衛(wèi)海粟，李杰，王正任

(中電科(德陽廣漢)特種飛機(jī)系統(tǒng)工程有限公司 無人機(jī)部，成都 611731)

輕型通用飛機(jī)外掛吊艙對(duì)氣動(dòng)特性影響研究

衛(wèi)海粟，李杰，王正任

(中電科(德陽廣漢)特種飛機(jī)系統(tǒng)工程有限公司 無人機(jī)部，成都 611731)

飛機(jī)完成外掛吊艙的改裝后，會(huì)引起其氣動(dòng)特性的變化，進(jìn)而影響其飛行性能和操穩(wěn)特性。以某雙發(fā)輕型通用飛機(jī)為研究對(duì)象，在其機(jī)頭處掛裝光電吊艙、機(jī)腹處掛裝SAR雷達(dá)吊艙，利用CFD技術(shù)獲得外掛吊艙后飛機(jī)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，并計(jì)算改裝后飛行性能的變化，分析改裝對(duì)操穩(wěn)特性的影響。結(jié)果表明：改裝后飛機(jī)的起降距離、爬升率、航程航時(shí)等飛行性能指標(biāo)有所降低，但對(duì)飛行品質(zhì)的影響較小。研究結(jié)果可以指導(dǎo)飛機(jī)吊艙加改裝，并可作為適航取證和后續(xù)試飛試驗(yàn)工作的參考。

通用飛機(jī)；外掛吊艙；計(jì)算流體動(dòng)力學(xué) (CFD)；氣動(dòng)特性；飛行性能；操穩(wěn)特性

0 引 言

目前，國內(nèi)對(duì)飛機(jī)的改裝涉及改變其氣動(dòng)外形的多為軍用飛機(jī)，例如反潛機(jī)、電子戰(zhàn)機(jī)、預(yù)警機(jī)等[1]，而對(duì)于民用飛機(jī)，尤其是通用飛機(jī)的改裝，多為加裝或改裝艙內(nèi)電子設(shè)備、專用儀器設(shè)備等，通常不改變其氣動(dòng)外形。但在通用航空作業(yè)任務(wù)中，經(jīng)常需要掛載航空相機(jī)、光電吊艙、SAR雷達(dá)等任務(wù)設(shè)備，上述任務(wù)設(shè)備多以吊艙的形式在飛機(jī)平臺(tái)上進(jìn)行掛裝，對(duì)于這類改裝有著嚴(yán)格的工程要求，參照中國民用航空局頒布的《航空器型號(hào)合格審定程序》[2]的規(guī)定，涉及飛機(jī)氣動(dòng)外形變化的改裝屬于需要申請(qǐng)補(bǔ)充型號(hào)合格證的“大改”[3]。飛機(jī)改裝后外掛吊艙會(huì)對(duì)飛機(jī)平臺(tái)的氣動(dòng)特性產(chǎn)生影響，因此，分析改裝對(duì)飛行性能和操穩(wěn)特性的影響至關(guān)重要。

某雙發(fā)螺旋槳式輕型通用飛機(jī)符合CCAR-23部正常類飛機(jī)適航規(guī)定，對(duì)該機(jī)的改裝是需要分別在機(jī)頭處掛裝光電吊艙、在機(jī)腹處掛裝SAR雷達(dá)吊艙。一般的，為了精確獲得飛機(jī)外形的改變對(duì)其氣動(dòng)特性的影響，需要通過風(fēng)洞試驗(yàn)來獲得改裝前后的氣動(dòng)特性[4]，但風(fēng)洞試驗(yàn)成本高、耗時(shí)長，不符合通用航空領(lǐng)域?qū)Τ杀竞椭芷诳刂频囊?。工程?shí)踐中，多采用工程方法估算外掛物對(duì)載機(jī)氣動(dòng)特性的影響，但該方法也需要基于大量的風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)結(jié)果的積累，才能保證計(jì)算精度的可信性[5]。隨著CFD技術(shù)的日趨成熟，采用CFD方法計(jì)算外掛吊艙前后飛機(jī)的氣動(dòng)特性變化，進(jìn)而分析飛機(jī)的飛行性能和操穩(wěn)特性[6-8]已被廣泛應(yīng)用和認(rèn)可。

本文利用CFD技術(shù)計(jì)算得到某雙發(fā)螺旋槳式輕型通用飛機(jī)改裝前后的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，對(duì)關(guān)鍵氣動(dòng)性能和操穩(wěn)特性進(jìn)行影響評(píng)估，并給出改裝后飛機(jī)的飛行性能和操作使用限制，以期為該機(jī)適航補(bǔ)充合格審定提供符合性證明，保障飛機(jī)在試飛和后續(xù)使用中的安全性和適航性。

1 外掛吊艙的飛機(jī)建模

首先，建立原機(jī)及外掛吊艙的氣動(dòng)計(jì)算網(wǎng)格，如圖1所示。為了對(duì)比改裝前后飛機(jī)的氣動(dòng)特性，對(duì)改裝前后的飛機(jī)應(yīng)采用相同的網(wǎng)格劃分方法，以避免由于網(wǎng)格劃分帶來的計(jì)算誤差，從而完全反映出外掛吊艙對(duì)氣動(dòng)力系數(shù)的數(shù)值差量。然后，可通過氣動(dòng)參數(shù)對(duì)比、空間流場流線分析，從機(jī)理上得出產(chǎn)生差量的原因[9]。

氣動(dòng)特性對(duì)比分析主要包括：氣動(dòng)力系數(shù)的對(duì)比分析和流場中飛機(jī)表面及空間流線的分析。氣動(dòng)力系數(shù)對(duì)比分析主要包括六分量：升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、側(cè)力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)。其中，對(duì)比分析升力系數(shù)、阻力系數(shù)，可為性能影響分析提供依據(jù)；對(duì)比分析力矩系數(shù)可反映出縱向和橫航向靜安定裕度的變化，及加裝外掛吊艙對(duì)尾翼的影響?？傊?，六分量的對(duì)比分析可為飛機(jī)操縱性和穩(wěn)定性分析提供依據(jù)。

由于雷達(dá)吊艙及光電吊艙均安裝在機(jī)身的對(duì)稱面上，滑流尾跡并不影響兩部件，計(jì)算中可以忽略滑流的影響。根據(jù)原機(jī)的飛行手冊(cè)，飛機(jī)起降馬赫數(shù)為0.12，巡航馬赫數(shù)的范圍是0.15～0.25。而根據(jù)飛機(jī)低速氣動(dòng)特性基本理論，馬赫數(shù)在0.15～0.25的氣動(dòng)特性變化可以采用插值獲得。因此，本文選擇三種計(jì)算狀態(tài)，分別為馬赫數(shù)0.12、高度0，馬赫數(shù)0.15、高度4 000 m；馬赫數(shù)0.25、高度4 000 m。

2 氣動(dòng)特性影響分析

2.1 縱向氣動(dòng)特性分析

本文主要分析馬赫數(shù)0.25、高度4 000 m時(shí)的巡航狀態(tài)，而馬赫數(shù)0.15、高度4 000 m時(shí)的數(shù)據(jù)與該狀態(tài)相差不大且趨勢(shì)基本一致。改裝前后縱向氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果如圖2～圖4所示。

從圖2可以看出：加裝外掛吊艙后，升力系數(shù)的變化量很小，升力線斜率略微減小，失速特性較平緩，改裝后的失速迎角由14°降至12°。

從圖3可以看出：改裝后的零升阻力系數(shù)在0.034～0.036范圍內(nèi)變化，相比于原機(jī)構(gòu)型，阻力系數(shù)增大了0.01，約為40%。

從圖4可以看出：當(dāng)α=8°時(shí)，在CL=1.0之前，縱向力矩系數(shù)隨迎角保持線性變化，而在CL=1.0之后，低頭力矩增大，從而很好地保證了操縱安全性。

α=8°時(shí)，飛機(jī)上表面的極限流場如圖5所示，可以看出：內(nèi)翼首先分離，這符合運(yùn)輸類飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求[9]。

為了更加直觀地對(duì)比加裝的雷達(dá)吊艙和光電吊艙分別對(duì)升力系數(shù)的影響，將加裝雷達(dá)吊艙構(gòu)型和原機(jī)構(gòu)型的升力系數(shù)作差得到升力系數(shù)差量(Difference 1)，以分析雷達(dá)吊艙的影響；將加裝光電吊艙和雷達(dá)吊艙的復(fù)合構(gòu)型和加裝雷達(dá)吊艙構(gòu)型的升力系數(shù)作差得到升力系數(shù)差量(Difference 2)，以分析光電吊艙的影響，對(duì)比結(jié)果如表1所示。

表1 升力系數(shù)差量對(duì)比(α=-2°)

從表1可以看出：加裝雷達(dá)吊艙使得機(jī)身和機(jī)翼的升力系數(shù)增大，其余部件和雷達(dá)自身的升力疊加后，使全機(jī)升力增加；加裝光電吊艙使得機(jī)翼的升力系數(shù)進(jìn)一步增大，進(jìn)而導(dǎo)致全機(jī)升力系數(shù)增大。

飛機(jī)加裝外掛吊艙后，增加了迎風(fēng)面和飛機(jī)浸濕面積，且吊艙和機(jī)身、機(jī)翼相互干擾，引起阻力特性改變，特別是零升阻力增加較多(約為40%)，將影響飛機(jī)的飛行性能。綜上所述，由于阻力增大、失速迎角減小，加裝外掛吊艙后的飛行包線范圍減小。

2.2 橫航向氣動(dòng)特性分析

側(cè)滑角β引起橫航向力矩，橫向靜穩(wěn)定性又稱作上反效應(yīng)，用導(dǎo)數(shù)表示為Clβ≤0；航向靜穩(wěn)定性又稱作風(fēng)標(biāo)穩(wěn)定性，用導(dǎo)數(shù)表示為Cnβ≥0。

馬赫數(shù)0.25，高度4 000 m狀態(tài)下，原機(jī)構(gòu)型和改裝后構(gòu)型在不同迎角下側(cè)力對(duì)側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)Cyβ、滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Clβ、航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cnβ的對(duì)比如圖6所示(圖中下標(biāo)β1表示原機(jī)構(gòu)型、β2表示改裝后構(gòu)型)。

從圖6可以看出：Clβlt;0、Cnβgt;0，表明改裝前后飛機(jī)的橫向和航向均為靜穩(wěn)定的，且Clβ隨迎角的變化不大，Cnβ隨迎角的增大而減?。辉谟行в欠秶鷥?nèi)，Clβ/Cnβ始終為1～2，是優(yōu)良飛行品質(zhì)的合理范圍[10]。

綜上所述，在機(jī)身部位外掛吊艙對(duì)飛機(jī)的橫航向氣動(dòng)特性影響較小，其主要原因是：吊艙對(duì)機(jī)翼的干擾較小，而機(jī)翼又是滾轉(zhuǎn)阻力導(dǎo)數(shù)的主要貢獻(xiàn)源[11]。通過計(jì)算結(jié)果分析可知，使Clβ增加9%左右，橫向穩(wěn)定性加強(qiáng)；Cnβ增加15%左右，航向穩(wěn)定性加強(qiáng)。表明外掛吊艙增加了橫航向的穩(wěn)定性，且操穩(wěn)特性仍保持在較好范圍內(nèi)[12]。

3 典型飛行性能影響分析

通過CFD計(jì)算獲得吊艙引起的氣動(dòng)增量，再利用氣動(dòng)增量計(jì)算吊艙對(duì)飛行性能的影響。外掛吊艙對(duì)飛機(jī)性能的影響主要為失速速度、起飛距離、爬升率和最大飛行速度等。起降構(gòu)型下，起飛質(zhì)量W=1 900 kg，海平面高度，Ma=0.12時(shí)的縱向氣動(dòng)力增量如表2所示。

3.1 失速速度

對(duì)于民用飛機(jī)，適航條例中定義失速速度為無動(dòng)力、前重心條件下的最小穩(wěn)態(tài)飛行速度[13]。通常是在過載小于1的機(jī)動(dòng)中獲得該速度的。因此，初步可以利用式(1)[14]確定失速速度。

(1)

式中：CLmax為給定構(gòu)型下無動(dòng)力的最大升力系數(shù)；nz為法向過載，通常取nz=0.88。

表2 外掛吊艙引起的縱向氣動(dòng)力增量

表3 失速速度計(jì)算參數(shù)和結(jié)果

3.2 起飛距離

起飛距離(d)分為起飛滑跑距離(d1)和加速上升段距離(d2)，即

d=d1+d2

(2)

起飛滑跑階段的阻力主要是空氣阻力和地面摩擦阻力的合力，作為工程估算，簡化后的阻力系數(shù)為

(3)

式中：f為地面摩擦系數(shù)；Klo為離地瞬間升阻比；W為飛機(jī)起飛質(zhì)量。

當(dāng)推力在法向的分量很小時(shí)，離地速度一般可簡化為

(4)

滑跑距離簡化公式為

(5)

式中：Vlo為離地速度；(Ta)av為推力平均值。

加速上升段距離通常是指飛機(jī)爬升到15 m安全高度時(shí)的距離，工程估算中運(yùn)用能量守恒定律，即飛機(jī)在15 m高度上所具有的總能量等于飛機(jī)離地瞬間動(dòng)能加上平均剩余推力在上升過程所做的功，其計(jì)算公式為

(6)

式中：VH為15 m高度時(shí)的瞬時(shí)速度；(ΔT)av為平均剩余推力。

改裝前后的升力系數(shù)變化很小，故離地速度基本沒有變化，主要變化為阻力增大帶來的變化。起飛距離的計(jì)算參數(shù)及結(jié)果如表4所示，可以看出：Klo的變化量為-3.1；Vlo的變化量為0.1 m/s；ΔT的變化量為-207 N；d1、d2、d的變化量分別為11.8、22.8和34.5 m。

表4 起飛距離計(jì)算參數(shù)和結(jié)果

3.3 爬升率

利用剩余推力法快速估算爬升率在工程中具有較高精度[15]。由于原機(jī)為雙發(fā)構(gòu)型，需要考慮雙發(fā)工作和一發(fā)不工作兩種計(jì)算狀態(tài)。

(1) 雙發(fā)工作

CCAR-23部23.65條中規(guī)定，對(duì)該類飛機(jī)在海平面至少具有8.3%的定常爬升梯度。利用簡化的等真速爬升公式對(duì)爬升率(Rcl)和爬升梯度(tgθcl)影響進(jìn)行評(píng)估。

多模態(tài)教學(xué)內(nèi)容是培養(yǎng)學(xué)生多元讀寫能力的關(guān)鍵，因此我們需要建設(shè)多模態(tài)教材、教案等教學(xué)資料，構(gòu)建以網(wǎng)絡(luò)技術(shù)為支撐的多模態(tài)教學(xué)語料庫和學(xué)習(xí)資源中心。面對(duì)浩如煙海的網(wǎng)絡(luò)資源，教師應(yīng)先篩選與教學(xué)內(nèi)容相關(guān)的內(nèi)容，以圖、文、聲、像并茂為標(biāo)準(zhǔn)，篩選之后指導(dǎo)學(xué)生利用其進(jìn)行學(xué)習(xí)。或者教師可以制作成微課供學(xué)生課前課下學(xué)習(xí)。由于目前高職外貿(mào)函電教材的時(shí)效性差，教學(xué)內(nèi)容滯后，因此教師一定要善于利用網(wǎng)絡(luò)資源、學(xué)校圖書館資源等，讓自己的教學(xué)內(nèi)容多模態(tài)化，從而激發(fā)學(xué)生學(xué)習(xí)興趣。

(7)

(8)

爬升率最大時(shí)為海平面高度，假定改裝前后的爬升空速都為90節(jié)，則影響爬升率的主要因素為阻力。加裝吊艙后，飛機(jī)海平面爬升率降低約94 ft/min，爬升梯度滿足CCAR-23部的要求。計(jì)算參數(shù)和結(jié)果如表5所示。

表5 雙發(fā)爬升率計(jì)算參數(shù)和結(jié)果

(2) 一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)不工作

CCAR-23部23.67(a)條中規(guī)定，對(duì)于VS超過61 kts的飛機(jī)，必須在1 524 m(5 000 ft)壓力高度上保持至少1.5%的定常爬升梯度。

假定改裝前后的爬升空速都為90節(jié)，則影響爬升率的主要因素為阻力。加裝吊艙后，飛機(jī)海平面爬升率降低約116 ft/min，爬升梯度降為1.73%，滿足CCAR-23部的要求。計(jì)算參數(shù)和結(jié)果如表6所示。

表6 單發(fā)爬升率計(jì)算參數(shù)和結(jié)果

3.4 巡航性能

選取計(jì)算巡航性能的飛行狀態(tài)為高度H=4 000 m，Ma=0.25。

飛機(jī)巡航開始質(zhì)量為m0，巡航結(jié)束質(zhì)量為m1。首先，將飛機(jī)質(zhì)量由m0到m1分成若干份，定義每一份質(zhì)量為mi，對(duì)每一區(qū)間選取平均質(zhì)量mav。由當(dāng)前的飛行狀態(tài)和平均質(zhì)量mav對(duì)飛機(jī)進(jìn)行配平，求解出當(dāng)前飛機(jī)平飛所需推力Pi，并根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)特性曲線，可求出當(dāng)前飛行狀態(tài)和推力下的耗油率qi。

每一質(zhì)量mi的航時(shí)為

ti=mi/qi

(9)

每一質(zhì)量mi的航程為

Li=Vti

(10)

將m0到m1分成的每一份質(zhì)量進(jìn)行上述計(jì)算，并將航程和航時(shí)進(jìn)行疊加，得到飛機(jī)的總航程和航時(shí)。為了方便計(jì)算，忽略爬升段和下降盤旋段的飛機(jī)油耗質(zhì)量變化。航程、航時(shí)計(jì)算結(jié)果如表7所示。

表7 航程、航時(shí)計(jì)算結(jié)果

從表7可以看出：加裝光電吊艙和雷達(dá)吊艙后的構(gòu)型(改裝后構(gòu)型)相對(duì)于原機(jī)構(gòu)型，航程和航時(shí)減小了23.66%。

4 結(jié) 論

(1) 原機(jī)構(gòu)型在加裝了雷達(dá)吊艙和光電吊艙后，飛機(jī)的某些性能指標(biāo)，例如起降距離、爬升率、航程航時(shí)等有一定程度的降低，但操穩(wěn)特性變化不大，改裝后的飛機(jī)，其性能和操穩(wěn)特性均滿足適航要求，能夠保證試飛安全。

(2) 運(yùn)用CFD技術(shù)評(píng)估改裝對(duì)氣動(dòng)特性的影響，并在試飛前將飛機(jī)性能變化的預(yù)估量提供給飛行員，可以幫助飛行員提前掌握改裝后飛機(jī)的性能變化，以保證試飛安全；在后續(xù)進(jìn)行的飛行試驗(yàn)中，實(shí)際飛行數(shù)據(jù)和飛行員體驗(yàn)表明，預(yù)期改裝飛行性能變化與實(shí)際相符。

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衛(wèi)海粟(1986-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：飛行器總體設(shè)計(jì)。李杰(1981-)，男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛行器總體設(shè)計(jì)。王正任(1990-)，男，碩士，助理工程師。主要研究方向：飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)。

(編輯：馬文靜)

ResearchontheInfluenceofExternalPodsontheAerodynamicCharacteristicsofaLightGeneralAircraft

Wei Haisu, Li Jie, Wang Zhengren

(UAV Department, CETC Special Mission Aircraft System Engineering Co., Ltd., Chengdu 611731, China)

While a twin-engines light general aircraft modification is completed, the aerodynamic characteristics of this aircraft is changed, and it will influence the flight performance and control-stability. As an example, the aerodynamic characteristics of a twin-engines light general aircraft, with a photoelectric pod at the nose and a SAR pod at the belly, are calculated using CFD, then the influence of the fight performance after modification is calculated and the control-stability is analyzed. Results show that, after the modification, the flight performances, such as take-off and landing distance, rate of climb, range and endurance, are reduced but less effect to the control-stability. The research can be the guidance for the aircraft to mount the pods, meanwhile it is of a certain reference value for airworthiness certification and flight test.

general aircraft; external pods; computational fluid dynamics(CFD); aerodynamic characteristics; flight performance; control-stability

2017-05-23；

2017-09-02

衛(wèi)海粟,whs589@163.com

1674-8190(2017)04-450-07

V211

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.04.013