顏　巍　黃靈恩　陳　功 /

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

0　前言

尾旋是飛機(jī)的極限飛行狀態(tài)之一，若飛機(jī)不幸陷入此一狀態(tài)，飛行員要毫不猶豫地通過正確的舵面組合操縱來迫使飛機(jī)迅速地從尾旋中改出。傳統(tǒng)的尾旋改出方式有[1]：“三中立”法、“反舵推桿”法、“平中順”法、“舵回中推桿”法和“反舵桿回中”法等。其中“三中立”法操作最為簡便，飛行員無需判別尾旋的方向；“反舵推桿”法操作改出效果最佳，但需要準(zhǔn)確判斷尾旋的方向，改出后桿舵要及時(shí)回中；“平中順”法操作適用于方向舵近乎完全失效的狀態(tài)。在飛機(jī)A的研究過程中，從人機(jī)的終極安全角度考慮，需要研究飛機(jī)是否具有尾旋改出的能力，以備在極端危險(xiǎn)情況下，飛行員具備最佳的處置方式。由于靜態(tài)測(cè)力結(jié)果為飛機(jī)總的空氣動(dòng)力的主量，所以首先在常規(guī)風(fēng)洞中進(jìn)行了飛機(jī)縮比模型的大攻角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)。飛機(jī)尾旋運(yùn)動(dòng)以偏航運(yùn)動(dòng)最為顯著，所以首先對(duì)方向舵、副翼的單獨(dú)偏轉(zhuǎn)的影響進(jìn)行分析；此外為了降低攻角，要對(duì)升降舵的單獨(dú)偏轉(zhuǎn)的影響進(jìn)行分析。在大攻角條件下，飛機(jī)舵面效率會(huì)大幅下降，有時(shí)甚至完全喪失。在舵面操縱無效的情況下，反尾旋傘就是人機(jī)存活唯一的、最后的選擇，所以設(shè)計(jì)一款合適的反尾旋傘是極端重要的，它關(guān)系到飛行員的生命安全和價(jià)值上億元飛機(jī)的保全。

1　舵面組合偏轉(zhuǎn)法改出尾旋

1.1 方向舵的影響

圖1　方向舵在大攻角下對(duì)偏航的影響

為了將處于尾旋狀態(tài)的飛機(jī)改出，首先要制止飛機(jī)的旋轉(zhuǎn)，即降低偏航角速率，為此需要將方向舵回中或逆尾旋方向偏轉(zhuǎn)方向舵，消除那些有利于、可能助長或保持飛機(jī)旋轉(zhuǎn)的順尾旋偏航力矩。圖1中展示了取自飛機(jī)模型大攻角試驗(yàn)結(jié)果，β=0°時(shí)的不同方向舵偏度下的Cn隨攻角變化關(guān)系。當(dāng)r=-30°時(shí)，近似對(duì)應(yīng)飛機(jī)右尾旋，Cn為正值。若方向舵回中，即r=0°，Cn值降到零附近，即消除了順尾旋的偏航力矩，飛機(jī)將會(huì)逐漸停止旋轉(zhuǎn)。若方向舵向反方向滿偏，即r=30°，則Cn值全部反號(hào)，產(chǎn)生了逆尾旋偏航力矩，迫使飛機(jī)停止旋轉(zhuǎn)的時(shí)間將更短。從小攻角到大攻角，方向舵效率下降了約70%。圖1還展示了β≠0°時(shí)的不同方向舵偏度下的Cn隨攻角變化關(guān)系。當(dāng)r=30°時(shí)，近似對(duì)應(yīng)飛機(jī)左尾旋，外側(cè)滑，Cn為負(fù)值。若方向舵向反方向偏轉(zhuǎn)，即r=-20°，則Cn值全部反號(hào)。大攻角條件下，方向舵效率僅有約30%。這個(gè)結(jié)論說明，該飛機(jī)在尾旋中即使帶有外側(cè)滑，只要逆尾旋方向偏轉(zhuǎn)方向舵就能制止旋轉(zhuǎn)，當(dāng)然，從實(shí)施改出工作到停止旋轉(zhuǎn)的時(shí)間長短與飛機(jī)尾旋改出前的初始條件有關(guān)，如攻角的大小，隨著攻角的增大，方向舵的效率會(huì)下降，改出時(shí)間會(huì)延長?？梢钥闯鲲w機(jī)尾旋中若逆尾旋方向偏轉(zhuǎn)方向舵是能夠提供抗尾旋的偏航力矩的。

1.2 副翼的影響

飛機(jī)除了方向舵能夠提供主要的偏航力矩外，副翼偏轉(zhuǎn)在提供滾轉(zhuǎn)的同時(shí)也能提供一小部分偏航力矩。操縱副翼的原因是，隨著攻角的增大，方向舵受平尾/機(jī)身/機(jī)翼洗流的影響逐漸加大，當(dāng)超過某一攻角，方向舵效率會(huì)全部喪失，此時(shí)唯一能提供偏航力矩的就是偏轉(zhuǎn)副翼，因?yàn)楦币硖幱跈C(jī)翼的外翼，不受其它部件洗流的影響，且氣動(dòng)中心到重心處的力臂較長。圖2中展示了β=0°時(shí)的不同副翼偏度下的Cn隨攻角變化關(guān)系。由于在大攻角條件下副翼所提供的偏航力矩出現(xiàn)反號(hào)現(xiàn)象，所以若在飛機(jī)左尾旋中，向右壓操縱桿反而加劇偏航的程度，而向左壓操縱桿可以產(chǎn)生逆尾旋的偏航力矩，有助于尾旋改出。圖2中展示了β≠0°時(shí)的不同副翼偏度下的Cn隨攻角變化關(guān)系。在有側(cè)滑的大攻角條件下，左、右壓桿對(duì)Cn的影響的趨勢(shì)基本相同，但量級(jí)不同。飛機(jī)左尾旋中，向右壓操縱桿會(huì)加劇偏航的程度，若向左壓操縱桿會(huì)減小順尾旋偏航力矩的量級(jí)?？梢钥闯鲲w機(jī)尾旋中若順尾旋方向偏轉(zhuǎn)副翼能夠提供小量級(jí)的抗尾旋偏航力矩。

1.3 升降舵的影響

由于沒有進(jìn)行飛機(jī)模型的旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)，只能用飛機(jī)模型大攻角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果來近似地評(píng)估飛機(jī)在尾旋改出中升降舵的作用。圖3展示了取自大攻角試驗(yàn)結(jié)果，飛機(jī)模型基本構(gòu)型條件下，不同升降舵偏度所對(duì)應(yīng)的俯仰力矩系數(shù)曲線關(guān)于x軸的鏡像曲線(Cm_氣)與基于理論計(jì)算的不同旋轉(zhuǎn)角速度條件下的慣性上仰力矩曲線(Cm_慣)之間的關(guān)系，其中Cm_慣=f(α，ω，Ix，Iy，q，S，c)。圖中紅色虛線對(duì)應(yīng)了δe=-30°，即順尾旋方向偏轉(zhuǎn)升降舵，這條線與不同旋轉(zhuǎn)角速度條件下的慣性上仰力矩曲線均有交點(diǎn)，即氣動(dòng)下俯力矩與慣性上仰力矩的平衡點(diǎn)，說明δe=-30°條件下是會(huì)出現(xiàn)平衡尾旋的，但從圖中不能判定每一個(gè)交點(diǎn)的穩(wěn)定性。圖中黑色虛線對(duì)應(yīng)了δe=0°，即升降舵回中，綠色虛線對(duì)應(yīng)了δe=15°，即逆尾旋方向偏轉(zhuǎn)升降舵。根據(jù)公開的資料，尾旋試驗(yàn)飛機(jī)模型的旋轉(zhuǎn)角速度沒有超過330°/s的情況，大攻角條件下，黑色虛線(升降舵中立)和綠色虛線(逆尾旋偏轉(zhuǎn)升降舵)均在ω=330°/s所對(duì)應(yīng)的曲線上方(土黃色實(shí)線)，所對(duì)應(yīng)的含義是δe=0°/15°所產(chǎn)生的氣動(dòng)下俯力矩大于慣性上仰力矩，即升降舵中立與逆尾旋偏轉(zhuǎn)升降舵均有能力將飛機(jī)從尾旋狀態(tài)改出。當(dāng)然在實(shí)際操作中，首先需要逆尾旋方向偏轉(zhuǎn)方向舵制止飛機(jī)的旋轉(zhuǎn)。

1.4 平尾-升降舵和垂尾-方向舵的綜合影響

對(duì)于飛機(jī)尾旋改出能力的評(píng)估，除了包括對(duì)平尾-升降舵和方向舵各自獨(dú)立的評(píng)估，還要將兩者綜合起來考慮和分析。 Ralph W Stone和Sanger Burk[2]等人為了研究飛機(jī)的尾段布局對(duì)飛機(jī)尾旋改出特性的影響，利用一個(gè)1/10的飛機(jī)模型在NASA蘭利研究中心Φ=20 ft的立式風(fēng)洞進(jìn)行了旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)，通過試驗(yàn)來研究平尾-升降舵和垂尾方向舵對(duì)尾旋改出的影響。試驗(yàn)結(jié)果顯示若固定某一尾旋攻角，且當(dāng)垂尾位置相對(duì)重心位置固定時(shí)，增加平尾氣動(dòng)中心到飛機(jī)重心的距離，將導(dǎo)致飛機(jī)的尾旋攻角減小，反之，則使得飛機(jī)的尾旋攻角增大。若固定平尾-升降舵和方向舵的位置，即固定各自氣動(dòng)中心到飛機(jī)重心的距離，隨著尾旋攻角的增大，即由陡尾旋向平尾旋方向發(fā)展，垂尾-方向舵受平尾-升降舵洗流區(qū)的影響逐漸增大，使得垂尾-方向舵的偏航力矩隨之減小，表明使用方向舵偏轉(zhuǎn)迫使飛機(jī)停止旋轉(zhuǎn)的能力在下降。美國NASA蘭利研究中心立式風(fēng)洞的研究人員(Neihouse、Lichtenstein、Pepoon，1946年)和英國RAE的研究人員(E. Finn，1946)[3]在進(jìn)行了長期而大量的試驗(yàn)后，總結(jié)出了一套經(jīng)典的判定飛機(jī)改出尾旋能力的方法：TDPF～[(Ix-Iy)/(mb2)]判據(jù)法。其中TDPF為“Tail Damping Power Factor”，這個(gè)指示參數(shù)由TDR(Tail Damping Ratio)和URVC(Unshielded Rudder Volume Coefficient)兩部分組成，前者影響穩(wěn)定平衡尾旋的攻角(陡尾旋還是平尾旋，在早期研究中沒有緩尾旋的定義)，后者指示未受平尾-升降舵洗流影響的方向舵有效面積和力臂長度。它們的數(shù)學(xué)表達(dá)式如下：

TDPF=URVC × TDR

(1)

其中：TDR=(SFL2)/[S(b/2)2]，URVC=(SRL1)/(Sb/2)

SF為平尾下方的機(jī)身外表面在機(jī)身對(duì)稱面的投影面積；SR為未受平尾和升降舵洗流影響的，仍然能夠保持舵面效率的那部分方向舵的面積在機(jī)身對(duì)稱面的投影面積；L為飛機(jī)重心到SF幾何中心的距離；L1為飛機(jī)重心到SR幾何中心的距離，如圖4所示。

圖4　TDPF～[(Ix-Iy)/(mb2)]判據(jù)法所定義的相關(guān)幾何參數(shù)

首先求出TDR，若TDR>0.019，平尾當(dāng)?shù)毓ソ强梢约俣棣羣ail=30°，則Г1=15°，Г2=45°。根據(jù)這個(gè)定義，從飛機(jī)的3D數(shù)模上可以近似的求出SR的面積，進(jìn)而可以求出URVC，最后求得TDPF。

為了完成尾旋改出能力的判定，還需要計(jì)算飛機(jī)的偏航力矩慣量參數(shù)(Inertia Yawing-Moment Parameter)：[(Ix-Iy)/(mb2)]。此外由于飛機(jī)的尾旋特性與改出特性和飛機(jī)所處的飛行高度(大氣密度)有關(guān)，所以還需要計(jì)算飛機(jī)的相對(duì)密度系數(shù)：μ=m/(ρSb)。在完成以上工作后，就可以將點(diǎn){TDPF，[(Ix-Iy)/(mb2)]}標(biāo)注在TDPF～[(Ix-Iy)/(mb2)]判據(jù)圖中，如圖5所示。

圖5　TDPF～[(Ix-Iy)/(mb2)]判據(jù)圖

從圖5中可以看出無論前重心所對(duì)應(yīng)的點(diǎn)，還是后重心所對(duì)應(yīng)的點(diǎn)，均處于μ∈(20，35)所對(duì)應(yīng)曲線的上方，且余量很大，這表明在僅使用方向舵條件下，就能夠使飛機(jī)改出尾旋。

1.5 試驗(yàn)驗(yàn)證

以上分析均是基于靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果和經(jīng)驗(yàn)公式，為了檢驗(yàn)以上的結(jié)論，需要通過尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行相關(guān)的驗(yàn)證。為此制作了一個(gè)滿足外形和動(dòng)力學(xué)相似準(zhǔn)則的無動(dòng)力飛機(jī)模型，在尾旋風(fēng)洞中進(jìn)行飛機(jī)模型的尾旋改出試驗(yàn)。圖6展示了在相同模態(tài)的尾旋狀態(tài)下，實(shí)施不同改出方法的改出效果比較，比較參數(shù)為攻角與偏航角速率。從圖中可以清楚的看到采用反舵推桿方法的改出效果最佳，其余兩種包含方向舵均回中的改出方法的效果均不及反舵推桿法。這也驗(yàn)證了前文中TDPF～[(Ix-Iy)/(mb2)]判據(jù)的準(zhǔn)確性，即對(duì)于這架常規(guī)布局的運(yùn)輸機(jī)的尾旋改出，方向舵起到主要的作用。

圖6　不同改出方法的改出效果比較

2　反尾旋傘改出尾旋

2.1 反尾旋傘的研制

當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入尾旋飛行狀態(tài)時(shí)，試飛員通過舵面操縱無法改出時(shí)，則需借助反尾旋傘提供一個(gè)附加的低頭力矩與偏航力矩，以抵消飛機(jī)的慣性上仰力矩與偏航力矩，強(qiáng)行迫使飛機(jī)從尾旋中改出，直到恢復(fù)正常飛行狀態(tài)。為了保證反尾旋傘能提供足夠的低頭力矩和偏航力矩，需要對(duì)反尾旋傘的阻力特征值CDSD、連接繩長度Lr、傘載荷進(jìn)行估算。由于立式風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷谋壤^小，模型內(nèi)部結(jié)構(gòu)和強(qiáng)度與真實(shí)飛機(jī)相差較大，同時(shí)立式風(fēng)洞試驗(yàn)主要關(guān)注打傘后，傘的阻力對(duì)飛機(jī)飛行姿態(tài)的影響，所以這里不進(jìn)行傘載荷的估算。為獲得合適的反尾旋傘的阻力面積CDSD和連接繩長度Lr，本文使用了工程估算法與原準(zhǔn)機(jī)類比法兩種方法來探討反尾旋傘的特征尺寸。

2.1.1 工程估算法[4]

確定傘的阻力面積和傘繩長度時(shí)，應(yīng)有一個(gè)參考基準(zhǔn)，為此可以通過以往的工程經(jīng)驗(yàn)和已有的經(jīng)驗(yàn)公式來確定這些參數(shù)，以下通過幾種不同的工程估算方法進(jìn)行估算。

1 ) AVP-970提供的工程估算方法

根據(jù)AMX飛機(jī)尾旋傘研制報(bào)告DesignandAirworthinessRequirementsforServiceAircraft，IRVIN阻力傘公司在咨詢了英國相關(guān)科研機(jī)構(gòu)后，對(duì)一架未知尾旋特性的飛機(jī)給出的反尾旋傘阻力面積與傘繩長度估算式為：

CDSD=0.091 4×SLs/LA

(2)

Lr≈1.1～1.3L

(3)

式中，CD為反尾旋傘阻力系數(shù)，一般取值0.5～0.55；SD為反尾旋傘特征面積(m2)；S為機(jī)翼參考面積(m2)；Ls為飛機(jī)翼展(m)；LA為傘鉤到飛機(jī)重心的距離(m)；L為機(jī)身長度(m)；Lr為傘繩長度(m)。

2)美國軍用標(biāo)準(zhǔn)MIL-STD-1797A提供的工程估算方法

參考MIL-STD-1797A，為了改出嚴(yán)重失速尾旋狀態(tài)，需要克服慣性上仰力，假定升降舵、方向舵徹底失效，完全依靠反尾旋傘時(shí)，反尾旋傘必須提供如下的下俯力矩：

(4)

式(4)右邊中的第一項(xiàng)為反尾旋傘打開后所克服的抬頭靜力矩，第二項(xiàng)為反尾旋傘打開后克服飛機(jī)的慣性力矩?？梢钥闯鲲w機(jī)俯仰慣性矩越大、飛行時(shí)動(dòng)壓越小，那么所需反尾旋傘的阻力面積CDSD越大。MIL-STD-1797A所提供的Lr經(jīng)驗(yàn)算式如下所示：

Lr=1.1×L

(5)

以上二種估算方法給出的傘的基本參數(shù)有一定差異，如表1所示，這是由于這些公式產(chǎn)生于不同的時(shí)期以及不同的國家，適用于不同的飛機(jī)。這樣僅用工程估算法來設(shè)計(jì)反尾旋傘就帶來較大的不確定性，需要引出其它的方法來進(jìn)行相關(guān)的對(duì)比才能確定。

表1　經(jīng)驗(yàn)公式估算的反尾旋傘基本參數(shù)

注：A≈B，F(xiàn)≈G 。

2.1.2 原準(zhǔn)機(jī)類比法[4]

原準(zhǔn)機(jī)類比法是指通過對(duì)已有的民用客機(jī)的反尾旋傘數(shù)據(jù)的統(tǒng)計(jì)，按照重量、慣性矩、飛機(jī)氣動(dòng)外形等特點(diǎn)進(jìn)行類比，估算所研制的反尾旋傘的尺寸，圖7為典型民用飛機(jī)反尾旋傘阻力面積與重量之間的關(guān)系。由統(tǒng)計(jì)結(jié)果可知，飛機(jī)A的全機(jī)重量與MD-90飛機(jī)的全機(jī)重量近似，所以可以選用MD-90飛機(jī)所使用的反尾旋傘，通過表中可以得到所對(duì)應(yīng)的阻力面積H。通過和上面不同工程估算法所獲得的阻力面積的對(duì)比，發(fā)現(xiàn)原準(zhǔn)機(jī)類比法獲得的阻力面積H與工程估算法中AVP-970和美國MIL-STD-1797A兩種方法所估算的阻力面積值較為接近。

圖7　飛機(jī)反尾旋傘阻力面積與飛機(jī)重量關(guān)系

通過圖8可以估算出反尾旋傘傘繩長度約W m，與AVP-970和美國MIL-STD-1797A兩種工程估算法獲得的傘繩長度比較接近。

圖8　飛機(jī)反尾旋傘傘繩長度與機(jī)身長度關(guān)系曲線

以上通過AVP-970和美國MIL-STD-1797A兩種工程估算方法，以及原準(zhǔn)機(jī)類比法所求得的反尾旋傘特征參數(shù)比較接近，所以傘阻力特征值暫定為CDSD≈A m2，傘繩長度暫定為Lr≈Fm。為了有所比較另外設(shè)計(jì)了兩個(gè)不同面積的傘，一個(gè)面積比A大，一個(gè)比A??；還設(shè)計(jì)了兩個(gè)傘繩長度，一個(gè)比F大，一個(gè)比F小。

IRVIN公司的經(jīng)驗(yàn)指出：為了避免估算反尾旋傘特性出現(xiàn)重大失誤，必須謹(jǐn)慎使用上述公式，必須通過立式風(fēng)洞試驗(yàn)或模型自由飛試驗(yàn)進(jìn)行必要的驗(yàn)證，才能較好的確定傘的尺寸。

2.2 試驗(yàn)驗(yàn)證

圖9　傘面積大小對(duì)飛機(jī)尾旋改出影響比較

圖10　傘繩長度對(duì)飛機(jī)尾旋改出影響比較

在尾旋風(fēng)洞中進(jìn)行的反尾旋傘選型試驗(yàn)結(jié)果如圖9和圖10所示。圖9為不同傘面積大小對(duì)尾旋改出的影響，當(dāng)使用大號(hào)傘攻角和偏航角速率降到零所需時(shí)間最短?？梢钥闯鲭S著傘面積的增大，改出效果越好，基本為單調(diào)關(guān)系。圖10為不同傘繩長度對(duì)尾旋改出的影響，可以看出當(dāng)使用中傘繩長度時(shí)，攻角和偏航角速率降到零所需時(shí)間最短，而使用長傘繩和短傘繩的改出時(shí)間較長，改出效果均不如前者。綜合評(píng)價(jià)，選擇最大傘面積的傘和中等長度的傘繩，尾旋改出的效果最佳。需要補(bǔ)充說明此一選擇假定了飛機(jī)尾部強(qiáng)度滿足開傘沖擊載荷。

3　結(jié)論

通過系統(tǒng)的分析和研究，使用了一套適用于工程應(yīng)用的預(yù)測(cè)飛機(jī)采用舵面組合法改出尾旋的方法，利用飛機(jī)模型的大攻角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)中各有關(guān)舵面偏轉(zhuǎn)的氣動(dòng)力結(jié)果評(píng)判單獨(dú)偏轉(zhuǎn)舵面對(duì)尾旋改出能力的影響。利用美國NASA所使用的評(píng)判飛機(jī)尾旋改出的經(jīng)驗(yàn)公式得出常規(guī)布局運(yùn)輸機(jī)改出尾旋主要依靠方向舵的偏轉(zhuǎn)。最后在尾旋風(fēng)洞中通過動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行了相關(guān)的驗(yàn)證，得出飛機(jī)A改出尾旋的最佳方法為反舵推桿法。此外，總結(jié)并利用國際上通行的反尾旋傘設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)了不同規(guī)格的反尾旋傘，通過尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)反尾旋傘進(jìn)行了選型，通過試驗(yàn)結(jié)果分析，選擇了最佳的傘面積和傘繩長度。在滿足飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的前提下，采用最大號(hào)面積的傘與中長度傘繩組合改出飛機(jī)尾旋的效果最佳。