劉艷, 趙柯, 黃江濤

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安　710072; 2.西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所, 陜西 西安　710089;3.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽　621000

對于機(jī)械式操縱飛機(jī)來說，腳蹬力取決于其方向舵鉸鏈力矩，腳蹬位移如果與腳蹬力同方向增加，則飛機(jī)航向操縱正常。如果在大側(cè)滑狀態(tài)下方向舵偏角增加到某個(gè)位置后，駕駛員不用進(jìn)一步施力，腳蹬/方向舵會(huì)自動(dòng)偏轉(zhuǎn)到極限位置，即會(huì)發(fā)生一種“自動(dòng)上舵”現(xiàn)象[1-2]。

自動(dòng)上舵現(xiàn)象發(fā)生時(shí)，駕駛員需要反向施力才能防止方向舵自動(dòng)偏到極限位置，當(dāng)反向腳蹬力很大、超過駕駛員體力時(shí)，方向舵會(huì)停留在極限位置，喪失航向操縱，故該現(xiàn)象亦被稱為“方向舵鎖死”(rudder lock)[1,3]。

由于自動(dòng)上舵與駕駛員的操縱習(xí)慣相反，需要大量精力來克服，且不可控的大方向舵偏角對飛行安全有潛在的危險(xiǎn)性，因此飛行品質(zhì)規(guī)范GJB185-86[4]、運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)第25部[5]及正常類、實(shí)用類、特技類和通勤類飛機(jī)適航規(guī)定第23部[6]均對自動(dòng)上舵問題作了規(guī)定。

自動(dòng)上舵問題只發(fā)生在純機(jī)械式操縱系統(tǒng)飛機(jī)上，在電傳操縱系統(tǒng)迅猛發(fā)展的近數(shù)十年，該問題的研究幾乎一片空白。然而，目前仍有一定數(shù)量的機(jī)械式操縱飛機(jī)在役；出于可靠性考慮，很多電傳操縱飛機(jī)采用了機(jī)械備份；隨著低空空域的開放，采用機(jī)械式操縱系統(tǒng)、駕駛者多為非專業(yè)飛行員的通用飛機(jī)將有廣闊的市場[7]，因此自動(dòng)上舵問題仍具有重要的研究意義與價(jià)值。

1　自動(dòng)上舵

飛機(jī)保持一定側(cè)滑角所需的方向舵偏角可由(Cnβ)fix·β+Cnδr·δr=0確定[1]:

(1)

在側(cè)滑運(yùn)動(dòng)中,如果方向舵處于松浮狀態(tài),將呈現(xiàn)一個(gè)總鉸鏈力矩為0的狀態(tài),此時(shí)方向舵的位置被稱為浮動(dòng)角:

(2)

式中,Chβ=?Ch/?β,Chδr=?Ch/?δr。

側(cè)滑為正時(shí),由Chβ> 0,Chδr< 0及公式(2)可知,方向舵浮動(dòng)角也為正,反之亦然。保持側(cè)滑所需方向舵偏角δr,reqd與方向舵松浮角δr,f隨側(cè)滑角β變化的曲線如圖1示。

圖1　自動(dòng)上舵示意圖

大側(cè)滑時(shí),由于方向舵處的氣流分離與失速,松浮角δr,f會(huì)隨側(cè)滑角β超線性增長;當(dāng)β達(dá)到某一值時(shí),δr,f會(huì)等于δr,reqd;當(dāng)β超過該值時(shí),δr,f會(huì)超過δr,reqd,駕駛員需要施反向力才能防止方向舵自動(dòng)偏到極限位置[1]。此時(shí)飛機(jī)的航向操縱是反向的,當(dāng)反向腳蹬力超過駕駛員體力時(shí),方向舵會(huì)停留在極限位置,喪失航向操縱能力。

2　成因分析

本文將以某中型渦槳運(yùn)輸機(jī)為例,通過試飛數(shù)據(jù)分析與流場數(shù)值模擬對自動(dòng)上舵成因進(jìn)行分析。

2.1　試飛數(shù)據(jù)

圖2給出了該飛機(jī)著陸構(gòu)型下,速度100節(jié)時(shí)的協(xié)調(diào)側(cè)滑試飛數(shù)據(jù)。橫坐標(biāo)為滾轉(zhuǎn)角φ,縱坐標(biāo)分別為腳蹬力Fp與方向舵偏角δr。其中,在協(xié)調(diào)側(cè)滑過程中,飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角φ近似正比于側(cè)滑角β。

圖2　重心31%平均氣動(dòng)弦長,速度100節(jié),著陸構(gòu)型

可以看出,在小側(cè)滑范圍內(nèi),δr與Fp與φ/β近似呈線性關(guān)系;左側(cè)滑較大時(shí),δr仍與φ/β近似呈線性關(guān)系,但Fp隨φ/β變化的梯度明顯變小,當(dāng)φ超過12°,δr超過15°時(shí),腳蹬力由約400 N迅速減小,反向操縱力達(dá)約-150 N。

此外,由圖2也可以看出飛機(jī)在右側(cè)滑時(shí)并未出現(xiàn)自動(dòng)上舵情況,這主要是由于該飛機(jī)采用的是同向左旋渦槳發(fā)動(dòng)機(jī),不對稱滑流導(dǎo)致飛機(jī)左右兩側(cè)的自動(dòng)上舵趨勢不同[8]。

2.2　流場分析

參考前文中的試飛數(shù)據(jù),本文采用三維非定常雷諾平均N-S方程對著陸構(gòu)型下的流動(dòng)進(jìn)行了數(shù)值模擬,計(jì)算狀態(tài)如下:M=0.151 4,α=6.5,Re=9×106。

表1給出了該構(gòu)型與狀態(tài)下不同方向舵偏角及側(cè)滑角時(shí)的鉸鏈力矩系數(shù)CFD計(jì)算結(jié)果。

表1　著陸構(gòu)型、速度100節(jié)時(shí)的鉸鏈力矩系數(shù)

可以看出,在大側(cè)滑狀態(tài)下,方向舵偏角超過一定值時(shí),鉸鏈力矩系數(shù)會(huì)由正變負(fù),導(dǎo)致操縱力反向,自動(dòng)上舵發(fā)生。

圖3～圖5分別給出了不同側(cè)滑角與方向舵偏角下,方向舵部位的空間流線圖。

δr=15°,β=-10°時(shí),整個(gè)方向舵上只有翼根后緣出現(xiàn)了小的分離區(qū),大部分區(qū)域仍保持附著流動(dòng),垂尾安定面上也沒有分離區(qū)?？臻g流線表明背鰭部位拖出了分離渦,由于大部分流動(dòng)形態(tài)仍為附著流動(dòng),并未對鉸鏈力矩造成明顯影響。

δr=20°,β=-20°時(shí),整個(gè)方向舵的背風(fēng)面出現(xiàn)分離區(qū),垂尾安定面上也出現(xiàn)了大面積分離區(qū)。空間流線表明背鰭部位拖出了分離渦,方向舵背風(fēng)面流線非常紊亂。迎風(fēng)一側(cè)吸力峰值過高,使得壓心前移,鉸鏈力矩減小。

δr=25°,β=-20°時(shí),整個(gè)方向舵背風(fēng)面及垂尾安定面的分離進(jìn)一步加劇,使得壓心進(jìn)一步前移,導(dǎo)致鉸鏈力矩反向,自動(dòng)上舵現(xiàn)象發(fā)生。

綜上可以發(fā)現(xiàn)，自動(dòng)上舵問題主要由方向舵局部氣流分離、導(dǎo)致壓心前移至鉸鏈軸之前，使得鉸鏈力矩改變方向引起。

圖3　δr=20°,β=-20°時(shí)的方向舵空間流線　　圖4　δr=20°,β=-20°時(shí)的方向舵空間流線　　圖5　δr=25°,β=-20°時(shí)的方向舵空間流線

3　改善方案

自動(dòng)上舵發(fā)生在大方向舵偏角時(shí)，最直接的避免方式就是限制方向舵最大偏度。但這樣會(huì)損失方向舵的操縱能力，并影響飛機(jī)的側(cè)風(fēng)起降性能、最小操縱速度、克服不對稱推力及改出尾旋的能力。

由于自動(dòng)上舵是局部氣流分離使得鉸鏈力矩反向?qū)е碌哪_蹬力反向現(xiàn)象，因此可通過改善垂尾與方向舵失速特性，減小方向舵松浮角來改善。

3.1　雙三角背鰭

具有尖前緣的大后掠機(jī)翼，在不大迎角下，會(huì)在翼面上方形成一對穩(wěn)定的旋渦，使上翼面(背風(fēng)面)負(fù)壓增大，產(chǎn)生渦升力并推遲失速[9]。

如果在垂尾與機(jī)身連接處增加背鰭，如圖6所示，則既能增大垂尾面積，又能提高垂尾后掠角，在大側(cè)滑情況下利用渦升力提高垂尾效率并延遲失速。

由于算例飛機(jī)在已有背鰭的情況下仍有自動(dòng)上舵趨勢，故可采用抗失速能力更強(qiáng)的雙三角背鰭，如圖7所示。

圖6　背鰭示意圖

對比圖8與圖9可以看出，原始的背鰭誘導(dǎo)產(chǎn)生的渦系影響范圍較小，對垂尾以及平尾氣動(dòng)特性的作用有限。采用雙三角背鰭后，流過垂尾的氣流首先在第一道三角背鰭處誘導(dǎo)產(chǎn)生類似邊條渦的結(jié)構(gòu)，然后流經(jīng)第二道三角背鰭時(shí)與其上的主渦相互干擾甚至融合，因此渦系的穩(wěn)定性以及強(qiáng)度都得到明顯加強(qiáng)，而且影響范圍擴(kuò)大很多。正因?yàn)殡p三角背鰭構(gòu)型下流經(jīng)平垂尾的氣流能量得到加強(qiáng)，平垂尾失速特性得到了明顯的改善，提高了大側(cè)滑下飛機(jī)的航向靜穩(wěn)定性。

圖7　雙三角背鰭示意圖　　圖8　原始布局空間流線圖9　雙三角翼背鰭布局空間流線

然而，較強(qiáng)的左側(cè)漩渦在改善垂尾及方向舵失速特性的同時(shí)，也使得方向舵左側(cè)后緣壓力降低，導(dǎo)致方向舵的壓心在未失速的情況下前移、鉸鏈力矩反向，反而使得"自動(dòng)上舵"現(xiàn)象進(jìn)一步惡化，如表2所示。

表2　鉸鏈力矩系數(shù)CFD計(jì)算結(jié)果

3.2　降低軸式補(bǔ)償

為降低腳蹬力，算例飛機(jī)除在方向舵上使用了調(diào)整片外，還采用了一定的軸式補(bǔ)償，即將鉸鏈軸后移，通過減小壓心與鉸鏈軸間的距離，降低鉸鏈力矩、減小腳蹬力。

圖10表明，使用軸式補(bǔ)償后，方向舵左偏時(shí)，前緣外露部分增多，流經(jīng)該部分的氣流偏折得更厲害，當(dāng)?shù)毓ソ窃龃?，?dǎo)致出現(xiàn)了過高的前緣吸力峰值，使得方向舵壓心前移、鉸鏈力矩反向，繼而造成腳蹬力反向、自動(dòng)上舵。

為此，本文將鉸鏈軸稍向前移，降低方向舵軸式補(bǔ)償，圖11顯示了降低軸式補(bǔ)償后的方向舵壓力分布?？梢钥闯觯S式補(bǔ)償?shù)慕档褪沟梅较蚨嫫D(zhuǎn)后的右側(cè)外露部分有所減少，此時(shí)流經(jīng)該處的氣流當(dāng)?shù)毓ソ且草^小，前緣吸力峰值降低，圖12的方向舵截面壓力系數(shù)分布表明，前緣吸力峰值降低了約25%。此外由于壓力分布改變，壓心位置向后移動(dòng)，鉸鏈力矩方向恢復(fù)正常，明顯改善了自動(dòng)上舵現(xiàn)象。

圖10　原始布局壓力云圖　　圖11　降低軸式補(bǔ)償布局的壓力云圖　圖12　軸式補(bǔ)償降低前后方向舵截面壓力分布對比

由于軸式補(bǔ)償?shù)墓δ苁菫榱私档豌q鏈力矩與腳蹬力，對于尺寸較大的飛機(jī)，如果通過降低軸式補(bǔ)償來緩解自動(dòng)上舵現(xiàn)象，勢必會(huì)增加腳蹬力，因此除了需對補(bǔ)償降低量進(jìn)行精細(xì)化設(shè)計(jì)外，還應(yīng)對方向舵通道的傳動(dòng)比及調(diào)整片進(jìn)行適當(dāng)調(diào)整，避免由于軸式補(bǔ)償降低帶來的鉸鏈力矩及腳蹬力過大問題。

4　結(jié)　論

本文通過試飛數(shù)據(jù)分析及流場模擬對自動(dòng)上舵的機(jī)理進(jìn)行了分析：垂尾及方向舵處氣流分離與失速造成的壓心前移使得鉸鏈力矩反向；同向旋轉(zhuǎn)螺旋槳或單螺旋槳帶來的不對稱滑流會(huì)使得左右兩側(cè)的自動(dòng)上舵程度不同。

基于自動(dòng)上舵的機(jī)理，分別從防止氣流分離和壓心前于鉸鏈軸兩個(gè)角度提出了雙三角背鰭和降低軸式補(bǔ)償兩種氣動(dòng)改善措施。前者可改善垂尾氣流分離特性，但同時(shí)增強(qiáng)了方向舵的渦強(qiáng)度，導(dǎo)致方向舵壓心進(jìn)一步前移。而后者可推遲壓心前移使壓心始終位于鉸鏈軸之后，從而有效改善自動(dòng)上舵現(xiàn)象，但會(huì)造成鉸鏈力矩與腳蹬力的增加，影響駕駛員操縱感覺，需對補(bǔ)償降低量、操縱傳動(dòng)比及調(diào)整面進(jìn)行精細(xì)化設(shè)計(jì)。