重心位置對不同布局飛機尾旋特性的影響

顏 巍 黃靈恩 / YAN Wei HUANG Ling’en

(上海飛機設(shè)計研究院，上海201210)

0 引言

美國國家航天局發(fā)表的大量文獻顯示飛機的重心位置對飛機的尾旋特性和改出特性有重大影響[1]，但直接預(yù)測尚有困難，主要是由于飛機尾段阻尼能力系數(shù)的不確定和飛機自身其它特性的影響[2]。所以一般只能選擇特定的飛機進行重心位置變化對飛機尾旋影響的研究。一般情況下，當(dāng)飛機重心后移，飛機傾向于攻角增大，受洗流和分離流等的影響，飛機尾段舵面效率明顯下降，飛機較難改出或改出時間較長，甚至可能進入平尾旋，旋轉(zhuǎn)加快、尾旋更加穩(wěn)定，改出更加困難。當(dāng)飛機重心前移，飛機傾向于陡尾旋，飛機攻角相對較小，飛機尾段舵面效率仍然能夠保持，飛機較容易改出。但是以上這個結(jié)論是受到其它許多因素制約的，如飛機的氣動布局，而飛機的氣動布局是影響飛機尾旋旋轉(zhuǎn)角速率的重要因素之一，所以需要針對不同的飛機進一步加以驗證，采用的手段包括尾旋風(fēng)洞試驗、模型自由飛試驗等。本文首先針對重心縱向移動對不同布局飛機尾旋特性的影響進行分析研究，再進一步分析重心橫向移動對某一飛機尾旋特性的影響。

1 重心縱向移動的影響

1.1 飛機A

圖1 飛機A三面圖

(a) 前、后重心條件，α～t變化曲線

(b) 前、后重心條件，r～t變化曲線圖2 前、后重心位置對飛機A尾旋風(fēng)洞試驗結(jié)果的影響

(a) 重心后移對俯仰力矩影響的示意圖

(b) 重心后移對俯仰力矩影響的比較圖3 重心前、后位置對尾旋特性的影響

1.2 飛機B

圖4 飛機B三面圖

圖5 前、后重心位置對飛機B模型自由飛試驗結(jié)果的影響

1.3 鴨式布局飛機

圖6 XB-70轟炸機

圖7 XB-70轟炸機1/60模型尾旋風(fēng)洞試驗

圖8 XB-70轟炸機前、后重心試驗比較

2 重心橫向移動的影響

對于重心橫向偏移對尾旋特性的影響的問題，20世紀70～80年代，法國的科研人員在ONERA下屬的里爾流體力學(xué)研究院的SV4尾旋風(fēng)洞中進行了大量的試驗，基本弄清了重心橫向偏移對尾旋特性的影響。SV4尾旋風(fēng)洞的試驗結(jié)果顯示，飛機重心橫向偏移對尾旋特性的影響不可忽略，有時甚至比重心縱向移動對尾旋特性的影響要更加顯著。在飛機尾旋中，如果慣性中心靠近外翼時，表現(xiàn)為順尾旋影響，即在慣性中心處于旋轉(zhuǎn)方向的外側(cè)時會產(chǎn)生一個順尾旋偏轉(zhuǎn)力矩；如果慣性中心靠近內(nèi)翼時，表現(xiàn)為逆尾旋影響，即在慣性中心處于旋轉(zhuǎn)方向的內(nèi)側(cè)時會產(chǎn)生一個阻礙偏轉(zhuǎn)的力矩。如圖9所示，如果飛機進入右尾旋后，而慣性中心靠近外翼一側(cè)時，一旦進入尾旋的話，要改出尾旋相當(dāng)困難，而在尾旋過程中如果發(fā)生慣性中心向內(nèi)側(cè)偏移，則由于阻礙偏轉(zhuǎn)力矩的作用會使尾旋產(chǎn)生改出的趨勢。如果重心偏移量過大，其影響甚至超過方向舵的作用。(這里需要說明：對于飛機尾旋研究，內(nèi)翼是指飛機在尾旋中指向尾旋軸的半側(cè)機翼，外翼是指與指向尾旋軸相反方向的半側(cè)機翼。) 里爾尾旋風(fēng)洞的結(jié)果還顯示，重心偏移會使得飛機在尾旋中的攻角更大，甚至?xí)霈F(xiàn)在重心無偏移時不會出現(xiàn)的平尾旋，在這個過程中，飛行員會經(jīng)受不適的，甚至難以忍受的加速度的沖擊。此外，重心側(cè)向偏移對振蕩的影響是明顯的，當(dāng)重心靠近外翼時，振蕩的發(fā)散更加常見，相反，重心靠近內(nèi)翼時，基本是穩(wěn)定的或稍微振蕩的尾旋。在進行重心偏移影響和副翼偏轉(zhuǎn)影響的對比中，里爾尾旋風(fēng)洞的研究人員發(fā)現(xiàn)，副翼(幾何條件參數(shù))和重心偏移(質(zhì)量的參數(shù))對橫向姿態(tài)和整個過程有幾乎相似的效應(yīng)，如圖10所示，兩者都具有相同的作用方向，都傾向于在尾旋時使得前行的機翼降低，都產(chǎn)生順尾旋的效應(yīng)。這樣如果在飛機尾旋中起決定作用的舵面為副翼時，重心側(cè)向偏移對飛機尾旋的效應(yīng)將更加顯著，有時甚至使得飛機的飛行狀態(tài)更加惡化。通過幾十年的研究，里爾尾旋風(fēng)洞的研究人員將重心側(cè)向偏移列為對飛機尾旋最有影響的因素，在一定程度內(nèi)，比質(zhì)量因素、幾何條件因素所產(chǎn)生的作用更加重要。

圖9 飛機慣性中心橫向偏移的影響

圖10 飛機重心側(cè)向偏移效應(yīng)與逆尾旋偏轉(zhuǎn)副翼效應(yīng)的對比

為了研究飛機A重心橫向移動對其尾旋特性的影響，利用一個滿足相似關(guān)系的無動力縮比模型在Φ5 m尾旋風(fēng)洞中進行了研究試驗。試驗進行了模型在巡航構(gòu)型后重心條件下，去右發(fā)房的尾旋試驗。模型舵面的預(yù)設(shè)偏度為δa=0°，δe=-5°，δr=30°/-30°，方向舵左偏模擬重心靠近內(nèi)翼，方向舵右偏模擬重心靠近外翼，改出采用反舵到底-30°/30°，+0.5 s，推桿到底(+15°)。試驗結(jié)果如圖11所示。當(dāng)重心偏向外翼時(去右發(fā)房，右尾旋)，滾轉(zhuǎn)角速率振蕩情況相對較為緩和，最大落差約為1 rad/s；當(dāng)重心偏向內(nèi)翼時(去右發(fā)房，左尾旋)，滾轉(zhuǎn)角速率振蕩更加劇烈，最大落差約為1.7 rad/s，如圖11(a)所示。兩次試驗俯仰角速率和偏航角速率的差異相對較小。兩次試驗所獲得的側(cè)滑結(jié)果差異明顯，如圖11(b)，當(dāng)重心偏向外翼時(去右發(fā)房，右尾旋)，側(cè)滑角相對穩(wěn)定(“-”，外側(cè)滑)，且不改變符號；當(dāng)重心偏向內(nèi)翼時(去右發(fā)房，左尾旋)，側(cè)滑角振蕩明顯增大，且符號周期性改變，內(nèi)、外側(cè)滑交替出現(xiàn)。兩次試驗的攻角差異不大，平均攻角僅相差1°。總體來說，當(dāng)重心偏向外翼時，飛機旋轉(zhuǎn)相對穩(wěn)定，而當(dāng)重心偏向內(nèi)翼時，飛機呈現(xiàn)不穩(wěn)定性加劇的旋轉(zhuǎn)，可以這樣認為重心偏向外翼表現(xiàn)為順尾旋影響，而重心偏向內(nèi)翼表現(xiàn)為逆尾旋影響。需要補充說明，試驗?zāi)Ｐ偷馁|(zhì)量與慣量模擬均是在全機模型下進行，并沒有具體到模擬模型部件的質(zhì)量與慣量，所以試驗結(jié)果僅反映了重心橫向偏移對尾旋特性影響的一種趨勢，而并不對應(yīng)某一真實狀態(tài)。這種影響趨勢與美國NASA的許多同類試驗報告的結(jié)果一致。

3 結(jié)論

本文分析總結(jié)了重心縱向位置變化對三種不同布局飛機尾旋特性的影響，可以發(fā)現(xiàn)不同布局的飛機，重心位置移動所產(chǎn)生的結(jié)果不盡相同，常規(guī)布局翼吊發(fā)動機飛機和鴨式布局飛機在重心靠前的條件下，它們所呈現(xiàn)的尾旋特性較為嚴酷，而對于高平尾尾吊發(fā)動機布局飛機，重心靠后的條件下尾旋特性要更加嚴酷。對于重心橫向偏移的研究顯示，當(dāng)重心靠近外翼時，表現(xiàn)為順尾旋的影響；當(dāng)重心靠近內(nèi)翼時，表現(xiàn)為逆尾旋的影響。

(a) 前、后重心條件，p～t變化曲線

(b) 前、后重心條件，β～t變化曲線圖11 重心橫向偏移對尾旋特性影響