大型民用飛機模型Ф5m立式風洞尾旋特性試驗研究

顏 巍 黃靈恩 黎先平 ∕

(上海飛機設計研究院，上海201210)

大型民用飛機模型Ф5m立式風洞尾旋特性試驗研究

顏 巍 黃靈恩 黎先平 ∕

(上海飛機設計研究院，上海201210)

為了研究某常規布局(大展弦比、后掠翼、翼吊式發動機)大型民用飛機的尾旋特性，制作了一個滿足動力相似準則的無動力縮比模型，在Ф5m立式(尾旋)風洞中首次進行了大型民用飛機模型在不同構型、不同重心位置、不同重量、模擬不同飛行高度條件下的尾旋研究試驗。試驗結果表明，這架飛機的尾旋特性良好，模型在尾旋運動中比較穩定，旋轉方向不發生改變，且旋轉速度較慢。采用反舵(到底)推桿(到底)法可以滿足所有狀態下的尾旋改出，模型最快能夠在不超過1/2圈或1s中改出。此種改出方法操作簡便，是一種適合于大型民用飛機的尾旋改出方法。通過反尾旋傘試驗確定了最佳的反尾旋傘參數。

民用飛機；尾旋風洞；尾旋特性；試驗模型

0 引言

失速試飛是大型民用飛機在適航取證過程中一項極具風險的飛行試驗，飛機在失速過程中以及在過失速狀態下飛行時飛機的運動規律是較難判斷的，因為此時機翼和機身上的流動處于全分離狀態，氣動力變化規律呈現高度的非線性。尾旋是飛機失速后所出現的一種復雜的旋轉運動，是一種嚴酷的、極限飛行狀態。尾旋時飛機發生急劇的滾轉和偏航運動，伴隨著滾轉和偏航飛機機頭向下，并繞垂直軸以很小的半徑沿著螺旋軌跡急速下降，尾旋中飛機各操縱舵面效率會大幅下降，個別舵面甚至發生反效。世界航空界雖然經過數十年的研究，總結了一系列的預判飛機尾旋特性的經驗性判據，以及基于風洞試驗結果為基礎的仿真計算研究，但對于飛機尾旋運動的研究仍然不能說是十全十美。尾旋風洞試驗是利用滿足動力相似的縮比模型在尾旋風洞中模擬飛機的尾旋運動，研究飛機尾旋特性與改出特性的特種風洞試驗。這項試驗的優點是可以通過試驗快速的獲得各個參數(變量)變化對飛機尾旋特性的影響，如：氣動布局、重心位置、重量、增升構型、起落架收放等，此外通過試驗可以快速的確定最佳的尾旋改出方式和有關反尾旋傘的選型試驗[1]。某大型民用飛機，常規布局，大展弦比，后掠翼，翼吊式發動機，前三點可收放式起落架，依照民用航空規章要求要進行有關失速的飛行試驗驗證，由于這是一項風險很高的試驗，需要在試驗前對飛機失速后可能出現的最嚴酷狀態：尾旋，以及相關安全措施進行詳細的研究。

1 飛機的失速與尾旋

隨著飛機攻角的增大，機翼上表面的流動發生分離，升力系數曲線發生彎曲，當流動分離達到某一程度時，升力系數達到最大值，此后逐漸下滑，CLmax所對應的攻角為臨界攻角。在最大升力系數之前，升力曲線斜率為正，在這之后，升力曲線斜率為負，另一方面，隨著飛機攻角的逐漸增大，飛行阻力呈現單調遞增趨勢，如圖1所示。

當飛機在超臨界攻角下飛行，某一瞬間受到外來擾動使得飛機繞自身Ox軸旋轉，產生旋轉角速度+p，飛機向右翼旋轉，右側機翼下沉，攻角增大，升力減小，左側機翼上揚，攻角減小，升力增大。此時，左側機翼升力大于右側機翼升力，產生一個與初始滾轉方向相同的滾轉力矩M自轉，此一滾轉力矩加劇飛機從平衡狀態偏離。同時，左側上揚機翼所產生的阻力小于右側下沉機翼所產生的阻力，左右機翼阻力之差產生一個偏航力矩，飛機向右持續偏航，飛機由此開始進入尾旋。飛機尾旋可以分為三個階段：尾旋的初始階段，尾旋的發展階段和尾旋的改出階段。

2 試驗設備與試驗模型

2.1 試驗風洞

Ф5m尾旋風洞(FL-15)是中國國內唯一一座能研究飛機尾旋運動的特種風洞，風洞建成于2005年，風洞的氣動輪廓圖如圖2所示。FL-15是一座單回流、開口試驗段低速風洞，風洞總高54.66m，地下部分15m，風洞試驗段橫截面為直徑5m的圓，試驗段自由射流長度7.5m。試驗段風速5m/s～50m/s，連續可調，常用風速10m/s～35m/s，試驗段風速具有快速調節能力和碟形速度分布。尾旋風洞試驗能夠模擬飛機尾旋的發展階段和尾旋的改出階段。

2.2 試驗模型

FL-15尾旋風洞試驗段的直徑為Ф5m，進行自由尾旋試驗時，模型掃掠面積不應超過試驗段截面積的5%，因此在該風洞進行自由尾旋試驗的模型最大線性尺寸(機翼展長或機身長度)一般在1m～1.4m[3]。所研究飛機為典型的常規布局飛機，考慮到尾旋風洞試驗段尺寸的限制，以及模型加工的可實現性，經過反復優化設計，最終確定飛機縮比模型的展長為1.2m，全長為1.3m，全機投影面積為0.33m2；試驗時，模型的最大阻塞度為1.7%，符合試驗要求。

要保證試驗模型與全尺寸飛機的運動軌跡相似，除滿足幾何外形相似外，還需要滿足動力學相似準則，尾旋試驗模型主要滿足弗勞德數(Fr=V2/lg)相似，模型的縮比原則如下[3]：

線性尺度：lm=lf/K(1)面積尺度：Sm=Sf/K2(2)時間尺度：tm=tf/K1/2(3)線速度：Vm=Vf/K1/2(4)角速度：ωm=ωfK1/2(5)質量：mm=mf/K3Δ(6)轉動慣量：Im=If/K5Δ(7)質心位置：(XCG/cA)m=(XCG/cA)f(8)

公式中：K為模型縮比因子，Δ為大氣密度比，Δ=ρf/ρm。

在模型比例確定后，按照式(1)～(8)，根據全尺寸條件下的數據可以計算出各模擬高度下模型的質量、重心、轉動慣量特性數據。所設計的飛機模型3D圖如圖3所示。

模型除各個操縱舵面外，其余均為整體結構，機身內部采用四道梁、七道加強筋和上、下吊掛加強筋組成支撐骨架，均使用碳纖維薄板，表面蒙皮采用碳纖維預浸布，支撐骨架與機身/機翼蒙皮間用環氧樹脂膠粘接。操縱舵面均采用了工藝比較成熟的碳纖維-PMI泡沫夾層結構。襟翼、縫翼與機翼內部預埋件采用不同偏度的角度塊或滑軌連接，以滿足不同構型角度偏轉要求。平尾通過連接板直接安裝在模型后梁上。方向舵、左右升降舵、左右副翼由五個獨立的遙控舵機分別操控。反尾旋傘機構置于機身后段下腹部，開傘后力的作用點位于機身尾端下表面。試驗前需要將模型分別置于質量和質心測試裝置、偏心測試裝置、極轉動慣量測試裝置、赤道轉動慣量測試裝置這些精密測量儀器上，來測量模型的質量、質心和轉動慣量，確定模型滿足動力學相似準則。

3 試驗方法

FL-15尾旋風洞采用吊掛支持模型法進行飛機尾旋研究試驗。試驗中，飛機模型被兩根繩索懸掛在風洞試驗段中，如圖4所示。在試驗段氣流較低時，模型投手將模型按預定的姿態(模型攻角大于失速攻角)投入試驗段中心區域垂直上升的氣流中，同時給模型施加一個初始旋轉速度(約每秒1～3圈)，然后逐步增加試驗段風速到某個值使得模型平衡于風洞中心區域并進入尾旋狀態，若上掛索上的平衡指示燈顯示綠色，表明上掛索對模型的約束力為零，此時的上掛鎖呈現自由狀態，不阻礙飛機模型自身的運動，其物理意義是模型阻礙氣流所產生的“浮力”與模型的重力相等。等待模型穩定旋轉5圈以上，地面操縱臺給機載設備發出指令開始實施數據采集，記錄下模型尾旋運動時各運動參數隨時間變化的規律。采集的數據包括：過載(nx,ny,nz)，歐拉角(ψ,φ,θ)，機體軸系下繞三軸的角速度(p,q,r)，試驗段風速(V)，舵面偏度(δe,δa,δr)。模型的攻角和側滑角由式(9)和(10)計算獲得[4]：

(9)

(10)

模型的總角速度由式(11)計算獲得：

(11)

實施記錄數據后待模型旋轉約三圈，地面控制臺發出尾旋改出指令，若模型停止旋轉飛出試驗段，模型投手應及時控制懸掛保護裝置以保證模型安全；若模型運動姿態變化不大，在模型旋轉超過5圈后也應及時回收模型。此外試驗中使用彩色攝像機進行全程拍攝作為試驗數據分析的輔助手段。

4 試驗內容與試驗結果

飛機模型尾旋試驗所研究的內容包括：(1)確定飛機的尾旋模態；(2)研究舵面(升降舵、方向舵、副翼、擾流板)偏度對尾旋特性的影響；(3)研究增升裝置對尾旋特性的影響；(4)研究重心位置對尾旋特性的影響；(5)研究重量變化對尾旋特性的影響；(6)研究高度變化對尾旋特性的影響；(7)研究飛機的尾旋改出特性，確定最佳的尾旋改出方式；(8)研究不同規格的反尾旋傘的改出效果[5-6]。

試驗總共進行了150個車次。試驗結果表明：大型民用飛機的完全發展尾旋旋轉緩慢，旋轉方向穩定，體軸系下繞三軸角速度的變化不大，攻角變化不大，這樣的結果對于飛機尾旋的改出均是有利的，飛行員能夠比較容易的判斷出飛機尾旋的方向，飛行的姿態，從而實施正確的改出方式。

升降舵偏轉對飛機尾旋特性的影響主要表現在攻角(α)和尾旋角速度(Ω)上。當δe=0°→-30°，模型的平均尾旋攻角逐漸加大，而尾旋角速度相應的逐漸下降，尾旋一圈的時間拉長，一圈內下落的高度增大。

方向舵偏轉主要影響飛機的攻角(α)和旋轉半徑(R)，隨著方向舵偏度的增加δr=0°→30°，平均攻角在緩慢的增加，旋轉半徑略微增大，而模型的尾旋角速度(Ω)和每圈下落的高度變化不大。當δr=0°時，飛機模型無法形成完全發展的穩定尾旋。

副翼偏轉(δa=25°/-25°)對飛機的尾旋特性影響不大。

外側擾流板偏轉(δsp=0°→40°)對飛機尾旋特性沒有影響。這是由于外側擾流板處于機翼上表面，大攻角條件下完全處于機翼的洗流區，完全失效。

構型變化(襟翼、縫翼打開)對飛機尾旋特性的影響可以忽略。

重心位置前后移動對尾旋特性有明顯影響。后重心條件下(25%MAC)平均攻角比前重心條件下(40%MAC)的平均攻角要大4°，這是由于重心后移，使得重心到機翼升力的力臂增大，則抬頭力矩增大，而重心到尾翼升力的力臂減小，則低頭力矩減小，綜合來看，則重心后移使得靜安定度下降，氣動下俯力矩減小，這樣慣性上仰力矩的相對增加與氣動下俯力矩的相對減少，這就使得在某一攻角下，兩種力矩的差量進一步增大。對于偏航角速率的影響，前重心條件下偏航角速率比后重心條件下偏航角速率要大，這個現象的原因包含兩方面：(1)重心前移使得攻角下降，則垂尾-方向舵受平尾洗流區的影響范圍減小，垂尾-方向舵效率增強，即方向舵順尾旋偏轉到底所產生的順尾旋偏航力矩在增強。(2)重心前移使得偏航方向的轉動慣量減小[7-8]。

試驗中還進行了模擬飛機不同重量和不同飛行高度的尾旋研究試驗。當模型重量增加約6.0%，對尾旋特性沒有影響。模擬飛行高度從5 000m增加到7 500m，各尾旋參數的量級基本相似，其尾旋特性沒有發生本質的變化。

對于最佳尾旋改出方法的研究，試驗中所采用的改出方法包括：“三中立”法、“平中順”法、“舵回中推桿”法、“反舵，桿回中”法、“舵回中，推桿、順副翼”法和“反舵推桿”法[9-13]。采用“三中立”法，不需要飛行員判斷飛機尾旋的方向，但由于飛機偏航方向的轉動慣量較大，改出時間較長，若飛行高度不足，存在風險。在方向舵回中的條件下，僅順尾旋方向全行程偏轉副翼，模型偏航角速率下降非常遲緩，所以不推薦使用。逆尾旋方向全行程偏轉方向舵對制止飛機的旋轉起到決定的作用，若再輔以推桿到底，模型改出所使用的時間最短。綜合評價，對于大型民用飛機的尾旋改出推薦使用“反舵，推桿”法。

從反尾旋傘選型試驗的結果來看，大、中、小三個傘面積的條件下，均能使模型在一圈內改出尾旋，傘面積越大，改出效果越好，但需要指出傘面積越大對飛機尾端的集中載荷越大。長、中、短三個傘繩長度對尾旋改出特性的影響比較接近，但使用中等長度的傘繩模型尾旋改出的效果要略好。

圖5和表1給出了一次典型的采用“反舵，推桿”法的試驗結果，模型為巡航構型，后重心(40%MAC)，正飛左尾旋狀態，模擬飛行高度H= 5 000m，模型進入尾旋預設舵面偏度為δr=30°，δa=0°，δe=-5°。需要說明，飛機模型尾旋研究試驗為六自由度全動態試驗，所以表1中所列出的各尾旋參數均為基于原始數據處理過后所獲得的平均值。

從圖5中可以看出，飛機模型完全發展尾旋的模態為穩定的緩尾旋。所謂穩定的尾旋是因為模型在尾旋中既不改變偏航方向，也不改變滾轉方向；所謂緩尾旋是因為模型在尾旋中的攻角范圍始終保持在40°～60°之間。第一次實施改出動作后(副翼中立下，方向舵反舵到底)，模型攻角降至大約35°左右，偏航角速率從2.0rad/s逐漸降至大約1.0rad/s，0.5s后，實施第二次改出動作(升降舵反舵到底)，模型攻角進一步降至大約15°左右，偏航角速率降為零。在此過程中，模型在試驗段中的高度迅速下降，進入下滑俯沖階段。整個改出過程歷時約1.0s，1/2圈左右完全改出尾旋。需要補充說明，在尾旋即將改出時，方向舵要及時回中，防止飛機進入另一個方向的尾旋狀態。

圖6和表1給出了一次典型的反尾旋傘試驗結果，模型為巡航構型，后重心(40%MAC)，正飛左尾旋狀態，模擬飛行高度H=5 000m，模型進入尾旋預設舵面偏度為δr=30°，δa=0°，δe=-5°，反尾旋傘采用中等傘面積和短長度傘繩組合。

從圖6中可以看出，飛機模型完全發展尾旋的模態為比較穩定的緩尾旋，尾旋中模型的旋轉方向不發生改變，攻角、俯仰角速度、偏航角速度的波動較小，滾轉角速度的波動略微明顯。實施改出動作為開傘的同時舵面三回中，開傘后，模型的攻角和偏航角速率迅速下降，0.9s內，攻角降至臨界攻角以下，大約5°左右，偏航角速率降為零，模型在受反尾旋傘阻力的情況下進入下滑俯沖。整個改出過程經歷了約2/5圈。從這一結果可以看出，反尾旋傘的首要作用是降低攻角，其效果比采用“反舵，推桿”法要好，其次才是降低模型的偏航角速率。

5 結論

利用一個滿足動力相似準則的縮比模型首次在Ф5m尾旋風洞研究了常規布局大型民用飛機的尾旋特性與改出特性。試驗結果顯示此類布局飛機的尾旋特性良好，模型在尾旋中旋轉均勻穩定，旋轉速度較慢，角速度變化較小，飛行姿態沒有劇烈的變化，飛行員能夠比較容易的判斷出飛機尾旋的方向，以便采取正確的反尾旋措施。通過試驗驗證得到“反舵，推桿”法是一種最佳的尾旋改出方式，模型能夠在不超過1s或1/2圈左右改出尾旋。此種改出方法適用于不同構型和不同重心位置。在不偏轉方向舵的條件下，模型無法形成完全發展的穩定尾旋。反尾旋傘的改出效果由傘面積大小和傘繩長度所決定，通過試驗得出傘面積越大改出效果越好，采用最大傘面積改出效果最佳，中等長度傘繩對尾旋改出最有利。

表1 大型民用飛機模型巡航構型，正飛左尾旋典型試驗結果

本文介紹的常規布局大型民用飛機模型尾旋風洞自由尾旋試驗技術與試驗結果的分析可供其它此類飛機尾旋特性與改出特性的研究提供參考與借鑒。

[1] 李周復.風洞特種試驗技術[M]. 北京：航空工業出版社，2010.

[2] Φ5m尾旋風洞試驗指南[M].中國空氣動力研究與發展中心，2006.

[3] 李永富，陳洪.研究尾旋的風洞試驗技術[M].北京：國防工業出版社，2002.

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Free-spin Test in Φ5m Spin Tunnel for Large Civil Aircraft Model

YAN Wei HUANG Lingen LI XianPing

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

An unpowered dynamic similarity scaled aircraft model under different conditions, such as different configurations, different centre of gravity locations, different weight, different simulated flight altitude, was tested in Ф5m vertical (spin) tunnel in first time to investigate the spin characteristics of a large civil aircraft (large aspect ratio, backward sweep wing, wing mounted engine). The results show that the spin characteristic of this aircraft was quite favorable. The spin motion of aircraft model was quite stable. Rotation direction of the model was not changed in spin motion, and rotation rate was quite low. The best spin recovery technique was to fully reverse rudder and fully forward the stick simultaneously, quickest recovery of the spinning model was within 1 second or no more than half circle. This spin recovery technique is easy to operate, which is suitable for large civil aircraft. Moreover, the most favorable parameters of the anti-spin parachute was obtained by model free-spin tests.

civil aircraft spin Tunnel spin Characteristics test Model

10.19416/j.cnki.1674-9804.2017.01.012

V212

A

國家中長期科學與技術發展規劃綱要——大型飛機研制專項基金。