朱百六

（中航通飛研究院有限公司，廣東珠?！?19040）

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基于風洞測壓試驗數(shù)據(jù)的舵面鉸鏈力矩系數(shù)計算方法研究

朱百六

（中航通飛研究院有限公司，廣東珠海519040）

摘要：基于風洞測壓試驗所獲得的壓強數(shù)據(jù)，采用數(shù)值積分的方法計算出了舵面鉸鏈力矩系數(shù)。通過分析數(shù)據(jù)并將數(shù)據(jù)與CFD計算結果進行比較，證明了數(shù)據(jù)具有一定的可信度，說明該鉸鏈力矩計算方法具有一定的工程應用價值。推導出了計算舵面鉸鏈力矩系數(shù)的積分公式，此公式簡單可靠，但只適用于鉸鏈軸位于弦平面內的舵面，而不適用于鉸鏈軸位于弦平面外的舵面。

關鍵詞：測壓試驗；鉸鏈力矩；CFD關鍵詞；弦平面；輕型公務機

0　引言

鉸鏈力矩是作用于操縱面上的氣動力對操縱面鉸鏈軸產生的力矩，飛機舵面鉸鏈力矩是飛機舵面操縱系統(tǒng)特性設計中的一個關鍵參數(shù)［1］。獲取舵面鉸鏈力矩數(shù)據(jù)有多種方法：理論估算所需時間最短，費用最低，但估算方法一般只適用于特定機型，并且只能估算鉸鏈力矩線性變化部分［2］；CFD計算耗時適中，費用較低，但由于舵面位于主翼后緣，舵面和主翼之間的相互干擾涉及到大量流體力學復雜流動問題，要獲得準確的鉸鏈力矩數(shù)據(jù)存在很大困難［3］；通過風洞試驗來獲得鉸鏈力矩數(shù)據(jù)是目前飛機研發(fā)階段被普遍采用的手段，文獻［4］表明在8m×6m風洞中通過采用大尺寸模型和專用鉸鏈力矩天平可以獲得比較可靠的鉸鏈力矩數(shù)據(jù)，但此方法費用昂貴，且耗時長；通過飛行試驗實測技術能夠獲得最可靠的鉸鏈力矩數(shù)據(jù)［1］，但在飛機研發(fā)初期不可能采用此方法。

輕型公務機具有單機利潤薄，更新速度快的特點，需要在研發(fā)階段嚴格控制成本，并縮短研發(fā)周期。通過數(shù)值積分舵面壓強的方法，可以獲得比較可靠的舵面鉸鏈力矩數(shù)據(jù)，同時可以節(jié)省大量經費和時間。

1　理論分析

圖1顯示了某輕型公務機襟翼、副翼、升降舵和方向舵布局及其鉸鏈軸的位置。根據(jù)鉸鏈軸與舵面的相對位置關系，可以將這4個舵面分為兩種類型：一類是鉸鏈軸位于舵面弦平面之上，如副翼、升降舵和方向舵；另一類是鉸鏈軸位于舵面弦平面之外，如襟翼。

圖1　某輕型公務機舵面布局圖

1.1舵面受力分析

對舵面作兩點假設：

（1）舵面翼型為對稱翼型，圓頭尖尾。

（2）舵面上下表面測壓點關于對稱面（即弦平面）對稱布置。

圖2　舵面受力模型

如圖2所示，以舵面翼型弦線為x軸，垂直弦線向上為y軸建立平面直角坐標系，N、T分別表示舵面所受的法向力和切向力，點A、B、C分別表示舵面壓力中心、位于弦平面上的鉸鏈軸和位于弦平面外的鉸鏈軸，點D、E表示在舵面上下表面相對弦平面對稱布置的兩個測壓點，n、t表示點D所受的法向應力和切向應力，n′、t′表示點E所受的法向應力和切向應力，θ表示矢量與弦線的夾角，θ=θ(x，y)。設m，Mh為舵面所受鉸鏈力矩，使舵面后緣上偏為正，由圖2所示關系可推導出

討論：

（1）當鉸鏈軸位于弦平面外時，h≠0, m≠0，將公式（1）、（2）帶入（3）中即可得出鉸鏈力矩表達式，但此表達式比較復雜，不適合工程應用。

（2）當鉸鏈軸位于弦平面上時，h≠0，m=0，將公式（1）、（2）帶入（3）中即可得出，)×cosθ]dS×h。對于舵面翼型的“圓形頭部”可近似認為n≈n′，t≈t′，對于其它區(qū)域可近似認為矢量與弦線的夾角θ≈90°，因此可推導出

1.2舵面鉸鏈力矩系數(shù)計算方法

舵面鉸鏈力矩系數(shù)和靜壓強系數(shù)計算公式分別為：

Pi、Pi′分別為點D、E靜壓強，CPi、CPi′分別為點D、E靜壓強系數(shù)，S為舵面弦平面面積，l為舵面梢弦長與根弦長的平均值，將n=-Pi，n′=-Pi′帶入公式（4）、（5）和（6）中可得舵面鉸鏈力矩系數(shù)表達式：

公式（7）只適用于鉸鏈軸位于弦平面上的舵面，如副翼、升降舵和方向舵，而不適用于鉸鏈軸位于弦平面外的舵面，如襟翼。

2　與CFD計算結果比較

在未進行風洞鉸鏈力矩試驗的情況下，將通過積分壓強方式獲得的舵面鉸鏈力矩數(shù)據(jù)與CFD計算結果進行比較，可以在一定程度上檢驗數(shù)據(jù)的準度。

CFD計算模型采用無動力的1:1半模，網格劃分軟件采用ICEM CFD，計算軟件采用CFX，控制方程為雷諾平均N-S方程，湍流模型采用了kω-sst模型，大氣參數(shù)與風洞測壓試驗一致。

圖3　襟翼鉸鏈力矩系數(shù)對比圖

圖4　鉸鏈力矩系數(shù)對比圖

圖3中，采用公式（7）積分襟翼表面的壓強，忽略了襟翼所受的切向力T的影響，從對比結果來看，兩者最大相差了近一倍，這進一步說明公式（7）不適用于襟翼這種鉸鏈軸位于弦平面外的舵面。

圖4分別顯示了副翼、升降舵和方向舵的對比圖，從3個舵面的對比圖中可以看出，積分壓強所得到的鉸鏈力矩數(shù)據(jù)與CFD計算數(shù)據(jù)在大部分狀態(tài)差距比較小，說明通過積分舵面壓強所得到的鉸鏈力矩系數(shù)數(shù)據(jù)具有一定的可信度。

3　結論

通過以上研究分析，可以得出以下兩點結論：

（1）通過數(shù)值積分舵面壓強的方法，可以獲得比較可靠的舵面鉸鏈力矩數(shù)據(jù)。對于輕型公務機的研發(fā)單位來說，這種獲取鉸鏈力矩數(shù)據(jù)的方式廉價而高效。

參考文獻：

［1］何發(fā)東.飛機舵面鉸鏈力矩飛行實測技術研究［J］.科學技術與工程，2011，11(31)：7835-7838.

［2］張錫金.飛機設計手冊第六冊［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2002.

［3］吳宗成，朱自強，丁寧，等.三維副翼鉸鏈力矩計算［J］.航空學報，2007，28(3)：519-526.

［4］張暉，肖京平，楊遠志，等. 8m×6m風洞鉸鏈力矩試驗技術［J］.流體力學實驗與測量，2003，18(2)：20-24.

作者簡介：朱百六（1981-），男，工程師，碩士，研究方向為實驗空氣動力學。