基于風(fēng)洞試驗(yàn)的飛機(jī)側(cè)風(fēng)環(huán)境停放穩(wěn)定性研究

?

基于風(fēng)洞試驗(yàn)的飛機(jī)側(cè)風(fēng)環(huán)境停放穩(wěn)定性研究

Analysis of Aircraft Parking Stability in the Situation of Crosswind by Wind Tunnel Test

陳功 劉亦菲 / Cheng GongLiu Yifei

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

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

0引言

當(dāng)飛機(jī)需在機(jī)場停機(jī)坪停留較長時(shí)間時(shí)，需確保飛機(jī)不會(huì)在惡劣的天氣環(huán)境下發(fā)生翻轉(zhuǎn)。根據(jù)《中國民用航空規(guī)章第25部運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》[1](CCAR-25R4)中的相關(guān)規(guī)定，民用飛機(jī)在停放后必須保證在任何方向的風(fēng)速不大于35m/s(65節(jié))水平風(fēng)的情況下不會(huì)發(fā)生任何可能導(dǎo)致飛機(jī)受損的現(xiàn)象。

根據(jù)經(jīng)典理論力學(xué)原理分析可知，飛機(jī)停留時(shí)所受外部的氣動(dòng)力是影響飛機(jī)停放安全性和穩(wěn)定性的重要因素，在設(shè)計(jì)地面停留方案時(shí)必須將以上因素考慮在內(nèi)[2]。尤其是在大側(cè)風(fēng)的情況下，飛機(jī)的升力、俯仰力矩、側(cè)向力會(huì)發(fā)生不同程度的變化，其變化規(guī)律和變化程度與飛機(jī)本身的布局及氣動(dòng)外形密切相關(guān)[3]。因此，有必要通過有效的方式獲得飛機(jī)在側(cè)風(fēng)情況下停放時(shí)的受力情況，同時(shí)分析其原因，并為系留裝置的設(shè)計(jì)提供相應(yīng)的依據(jù)。

本文以國內(nèi)某型號(hào)民用飛機(jī)為例，以該型號(hào)飛機(jī)的一期風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果為依據(jù)，分析飛機(jī)在大側(cè)風(fēng)情況停放時(shí)所受氣動(dòng)力的情況，同時(shí)采取“部件組拆法”研究造成該氣動(dòng)力的主要原因，再輔以CFD仿真對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比和分析。最后根據(jù)以上分析結(jié)果對(duì)該型號(hào)飛機(jī)停放時(shí)的系留方案提出建議。

1試驗(yàn)設(shè)備

如圖1所示，試驗(yàn)開始前在風(fēng)洞試驗(yàn)段中鋪設(shè)地板，然后將飛機(jī)縮比模型通過支桿安裝于地板上方，支桿的另一端與六分量應(yīng)變式天平連接。

圖1　風(fēng)洞試驗(yàn)端示意圖

如圖2所示，試驗(yàn)時(shí)通過β機(jī)構(gòu)使模型在0°≤β≤180°的范圍內(nèi)繞參考重心轉(zhuǎn)動(dòng)改變其與來流的夾角，以此來模擬不同側(cè)風(fēng)環(huán)境。

圖2　模型運(yùn)轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)示意圖

2試驗(yàn)原理及條件

根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)中的相關(guān)論述，當(dāng)M<0.2時(shí)，飛機(jī)的氣動(dòng)特性(如升力特性曲線、俯仰力矩曲線等)與飛機(jī)本身的外形及其布局關(guān)系較大，與來流速度關(guān)系較小，因此試驗(yàn)結(jié)果的雷諾數(shù)影響[4]可以不予修正。

為了準(zhǔn)確地反映實(shí)際情況，來流速度選取適航條例所要求的35m/s(65節(jié))。模型的姿態(tài)以飛機(jī)停放時(shí)的狀態(tài)為準(zhǔn)。保持迎角α=0°。前起落架與兩主起落架同時(shí)著地，各增升裝置保持收起狀態(tài)，各操縱面歸零。但為了避免機(jī)輪接地對(duì)天平測力結(jié)果的影響，起落架輪與地板之間留有不大于5mm的縫隙。為了研究不同方向側(cè)風(fēng)對(duì)飛機(jī)停放穩(wěn)定性的影響，選取側(cè)滑角β=0°作為初始狀態(tài)。當(dāng)風(fēng)洞來流速度達(dá)到35m/s并保持穩(wěn)定后，通過轉(zhuǎn)動(dòng)β機(jī)構(gòu)改變模型的側(cè)滑角。從β=0°的初始狀態(tài)開始，每隔5°對(duì)六分量天平的測量結(jié)果進(jìn)行讀取并保存，直至β=180°為止，視為一個(gè)完整的車次。

試驗(yàn)中采用的六分量應(yīng)變天平所測得的結(jié)果基于風(fēng)軸坐標(biāo)系，而在計(jì)算飛機(jī)所受氣動(dòng)力時(shí)應(yīng)該在機(jī)體軸坐標(biāo)系下進(jìn)行[5]。因此，在對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析之前，需進(jìn)行風(fēng)軸坐標(biāo)系與體軸系坐標(biāo)系結(jié)果的轉(zhuǎn)換，該轉(zhuǎn)換可按以下公式進(jìn)行。

(1)

在后文中所列參數(shù)、曲線等若無特殊說明，皆基于體軸系坐標(biāo)給出。

3試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1　全機(jī)試驗(yàn)結(jié)果

全機(jī)的測力試驗(yàn)結(jié)果如圖3~圖8所示。

根據(jù)圖3~圖8的六分量測力結(jié)果，并結(jié)合理論力學(xué)空間力系平衡條件，綜合考慮飛機(jī)自身重量、飛機(jī)重心與氣動(dòng)中心相對(duì)距離及機(jī)輪與地面的摩擦系數(shù)等對(duì)飛機(jī)進(jìn)行受力分析(因計(jì)算時(shí)所用部分飛機(jī)參數(shù)涉密，計(jì)算過程從略)。

圖3　升力與側(cè)滑角的關(guān)系(CL-β)

圖4　阻力與側(cè)滑角的關(guān)系(CD-β)

圖5　俯仰力矩與與側(cè)滑角的關(guān)系(Cm-β)

圖6　側(cè)力與側(cè)滑角的關(guān)系(CY-β)

圖7　偏航力矩與側(cè)滑角的關(guān)系(Cn-β)

圖8　滾轉(zhuǎn)力矩與側(cè)滑角的關(guān)系(Cl-β)

通過受力分析可知，由于俯仰力矩系數(shù)Cm在β=90°達(dá)到正峰值時(shí)(如圖5所示)，飛機(jī)受到氣動(dòng)力產(chǎn)生的抬頭力矩大于飛機(jī)自重產(chǎn)生的低頭力矩，即：

Cm·q·c·S>M·e

(2)

式中，Cm為俯仰力矩系數(shù)(正值為上仰)；q為來流動(dòng)壓；c為平均氣動(dòng)弦長；S為機(jī)翼面積；M為飛機(jī)重量；e為飛機(jī)參考重心到主起落架接地點(diǎn)中心水平投影距離。

其他作用在飛機(jī)上的力與力矩(如升力、側(cè)向力、滾轉(zhuǎn)力矩等)都不足以使飛機(jī)發(fā)生側(cè)滑、翻轉(zhuǎn)等現(xiàn)象。

根據(jù)以上結(jié)果可知，當(dāng)遇到與機(jī)身方向垂直的較大側(cè)風(fēng)，停放的飛機(jī)存在機(jī)頭上翹的潛在危險(xiǎn)。

3.2　部件試驗(yàn)結(jié)果

在完成全機(jī)試驗(yàn)后，采用“部件組拆法”對(duì)飛機(jī)各部件在側(cè)風(fēng)情況下對(duì)俯仰力矩影響進(jìn)行了分析，研究側(cè)風(fēng)情況下造成額外俯仰力矩的主要原因。

飛機(jī)各部件造成的俯仰力矩如圖9所示。

圖9　各部件對(duì)俯仰力矩造成的影響

從圖9中可以看出，“全機(jī)+起落架-平尾-垂尾-短艙”、“全機(jī)+起落架-平尾-垂尾”、“全機(jī)+起落架-垂尾”等三條曲線之間差異較小，而從“全機(jī)+起落架”曲線可以看出，在接近90°時(shí)，俯仰力矩大大增加。從圖9可以看出全機(jī)狀態(tài)在β角為90°附近抬頭力矩最大，但是全機(jī)去掉垂尾后抬頭力矩下降45%左右，(而且抬頭力矩最大值產(chǎn)生在110°附近)。如再去掉平尾，抬頭力矩僅下降了12%左右。有無短艙對(duì)抬頭力矩影響很小。該結(jié)果說明，垂尾對(duì)地面大側(cè)風(fēng)情況下的抬頭力矩貢獻(xiàn)很大。分析其原因是：由于垂尾的存在在迎風(fēng)側(cè)平尾根部形成了大檔板，使得平尾上翼面正壓急劇增加(注意垂尾的直接氣動(dòng)力不會(huì)產(chǎn)生抬頭力矩)。

3.3　CFD仿真

通過全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果獲悉，該型號(hào)飛機(jī)在正側(cè)風(fēng)狀態(tài)停放時(shí)將有較大的上仰力矩產(chǎn)生，當(dāng)該上仰力矩大于飛機(jī)自身重力產(chǎn)生的低頭力矩時(shí)，將會(huì)發(fā)生機(jī)頭上翹等情況。而根據(jù)“部件組拆法”的試驗(yàn)結(jié)果可知，有無垂尾對(duì)上仰力矩的影響很大。為了證明前述分析，在完成風(fēng)洞試驗(yàn)后，采用CFD仿真對(duì)流場進(jìn)行模擬并以此對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行補(bǔ)充驗(yàn)證。

本次CFD仿真采用某型號(hào)飛機(jī)的CATIA三維數(shù)模，并使用ACEM軟件生成200 000棱柱體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，選取Fluent軟件中k-ω的湍流模型和基于密度的求解器進(jìn)行計(jì)算。全機(jī)壓力分布仿真結(jié)果如圖10所示，無垂尾構(gòu)型壓力分布仿真結(jié)果如圖11所示。

圖10　全機(jī)壓力分布圖

圖11　無垂尾構(gòu)型壓力分布

對(duì)比圖10、圖11可以看出，兩種構(gòu)型的壓力分布在飛機(jī)大部分表面相近，而差異主要體現(xiàn)在迎風(fēng)側(cè)的尾翼處。

結(jié)合空氣動(dòng)力學(xué)相關(guān)理論分析可知，由于側(cè)風(fēng)在行進(jìn)方向受到垂尾的阻擋，使當(dāng)?shù)亓鲌鏊俣茸兟渲胁糠謿饬鞅淮刮沧钃醵l(fā)生阻滯和回流，導(dǎo)致迎風(fēng)一側(cè)平尾上產(chǎn)生較大壓力。

如12所示，根據(jù)平面力系平衡條件可知，當(dāng)平尾上有額外的壓力作用后，由于尾力臂L較大，其相對(duì)于主起落架支撐點(diǎn)產(chǎn)生了使機(jī)頭上翹的額外俯仰力矩T。

圖12　全機(jī)受力分析

4研究結(jié)論及應(yīng)對(duì)措施

4.1　結(jié)論

針對(duì)某型號(hào)民用飛機(jī)，通過風(fēng)洞試驗(yàn)及CFD仿真對(duì)在側(cè)風(fēng)情況下停放可得出以下結(jié)論：

(1)該型號(hào)民用飛機(jī)在大側(cè)風(fēng)狀態(tài)下停放時(shí)有顯著的上仰力矩產(chǎn)生，當(dāng)側(cè)風(fēng)方向與機(jī)身垂直(即β≈90°)時(shí)，該抬頭力矩達(dá)到最大，甚至超過飛機(jī)自身重力產(chǎn)生的低頭力矩。此時(shí)飛機(jī)將會(huì)出現(xiàn)機(jī)頭上翹的現(xiàn)象或趨勢。

(2)垂尾在側(cè)風(fēng)情況下阻礙了當(dāng)?shù)亓鲌觯褂L(fēng)一側(cè)的平尾上產(chǎn)生一個(gè)額外的壓力，該氣動(dòng)壓力是造成上仰力矩的重要原因。

4.2　應(yīng)對(duì)措施

為了應(yīng)對(duì)民用飛機(jī)在大側(cè)風(fēng)狀態(tài)下停放時(shí)出現(xiàn)的上仰情況，需采用相關(guān)措施以滿足民用飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)中CCAR25-R4-519條規(guī)定的要求。

采用地面系留設(shè)備是目前各大型號(hào)民用飛機(jī)普遍采取的一種措施。通過系留繩索將飛機(jī)與地面固定，系留繩索產(chǎn)生的拉力與上仰力矩互相抵消，從而達(dá)到克服飛機(jī)機(jī)頭上翹，確保地面停機(jī)時(shí)的飛機(jī)安全。

除了使用地面系留設(shè)備之外，在飛機(jī)停放時(shí)將升降舵下偏也可提供額外的下俯力矩，用以平衡側(cè)風(fēng)產(chǎn)生的上仰力矩，減小地面系留設(shè)備的使用載荷。據(jù)了解，目前A320飛機(jī)在停放時(shí)采用這種方式，效果明顯，值得借鑒。

參考文獻(xiàn)：

[1]中國民用航空總局.CCAR-25R4中國民用航空規(guī)章第25部：運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)[S].北京：中國民用航空局，2001.

[2]周彬.民用飛機(jī)系留設(shè)備設(shè)計(jì)理念研究[J]. 信息科技，2012，28：495.

[3]徐春雨，章仕彪.基于非線性靜力學(xué)模型的飛機(jī)系留載荷計(jì)算方法研究[J]. 民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究，2011，3：14-16.

[4]范潔川.風(fēng)洞試驗(yàn)手冊[M].第二版.北京：航空工業(yè)出版社，2012.

[5]. GB/T 16638.1. 中華人民共和國國家標(biāo)準(zhǔn)[S].北京：中華人民共和國國家標(biāo)化管理委員會(huì)，1994.

摘要：

根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)某型號(hào)民用飛機(jī)在大側(cè)風(fēng)(風(fēng)速大于35m/s)情況下停放時(shí)的穩(wěn)定性進(jìn)行了研究與分析，發(fā)現(xiàn)當(dāng)飛機(jī)在正側(cè)風(fēng)(側(cè)風(fēng)水平方向與機(jī)身垂直)作用下有較大的上仰力矩產(chǎn)生，導(dǎo)致機(jī)頭上翹或有上翹的趨勢。通過“部件組拆法”發(fā)現(xiàn)飛機(jī)垂尾的干擾使得平尾產(chǎn)生了一個(gè)抬頭力矩，致使飛機(jī)存在傾倒的可能。試驗(yàn)后，通過CFD仿真模擬計(jì)算分析了在側(cè)風(fēng)情況下機(jī)身表面的壓力分布，并進(jìn)行了相關(guān)的解釋，作為對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)的分析和補(bǔ)充。

關(guān)鍵詞：風(fēng)洞試驗(yàn)；大側(cè)風(fēng)；CFD仿真

[Abstract]This paper analyzes some aircraft parking stability in the situation of comparatively strong crosswind(wind speed is above 35m/s) based on wind tunnel test. It demonstrated that positive pitch moment is generated by perpendicular crosswind. By the method of parts-dismount, it is found that vertical tail is the main reason. After test , the distribution of the surface pressure was estimated in the situation of crosswind by CFD simulation ,and relevant explanation is conducted as a complement for this conclusion.

[Key words]wind tunnel test；strong crosswind；CFD simulation

中圖分類號(hào)：V211.74

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A