海鷗300飛機尾旋特性風洞試驗研究

楊康智 陳春鵬

摘 要：為研究海鷗300飛機尾旋特性，在Φ5m立式風洞進行不同襟翼構型、不同重心位置、起落架收起/放下的相互組合狀態(tài)的風洞試驗。試驗研究結果表明，海鷗300飛機能夠在不超過一圈附加旋轉中從單圈尾旋或者3秒尾旋（取時間長者）中改出。標準改出動作可以滿足所有構型及重心情況下的尾旋改出要求，且操作簡單，是一種最優(yōu)的尾旋改出方法。

關鍵詞：尾旋；風洞試驗；海鷗300

1 引言

尾旋是飛機最復雜也是最危險的飛行狀態(tài)之一，常被稱之為極限狀態(tài)飛行。為了分析和預測尾旋、防止尾旋事故的發(fā)生， 自1910 年世界上發(fā)生第一起飛機尾旋事故以來， 人們已為之苦心研究了100多年， 但由于飛機設計技術的發(fā)展，飛機的氣動布局與質量配置特性在不斷的發(fā)展，因此，對飛機的尾旋特性研究從未停止過。其間發(fā)展的尾旋預測技術有：大迎角靜態(tài)測力、強迫振蕩、旋轉天平測力和大幅度快速俯仰振蕩等常規(guī)風洞試驗技術[1]； 流態(tài)分析試驗技術[2]； 水平風洞、立式風洞、空中動力相似模型自由飛試驗技術[3]； 分析研究[4～6]； 飛行模擬器； 設計判據(jù)以及飛行試驗研究[7～9]等。

在飛機失速/尾旋飛行試驗之前，獲得失速/尾旋動態(tài)特性資料的最可靠資料來源于模型自由飛試驗，這些試驗包括：模型失速/偏離自由飛風洞試驗、立式風洞模型自由飛試驗、空中投放自由飛尾旋試驗。對于飛機尾旋的研究，基于立式風洞的優(yōu)點，大量的和基本的尾旋和改出尾旋特性的試驗研究都在立式風洞進行。對于一種特定的飛機，利用立式風洞的主要目的在于分析其尾旋特性，以確定最佳的尾旋改出方法和各重要參數(shù)（例如各個部件、質心位置以及外形變化等）對尾旋特性的影響。

海鷗300飛機采用懸臂式中上單翼，“+”型高置水平尾翼高置單發(fā)前三點可收放式起落架的船身式水上飛機。海鷗300飛機為單發(fā)正常類輕型通用飛機， 在正常使用過程中， 是禁止有意進入尾旋飛行的， 但在研制階段必須按照中國民用航空規(guī)章要求進行尾旋特性飛行試驗驗證[10]。

2 試驗相似準則及方法

尾旋試驗過程的模擬準則除幾何相似外，還應滿足動力相似（即弗勞德數(shù)Fr相等）。試驗模型應滿足以下縮比原則[1]：

幾何縮比因子

質量

轉動慣量

質心位置

式中，K為模型縮比因子；大氣密度比？駐=？籽f/？籽m，？籽f為模擬高度處的大氣密度，？籽m為風洞所在地海拔的大氣密度。

試驗采用懸掛支持模型法[1]，試驗時由上下柔性懸掛繩索將模型置于試驗段中（圖1）。試驗從低速開始， 操作員將模型放入試驗段， 用手給模型施加一個初始旋轉（約每秒1～3圈），然后氣流速度平緩變化直到模型所受到的氣動阻力等于其重量，此時操作員松開上掛繩，使模型處于自由懸浮運動狀態(tài)。當模型處于尾旋運動時， 操縱測示系統(tǒng)（包括運動軌跡復現(xiàn)系統(tǒng)——由位于試驗段側邊和試驗段頂部或底部的攝像機組成）測量模型作尾旋運動時的各運動參數(shù)隨時間變化的規(guī)律，一直持續(xù)到模型尾旋運動3～5圈后，自動操縱臺給舵面偏轉自動裝置發(fā)出（遙控）指令，使模型舵面按預定方案偏轉以改出尾旋或到新的尾旋狀態(tài)時，才停止測量（包括攝影）。在判讀儀上判讀攝影膠片，就可獲得給定飛機模型的尾旋特性和改出尾旋特性。

3 試驗設備及模型

試驗在Φ5m立式風洞進行（模型在風洞中的安裝見圖2），該采用單回流、圓形開口試驗段結構，風洞總高54.66m，地下部分15m。試驗段直徑5m，自由射流長度7.5m，試驗段風速5m/s～50m/s連續(xù)可調，常用風速10m/s～35m/s。試驗模型為海鷗300飛機動力學相似模型，縮比比例為1：8.5。其總長1.057m，翼展1.466m。模型除各操縱面外，其余為整體結構。模型結構采用骨架蒙皮的方式，內部固定舵機和前、后吊掛的支撐板是用Kelvar布鋪成的纖維板，在滿足強度剛度要求的前提下，上面設計有減輕孔，以減輕飛機總重量。其他零部件（方向舵、升降舵、副翼、襟翼等）都使用碳纖維-聚氨酯泡沫夾芯結構，表面蒙皮采用多層碳纖維布，機身采用多圈鋁質/Kelvar布制作加強框。除襟翼偏轉和起落架收放通過手動變化，方向舵、副翼、升降舵和配平機構由計算機控制五個獨立的舵機驅動舵面控制機構實現(xiàn)任意偏度和時序的組合偏轉。試驗前，檢測模型的質量、質心和慣量特性，并通過在機身和機翼內部添加配重塊，使其滿足動力學相似。

圖2 海鷗300飛機模型尾旋風洞試驗照片

4 試驗結果及分析

4.1 試驗結果

進行了三種襟翼構型、三種重心位置（前重心15.58%MAC、正常重心20.57%MAC、后重心24.81%MAC）、起落架收起/放下的相互組合狀態(tài)試驗。共計進行了196次試驗，試驗結果表明：（1）升降舵偏度影響：隨著升降舵從上偏到下偏的過程中，進入尾旋后的迎角有所降低，旋轉角速度略有增加，標準改出動作即可改出。（2）在方向舵最大正舵偏情況下，隨著副翼從負偏到正偏（參考右副翼）的過程中，進入右尾旋的難度增大，特別是在副翼正偏度下，旋轉很難穩(wěn)定，振蕩加大，甚至不能進入尾旋。（3）方向舵影響：隨著方向舵偏度變小，進入尾旋后，旋轉半徑增大，迎角有所降低，在不偏方向舵僅偏副翼和升降舵情況下，很難進入穩(wěn)定尾旋狀態(tài)。（4）尾旋進入與改出特性不受襟翼構型、起落架是否放下以及重心位置影響，這與資料[11]中的結論是一致的。

圖3中給出了一組典型的飛機模型進入與改出試驗實測曲線（巡航襟翼，正常重心，右尾旋，標準動作改出）。

4.2 試驗結果分析

從圖3看出，正飛右尾旋狀態(tài)為穩(wěn)定的較平的尾旋狀態(tài)，迎角在55度附近，始終有向旋轉中心5度左右的滾轉角，旋轉角速度約0.75圈/秒（270度/S，對應真實飛機92度/S），旋轉半徑小于0.5米；第一次改出動作操縱后（反舵同時副翼和升降舵回中），迎角逐漸降低至40度附近，旋轉角速度逐漸降至140度/S；第二次動作后（5.5秒，方向舵回中同時推桿），迎角進一步降低至30度附近，還略有旋轉，在試驗段的高度迅速下降（下降速度為17.9米每秒），從改出情況來看，半圈后完全改出尾旋，歷時1.1秒。

5 結論

5.1 海鷗300飛機尾旋改出特性能夠滿足資料[10]中23.221條的要求：即海鷗300飛機能夠在不超過一圈附加旋轉中從單圈尾旋或者3秒尾旋（取時間長者）中改出。

5.2 標準改出動作可以滿足所有構型及重心情況下的尾旋改出要求，且操作簡單，是一種最優(yōu)的尾旋改出方法。

5.3 海鷗300飛機選擇的機翼翼型和飛機的氣動布局合理，飛機失速后不會無意中自動進入尾旋，為開展尾旋飛行試驗提供了良好的條件。

參考文獻

[1]李永福，陳洪研究尾旋的風洞試驗技術[M]北京：國防工業(yè)出版社，2002

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[10]中國民用航空局.中國民用航空規(guī)章第23部（正常類、實用類、特技類和通勤類飛機）適航標準CCAR-23[S].北京：中國民用航空局出版，1994

[11]Flight Investigation of Stall，Spin，and Recovery Characteristics of a Low-wing，single-Engine，T-Tail Light Ariplane.H.Paul Stough III，DaNIEL J.DiCarlo，and James M.Patton，Jr.NASA Technical paper 2427 May 1985

作者簡介：楊康智，（1983-），男，貴州錦屏人，工程師，學士，研究方向，飛機氣動力特性。

陳春鵬，（1980-），男，工程師，碩士，研究方向，飛機氣動力特性。