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地效對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響研究

0引言

地效是指飛行器近固定面(如地面、水面)產(chǎn)生增升減阻的現(xiàn)象。關(guān)于該現(xiàn)象的機(jī)理，目前普遍的觀點(diǎn)認(rèn)為由于翼梢渦及機(jī)翼的下洗流受到固定面的抑制從而增加升力及減小誘導(dǎo)阻力。飛機(jī)在起飛和著陸時(shí)都有一段接近地面的過程，一般距地面半個(gè)展長(zhǎng)時(shí)，地效開始起作用，隨著距離的接近地效會(huì)變強(qiáng)。關(guān)于地效試驗(yàn)研究，也有采用活動(dòng)地板模擬[1]，活動(dòng)地板優(yōu)點(diǎn)是更接近于實(shí)際飛行情況但缺點(diǎn)是機(jī)構(gòu)更復(fù)雜，限于目前國(guó)內(nèi)試驗(yàn)技術(shù)及設(shè)備，本文采用的是固定地板研究。目前關(guān)于近地時(shí)氣動(dòng)特性機(jī)理變化的研究文獻(xiàn)較少。近地時(shí)較明顯的變化就是升力的增加及阻力的減小，Juhee Leep[2]等認(rèn)為升力的增加主要是下表面壓力的增加而上表面不變引起，近地時(shí)翼梢渦得到抑制從而減小了阻力。

本文將以某翼吊常規(guī)布局民機(jī)為研究對(duì)象，從帶地效后對(duì)其縱向、橫航向氣動(dòng)特性及各操縱面效率的變化進(jìn)行分析，并嘗試給出影響機(jī)理的初步分析。

1試驗(yàn)描述

風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸4m×3m，為連續(xù)回流式風(fēng)洞，試驗(yàn)風(fēng)速70m/s。地效為固定地板模擬。某民機(jī)為下單翼，翼吊常規(guī)布局，試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅壤秊?∶14，模型展長(zhǎng)2 557mm，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)305mm，參考面積為0.646m2。通過空中及地效縱向和橫航向狀態(tài)各構(gòu)型的數(shù)據(jù)對(duì)比，獲得地效對(duì)縱向和橫航向氣動(dòng)特性的影響；同時(shí)對(duì)比各舵效在空中及地效狀態(tài)下的數(shù)據(jù)，獲取地效對(duì)舵效的影響。

2試驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1試驗(yàn)重復(fù)性

為驗(yàn)證風(fēng)洞流場(chǎng)的穩(wěn)定性有必要安排重復(fù)性試驗(yàn)以確保數(shù)據(jù)的可靠性。從表1試驗(yàn)數(shù)據(jù)來看，升力、阻力及俯仰力矩均達(dá)到國(guó)軍標(biāo)要求(升力合格指標(biāo)0.002，阻力合格指標(biāo)0.000 5，俯仰力矩合格指標(biāo)0.001 2)，重復(fù)性較好。

2.2對(duì)縱向氣動(dòng)特性的影響

圖1所示為地效對(duì)不同構(gòu)型氣動(dòng)特性的影響，圖中“巡航空中”指巡航構(gòu)型空中試驗(yàn)狀態(tài)，“巡航地效”是指巡航構(gòu)型地效試驗(yàn)狀態(tài)。由圖1可知，地效狀態(tài)下在線性段表現(xiàn)為升力線斜率增加，失速攻角提前約2°；地效使得沿流向逆壓梯度增加，當(dāng)襟翼放下時(shí)更為明顯，而逆壓梯度的增加使得機(jī)翼表面分離提前，從而減小了失速攻角。最大升力系數(shù)表現(xiàn)為升力線斜率增加和失速攻角的綜合效果，對(duì)于巡航構(gòu)型，升力線斜率增加占優(yōu)勢(shì)，故地效狀態(tài)下最大升力系數(shù)增加，而對(duì)于著陸構(gòu)型失速攻角的提前使得最大升力系數(shù)減小占主導(dǎo)。對(duì)于阻力而言，地效和空中狀態(tài)的極曲線是相交的，地效使得零升阻力增加，升致阻力減小。對(duì)于力矩，帶地效后焦點(diǎn)后移約0.15bA，靜安定度增大。

圖1　地效對(duì)縱向氣動(dòng)特性的影響(無起落架)

2.3對(duì)橫航向氣動(dòng)特性的影響

表2給出了地效對(duì)各構(gòu)型及攻角下側(cè)向力系數(shù)、滾裝力矩系數(shù)及偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角導(dǎo)數(shù)的影響。由表2數(shù)據(jù)可知帶地效后使得橫向穩(wěn)定性增加約10%～20%，攻角大于6°巡航構(gòu)型航向安定性變化不大，著陸構(gòu)型航向安定性減小約20%。

表2　地效對(duì)橫航向氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)影響量(%)

對(duì)于橫向穩(wěn)定性，垂尾約占25%，翼身組合體所占比例較大。翼身組合體對(duì)橫向穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)主要由幾何尺寸(后掠角、上反角、扭轉(zhuǎn)角、展弦比及根梢比)及升力系數(shù)決定。在線性范圍內(nèi)，升力系數(shù)越大，翼身組合體對(duì)橫向穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)越大。帶地效后，線性段升力系數(shù)增加使得橫向穩(wěn)定性增加。

2.4對(duì)平尾、升降舵效率的影響

地效對(duì)飛機(jī)平尾及升降舵效率的影響關(guān)系到飛機(jī)著陸后的配平及縱向操縱效能。圖2及表3所示為地效對(duì)平尾及升降舵效率的影響，表4為地效對(duì)下洗的影響。

圖2　地效對(duì)平尾及升降舵效率的影響(著陸構(gòu)型)

由圖2及表3數(shù)據(jù)可知地效狀態(tài)下，在攻角超過9°后平尾及升降舵效率下降較大，如在12°時(shí)，平尾效率下降接近25%。

分析可能原因是地效狀態(tài)

下沿氣流方向存在一定的逆壓梯度，這使得機(jī)翼及平尾表面較早分離，另外下洗的抑制也使得平尾當(dāng)?shù)毓ソ禽^大，這也使得平尾分離提前。

表3　地效對(duì)平尾及升降舵效率的影響(%)

表4　地效對(duì)下洗的影響

由表4數(shù)據(jù)可看出，地效使得零攻角時(shí)下洗角減小了1.1°，下洗率約減小為空中狀態(tài)的1/3。下洗的減小使得翼梢渦的強(qiáng)度得到抑制，能耗降低，阻力減小，該結(jié)果也與2.2中縱向結(jié)論一致。

2.5對(duì)方向舵、副翼效率的影響

表5　地效對(duì)方向舵效率Cnδr的影響(%)

表6　地效對(duì)副翼效率Clδa的影響(%)

地效對(duì)飛機(jī)方向舵及副翼效率的影響關(guān)系到飛機(jī)著陸后的橫航向操縱效能。表5及表6所示為地效對(duì)方向舵及副翼效率的影響。方向舵效率Cnδr在上述表格攻角及側(cè)滑角范圍帶地效后變化在5%以內(nèi)。副翼效率的變化稍大，最大達(dá)到13.1%。地效對(duì)沿氣流方向流場(chǎng)及壓力分布影響較大，當(dāng)側(cè)滑角不大時(shí)不至于引起左右較大不對(duì)稱，故方向舵效率變化較小可能與此相關(guān)。

3結(jié)論

本文通過對(duì)下單翼翼吊常規(guī)布局某民機(jī)進(jìn)行地效試驗(yàn)，獲取了地效對(duì)縱橫向及舵效的影響。地效使得零升阻力增加，抑制了翼梢渦故升致阻力減小。地效使得沿氣流方向有逆壓梯度，從而使得失速提前、縱向壓心后移并且攻角越大地效越明顯壓心后移越大，故靜安定度增大，地效使得焦點(diǎn)后移約0.15bA；在線性范圍內(nèi)，升力系數(shù)越大，翼身組合體對(duì)橫向穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)越大。地效使得線性段升力系數(shù)增加使得橫向穩(wěn)定性增加約10%～20%，攻角大于6°巡航構(gòu)型航向安定性變化不大，著陸構(gòu)型航向安定性減小約20%，地效在攻角超過9°后平尾及升降舵效率下降較大，方向舵效率變化不大，副翼效率在攻角12°時(shí)下降約10%。

參考文獻(xiàn)：

[1]Arron Melvin and Luigi Martinelli. Aerodynamic Shape Optimization of Multi-element Airfoils in Ground Effect, 46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit[C]// Reno, Nevada, January 2008.

[2]Juhee Lee etc. Optimization of Wings in Ground Effect Using Multi-Objective Genetic Algorithm[C]// 48th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, Orlando, Florida, January 2010.

TheStudyoftheGroundEffectsontheAircraftAerodynamicCharacteristics

王繼明 /

WangJiming

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210 )

(ShanghaiAircraftDesignandResearchInstitute，Shanghai201210，China)

摘要：

當(dāng)飛機(jī)起飛或著陸時(shí)由于近地會(huì)產(chǎn)生地面效應(yīng)。地效使得飛機(jī)的氣動(dòng)特性發(fā)生較大變化，如升力增大、阻力減小及靜安定度的提高等。通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析了地效狀態(tài)下縱、橫航向氣動(dòng)特性及舵效的變化，并對(duì)其內(nèi)在影響機(jī)理進(jìn)行了初步分析。結(jié)果顯示，地效使得著陸構(gòu)型失速提前約2°、縱向靜安定度增加約0.15bA、橫向安定性增加約10%～20%、平尾效率減小可達(dá)10%、方向舵效率變化較小但副翼效率減小可達(dá)10%。由此使得飛機(jī)的失速特性、橫航向穩(wěn)定性及操縱性變差。

關(guān)鍵詞：地效；靜安定度；機(jī)理；舵效

[Abstract]As an aircraft takeoff or landing, the aerodynamic characteristics change a lot for the ground effect, such as lift/stability increasing and drag reducing etc. This paper analyzes the change of the longitudinal/lateral characteristics and maneuvering surface efficiency, and also tries to analyze the mechanism of the ground effect. Results show that, with ground effect, the stall happens 2° earlier, longitudinal stability increases 0.15 bA, lateral stability increases 10%～20%, horizontal tail efficiency increases 10%, rudder efficiency changes little while the decrease of the aileron efficiency can reach 10%. Due to these effects, stability and maneuvering ability of the aircraft are deteriorated.

[Key words]ground effect；stability；mechanism；maneuvering surface efficiency

中圖分類號(hào)：V212

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A