晏傳銀 賈艷麗 陳 微 陳 瑩

（陜飛公司 設(shè)計(jì)研究院，陜西 漢中723213）

0 概述

在飛機(jī)研制初級(jí)階段，理論計(jì)算和仿真是了解飛機(jī)飛行品質(zhì)特性的重要方法，其使用的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)來源主要是采用全機(jī)和部件縮比模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)和理論方法計(jì)算，由于風(fēng)洞試驗(yàn)得出的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)與真實(shí)飛機(jī)存在差異，而且飛行品質(zhì)特性的計(jì)算和仿真方法往往忽略了一些因素，存在局限性，因此導(dǎo)致理論計(jì)算的飛行品質(zhì)特性與飛機(jī)試飛的結(jié)果往往存在較大差異，需要根據(jù)試飛數(shù)據(jù)對(duì)氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)進(jìn)行校核，得到相對(duì)真實(shí)的氣動(dòng)參數(shù)。由于條件限制，目前尚無(wú)有效的方法對(duì)試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行全面的分析，將氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)出來，本文采用較簡(jiǎn)單快速的方法根據(jù)飛機(jī)的試飛數(shù)據(jù)對(duì)縱向配平和操縱中的一些基本氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行了分析校核。由于缺乏完整的分析方法，本文的分析結(jié)果還需大量的試飛數(shù)據(jù)和計(jì)算結(jié)果檢驗(yàn)驗(yàn)證。

1 縱向配平中的零升力矩修正

1.1 全機(jī)的零升力矩組成

零升力矩是全機(jī)升力為零和升降舵偏角為零時(shí)作用在飛機(jī)上的力矩，一般規(guī)定抬頭力矩為正值。無(wú)動(dòng)力零升力矩產(chǎn)生的主要原因主要是機(jī)身上下不對(duì)稱、垂直尾翼的阻力和機(jī)翼前后氣流上洗和下洗對(duì)翼身組合體及水平尾翼的力矩作用。

全機(jī)零升力矩系數(shù)為機(jī)翼、機(jī)身和平尾產(chǎn)生的零升力矩系數(shù)之和。

1.1.1 機(jī)翼產(chǎn)生的零升力矩

由于零升力矩是以全機(jī)升力為零時(shí)來度量的，對(duì)于具有正彎度剖面的機(jī)翼，產(chǎn)生的零升力矩系數(shù)為負(fù)，即產(chǎn)生低頭力矩。放襟翼后，襟翼增加了機(jī)翼的正彎度，因此零升力矩系數(shù)減小，即低頭力矩增大。

1.1.2 機(jī)身產(chǎn)生的零升力矩

飛機(jī)機(jī)翼是正彎度翼型且具有4°的安裝角，因此當(dāng)全機(jī)升力為零時(shí)，機(jī)翼一般是負(fù)迎角或很小的正迎角。氣流流經(jīng)機(jī)翼時(shí)，在機(jī)翼前方產(chǎn)生上洗，機(jī)翼后方產(chǎn)生下洗，從而使前機(jī)身受到向上的力、后機(jī)身受到向下的力產(chǎn)生抬頭力矩，加上垂直尾翼的阻力形成的抬頭力矩，構(gòu)成了機(jī)身的零升力矩。

1.1.3 平尾產(chǎn)生的零升力矩

氣流流經(jīng)機(jī)翼后產(chǎn)生下洗，改變了平尾的迎角，平尾的零升迎角可表示為機(jī)翼零升迎角與平尾處的下洗角之差。

正彎度的機(jī)翼，其零升迎角為負(fù)值，機(jī)翼產(chǎn)生的下洗角為正值，因此根據(jù)平尾的零升力矩系數(shù)表達(dá)式可知，平尾產(chǎn)生的零升力矩為正，即抬頭力矩。

1.2 著陸過程中零升力矩的修正

1.2.1 著陸過程中零升力矩的變化

飛機(jī)著陸時(shí)放襟翼后，機(jī)翼彎度增加，機(jī)翼產(chǎn)生的低頭力矩增加，既零升力矩減小，同時(shí)放襟翼也增加了機(jī)翼后氣流的下洗作用，使后機(jī)身產(chǎn)生的抬頭力矩增加；放襟翼后，機(jī)翼零升迎角減小（負(fù)值增大），下洗角增加，使平尾產(chǎn)生的抬頭力矩進(jìn)一步增大。綜合來看，放襟翼后抬頭力矩的增加量大于低頭力矩的增加量，因此放襟翼后零升力矩是增加的。

隨著高度的下降，地面效應(yīng)逐漸明顯，在非常接近地面時(shí)，地面效應(yīng)顯著減小了機(jī)翼后氣流的下洗作用，下洗作用減弱，后機(jī)身受到向下的力減小，產(chǎn)生的抬頭力矩減小，垂直尾翼的阻力基本不變，因此機(jī)身產(chǎn)生的零升力矩是減小的。

同時(shí)，地面效應(yīng)使機(jī)翼后氣流的下洗作用減弱，平尾處下洗角明顯減小，由于地面效應(yīng)對(duì)全機(jī)零升迎角的改變很小，因此平尾的零升迎角是減小的。但是地面效應(yīng)也增大了平尾的升力線斜率，由平尾產(chǎn)生的零升力矩系數(shù)表達(dá)式可知，平尾的升力線斜率增加，而零升迎角減小，很難得出在地面效應(yīng)影響下平尾的零升力矩系數(shù)的變化趨勢(shì)。

由分析可知，雖然在地面效應(yīng)的影響下，機(jī)身產(chǎn)生的零升力矩是減小的，但平尾產(chǎn)生的零升力矩變化趨勢(shì)無(wú)法估算，因此全機(jī)零升力矩的變化無(wú)法估算，而風(fēng)洞試驗(yàn)得到的數(shù)據(jù)又存在誤差，有必要根據(jù)試飛數(shù)據(jù)對(duì)零升力矩進(jìn)行修正。

1.2.2 算例

飛機(jī)在特定狀態(tài)下著陸時(shí)升降舵偏角為-17°，理論計(jì)算的著陸升降舵偏角為-10.8°，與實(shí)際結(jié)果有較大差異。影響升降舵偏角的主要因素有升降舵效率、縱向靜穩(wěn)定性以及全機(jī)的零升力矩，理論計(jì)算的升降舵偏角小于實(shí)際偏角可能是使用的零升力矩系數(shù)偏大和升降舵效率偏大造成的。

由于全機(jī)的縱向力矩特性曲線在失速迎角以內(nèi)基本是線性變化，風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)茌^準(zhǔn)確得出全機(jī)縱向靜穩(wěn)定性，而對(duì)于升降舵效率和全機(jī)零升力矩特性的實(shí)驗(yàn)結(jié)果確定則比較困難。因?yàn)樯刀媸腔顒?dòng)舵面，舵面縫隙會(huì)使流經(jīng)升降舵的氣流發(fā)生串流現(xiàn)象，減小升降舵效率，而風(fēng)洞試驗(yàn)使用的縮比模型對(duì)縫隙的模擬是很困難的； 前面分析可知，在地面效應(yīng)影響下，全機(jī)的零升力矩很難估算，而且由于縮比模型的限制，帶地面效應(yīng)的風(fēng)洞試驗(yàn)是很難進(jìn)行的，試驗(yàn)結(jié)果也存在較大誤差。

按實(shí)際飛行狀態(tài)計(jì)算的情況對(duì)帶地面效應(yīng)的升降舵效率和零升力矩系數(shù)進(jìn)行修正，經(jīng)過修正計(jì)算，將升降舵效率和零升力矩系數(shù)各降低15%基本能使理論計(jì)算和實(shí)際飛行情況一致。在實(shí)際飛行中，影響升降舵配平偏角的參數(shù)有很多，其它參數(shù)的不準(zhǔn)確也會(huì)影響到升降舵效率和零升力矩系數(shù)的修正結(jié)果，但是計(jì)算結(jié)果也能體現(xiàn)升降舵效率和零升力矩系數(shù)與實(shí)際情況的差異，由于風(fēng)洞試驗(yàn)的不確定性，按照實(shí)際飛行結(jié)果對(duì)零升力矩系數(shù)等參數(shù)進(jìn)行修正是可行的。

2 升降舵鉸鏈力矩修正

2.1 操縱系統(tǒng)啟動(dòng)力的分析

根據(jù)飛機(jī)地面滑行時(shí)縱向操縱系統(tǒng)檢查結(jié)果，舵面開始偏轉(zhuǎn)時(shí)的駕駛桿力為65N，由于在地面低速滑行時(shí)舵面上的氣動(dòng)力可以忽略不計(jì)，可認(rèn)為縱向操縱系統(tǒng)地面啟動(dòng)力最小為65N。GJB 185—1986 中8.2.1 節(jié)要求：只要在地面測(cè)量與飛行中觀察的結(jié)果在性質(zhì)上一致，則地面上測(cè)量的啟動(dòng)力一般就足夠代替真實(shí)的飛行測(cè)量值。據(jù)此，可以認(rèn)為在飛行中縱向操縱系統(tǒng)的啟動(dòng)力為65N。

2.2 升降舵鉸鏈力矩修正

縱向操縱力計(jì)算表達(dá)式為：

飛機(jī)空中飛行，速度485km/h 時(shí)升降舵偏角為-3°，駕駛桿力為-340N，升降舵調(diào)整片偏角基本為0°，可不考慮其對(duì)鉸鏈力矩的影響；機(jī)體迎角減去平尾下洗角后，平尾迎角基本為零，其產(chǎn)生的鉸鏈力矩忽略不計(jì)。根據(jù)操縱力計(jì)算公式，升降舵的鉸鏈力矩對(duì)舵偏角的導(dǎo)數(shù)平均值為-0.10533(1/rad)(Ma=0.48)。

風(fēng)洞試驗(yàn)的升降舵鉸鏈力矩導(dǎo)數(shù)經(jīng)插值得出Ma=0.48 對(duì)應(yīng)的升降舵鉸鏈力矩導(dǎo)數(shù)為-0.1026(1/rad)，經(jīng)試飛數(shù)據(jù)計(jì)算的鉸鏈力矩導(dǎo)數(shù)增量為2.66%，按增加量對(duì)不同馬赫數(shù)的鉸鏈力矩導(dǎo)數(shù)進(jìn)行修正。

2.3 縱向操縱力計(jì)算

根據(jù)飛機(jī)實(shí)際起飛著陸的升降舵偏角采用修正后的鉸鏈力矩導(dǎo)數(shù)計(jì)算的操縱力（含啟動(dòng)力）見表1。

由計(jì)算結(jié)果可知，采用修正后的鉸鏈力矩導(dǎo)數(shù)計(jì)算的操縱力與實(shí)際試飛值吻合的較好，說明對(duì)操縱系統(tǒng)的啟動(dòng)力的確定和升降舵鉸鏈力矩的修正是符合實(shí)際情況的。

表1 起飛著陸操縱力對(duì)比

3 小結(jié)

由以上分析計(jì)算的結(jié)果可以看出，在目前沒有參數(shù)辨識(shí)方法的情況下，先采用較簡(jiǎn)單快速的方法根據(jù)試飛數(shù)據(jù)對(duì)一些基本氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行分析修正，修正結(jié)果是可以接受的。由于修正的參數(shù)比較少，并且還沒有考慮到氣動(dòng)彈性變形等問題，本文的分析結(jié)果還需大量的試飛數(shù)據(jù)和計(jì)算結(jié)果檢驗(yàn)驗(yàn)證。