小型通勤類飛機(jī)失速特性的自由飛驗(yàn)證試驗(yàn)研究

張甲奇，粟建波，王士飛，邱宇豪

(1.中國飛行試驗(yàn)研究院 中航工業(yè)飛行仿真航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 西安 710089)(2.中航通飛研究院有限公司 總體氣動(dòng)所， 珠海 519000)

0 引 言

飛機(jī)良好的失速特性是保證飛行安全的基礎(chǔ)[1-2]，通勤類小型飛機(jī)需要符合CCAR-23部[3]失速條款的要求，才能表明相應(yīng)適航條款的符合性。目前，國內(nèi)外通勤類小型飛機(jī)在前期研發(fā)階段難以通過數(shù)值計(jì)算或風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)準(zhǔn)確預(yù)測(cè)失速特性，對(duì)飛機(jī)本體失速特性預(yù)測(cè)不足，通常在全尺寸飛機(jī)適航試飛階段才發(fā)現(xiàn)飛機(jī)的失速特性問題，進(jìn)而采用各種機(jī)翼改進(jìn)措施來改善飛機(jī)的失速特性[4]，例如采用渦流發(fā)生器，翼型前緣下垂、前緣縫翼、翼刀和失速條等措施，其對(duì)飛機(jī)的研制成本、周期和后期市場(chǎng)運(yùn)營帶來不利影響。

目前，飛機(jī)上常用的失速特性改進(jìn)措施主要包括機(jī)翼加裝渦流發(fā)生器和失速條。渦流發(fā)生器是一種安裝在機(jī)翼上表面前緣附近的一組形狀相同的、安裝位置不同的小金屬片，其產(chǎn)生的翼尖渦與其下游的低能量邊界層流動(dòng)混合后，把能量傳遞給了邊界層，使處于逆壓梯度中的邊界層流場(chǎng)獲得附加能量后能夠繼續(xù)貼附在機(jī)體表面而不致分離，推遲飛機(jī)失速發(fā)生，從而提高飛機(jī)的有效失速迎角，改善飛機(jī)的失速特性[5]。褚胡冰等[6]分別從襟翼渦流發(fā)生器的尺寸、安裝角、位置、排列方式等因素對(duì)襟翼附面層流動(dòng)分離的渦流發(fā)生器的作用機(jī)理進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算的理論研究；趙振宙等[7]采用CFD方法研究了渦流發(fā)生器對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片翼型的動(dòng)態(tài)失速特性的影響，給出了渦流發(fā)生器在抑制流動(dòng)分離、增升減阻的影響。失速條是一種安裝在機(jī)翼前緣的固定式流動(dòng)控制裝置,一般對(duì)稱安裝在左右機(jī)翼靠?jī)?nèi)側(cè),強(qiáng)制使左右內(nèi)側(cè)機(jī)翼提前對(duì)稱地分離失速，從而獲得滿意的失速特性[8]，與渦流發(fā)生器不同，失速條作用主要是提前使左右機(jī)翼對(duì)稱分離失速，從而避免飛機(jī)左右機(jī)翼不對(duì)稱分離引起的橫向快速失穩(wěn)，以改善飛機(jī)的失速特性。劉毅等[9]通過數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)對(duì)比研究了機(jī)翼加裝失速條對(duì)解決某運(yùn)輸機(jī)失速急劇滾轉(zhuǎn)的問題，給出了改善效果。

渦流發(fā)生器的理論設(shè)計(jì)復(fù)雜，其對(duì)形狀、安裝位置的要求很高，且需要進(jìn)行大量的試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證，其主要應(yīng)用在部分大型飛機(jī)的機(jī)翼、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙、機(jī)身尾部等部位，以改善流動(dòng)分離情況。失速條是一種被動(dòng)失速特性改進(jìn)措施，一般主要用于改善飛機(jī)失速后急劇滾轉(zhuǎn)問題，其代價(jià)小、方法簡(jiǎn)單，能夠有效改善飛機(jī)左右機(jī)翼不對(duì)稱自然失速后出現(xiàn)的急劇滾轉(zhuǎn)問題，出現(xiàn)更為明顯地低頭趨勢(shì)，使飛行員能夠從飛機(jī)失速后快速改出，多應(yīng)用在小型通勤類飛機(jī)、軍用戰(zhàn)斗機(jī)以及機(jī)翼前緣無法設(shè)計(jì)縫隙部分中型飛機(jī)上，同時(shí)機(jī)翼加裝失速條會(huì)使得飛機(jī)的最大升力系數(shù)降低，導(dǎo)致飛機(jī)的失速速度增大。

縮比模型自由飛試驗(yàn)是使用全尺寸飛機(jī)的縮比模型，遵循幾何、質(zhì)量特性、動(dòng)力相似準(zhǔn)則關(guān)系，在真實(shí)大氣環(huán)境中開展的飛行試驗(yàn)[10]，主要用于研究飛機(jī)大迎角失速特性，可以獲得飛機(jī)失速速度、失速特性以及尾旋特性，其試驗(yàn)結(jié)果與全尺寸飛機(jī)具有很好的相關(guān)性，在國內(nèi)外航空研究院所獲得廣泛的認(rèn)可[11-12]。美國NASA曾利用縮比模型自由飛試驗(yàn)完成了F-15、F-16、F-117、F-18等多型飛機(jī)的大迎角失速尾旋特性研究。國內(nèi)航空工業(yè)試飛中心也先后完成了運(yùn)10、ARJ、HO300、C919、AG600等飛機(jī)的縮比模型自由飛試驗(yàn)研究，試驗(yàn)結(jié)果降低了新機(jī)研制風(fēng)險(xiǎn)和成本，為全尺寸飛機(jī)的試飛和適航提供了重要的技術(shù)支持。張甲奇等[13]通過縮比模型自由飛試驗(yàn)完成某大型四發(fā)螺旋槳飛機(jī)失速速度和失速特性的預(yù)先研究，獲得試驗(yàn)結(jié)果有效的支撐全尺寸飛機(jī)的失速試飛；同時(shí)通過縮比模型自由飛試驗(yàn)開展了等離子體流動(dòng)分離主動(dòng)控制技術(shù)的飛行研究，證實(shí)了等離子體在抑制流動(dòng)分離和增生效果[14]。

本文針對(duì)某通勤類小型公務(wù)機(jī)由風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)預(yù)測(cè)結(jié)果，發(fā)現(xiàn)飛機(jī)失速后可能出現(xiàn)較大且不可控的滾轉(zhuǎn)，為此開展該型飛機(jī)的縮比模型自由飛失速飛行試驗(yàn)，針對(duì)該型飛機(jī)采用機(jī)翼前緣加裝失速條的方法，通過縮比模型自由飛試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。

1 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果及分析

某型通勤類公務(wù)機(jī)采用下單翼，橢圓形機(jī)翼，機(jī)翼翼型采用EPPLER1200層流翼型，該機(jī)1∶4.5風(fēng)洞模型的氣動(dòng)力系數(shù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果如圖1所示，其中δf為襟翼偏轉(zhuǎn)角度，可以看出：相比于飛機(jī)巡航構(gòu)型，著陸構(gòu)型升力系數(shù)達(dá)到最大后急劇下降，使得飛機(jī)失速后機(jī)翼向下的一側(cè)由于當(dāng)?shù)赜窃龃笊Ψ炊。瑱C(jī)翼向上的一側(cè)由于當(dāng)?shù)赜菧p小升力反而更大，結(jié)果形成了進(jìn)一步增加滾轉(zhuǎn)的力矩，即飛機(jī)出現(xiàn)“機(jī)翼自轉(zhuǎn)”的現(xiàn)象[15]；此外，在失速附近滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)也出現(xiàn)較大偏離，表明飛機(jī)失速后可能出現(xiàn)快速滾轉(zhuǎn)情況。

(a) 升力系數(shù)曲線

(b) 滾轉(zhuǎn)力矩曲線

該機(jī)巡航構(gòu)型和著陸構(gòu)型機(jī)翼風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的氣流分離流線譜如圖2～圖3所示。

圖3 著陸構(gòu)型氣流分離絲線顯示

從圖2～圖3可以看出：氣流分離首先出現(xiàn)在機(jī)翼翼根后緣，之后隨著迎角的進(jìn)一步增大，分離區(qū)沿展向快速發(fā)展，機(jī)翼后緣近乎同時(shí)出現(xiàn)分離；機(jī)翼后緣出現(xiàn)分離之前，副翼已處于分離流中。

綜上所述，該飛機(jī)失速后，氣流沿翼展方向迅速分離，副翼過早的處于分離流中，飛機(jī)失速后可能會(huì)出現(xiàn)急劇的滾轉(zhuǎn)，且副翼難以修正滾轉(zhuǎn)偏離，飛機(jī)失速后橫向滾轉(zhuǎn)難以控制。

2 機(jī)翼加裝失速條優(yōu)化構(gòu)型

針對(duì)該機(jī)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)預(yù)測(cè)結(jié)果，在不改變?cè)瓩C(jī)翼的情況下，最大程度地減小改型代價(jià)，且考慮到該型飛機(jī)機(jī)翼采用復(fù)合材料蒙皮，不易安裝渦流發(fā)生器，由此，選用機(jī)翼加裝失速條的失速特性改進(jìn)方法。機(jī)翼加裝失速條主要使得失速條后方局部早期出現(xiàn)分離，飛機(jī)提前出現(xiàn)“低頭”，保證外翼段還未達(dá)到自然失速狀態(tài)，副翼依然具有較好的操縱效率，從而使得飛機(jī)失速進(jìn)入和改出過程中滾轉(zhuǎn)偏離可控[10]。

通過數(shù)值計(jì)算不同失速條的尺寸和在機(jī)翼的安裝位置，對(duì)飛機(jī)升阻特性和力矩特性結(jié)果進(jìn)行綜合影響分析，最終確定最優(yōu)的失速條的形狀和安裝位置如圖4所示。

(a) 失速條形狀 (b) 失速條相對(duì)安裝位置

原始機(jī)翼和加裝失速條后機(jī)翼的巡航構(gòu)型流線譜如圖5所示，可以看出：機(jī)翼加裝失速條后，能夠強(qiáng)制失速條后方的機(jī)翼提前發(fā)生分離，并與根部的分離流匯成一起，使得根部的分離區(qū)域明顯增大，可以提升飛機(jī)低頭力矩。

圖5 原機(jī)翼與加失速條流線譜

3 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 相似參數(shù)

縮比模型自由飛試驗(yàn)需要與全尺寸飛機(jī)滿足動(dòng)力相似準(zhǔn)則關(guān)系，試驗(yàn)結(jié)果才能真實(shí)反映飛機(jī)本體的失速特性。縮比模型與全尺寸飛機(jī)在滿足幾何外形相似的基礎(chǔ)上，還需要滿足質(zhì)量分布相似和弗勞德數(shù)相似準(zhǔn)則。縮比模型和全尺寸飛機(jī)關(guān)鍵參數(shù)的相似關(guān)系如表1所示。

表1 縮比模型飛行試驗(yàn)相似參數(shù)的比例系數(shù)

3.2 試驗(yàn)對(duì)象

根據(jù)某型通勤類飛機(jī)三維模型，按照全尺寸飛機(jī)縮比進(jìn)行模型的設(shè)計(jì)制造，與全尺寸飛機(jī)具有幾何相似的槳葉、襟翼、升降舵、副翼和方向舵，模型螺旋槳按照動(dòng)力相似關(guān)系進(jìn)行模擬，如圖6所示。縮比自由飛模型的基本外形尺寸如表2所示。

(a) 模型外形 (b) 機(jī)翼絲線

表2 縮比模型基本外形參數(shù)

縮比自由飛模型安裝有大氣傳感器、測(cè)試傳感器、飛行控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)和螺旋槳?jiǎng)恿ο到y(tǒng)，能夠?qū)崟r(shí)測(cè)量飛行的空速、迎角、側(cè)滑角、三軸角速率、三軸姿態(tài)角和三軸過載等參數(shù)，供失速特性分析使用。

3.3 試飛方法

本次飛行試驗(yàn)采用載機(jī)投放的飛行方式，自由飛模型通過載機(jī)攜帶爬升到試驗(yàn)高度，到達(dá)投放空域后，載機(jī)投放試驗(yàn)?zāi)Ｐ停鐖D7所示。

圖7 載機(jī)投放自由飛試驗(yàn)

CCAR-23.201(c)規(guī)定了機(jī)翼水平失速要求，飛機(jī)在進(jìn)行失速過程中不得出現(xiàn)反操縱現(xiàn)象，當(dāng)出現(xiàn)不可控制的下俯運(yùn)動(dòng)或操縱桿達(dá)到止動(dòng)點(diǎn)兩種狀態(tài)之一時(shí)，無論那一種情況先出現(xiàn)，飛機(jī)就會(huì)失速。失速進(jìn)入和改出過程中，使用正常操縱手段能夠防止大于15°的滾轉(zhuǎn)角和偏航角。

根據(jù)失速條款的要求，并結(jié)合自由飛失速試驗(yàn)特點(diǎn)，設(shè)計(jì)本次飛行試驗(yàn)的方法。

(1) 模型與載機(jī)安全分離后，自主配平(1.3～1.5)Vs(Vs為模型失速速度)。

(2) 縱向緩慢拉桿以降低速度、增大迎角，直到模型出現(xiàn)失速特性，期間由飛控系統(tǒng)控制模型保持機(jī)翼水平狀態(tài)，以實(shí)現(xiàn)模型水平失速的進(jìn)入。

(3) 當(dāng)模型出現(xiàn)不可控的低頭，升降舵偏轉(zhuǎn)最大保持1 s，滾轉(zhuǎn)角超過15°以上三種情況之一時(shí)，升降舵回中，改出失速狀態(tài)。

(4) 完成試飛科目后，模型飛至開傘區(qū)域，開傘回收模型。

3.4 試驗(yàn)結(jié)果及分析

巡航構(gòu)型原始機(jī)翼的試飛結(jié)果如圖8所示，可以看出：飛機(jī)失速特性表現(xiàn)為非指令滾轉(zhuǎn)和低頭同時(shí)出現(xiàn)(約1 733 s)，且滾轉(zhuǎn)發(fā)展迅速，約2 s滾轉(zhuǎn)角迅速超過90°，最大滾轉(zhuǎn)角速率約65 (°)/s；飛機(jī)在滾轉(zhuǎn)角達(dá)到15°附近時(shí)，才出現(xiàn)顯著低頭。

(a) 飛行俯仰角、滾轉(zhuǎn)角時(shí)間歷程圖

(b) 滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角速率時(shí)間歷程圖

(c) 副翼、升降舵和方向舵時(shí)間歷程圖

原始機(jī)翼著陸構(gòu)型的試飛結(jié)果如圖9所示，可以看出：飛機(jī)失速特性表現(xiàn)為非指令滾轉(zhuǎn)較低頭先出現(xiàn)(120 9 s)，且滾轉(zhuǎn)發(fā)展迅速，約2 s滾轉(zhuǎn)角迅速超過90°，最大滾轉(zhuǎn)角速率55 (°)/s左右。

(a) 飛行迎角、側(cè)滑角時(shí)間歷程圖

(b) 飛行俯仰角、滾轉(zhuǎn)角時(shí)間歷程圖

(c) 滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角速率時(shí)間歷程圖

(d) 副翼、升降舵和方向舵時(shí)間歷程圖

機(jī)翼加裝失速條巡航構(gòu)型的試飛結(jié)果如圖10所示，可以看出：飛機(jī)失速后自動(dòng)低頭(約1 559 s)，期間滾轉(zhuǎn)角在副翼修正下控制在15°以內(nèi)；繼續(xù)增大拉桿量，飛機(jī)會(huì)持續(xù)低頭，滾轉(zhuǎn)角在副翼的修正下逐漸減小，桿回中后，迎角能夠快速下降至失速迎角以下。

(a) 飛行迎角、側(cè)滑角時(shí)間歷程圖

(b) 飛行俯仰角、滾轉(zhuǎn)角時(shí)間歷程圖

(c) 滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角速率時(shí)間歷程圖

(d) 副翼、升降舵和方向舵時(shí)間歷程圖

機(jī)翼加裝失速條著陸構(gòu)型的試飛結(jié)果如圖11所示，可以看出：飛機(jī)失速后低頭和滾轉(zhuǎn)同時(shí)出現(xiàn)(約1 487 s)，但低頭顯著(最大俯仰角速率約-7.3 (°)/s)，而滾轉(zhuǎn)角約2 s達(dá)到25°，最大滾轉(zhuǎn)角速率約35 (°)/s；回桿后，迎角快速下降至失速迎角以下。

(a) 飛行迎角、側(cè)滑角時(shí)間歷程圖

(b) 飛行俯仰角、滾轉(zhuǎn)角時(shí)間歷程圖

(c) 滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角速率時(shí)間歷程圖

(d) 副翼、升降舵和方向舵時(shí)間歷程圖

著陸構(gòu)型的飛行試驗(yàn)氣流分離結(jié)果如圖12所示，可以看出：原始機(jī)翼失速后整個(gè)機(jī)翼后緣均出現(xiàn)不同程度的氣流分離，副翼較早地處于分離區(qū)內(nèi)，分離情況類似風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果；加裝失速條后方的機(jī)翼上較早地出現(xiàn)分離，分離區(qū)主要集中在失速條后方，且分離區(qū)在弦向范圍內(nèi)較大。

(a) 原始機(jī)翼 (b) 加裝失速條機(jī)翼

綜上所述，原始機(jī)翼狀態(tài)下，上翼面的分離沿展向擴(kuò)展占主導(dǎo)，而沿弦向發(fā)展相對(duì)遲緩，導(dǎo)致飛機(jī)壓心前移不夠，飛機(jī)失速后滾轉(zhuǎn)急劇發(fā)展，而低頭發(fā)展緩慢，且該狀態(tài)下副翼操縱失效(無法抑制失速后的快速滾轉(zhuǎn))；機(jī)翼加裝失速條后，上翼面的分離集中在失速條后方，且沿弦向向下發(fā)展，引起飛機(jī)壓心前移，低頭力矩增加，飛機(jī)出現(xiàn)較顯著低頭，而飛機(jī)外翼段依然保持著較好的附著流，飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)速率得到顯著降低，副翼保持著較好的效率。

機(jī)翼加裝失速條能夠使巡航構(gòu)型失速特性從“滾轉(zhuǎn)低頭同時(shí)出現(xiàn)”轉(zhuǎn)變?yōu)椤跋鹊皖^”，失速特性得到顯著改善。著陸構(gòu)型從“先滾轉(zhuǎn)”轉(zhuǎn)變?yōu)椤暗皖^滾轉(zhuǎn)同時(shí)出現(xiàn)”，失速特性也得到改善，盡管滾轉(zhuǎn)角超過了15°的限制要求，但是失速后的橫向滾轉(zhuǎn)可控性提高，副翼也能夠有效抑制滾轉(zhuǎn)發(fā)展，且該大于15°的滾轉(zhuǎn)角是在飛機(jī)出現(xiàn)低頭后，繼續(xù)拉桿3 s后出現(xiàn)的，可以預(yù)測(cè)著陸構(gòu)型若在出現(xiàn)低頭后便能及時(shí)回桿，滾轉(zhuǎn)方向能較快恢復(fù)至穩(wěn)定狀態(tài)。對(duì)于加裝失速條后的著陸構(gòu)型，飛機(jī)失速自動(dòng)低頭的同時(shí)還會(huì)出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)，操縱副翼可以抑制滾轉(zhuǎn)，因此全尺寸飛機(jī)進(jìn)行著陸構(gòu)型失速特性試飛時(shí)應(yīng)密切關(guān)注飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角變化。

4 結(jié) 論

(1) 通過某型飛機(jī)縮比模型自由飛失速飛行試驗(yàn)，證實(shí)了飛機(jī)失速后出現(xiàn)急劇滾轉(zhuǎn)。

(2) 該型飛機(jī)機(jī)翼前緣加裝失速條后，改善了飛機(jī)失速后的急劇滾轉(zhuǎn)特性，且飛機(jī)出現(xiàn)明顯的機(jī)頭自動(dòng)下俯，飛機(jī)的失速特性得到顯著改善，滿足CCAR-23部失速條款的相關(guān)要求。

(3) 縮比模型自由飛試驗(yàn)特別適合于驗(yàn)證飛機(jī)失速特性，發(fā)現(xiàn)存在的問題，并能夠進(jìn)一步驗(yàn)證飛機(jī)上設(shè)計(jì)的失速特性改善措施，獲得改善效果，減小直接在飛機(jī)上改型存著的技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)和試飛風(fēng)險(xiǎn)。