晏傳銀 賈艷麗 陳 微 陳 瑩

（陜飛公司 設計研究院，陜西 漢中723213）

0 概述

在飛機研制初級階段，理論計算和仿真是了解飛機飛行品質(zhì)特性的重要方法，其使用的氣動特性數(shù)據(jù)來源主要是采用全機和部件縮比模型進行風洞試驗和理論方法計算，由于風洞試驗得出的氣動特性數(shù)據(jù)與真實飛機存在差異，而且飛行品質(zhì)特性的計算和仿真方法往往忽略了一些因素，存在局限性，因此導致理論計算的飛行品質(zhì)特性與飛機試飛的結(jié)果往往存在較大差異，需要根據(jù)試飛數(shù)據(jù)對氣動特性數(shù)據(jù)進行校核，得到相對真實的氣動參數(shù)。由于條件限制，目前尚無有效的方法對試飛數(shù)據(jù)進行全面的分析，將氣動參數(shù)辨識出來，本文采用較簡單快速的方法根據(jù)飛機的試飛數(shù)據(jù)對縱向配平和操縱中的一些基本氣動參數(shù)進行了分析校核。由于缺乏完整的分析方法，本文的分析結(jié)果還需大量的試飛數(shù)據(jù)和計算結(jié)果檢驗驗證。

1 縱向配平中的零升力矩修正

1.1 全機的零升力矩組成

零升力矩是全機升力為零和升降舵偏角為零時作用在飛機上的力矩，一般規(guī)定抬頭力矩為正值。無動力零升力矩產(chǎn)生的主要原因主要是機身上下不對稱、垂直尾翼的阻力和機翼前后氣流上洗和下洗對翼身組合體及水平尾翼的力矩作用。

全機零升力矩系數(shù)為機翼、機身和平尾產(chǎn)生的零升力矩系數(shù)之和。

1.1.1 機翼產(chǎn)生的零升力矩

由于零升力矩是以全機升力為零時來度量的，對于具有正彎度剖面的機翼，產(chǎn)生的零升力矩系數(shù)為負，即產(chǎn)生低頭力矩。放襟翼后，襟翼增加了機翼的正彎度，因此零升力矩系數(shù)減小，即低頭力矩增大。

1.1.2 機身產(chǎn)生的零升力矩

飛機機翼是正彎度翼型且具有4°的安裝角，因此當全機升力為零時，機翼一般是負迎角或很小的正迎角。氣流流經(jīng)機翼時，在機翼前方產(chǎn)生上洗，機翼后方產(chǎn)生下洗，從而使前機身受到向上的力、后機身受到向下的力產(chǎn)生抬頭力矩，加上垂直尾翼的阻力形成的抬頭力矩，構(gòu)成了機身的零升力矩。

1.1.3 平尾產(chǎn)生的零升力矩

氣流流經(jīng)機翼后產(chǎn)生下洗，改變了平尾的迎角，平尾的零升迎角可表示為機翼零升迎角與平尾處的下洗角之差。

正彎度的機翼，其零升迎角為負值，機翼產(chǎn)生的下洗角為正值，因此根據(jù)平尾的零升力矩系數(shù)表達式可知，平尾產(chǎn)生的零升力矩為正，即抬頭力矩。

1.2 著陸過程中零升力矩的修正

1.2.1 著陸過程中零升力矩的變化

飛機著陸時放襟翼后，機翼彎度增加，機翼產(chǎn)生的低頭力矩增加，既零升力矩減小，同時放襟翼也增加了機翼后氣流的下洗作用，使后機身產(chǎn)生的抬頭力矩增加；放襟翼后，機翼零升迎角減?。ㄘ撝翟龃螅?，下洗角增加，使平尾產(chǎn)生的抬頭力矩進一步增大。綜合來看，放襟翼后抬頭力矩的增加量大于低頭力矩的增加量，因此放襟翼后零升力矩是增加的。

隨著高度的下降，地面效應逐漸明顯，在非常接近地面時，地面效應顯著減小了機翼后氣流的下洗作用，下洗作用減弱，后機身受到向下的力減小，產(chǎn)生的抬頭力矩減小，垂直尾翼的阻力基本不變，因此機身產(chǎn)生的零升力矩是減小的。

同時，地面效應使機翼后氣流的下洗作用減弱，平尾處下洗角明顯減小，由于地面效應對全機零升迎角的改變很小，因此平尾的零升迎角是減小的。但是地面效應也增大了平尾的升力線斜率，由平尾產(chǎn)生的零升力矩系數(shù)表達式可知，平尾的升力線斜率增加，而零升迎角減小，很難得出在地面效應影響下平尾的零升力矩系數(shù)的變化趨勢。

由分析可知，雖然在地面效應的影響下，機身產(chǎn)生的零升力矩是減小的，但平尾產(chǎn)生的零升力矩變化趨勢無法估算，因此全機零升力矩的變化無法估算，而風洞試驗得到的數(shù)據(jù)又存在誤差，有必要根據(jù)試飛數(shù)據(jù)對零升力矩進行修正。

1.2.2 算例

飛機在特定狀態(tài)下著陸時升降舵偏角為-17°，理論計算的著陸升降舵偏角為-10.8°，與實際結(jié)果有較大差異。影響升降舵偏角的主要因素有升降舵效率、縱向靜穩(wěn)定性以及全機的零升力矩，理論計算的升降舵偏角小于實際偏角可能是使用的零升力矩系數(shù)偏大和升降舵效率偏大造成的。

由于全機的縱向力矩特性曲線在失速迎角以內(nèi)基本是線性變化，風洞試驗能較準確得出全機縱向靜穩(wěn)定性，而對于升降舵效率和全機零升力矩特性的實驗結(jié)果確定則比較困難。因為升降舵是活動舵面，舵面縫隙會使流經(jīng)升降舵的氣流發(fā)生串流現(xiàn)象，減小升降舵效率，而風洞試驗使用的縮比模型對縫隙的模擬是很困難的； 前面分析可知，在地面效應影響下，全機的零升力矩很難估算，而且由于縮比模型的限制，帶地面效應的風洞試驗是很難進行的，試驗結(jié)果也存在較大誤差。

按實際飛行狀態(tài)計算的情況對帶地面效應的升降舵效率和零升力矩系數(shù)進行修正，經(jīng)過修正計算，將升降舵效率和零升力矩系數(shù)各降低15%基本能使理論計算和實際飛行情況一致。在實際飛行中，影響升降舵配平偏角的參數(shù)有很多，其它參數(shù)的不準確也會影響到升降舵效率和零升力矩系數(shù)的修正結(jié)果，但是計算結(jié)果也能體現(xiàn)升降舵效率和零升力矩系數(shù)與實際情況的差異，由于風洞試驗的不確定性，按照實際飛行結(jié)果對零升力矩系數(shù)等參數(shù)進行修正是可行的。

2 升降舵鉸鏈力矩修正

2.1 操縱系統(tǒng)啟動力的分析

根據(jù)飛機地面滑行時縱向操縱系統(tǒng)檢查結(jié)果，舵面開始偏轉(zhuǎn)時的駕駛桿力為65N，由于在地面低速滑行時舵面上的氣動力可以忽略不計，可認為縱向操縱系統(tǒng)地面啟動力最小為65N。GJB 185—1986 中8.2.1 節(jié)要求：只要在地面測量與飛行中觀察的結(jié)果在性質(zhì)上一致，則地面上測量的啟動力一般就足夠代替真實的飛行測量值。據(jù)此，可以認為在飛行中縱向操縱系統(tǒng)的啟動力為65N。

2.2 升降舵鉸鏈力矩修正

縱向操縱力計算表達式為：

飛機空中飛行，速度485km/h 時升降舵偏角為-3°，駕駛桿力為-340N，升降舵調(diào)整片偏角基本為0°，可不考慮其對鉸鏈力矩的影響；機體迎角減去平尾下洗角后，平尾迎角基本為零，其產(chǎn)生的鉸鏈力矩忽略不計。根據(jù)操縱力計算公式，升降舵的鉸鏈力矩對舵偏角的導數(shù)平均值為-0.10533(1/rad)(Ma=0.48)。

風洞試驗的升降舵鉸鏈力矩導數(shù)經(jīng)插值得出Ma=0.48 對應的升降舵鉸鏈力矩導數(shù)為-0.1026(1/rad)，經(jīng)試飛數(shù)據(jù)計算的鉸鏈力矩導數(shù)增量為2.66%，按增加量對不同馬赫數(shù)的鉸鏈力矩導數(shù)進行修正。

2.3 縱向操縱力計算

根據(jù)飛機實際起飛著陸的升降舵偏角采用修正后的鉸鏈力矩導數(shù)計算的操縱力（含啟動力）見表1。

由計算結(jié)果可知，采用修正后的鉸鏈力矩導數(shù)計算的操縱力與實際試飛值吻合的較好，說明對操縱系統(tǒng)的啟動力的確定和升降舵鉸鏈力矩的修正是符合實際情況的。

表1 起飛著陸操縱力對比

3 小結(jié)

由以上分析計算的結(jié)果可以看出，在目前沒有參數(shù)辨識方法的情況下，先采用較簡單快速的方法根據(jù)試飛數(shù)據(jù)對一些基本氣動參數(shù)進行分析修正，修正結(jié)果是可以接受的。由于修正的參數(shù)比較少，并且還沒有考慮到氣動彈性變形等問題，本文的分析結(jié)果還需大量的試飛數(shù)據(jù)和計算結(jié)果檢驗驗證。