基于流场显示技术的冰污染平尾失速试飞技术

张海妮, 陈钰滢, 蒋献

(1.中国飞行试验研究院, 西安 710089; 2. 中国人民解放军95960部队, 西安 710089)

结冰会改变飞机的气动外形、表面粗糙度等, 从而影响飞机的气动特性及飞行品质,严重时甚至危及飞行安全[1-3]。冰污染平尾失速(ice-contaminated tailplane stall,ICTS)是一种典型的因飞机平尾结冰导致的平尾迎角超过其失速迎角而破坏俯仰平衡、丧失俯仰操纵能力的危险状态。20世纪50年代至今,ICTS 导致的飞行事件和事故时有发生,对飞行安全造成了严重的威胁[4]。为减小ICTS导致的飞行事故、提高航空器运营安全,美国航空航天局(Federal Aviation Administration,FAA)在民用飞机适航规章中提出了对ICTS敏感性的专项验证要求[5],中国民用航空规章第25部(CCAR25)对冰污染平尾失速敏感性验证也提出了相应要求,要求飞机在加装模拟冰型的条件下开展平尾失速敏感性验证试飞。围绕民航局制定的适航规章,国内外学者对ICTS开展了大量研究工作,旨在探究ICTS机理、从根源上解决其带来的安全问题。钟长生等[6]对平尾结冰对其气动性能和操纵性能的影响进行了研究,从理论层面诠释了结冰导致的平尾失速现象,给出了预防平尾失速及失速后改出的方法。Thonas等[7]利用美国航空航天局的双水獭飞机进行了近50次结冰试飞,对冰污染平尾失速进行了专项研究,以试验数据论证了结冰对飞机操纵性和稳定性的影响以及平尾失速的影响因素,大大提升了冰污染平尾失速的研究水平。

目前对于平尾失速的研究以机理研究为主[8-10],关于平尾失速敏感性飞行试验验证技术的研究较少。而流场显示技术常见于机翼失速特性的研究,在冰污染平尾失速研究中的应用尚无明确资料记载。虽然民航规章对冰污染平尾失速敏感性的验证方法及验证状态均作出了说明,也对结冰条件下的平尾失速特性做出了明确要求,但冰污染平尾失速试飞目前仍面临两方面难题:一方面,根据民航规章的要求,只要试飞中试验飞机不出现规章规定的特性,就认为其对平尾失速不敏感。这种定性评估情况下,工程人员无法深入探索试验飞机的平尾失速特性和平尾失速裕度,不能对设计优化工作提供有价值的参考;另一方面,民航规章对于冰污染平尾失速试飞状态(模拟冰型、重心、襟翼偏度、速度、发动机推力等)并未做出明确规定,审查方往往要求在更为临界的状态下进行审定试飞,但仅根据规章的定性评估无法判断临界的试飞状态、建立最优的试验状态矩阵。针对以上问题,现提出基于流场显示的冰污染平尾失速试飞技术,并首次将该技术应用于某型飞机冰污染平尾失速试飞。旨在通过该项技术、结合载荷分析,直观深入研究试验飞机的平尾失速特性及失速裕度,为设计优化提供有效参考;基于型号研发试飞中的流场特性分析结果,提出优化的试飞状态矩阵,提高型号审定试飞的效率。

1 平尾失速敏感性影响因素及规章要求

平尾失速是由于平尾翼面流场的气流分离造成的,可分为正平尾失速和负平尾失速两种。正平尾失速发生概率较小,而负平尾失速发生概率比正平尾失速大得多[6],所提到的平尾失速为负平尾失速。

冰污染平尾失速是因结冰导致平尾迎角超过其失速迎角时飞机表现出来的气动现象。平尾迎角是机翼迎角、平尾偏度、下洗角、俯仰角速度等参数的函数[7],与飞机的飞行重量、重心、速度、襟/缝翼偏度等状态有关。试飞中,若无法判断临界的试飞状态,则需要考虑各种不同状态组合下的平尾失速敏感性。

CCAR25部对于冰污染平尾失速敏感性的验证提出了专项要求[11],明确了冰污染平尾失速敏感性验证试飞中飞机应该满足的特性[12]。根据规章要求,冰污染平尾失速试飞的成功准则可概括为如下两条:一是推杆机动过程中需要一定的推杆力,且能够用规定的拉杆力即可迅速从机动中恢复过来;二是随着侧滑角增加,驾驶员通过俯仰操纵保持速度时不会出现杆力反逆现象,且不会出现突然改变的操纵力特性(若杆力的变化很微小,允许反逆)。

综上可知,冰污染平尾失速试飞的成功准则均为定性评估,若试飞中飞机没有出现准则中描述的特性,则认为其对平尾失速不敏感。这对于表明条款的符合性是足够的,但试验人员往往无法深入了解飞机的平尾失速特性,设计人员也无法判断平尾的失速裕度;另一方面,在试飞结果均满足定性准则的条件下,无法判断临界的试飞状态,给试飞状态矩阵的优化设计带来困难。

2 流场显示设计方案

2.1 流场显示方法及布局设计

常见的流场显示技术包括丝线法、压敏漆法及烟线法等[13]。其中,丝线法是显示学中历史悠久、效果显著的典型手法之一[14]。飞行试验中,通常采用丝线法在试验体的表面观察区域内粘贴适当长度的丝线(棉线、毛线、麻线等),每根丝线指示所在位置的点流向,用来判断附着流和分离流的流动情况。冰污染平尾失速试飞即选用丝线法进行平尾流场显示,丝线材料选用黑色针织毛线。

丝线布局主要考虑两方面因素,一是丝线数量必须充足,以展现更为直观的流动效果;二是丝线长度必须合适,避免丝线相互缠绕。考虑上述因素,参考同类型飞机的机翼上翼面丝线粘贴经验,设计如下的平尾丝线粘贴方案:丝线粘贴于平尾下翼面(平尾负失速时其下翼面发生气流分离[15]),因此,本次丝线粘位置为平尾下表面,左、右对称分布;整个丝线布局呈棋盘状,如图1所示,每两个粘贴坐标(即红色圆形标识点)之间的距离约20 cm。

2.2 丝线粘贴方法

丝线粘贴以双面胶及铝箔胶带作为主要辅助材料,具体粘贴方法如下:粘贴前将整个粘贴区域清理干净,确定好具体的粘贴坐标点;将裁剪成块(正方形,尺寸3～4 cm)的双面胶粘贴于坐标点处,并确保其与翼面贴合;将裁剪好的丝线(长度约30 cm)对折,对折点粘贴于双面胶中心位置,丝线自由端朝向飞机尾部;在双面胶上覆盖相同规格的铝箔胶带进行加固。最后将丝线自由端打结,防止丝线端头因长时间暴露在气流中被吹断。为防止试验过程中丝线脱落,每次试验后对丝线进行检查,确保丝线粘贴牢固。

3 试飞用模拟冰型及试飞方法

3.1 试飞用模拟冰型

根据咨询通告AC25-25A的建议,通常选择待机冰型进行冰污染水平安定面失速试飞。此外,对于没有升降舵助力的飞机,还应考虑砂纸冰型[16]。所研究的某型飞机带有升降舵助力,但因飞机带模拟冰型的风洞试验结果显示:带砂纸冰型的平尾升力在大迎角区域出现突降,而带待机冰型的平尾升力随着迎角增大缓慢增加,未出现突然的下降(图2、图3),试飞中可能出现砂纸冰型的平尾失速结果更为恶劣的情况。因此,在研发试飞阶段,选择两种冰型进行试验,之后根据试飞结果选取更为临界的冰型进行表征符合性/审定试飞。

图2 平尾风洞试验结果示意图(待机冰型)Fig.2 Schematic diagram of wind tunnel test results of the horizonta tailplane (holding ice accretion)

图3 平尾风洞试验结果示意图(砂纸冰型)Fig.3 Schematic diagram of wind tunnel test results of the horizonta tailplane (sandpaper ice accretion)

模拟冰型加装位置为机头区域、机翼未防护区域、平尾及垂尾区域。

3.2 试飞方法

平尾迎角计算公式[7,17]为

(1)

式(1)中:αt为平尾迎角,(°);ε0为零升下洗角,(°);α为机身迎角,(°);ε为平下洗角,(°);it为平尾偏度,(°);ne为升降舵效率;δe为升降舵偏度,(°);q为俯仰角速度,(°)/s;Lt为尾力臂,m;k为速度阻滞系数;V为飞机真空速,m/s。

根据式(1)中平尾迎角的构成以及民航规章的要求,平尾失速敏感性通常从两方面进行考核:一是在具有较大俯仰角度率的动态飞行中(如低g过推机动,其中g为飞机的法向过载)考核平尾失速敏感性,此时平尾负迎角变大,很容易达到失速状态;二是在具有较大侧滑角的稳定直线侧滑中考核平尾失速敏感性,此时平尾和垂尾结合处的气流分离将可能导致尾翼上的局部气流分离,从而导致平尾失速[18]。

在某型飞机的冰污染平尾失速试飞中,选用低g过推机动和稳定直线侧滑机动验证平尾失速敏感性,低g过推机动具体试飞方法如下:在规定状态配平飞机到稳定直线飞行状态,采用推拉杆法推杆到0g法向过载或受操纵权限限制的最小过载,之后改出;稳定直线侧滑机动具体操作方法如下:在规定的状态配平飞机到稳定直线飞行状态,以1/4的全脚蹬行程增量逐步增大侧滑角进行直到脚蹬全偏的稳定直线侧滑,之后改出。

4 试飞结果分析

4.1 平尾失速敏感性分析

根据某型飞机冰污染平尾失速仿真计算结果及试飞中的丝线流动情况,协调侧滑机动过程中的平尾负迎角较小、丝线分离情况不明显,因此仅对低g过推机动试飞结果进行分析。

以下述试飞状态点为例进行分析:待机冰型、前重心、襟翼着陆构型、飞行速度1.23Vmin 1g、慢车推力。

图4为低g过推机动过程中的关键参数结果曲线,图5、图6为相应的丝线流动情况图,图7为相应的平尾载荷与平尾迎角的关系曲线,其中平尾迎角由式(1)计算而得。

图4 关键参数随时间的变化示意图Fig.4 Schematic diagram of key parameters changing with time

图5 丝线流动情况示意图(机动过程)Fig.5 Schematic diagram of flow pattern for tufts (maneuver process)

图6 丝线流动示意图(平飞过程)Fig.6 Schematic diagram of Schematic diagram of flow pattern for tufts(level flight process)

图7 平尾载荷-迎角关系曲线示意图Fig.7 Schematic diagram of relation between horizontal tailplane load and angle of attack

由图4～图7可知,在最小法向过载约为-0.03g的低g过推机动过程中,平尾载荷响应正常、未出现突变,且飞机未出现机头下俯等异常响应。此时,视线可见范围内的丝线全部分离(图5),说明平尾下翼面出现大面积气流分离。

图7中,平尾负迎角最大达到-16.6°。在平尾负迎角小于-8.2°范围内,平尾载荷随迎角增加基本呈线性变化;平尾负迎角处于-8.2°～-13.4°时,平尾载荷与平尾迎角的关系曲线斜率变小;平尾负迎角大于-13.4°以后,两者关系曲线斜率进一步减小,随着负迎角增加,平尾载荷仍在增加。

综上可知,在试验状态下,推杆到近似0g过载时,飞机未出现规章规定的失速特性,从条款符合性角度来讲满足规章要求。虽然平尾下翼面出现了大面积气流分离,且平尾载荷随其负迎角增加的幅度逐步减小,但载荷并未出现降低,说明此时平尾仍能提供足够的负升力以维持飞机的稳定状态。同时也说明,此时平尾的失速裕度已经比较临界,若平尾负迎角继续增大,平尾载荷将可能发生突降,从而导致平尾失速。

4.2 临界状态分析

4.2.1 不同模拟冰型

以下述试飞状态点为例进行两种模拟冰型的试飞结果分析,试飞状态点分别为:前重心、襟翼着陆构型、飞行速度1.23Vmin 1g、慢车推力,模拟冰型分别为待机冰型和砂纸冰型。

图8～图11分别为两种冰型直至0g过推机动过程中的载荷响应曲线及丝线流动情况图。由图8可知,两种冰型条件下,平尾载荷均响应正常、无突变。根据图9中平尾载荷与平尾迎角的关系曲线可知,砂纸冰型条件下,机动过程中的平尾负迎角最大值为-10.1°,平尾载荷随平尾负迎角的增大基本呈线性增加趋势(迎角-6.9°～-7.8°范围内为机动稳定段,此时随着负迎角增加,平尾载荷基本不变);待机冰型条件下,机动过程中的平尾负迎角最大达到-16.6°,且随着负迎角增大,平尾载荷随迎角的变化幅度逐渐减小,从线性变化变为非线性变化(同图7)。两种冰型条件下达到的最大平尾负迎角相差6.5°。根据图10和图11,机动过程中,砂纸冰型的丝线自由端仅发生轻微抖动,而待机冰型视线可见范围内的丝线全部发生分离。综上可见,相较于砂纸冰型,加装待机冰型后,飞机对平尾失速更为敏感,更易发生平尾失速,据此,选取待机冰型进行表明符合性/审定试飞阶段的平尾失速敏感性验证试飞。

图8 平尾载荷响应曲线Fig.8 Response curve of horizontal tailplane load

图9 平尾载荷与平尾迎角关系曲线Fig.9 Relation between horizontal tailplane load and angle of attack

图10 丝线流动示意图-砂纸冰型Fig.10 Schematic diagram of flow pattern for tufts-sandpaper ice accretion

图11 丝线流动示意图-待机冰型Fig.11 Schematic diagram of flow pattern for tufts-holding ice accretion

4.2.2 不同飞机重心

以下述试飞状态点为例进行两种不同重心的试飞结果分析,试飞状态点分别为:待机冰型、襟翼着陆构型、飞行速度1.23Vmin 1g、慢车推力,重心分别为前重心和后重心。

图12～图15分别为两种不同重心条件下直至0g过推机动过程中的载荷响应曲线及丝线流动情况图。由图12可知,两种重心条件下,平尾载荷均响应正常、无突变。根据图13中平尾载荷与平尾迎角的关系曲线可知,后重心条件下,机动过程中的平尾负迎角最大值为-8.6°,整个迎角范围内,平尾载荷随迎角增加基本呈线性增加状态;前重心条件下,机动过程中的平尾负迎角最大达到-16.6°,且随着负迎角增大,平尾载荷随迎角的增加幅度逐渐减小,从线性变化变为非线性变化(同图7)。两种重心条件下达到的最大平尾负迎角相差8.0°。根据图14和图15,机动过程中,后重心条件下,约3/4的丝线发生分离,而前重心条件下,可见丝线全部发生分离。综上可见,前重心条件下,飞机对平尾失速更为敏感,更易发生平尾失速,据此,选取前重心进行表明符合性/审定试飞阶段的平尾失速敏感性验证试飞。

图12 平尾载荷响应曲线Fig.12 Response curve of horizontal tailplane load

图13 平尾载荷与平尾迎角关系曲线Fig.13 Relation between horizontal tailplane load and angle of attack

图14 丝线流动示意图-后重心Fig.14 Schematic diagram of flow pattern for tufts-aft center of gravity position

图15 丝线流动示意图-前重心Fig.15 Schematic diagram of flow pattern for tufts-forward center of gravity position

4.2.3 不同襟翼构型

理论上讲,襟翼偏度越大,机翼下洗越大、飞机迎角越大,二者的综合作用使平尾负迎角更大,平尾失速裕度更小,此时飞机容易发生平尾失速。试飞中,为减小试飞风险,在襟翼进场及着陆构型均进行了平尾失速敏感性验证试飞,试飞状态点分别为:待机冰型、前重心、飞行速度VFE、慢车推力、襟翼,模拟冰型分别为进场构型和着陆构型。

图16～图19分别为两种襟翼构型直至0g过推机动过程中的载荷响应曲线及丝线流动情况图。由图16可知,两种襟翼条件下,平尾载荷均响应正常、无突变。根据图17中平尾载荷与平尾迎角的关系曲线可知,进场构型下,机动过程中的平尾负迎角最大值为-12.1°,负迎角约-8.0°以后,平尾载荷随迎角的变化由线性变为非线性;着陆构型下,机动过程中的平尾负迎角最大达到-16.6°,且随着负迎角增大,平尾载荷随迎角的增加幅度逐渐减小,从线性变化变为非线性变化(同图7)。两种襟翼构型条件下达到的最大平尾迎角相差4.5°。根据图18和图19,机动过程中,进场构型约3/4的丝线发生分离,其余视线可见范围内的丝线自由端发生抖动,而着陆构型的可见丝线全部发生分离。综上可见,与理论分析一致,着陆构型(襟翼偏度更大)条件下,飞机对平尾失速更为敏感,更易发生平尾失速,据此,选取着陆构型进行表明符合性/审定试飞阶段的平尾失速敏感性验证试飞。

图16 平尾载荷响应曲线Fig.16 Response curve of horizontal tailplane load

图17 平尾载荷与平尾迎角关系曲线Fig.17 Relation between horizontal tailplane load and angle of attack

图18 丝线流动示意图-进场构型Fig.18 Schematic diagram of flow pattern for tufts-approach configuration

图19 丝线流动示意图-着陆构型Fig.19 Schematic diagram of flow pattern for tufts-landng configuration

此外,试飞还对不同速度、不同推力条件下的平尾失速敏感性进行了验证,验证结果表明:对于某型飞机来说,较小速度、较小推力(慢车功率)条件下的丝线分离情况更为严重、试飞中达到的平尾负迎角更大,且平尾载荷随平尾负迎角增加的趋势减小的更明显,平尾失速裕度更小。

5 结论

基于流场显示的冰污染平尾失速试飞为国内首次进行,利用该技术、结合载荷分析,深入验证了某型飞机的冰污染平尾失速敏感性,研究了其平尾失速裕度,建立了优化的试飞状态矩阵,提高了试飞效率。该技术对于深入分析飞机冰污染平尾失速敏感性以及确定临界试飞状态具有重要的意义,可为后续飞机的冰污染平尾失速试飞及飞机气动设计优化提供重要参考。