推桿方可維持減速率要求，從這一點上看是不滿足CCAR25對失速特性的要求。圖3所示力矩雖有微弱上仰，但在允許值之下，故維持減速率尚需拉桿，滿足CCAR25關(guān)于桿力始終為正的要求。

圖2　力矩上仰超過允許值

2力矩上仰原因分析

從對力矩貢獻(xiàn)的量級來看，機翼及平尾的貢獻(xiàn)占主導(dǎo)，通常機翼對力矩的貢獻(xiàn)是不安定的，平尾為安定的。對機翼進(jìn)行分析：當(dāng)機翼上內(nèi)翼面分離時，由于其在力矩參考點之前，其分離引起的升力下降導(dǎo)致產(chǎn)生一個附加低頭力矩；當(dāng)機翼外翼面或翼梢處分離時，由于其在力矩參考點之后，其分離引起的升力下降導(dǎo)致產(chǎn)生一個附加抬頭力矩。對平尾進(jìn)行分析：平尾貢獻(xiàn)的是安定力矩，當(dāng)平尾有分離時其提供的靜安定力矩減小，引起上仰；另外，由于平尾處在機翼的下游，故當(dāng)內(nèi)翼(包括襟縫翼)及發(fā)房掛架的尾流掠過平尾時會使得當(dāng)?shù)貏訅簻p小，從而使得平尾對力矩的貢獻(xiàn)減小，如德國Varun Nallapula[8]等一些學(xué)者研究了平尾當(dāng)?shù)氐牧鲌觯Y(jié)果表明平尾處在機翼及發(fā)房部件的復(fù)雜組合渦流中，而渦流影響了平尾對力矩的貢獻(xiàn)。

圖3　力矩上仰滿足允許值

通過對比全機及平尾對力矩的貢獻(xiàn)的試驗結(jié)果(某飛機雷諾數(shù)640萬試驗所得，如圖4所得)可以看出，平尾偏離線性的攻角和全機偏離線性攻角兩者一致。圖4表明全機力矩上仰很有可能是因為機翼及發(fā)房部件的尾流影響到了平尾，使得當(dāng)?shù)貏訅簻p小，從而減小了平尾對力矩的貢獻(xiàn)。若要證實這個可能，還需分析平尾區(qū)的動壓分布。

圖4　全機、全機去平尾及平尾部件力矩曲線(FL-9，Re=6.4mil)

3平尾區(qū)展向動壓分析

為分析機翼、發(fā)房及掛架等對下游區(qū)平尾的影響，通過七孔探針對平尾展向動壓分布進(jìn)行了低速高雷諾數(shù)風(fēng)洞試驗，圖5所示為平尾區(qū)展向檢測展位示意。

圖5　平尾展向七孔探針檢測站位示意圖

試驗結(jié)果如圖6所示，縱坐標(biāo)為平尾當(dāng)?shù)貏訅号c來流動壓之比，曲線簇代表不同平尾展向展位，為清晰對比，圖6中加入了平尾對俯仰力矩的貢獻(xiàn)(右側(cè)縱坐標(biāo))。

圖6　平尾展向動壓及平尾對力矩的貢獻(xiàn)

隨著攻角的增加，平尾對力矩的貢獻(xiàn)增加，低頭力矩增大；從動壓分布來看，攻角達(dá)到一定程度時，動壓比下降，動壓降低的區(qū)域主要集中在中內(nèi)側(cè)(60%內(nèi))，這使得平尾本身的升力減小從而其對力矩的貢獻(xiàn)也隨之減小。從圖6可以看出平尾中內(nèi)側(cè)動壓下降較多，動壓比最小值接近0.45，下降一半多，靠近平尾梢部(98%，112%站位)區(qū)域下降較小。

由平尾展向動壓分布可以看出，當(dāng)攻角在某一范圍內(nèi)，上游區(qū)的機翼、發(fā)房及掛架的尾流在機翼下洗流的作用下會掠過平尾，影響平尾中內(nèi)側(cè)區(qū)域，使得平尾對力矩的貢獻(xiàn)減小，引起力矩上仰。小于該攻角范圍尾流未達(dá)到平尾區(qū)，大于該攻角范圍尾流超過并在平尾上方區(qū)域，從而都對平尾影響較小。

4結(jié)論

飛機的失速判斷不僅和升力特性相關(guān)也和力矩特性有關(guān)，良好的失速特性應(yīng)是最大升力系數(shù)之后有一低頭力矩以有利于改出。但是當(dāng)俯仰力矩上仰出現(xiàn)在最大升力系數(shù)之前且上仰量值超過某一允許值時，由適航條例判斷其進(jìn)入失速。升力線在達(dá)到最大升力系數(shù)之前越平坦緩和則允許的力矩上仰量值越大，故對于不同失速特性的飛機其允許的力矩上仰量值是不同的，使用波音準(zhǔn)則時須慎重。

平尾對力矩的貢獻(xiàn)降低是力矩上仰主要因素，原因是機翼、發(fā)房及掛架的尾流影響了平尾區(qū)流動且降低了平尾當(dāng)?shù)氐膭訅海沟闷轿驳牧刎暙I(xiàn)減小。

參考文獻(xiàn)：

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摘要：

縱向力矩特性的優(yōu)劣影響失速攻角及最大升力系數(shù)的使用，對飛機的安全性及經(jīng)濟性起著重要作用。國內(nèi)外飛機設(shè)計規(guī)范及適航條例對飛機的操穩(wěn)及失速特性作了明確的規(guī)定和要求。從CCAR-25運輸類飛機適航條例對失速特性要求的角度出發(fā)，研究民機的縱向力矩特性，并從理論上推導(dǎo)俯仰力矩允許的上仰幅度公式，從風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)分析俯仰力矩上仰的原因。結(jié)論表明為滿足適航要求的減速率及桿力為正，俯仰力矩可以允許一定量值的上仰，但幅度不可過大；平尾當(dāng)?shù)貏訅旱臏p小使得其對俯仰力矩貢獻(xiàn)減小；平尾對縱向力矩貢獻(xiàn)的減小是俯仰力矩上仰的主要因素。

關(guān)鍵詞：上仰；失速特性；操縱性；俯仰力矩

[Abstract]The quality of civil aircraft pitching moment characteristics affects the stall angle and the maximum coefficient of lift. It plays an important role in aircraft’s safety and economy performance. Aircraft maneuverability/stability and stall characteristics are strictly required by design specifications and airworthiness standards home and abroad. This paper gave a theoretical deduction of the allowable 'pitch up' magnitude and analyzed the cause of 'pitch up' by wind tunnel data. The results show that to meet the airworthiness requirements of deceleration rate and positive stick force, 'pitch up' is allowed but the magnitude is restricted. The decrease of local dynamic pressure of horizontal tail makes the pitching moment contribution decrease. The decrease of pitching moment contribution of horizontal tail is the primary cause to 'pitch up'.

[Key words]pitch up; stall characteristics; maneuverability; pitching moment

中圖分類號：V212.12

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A