翼吊低平尾飛機尾跡測量研究

周星，白峰

(中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設計研究院，上海　201210)

翼吊低平尾飛機尾跡測量研究

周星，白峰

(中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設計研究院，上海201210)

摘要：平尾是影響全機縱向力矩的首要部件，翼吊低平尾飛機平尾處的流場受到翼身組合體尾跡的影響。為了摸清尾跡的特點，利用七孔探針測量平尾處的動壓及下洗角，得到平尾處流場動壓損失以及下洗角隨飛機迎角變化的氣動特點。結果表明：在接近最大升力系數時，平尾處流場動壓損失嚴重，降低了平尾的氣動效率，導致全機的縱向力矩失穩。研究結果對大飛機的氣動特性優化工作具有指導意義。

關鍵詞：翼吊；低平尾；七孔探針；尾跡；縱向力矩；穩定性

0引言

飛機若想具有良好的失速特性，首先應保證機翼的分離是由內翼往外的緩慢分離；其次，在發生分離時，尾翼不得由于沉浸在機翼分離流的尾跡中而喪失其有效性。平尾通常位于機翼下游，故機翼尾跡對平尾的干擾是必然存在的。

目前，民航飛機主流機型的布局分為尾吊高平尾飛機和翼吊低平尾飛機。國外對尾吊高平尾飛機(例如DC-9)[1-2]進行了尾跡測量，結果表明高平尾飛機在較大迎角范圍內，機翼尾跡流經平尾區，當迎角繼續增大時機翼尾跡脫離平尾，短艙掛架的尾跡又流經平尾，使得平尾效率下降，導致高平尾飛機進入“深失速”。而翼吊低平尾是目前主流的氣動布局形式，A320、B737等均為翼吊低平尾飛機，國產大飛機也正逐步涉足該領域，競爭劇烈。翼吊低平尾飛機與尾吊高平尾飛機的氣動特性不同，機翼尾跡的干擾出現在中迎角與失速迎角之間，使平尾效率降低，從而降低了最大升力系數的使用范圍，進而影響飛機的起落性能和安全性。

國外關于尾跡測量的相關研究較少，尤其對包含飛機力矩分析的研究鮮有報道；國內通常采用PIV法對部件尾跡進行測量[3-4]，雖然該測量方法先進，但是價格昂貴。七孔探針[5]是一種可以同時獲得流動速度大小、方向及總壓和靜壓的氣動測量裝置，已被廣泛地應用于各種大角度的流動測量，例如風洞流場校測[6]、大氣傳感器試驗模擬[7]以及風力機葉片的葉尖下游流場測量等。

本文首次采用七孔探針對平尾處的流場進行測量，得到當地速壓和下洗角的變化，探明翼吊低平尾飛機大迎角力矩失穩的原因，研究結果對指導大飛機的力矩特性優化工作具有參考意義。

1七孔探針尾跡測量試驗方法

七孔探針尾跡測量試驗屬于特種風洞試驗，模型和試驗方案均具有一定的特殊性。試驗具體實施過程和技術難點如下：

(1) 為了保證流場的相似性和測量的準確性，試驗選擇在低速高雷諾數風洞進行，雷諾數為6.5×106。

(2) 機翼和平尾之間存在相互干擾，但是基于兩者參考面積的大小以及上下游的關系，機翼對平尾的干擾是研究的主要矛盾，因此模型的構型選擇全機無平尾構型。

(3) 探針測量的直接結果是七個孔的壓力值，需要通過探針的校準公式計算得到當地流場的迎角、側滑角、靜壓和總壓。

(4) 平尾由帶有七孔探針的尾耙系統代替，當尾耙上反角為0°時，尾耙系統上的探針坐標系與機身坐標系重合，這種方式便于探針的測量數據向全機坐標系轉換。

(5) 探針尾耙能夠繞著機身某個軸線進行旋轉，模擬平尾上反角的變化，并且在某個角度下，探針前緣與原平尾前緣重合。該試驗方案的優勢在于，在某個固定機身迎角下，可以對平尾當地流場進行片區掃掠，獲得比較豐富的平尾附近流場信息。尾耙機構如圖1所示。

圖1　尾耙機構圖

(6) 尾耙上探針的布置位置根據平尾的展長由內翼向外翼等分布置，且至少需要在平尾翼展外布置一根探針，以便能夠觀察到平尾以外流場的特征。本文選擇的站位分別為22%、41%、60%、80%、98%和115%，如圖2所示。

圖2　測量點(探針)分布

(7) 探針尾耙外露的部分主要包括探針和支桿，探針固定在支桿上且探針的測壓管由支桿內部進入機身內與測量系統相連，如圖3所示。探針必須距離支桿根部200 mm以上，以降低支桿對來流的干擾；探針直徑僅為4 mm，其長細比為50，即探針的剛度較弱，故需要在探針根部到半展長的位置進行加強。

圖3　探針與支桿連接示意圖

(8) 試驗可采用定尾耙上反角、變機身迎角或定機身迎角，變尾耙上反角兩種方式來進行，本文采用定尾耙上反角、變機身迎角的方式進行試驗。

2七孔探針原理

尾耙上的七孔探針可以測量當地流場的速度、方向、總壓以及靜壓等。七孔探針的設計和加工難度較大，在直徑為4 mm的圓錐上加工七個平行于柱軸線的孔，孔徑為0.6 mm。

七孔探針的基本原理[7-8]為：在小流動角時，中心孔壓力P7最大；隨著流動角度的增加，最大壓力孔將由中心逐漸轉移到正對橫向氣流的壓力孔；根據七個壓力孔的壓力高低，將流動空間劃分為七個區，以壓力最高的孔編號命名，第七孔所對應的流動空間稱為內區，其余六個區稱為外區，每個區各占60°的扇形空間；通過七個孔的壓力系數求得來流相對于探針坐標系的θ角與Φ角，如圖4所示。

圖4　七孔探針坐標系

本文主要通過七孔探針測得當地的流場方向以及速壓隨機身迎角的變化量。

3尾跡測量結果分析

尾耙前緣與平尾前緣重合的試驗結果如圖5～圖8所示。

圖5　當地迎角隨機身迎角的變化(襟翼放下)

圖6　當地速壓比隨機身迎角的變化(襟翼放下)

圖7　平均速壓比隨機身迎角的變化(襟翼放下)

圖8　全機縱向力矩隨機身迎角的變化(襟翼放下)

從圖5可以看出：平尾處的當地迎角隨著機身迎角的增大逐漸增大，提高了平尾當地氣動力，對全機縱向力矩具有增加作用。

從圖6可以看出：當地速壓隨著機身迎角的增大逐漸降低。

對六根探針測得的速壓結果進行平均，得到如圖7所示的平均動壓比隨機身迎角的變化曲線。從圖7可以看出：平尾處綜合速壓隨著機身迎角的增大而減小，達到某個迎角后急劇下降到來流的65%，然后再慢慢恢復，上述速壓的變化特點將直接影響全機的力矩特性。

從圖8可以看出：縱向力矩同樣在達到某個迎角后開始上翹[9-11]，該現象在B747和A300飛機上均出現過，會使全機穩定性降低[12-13]；在較大迎角后才開始恢復，變化特點與速壓變化結果近似。

綜上所述，平尾處當地速壓的變化是影響全機縱向力矩穩定性的重要因素。

試驗中將尾耙繞軸下偏-5°，等效平尾下反-5°，試驗結果如圖9所示，此時尾跡對平尾當地速壓的影響規律同圖6～圖7。研究表明，機翼尾跡影響范圍較大，小范圍改變平尾的上反角無法達到躲避尾跡的作用。

(a) 當地速壓比變化

(b) 平均速壓比變化

根據上述結論，提出改善翼吊低平尾布局飛機力矩特性的建議：優化機翼部件設計[14]，適當降低內翼的升力環量分布，使內翼提前分離[15-16]，降低機翼本體的抬頭力矩，同時減弱機翼對平尾的下洗作用；可在短艙上加裝導流片[17]，以改變機翼尾跡的流動軌跡，同時補償平尾處的動量損失。

4尾跡數值模擬

對于翼身組合體的尾跡，短艙內某剖面空間流場隨機身迎角變化的速壓分布圖如圖10所示。

(a) 小迎角

(b) 中迎角

(c) 大迎角

從圖10可以看出：在小迎角范圍內，平尾基本不受翼身組合體影響；在大迎角時，翼身組合體的低能尾跡掃過平尾，使平尾處的速壓降低到來流的66.6%((2.0×103)/(3.0×103)×100%)左右，而試驗結果為65%，數值計算與試驗結果基本一致。

5結論

(1) 本文首次利用七孔探針對翼吊低平尾布局飛機的機翼尾跡進行測量，得到機翼尾跡的特點并探明翼吊低平尾飛機力矩上翹的原因，表明平尾處當地速壓的變化是影響全機縱向力矩穩定性的重要因素。總結出一套七孔探測測量空間流場的風洞試驗方法，該方法拓展了七孔探針的應用領域，解決了飛機研制中的相關問題。

(2) 對于低平尾布局的飛機，其在失速迎角之前，平尾開始沉浸在機翼尾跡區里，由于分離流的影響，平尾當地速壓的降低將直接影響平尾的效率以及全機縱向力矩特性。由于機翼尾跡的影響區域較大，僅僅只改變平尾的安裝角度或者平移位置，很難達到改善縱向力矩的效果。

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Survey on Wake of Wing-hung and Low-HTP Airplane and Investigation of Longitudinal Moment Characteristic

Zhou Xing, Bai Feng

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Commercial Aircraft Corporation of China, Ltd., Shanghai 201210, China)

Abstract:Horizontal tail plane(HTP) is the primary component of aircraft, which influences the longitudinal moment of whole aircraft. The low HTP is affected by the wake of wing-and-fuselage combination in the wing-hung aircraft. In order to find out the characteristics of the wake, by using the seven hole probe the down wash angle and dynamic pressure are measured. The change of down wash angle and dynamic pressure with the changing of the attack angle can be gained. Results show that the loss of the dynamic pressure of the HTP is severe near the critical angle of attack. It can decrease the efficiency of HTP and cause the instability of longitudinal moment. The research result could be used to optimize the aerodynamic characteristics.

Key words:wing-hung; low-HTP; seven-hole probe; wake; longitudinal moment; stability

收稿日期：2014-05-28；修回日期：2016-02-17

通信作者：周星,zhouxing@comac.cc

文章編號:1674-8190(2016)02-153-05

中圖分類號：V211.73

文獻標識碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.02.003

作者簡介：

周星(1982-)，男，高級工程師。主要研究方向：氣動特性。

白峰(1984-)，男，高級工程師。主要研究方向：氣動特性。

(編輯：馬文靜)