大型飛機的極限飛行狀態研究

顏 巍 王 磊 李永濤 趙晶慧

（上海飛機設計研究院，上海 201210）

0 引言

大型飛機在適航取證過程中需依據適航條例演示飛機的失速特性[1]，原型機失速飛行是非常規的邊界飛行-超包線飛行，具有極大的風險。為了降低飛行風險，增強試飛員對飛機失速飛行的信心，需要通過多種科研手段對飛機的大迎角飛行特性進行深入的探索。利用飛機縮比模型自由飛試驗可對飛機的邊界飛行特性和超包線飛行特性進行深入的研究，相對原型機飛行試驗，模型自由飛試驗性價比高、試驗風險低。美國NASA蘭利研究中心和德萊頓飛行研究中心在絕大多數型號研制過程中利用模型自由飛試驗技術進行了大量的科研試驗，極大降低了原型機飛行的風險。經過多年的經驗積累，NASA德萊頓飛行研究中心的學者Joseph Chambers在回顧了NASA在半個多世紀的歲月里所進行的幾乎所有模型自由飛試驗后，給出了模型自由飛試驗與原型機飛行的相關性的明確結論：“一般來說，在大迎角飛行條件和失速下，模型自由飛試驗得出的特征與全尺寸飛機沒有太大差異[2]。”可見模型自由飛試驗對于原型機失速/過失速試飛是極其重要的。

1 大型飛機的失速/過失速事故

在人類航空歷史上發生過多起由于失速/過失速所造成的重大事故。

1963 年10 月22 日，英國飛機公司(BAC)進行百座級噴氣客機BAC1-11 的試飛研究，當天的飛機試飛科目是失速特性與失速改出。在第五次試飛中，飛機在失速后無意中進入了尾旋，試飛員無論如何也沒有讓飛機擺脫這種狀態，最終飛機以水平的姿態拍向地面，如圖1 所示，機上人員全部遇難[3]。

圖1 BAC1-11大型飛機失速-尾旋事故

1962 年英國試飛員在進行三叉戟客機(如圖2所示)的失速特性試飛，進入深失速狀態，并開始尾旋，最終進入平尾旋狀態，試飛員實施橫航向操縱，迫使飛機不停的滾轉才僥幸逃過一劫[4]。

圖2 英國三叉戟客機

2006 年8 月22 日，俄羅斯普爾科沃航空612 號班機(Tu-154M)計劃從黑海港口阿納帕飛往圣彼得堡，由于天氣惡劣(大雨、雷電)，該航班在烏克蘭與俄羅斯的邊境地區墜毀，機上170 人全部遇難。事故調查時，研究人員提取了黑匣子所記錄的飛行數據，復原了Tu-154M飛機飛行的全部軌跡和飛行姿態，確認了Tu-154M飛機進入了失速-尾旋狀態，并且是極度危險的平尾旋(Flat Spin)狀態，在完全發展穩定尾旋階段飛行員多次實施改出尾旋，且確有改出的可能，但遺憾的是由于高度不足，飛機以近乎水平姿態拍向地面，飛行過程如圖3 所示[4]。

1996 年伯根航空一架波音757 飛機，由于飛控系統故障使得正副駕駛的判斷出現差異，并實施了錯誤的操縱，在高度不足500 ft時錯誤的拉桿導致了飛機的抬頭，使得左側發動機首先喪失功能，飛機向左側傾斜并翻滾，進入尾旋狀態，最終飛機急速的拍向海面。圖4 為從黑匣子中提取的飛行試驗數據所還原的場景[4]。

圖3 Tu-154M 客機失速-偏離-尾旋-墜毀過程

圖4 波音757飛機失速-尾旋過程

大型飛機失速/過失速飛行特性較難準確預測的主要原因如下：

1)由于飛機大迎角氣動特性的非線性和遲滯性，風洞試驗和計算數據均可能偏差較大，而且大迎角氣動特性對飛機的本體構型也相當敏感，這些都使得對大迎角特性的理論預測和仿真試驗結論的可信度不如常規迎角飛行預測可信度高；

2)大迎角試飛的風險還在于不同飛機、不同構型的飛行特性存在較大差異，其原因在于非定常氣動現象與初始邊界條件密切相關，如機翼的頭部形狀差異就是一種典型的初始邊界條件差異。因此很難以一種飛機的大迎角試飛經驗照搬到另一種飛機上；

3)在飛機過失速狀態下，由于飛機處于失控狀態，留給試飛員處置的時間和空間均受到極大的限制約束，在這種情況下，試飛員的心理壓力很大。而飛機在大迎角下對試飛員的錯誤操縱又相當敏感，有可能試飛員的操縱不僅沒有迫使飛機脫離危險，反而加劇了飛機所處狀態的惡劣程度。

2 國外模型自由飛試驗研究

為了研究飛機的失速/過失速特性，國外開發了一系列的模型自由飛試驗技術，并取得了許多重要的科研成果。

2.1 水平風洞模型自由飛試驗

水平風洞模型自由飛試驗用于研究飛機的失速偏離特性，研究大迎角飛行特性，還可驗證飛機的飛行控制律。美國NASA在蘭利全尺寸風洞和大比例風洞中實施大比例模型自由飛試驗，如圖5 所示[2]。在俄羅斯TsAGI(中央流體力學研究院)的公開資料中未見相關技術研究。德國亞琛工業大學利用水平風洞模型自由飛技術進行飛行器參數辨識的研究，日本東海大學和九州大學利用水平風洞模型自由飛技術進行飛行力學研究，但需要指出高等教育機構的技術與實施規模均未達到NASA的水平。

圖5 NASA水平風洞波音737 模型自由飛試驗

2.2 尾旋（立式）風洞模型自由飛試驗

尾旋(立式)風洞模型自由飛試驗用于研究飛機的完全發展尾旋特性與改出特性，還可研究反尾旋傘的改出效果。美國NASA在20 ft VST尾旋風洞中實施模型自由飛尾旋試驗研究[5]，俄羅斯TsAGI在T-105 4.5 m尾旋風洞中實施模型自由飛尾旋試驗研究[6]，如圖6 所示。

圖6 NASA和TsAGI尾旋風洞模型自由飛試驗

2.3 大氣環境模型自由飛試驗

大氣環境模型自由飛試驗用于研究飛機的失速-偏離-尾旋-改出的全過程，可驗證反失速/尾旋傘的改出效果，分為無動力投放模型和帶動力自主模型兩種。美國NASA、波音公司、歐洲空客公司和俄羅斯Gromov飛行試驗研究院負責了大量的大氣環境模型自由飛試驗[7]，如圖7 所示。在波音757飛機研制中，利用了模型自由飛試驗技術研究了飛機的失速-過失速(尾旋)特性；在A321 飛機研制中，利用了模型自由飛試驗技術進行了飛機在非定常運動中帶偏轉小翼的研究；在An-124 飛機研制中，利用了模型自由飛試驗技術研究了飛機的失速-過失速特性。

圖7 歐美國家大氣環境模型自由飛試驗

3 模型自由飛試驗的相似準則

3.1 外形相似

自由飛試驗模型與原型機首先必須滿足外形相似。模型的尺寸與原型機尺寸滿足線性縮比關系，極大比例模型需要模擬機頭表面凸起物(如風標、總靜壓傳感器或加油管等)，模型著陸構型條件下需要模擬起落架打開，模型增升構型條件下需準確模擬襟、縫翼縫道的參數。

3.2 質量特性相似

模型自由飛試驗的過程是模型慣性力與模型重力之間的相互作用，所以自由飛試驗模型與原型機必須質量特性相似。質量特性相似包括模型的質心位置相似、質量相似和繞體軸系三軸的轉動慣量相似[8]。

3.3 推力相似（針對帶動力試驗）

帶動力模型自由飛試驗必須推力相似，即模型的推重比與原型機的推重比相等，此外還需要評估模型所攜帶燃油的消耗對質量特性模擬的影響。采用TFN發房的無動力模型自由飛試驗無需考慮推力相似[9]。

3.4 動力學相似

模型自由飛試驗的運動參數與原型機的運動參數必須滿足動力學相似，如迎角/側滑角(α、β)、歐拉角(θ、φ、ψ)、角速度(p、q、r)和過載(nx、ny、nz)等。有些參數為線性關系，有些為非線性關系，動力學相似關系的建立基于平衡穩定飛行條件，但可擴展到大擾動飛行條件，如偏離、急速滾轉等[10]。

3.5 飛行控制律相似

放寬靜穩定飛機、中立穩定飛機、靜不穩定飛機的模型自由飛試驗必須采用經過縮比的原型機飛行控制律來保證模型的飛行安全[11]。考慮到模型在飛行中實施動作后的響應要遠快于原型機，原型機縮比飛行控制律需要在地面試驗中反復調試，重點需關注短周期頻率(ωn)、阻尼比(ζ)和等效延遲時間(τ)。模型自由飛試驗飛行控制律的桌面仿真分析所需低雷諾數風洞試驗數據不僅需要大迎角靜態測力試驗結果，也需要大迎角動導數試驗結果，如果進行尾旋研究，還需要結合尾旋風洞旋轉天平測力試驗結果。

4 模型自由飛試驗模型的研制與調試

為了滿足質量特性相似，自由飛模型需要嚴格控制模型的質量，模型的蒙皮一般選擇碳纖維材料，混合環氧樹脂后蒙在已加工成型的模具表面，放入密封袋中抽真空，然后移入烘箱進行高溫條件下的型面固化。模型機身和機翼內部結構采用金屬框架結構，結構強度需要滿足模型飛行中的極限載荷，且需留有足夠的安全余量。成型蒙皮與結構件組合后需要合模并再次進入烘箱高溫固化。自由飛模型的舵面采用遙控舵機控制，并帶有舵面角度反饋。待模型殼體全部加工完畢，機載設備(舵機、陀螺儀、過載傳感器、回收傘系統、數據記錄儀等)全部安裝到位后，就需要進行模型的調試。模型調試分為三個部分：質量特性調試、靜力試驗和疲勞試驗。美國NASA在Dryden 飛行中心的飛行載荷實驗室進行自由飛模型的各種地面調試[12]，如圖8 所示。

圖8 NASA X-56 模型自由飛試驗模型地面調試

5 飛機A的模型自由飛試驗

基于飛機A的原型機研制和失速/過失速試飛試驗規劃，型號研制單位在早期規劃了三個與飛機失速/過失速特性研究的模型自由飛試驗：水平風洞模型自由飛試驗、尾旋(立式)風洞模型自由飛試驗和大氣環境模型自由飛試驗。

5.1 飛機A水平風洞模型自由飛試驗

水平風洞模型自由飛試驗用于研究飛機A的失速-偏離特性與驗證飛行控制律。國內目前現役風洞中沒有全尺寸風洞，最大的兩座低速風洞：CARDC-I FL-13 低速風洞(埃菲爾式風洞，閉口試驗段，截面：8 m×6 m)和AVIC-ARI FL-10 風洞(哥廷根式風洞，開口試驗段，截面：8 m×6 m)，分別在2015 年和2019 年才初步具備小模型的水平風洞模型自由飛試驗技術，試驗模型的翼展均小于2 m，所以飛機A的水平風洞模型自由飛試驗的部分研究科目最終通過大氣環境模型自由飛試驗來實施。

5.2 飛機A尾旋風洞模型自由飛試驗

飛機A的過失速/尾旋特性通過尾旋(立式)風洞模型自由飛試驗來獲得，同時進行了反失速/尾旋傘參數的選型試驗，試驗在CARDC-IΦ5 m尾旋風洞進行。

為滿足模型在試驗段阻塞度小于5%的要求，試驗模型比例定為1∶30。

試驗獲得了飛機A的發展尾旋特性與改出特性，并研究了不同規格反尾旋傘的改出效果[13]。試驗的示意圖如圖9 所示。

圖9 飛機A尾旋風洞模型自由飛試驗示意圖

通過試驗，模型的基本尾旋特性和改出特性為：在拉桿蹬舵條件下，模型的發展尾旋模態為穩定的、不均勻的緩尾旋，在僅拉桿不蹬舵條件下，模型無法形成發展穩定尾旋，但不排除存在不穩定尾旋的可能。模型改出發展尾旋的最佳方式為“反舵到底，推桿到底”。采用“三中立”法，有改出趨勢。在桿舵回中的條件下，所設計的反尾旋傘均能迫使模型改出發展尾旋狀態。

實施副翼操縱的結果是：逆尾旋方向偏轉副翼不能降低飛機模型的偏航角速率，且有助于保持模型的旋轉；順尾旋方向偏轉副翼能降低模型的偏航角速率，模型展現改出趨勢。

實施方向舵操縱的結果是：方向舵對模型的尾旋特性與改出特性起到主要作用，改出時反舵偏度越大，改出效果越佳。

實施升降舵操縱的結果是：升降舵偏轉對模型尾旋的迎角和角速度變化起重要作用，升降舵越拉桿，尾旋迎角加大，但旋轉角速度降低。

模型的增升裝置打開，對模型尾旋特性沒有本質的影響。模型的重心前移，尾旋中模型的平均迎角減小，滾轉角速率和偏航角速率增加。模型的重量增加(5.5%)，對模型尾旋特性沒有明顯的影響。

模型模擬的原型機飛行高度發生變化，對模型尾旋特性沒有本質的影響。

5.3 飛機A大氣環境模型自由飛試驗

飛機A完整的平飛、拉桿、失速/過失速(尾旋)、改出的歷程研究通過大氣環境模型自由飛試驗來獲得，同時可進行反失速/尾旋傘的最終驗證。試驗模型比例1∶13，模型無動力，由載機帶飛至約1 200 m～1 300 m高度投放，進行失速/過失速試驗。通過試驗獲得了飛機A的動態失速特性、偏離特性、初始尾旋特性，驗證了反尾旋傘的改出效果，如圖10 所示。

圖10 飛機A模型大氣自由飛反尾旋傘改出試驗

基于模型自由飛試驗結果，飛機A巡航構型失速特性以滾轉型失速為主；起飛構型與著陸構型的失速特性為俯仰-滾轉型失速，兩者幾乎同時出現。無論哪個構型，在拉桿-失速的過程中，沒有發現不可抑制的模型自動上仰現象，但試驗過程中對模型的操縱過快，可能掩蓋這一現象。

從模型自由飛試驗結果來看，簡單、直接的改出失速/偏離的方法是“方向舵、副翼中立條件下，桿回中”，實施桿回中能強迫模型降低迎角，迫使模型回到可操控的、穩定的飛行條件。

結合飛機A模型尾旋風洞試驗結果綜合來看，飛機A模型在不同構型條件下，在方向舵偏度為零的前提下，模型具備一定的抗尾旋能力，不易進入發展尾旋，但是在試驗中的多數架次，模型呈現了不同程度的偏航偏離趨勢，這與理論分析結果相互印證(巡航構型/增升構型存在中度/輕度偏離)。

通過試驗驗證了在副翼、方向舵中立條件下，桿回中的同時，實施開傘能迅速的迫使模型低頭，降低迎角，改出失速/偏離狀態。

6 結論

本文首先闡述了大型飛機研究失速 過失速(尾旋)的重要性與必要性，回顧了歐美國家在該方向上實施研究的科研手段以及開展試驗所必須遵循的各個相似準則。

飛機A的尾旋風洞模型自由飛試驗和大氣環境模型自由飛試驗，獲得了飛機A的失速-偏離-尾旋特性。實施“三中立”法，能使飛機A迅速改出失速，在發展尾旋條件下有自動改出尾旋的趨勢；實施“反舵，推桿”能迅速改出發展尾旋；在實施“三中立”的同時開反尾旋傘能迅速改出失速或發展尾旋。

以上結論還需在原型機飛行試驗中進一步研究與驗證。