張海妮, 陳鈺瀅, 蔣獻(xiàn)

(1.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院, 西安 710089; 2. 中國(guó)人民解放軍95960部隊(duì), 西安 710089)

結(jié)冰會(huì)改變飛機(jī)的氣動(dòng)外形、表面粗糙度等, 從而影響飛機(jī)的氣動(dòng)特性及飛行品質(zhì),嚴(yán)重時(shí)甚至危及飛行安全[1-3]。冰污染平尾失速(ice-contaminated tailplane stall,ICTS)是一種典型的因飛機(jī)平尾結(jié)冰導(dǎo)致的平尾迎角超過(guò)其失速迎角而破壞俯仰平衡、喪失俯仰操縱能力的危險(xiǎn)狀態(tài)。20世紀(jì)50年代至今,ICTS 導(dǎo)致的飛行事件和事故時(shí)有發(fā)生,對(duì)飛行安全造成了嚴(yán)重的威脅[4]。為減小ICTS導(dǎo)致的飛行事故、提高航空器運(yùn)營(yíng)安全,美國(guó)航空航天局(Federal Aviation Administration,FAA)在民用飛機(jī)適航規(guī)章中提出了對(duì)ICTS敏感性的專項(xiàng)驗(yàn)證要求[5],中國(guó)民用航空規(guī)章第25部(CCAR25)對(duì)冰污染平尾失速敏感性驗(yàn)證也提出了相應(yīng)要求,要求飛機(jī)在加裝模擬冰型的條件下開(kāi)展平尾失速敏感性驗(yàn)證試飛。圍繞民航局制定的適航規(guī)章,國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)ICTS開(kāi)展了大量研究工作,旨在探究ICTS機(jī)理、從根源上解決其帶來(lái)的安全問(wèn)題。鐘長(zhǎng)生等[6]對(duì)平尾結(jié)冰對(duì)其氣動(dòng)性能和操縱性能的影響進(jìn)行了研究,從理論層面詮釋了結(jié)冰導(dǎo)致的平尾失速現(xiàn)象,給出了預(yù)防平尾失速及失速后改出的方法。Thonas等[7]利用美國(guó)航空航天局的雙水獺飛機(jī)進(jìn)行了近50次結(jié)冰試飛,對(duì)冰污染平尾失速進(jìn)行了專項(xiàng)研究,以試驗(yàn)數(shù)據(jù)論證了結(jié)冰對(duì)飛機(jī)操縱性和穩(wěn)定性的影響以及平尾失速的影響因素,大大提升了冰污染平尾失速的研究水平。

目前對(duì)于平尾失速的研究以機(jī)理研究為主[8-10],關(guān)于平尾失速敏感性飛行試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)的研究較少。而流場(chǎng)顯示技術(shù)常見(jiàn)于機(jī)翼失速特性的研究,在冰污染平尾失速研究中的應(yīng)用尚無(wú)明確資料記載。雖然民航規(guī)章對(duì)冰污染平尾失速敏感性的驗(yàn)證方法及驗(yàn)證狀態(tài)均作出了說(shuō)明,也對(duì)結(jié)冰條件下的平尾失速特性做出了明確要求,但冰污染平尾失速試飛目前仍面臨兩方面難題:一方面,根據(jù)民航規(guī)章的要求,只要試飛中試驗(yàn)飛機(jī)不出現(xiàn)規(guī)章規(guī)定的特性,就認(rèn)為其對(duì)平尾失速不敏感。這種定性評(píng)估情況下,工程人員無(wú)法深入探索試驗(yàn)飛機(jī)的平尾失速特性和平尾失速裕度,不能對(duì)設(shè)計(jì)優(yōu)化工作提供有價(jià)值的參考;另一方面,民航規(guī)章對(duì)于冰污染平尾失速試飛狀態(tài)(模擬冰型、重心、襟翼偏度、速度、發(fā)動(dòng)機(jī)推力等)并未做出明確規(guī)定,審查方往往要求在更為臨界的狀態(tài)下進(jìn)行審定試飛,但僅根據(jù)規(guī)章的定性評(píng)估無(wú)法判斷臨界的試飛狀態(tài)、建立最優(yōu)的試驗(yàn)狀態(tài)矩陣。針對(duì)以上問(wèn)題,現(xiàn)提出基于流場(chǎng)顯示的冰污染平尾失速試飛技術(shù),并首次將該技術(shù)應(yīng)用于某型飛機(jī)冰污染平尾失速試飛。旨在通過(guò)該項(xiàng)技術(shù)、結(jié)合載荷分析,直觀深入研究試驗(yàn)飛機(jī)的平尾失速特性及失速裕度,為設(shè)計(jì)優(yōu)化提供有效參考;基于型號(hào)研發(fā)試飛中的流場(chǎng)特性分析結(jié)果,提出優(yōu)化的試飛狀態(tài)矩陣,提高型號(hào)審定試飛的效率。

1 平尾失速敏感性影響因素及規(guī)章要求

平尾失速是由于平尾翼面流場(chǎng)的氣流分離造成的,可分為正平尾失速和負(fù)平尾失速兩種。正平尾失速發(fā)生概率較小,而負(fù)平尾失速發(fā)生概率比正平尾失速大得多[6],所提到的平尾失速為負(fù)平尾失速。

冰污染平尾失速是因結(jié)冰導(dǎo)致平尾迎角超過(guò)其失速迎角時(shí)飛機(jī)表現(xiàn)出來(lái)的氣動(dòng)現(xiàn)象。平尾迎角是機(jī)翼迎角、平尾偏度、下洗角、俯仰角速度等參數(shù)的函數(shù)[7],與飛機(jī)的飛行重量、重心、速度、襟/縫翼偏度等狀態(tài)有關(guān)。試飛中,若無(wú)法判斷臨界的試飛狀態(tài),則需要考慮各種不同狀態(tài)組合下的平尾失速敏感性。

CCAR25部對(duì)于冰污染平尾失速敏感性的驗(yàn)證提出了專項(xiàng)要求[11],明確了冰污染平尾失速敏感性驗(yàn)證試飛中飛機(jī)應(yīng)該滿足的特性[12]。根據(jù)規(guī)章要求,冰污染平尾失速試飛的成功準(zhǔn)則可概括為如下兩條:一是推桿機(jī)動(dòng)過(guò)程中需要一定的推桿力,且能夠用規(guī)定的拉桿力即可迅速?gòu)臋C(jī)動(dòng)中恢復(fù)過(guò)來(lái);二是隨著側(cè)滑角增加,駕駛員通過(guò)俯仰操縱保持速度時(shí)不會(huì)出現(xiàn)桿力反逆現(xiàn)象,且不會(huì)出現(xiàn)突然改變的操縱力特性(若桿力的變化很微小,允許反逆)。

綜上可知,冰污染平尾失速試飛的成功準(zhǔn)則均為定性評(píng)估,若試飛中飛機(jī)沒(méi)有出現(xiàn)準(zhǔn)則中描述的特性,則認(rèn)為其對(duì)平尾失速不敏感。這對(duì)于表明條款的符合性是足夠的,但試驗(yàn)人員往往無(wú)法深入了解飛機(jī)的平尾失速特性,設(shè)計(jì)人員也無(wú)法判斷平尾的失速裕度;另一方面,在試飛結(jié)果均滿足定性準(zhǔn)則的條件下,無(wú)法判斷臨界的試飛狀態(tài),給試飛狀態(tài)矩陣的優(yōu)化設(shè)計(jì)帶來(lái)困難。

2 流場(chǎng)顯示設(shè)計(jì)方案

2.1 流場(chǎng)顯示方法及布局設(shè)計(jì)

常見(jiàn)的流場(chǎng)顯示技術(shù)包括絲線法、壓敏漆法及煙線法等[13]。其中,絲線法是顯示學(xué)中歷史悠久、效果顯著的典型手法之一[14]。飛行試驗(yàn)中,通常采用絲線法在試驗(yàn)體的表面觀察區(qū)域內(nèi)粘貼適當(dāng)長(zhǎng)度的絲線(棉線、毛線、麻線等),每根絲線指示所在位置的點(diǎn)流向,用來(lái)判斷附著流和分離流的流動(dòng)情況。冰污染平尾失速試飛即選用絲線法進(jìn)行平尾流場(chǎng)顯示,絲線材料選用黑色針織毛線。

絲線布局主要考慮兩方面因素,一是絲線數(shù)量必須充足,以展現(xiàn)更為直觀的流動(dòng)效果;二是絲線長(zhǎng)度必須合適,避免絲線相互纏繞?？紤]上述因素,參考同類型飛機(jī)的機(jī)翼上翼面絲線粘貼經(jīng)驗(yàn),設(shè)計(jì)如下的平尾絲線粘貼方案:絲線粘貼于平尾下翼面(平尾負(fù)失速時(shí)其下翼面發(fā)生氣流分離[15]),因此,本次絲線粘位置為平尾下表面,左、右對(duì)稱分布;整個(gè)絲線布局呈棋盤狀,如圖1所示,每?jī)蓚€(gè)粘貼坐標(biāo)(即紅色圓形標(biāo)識(shí)點(diǎn))之間的距離約20 cm。

2.2 絲線粘貼方法

絲線粘貼以雙面膠及鋁箔膠帶作為主要輔助材料,具體粘貼方法如下:粘貼前將整個(gè)粘貼區(qū)域清理干凈,確定好具體的粘貼坐標(biāo)點(diǎn);將裁剪成塊(正方形,尺寸3～4 cm)的雙面膠粘貼于坐標(biāo)點(diǎn)處,并確保其與翼面貼合;將裁剪好的絲線(長(zhǎng)度約30 cm)對(duì)折,對(duì)折點(diǎn)粘貼于雙面膠中心位置,絲線自由端朝向飛機(jī)尾部;在雙面膠上覆蓋相同規(guī)格的鋁箔膠帶進(jìn)行加固。最后將絲線自由端打結(jié),防止絲線端頭因長(zhǎng)時(shí)間暴露在氣流中被吹斷。為防止試驗(yàn)過(guò)程中絲線脫落,每次試驗(yàn)后對(duì)絲線進(jìn)行檢查,確保絲線粘貼牢固。

3 試飛用模擬冰型及試飛方法

3.1 試飛用模擬冰型

根據(jù)咨詢通告AC25-25A的建議,通常選擇待機(jī)冰型進(jìn)行冰污染水平安定面失速試飛。此外,對(duì)于沒(méi)有升降舵助力的飛機(jī),還應(yīng)考慮砂紙冰型[16]。所研究的某型飛機(jī)帶有升降舵助力,但因飛機(jī)帶模擬冰型的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果顯示:帶砂紙冰型的平尾升力在大迎角區(qū)域出現(xiàn)突降,而帶待機(jī)冰型的平尾升力隨著迎角增大緩慢增加,未出現(xiàn)突然的下降(圖2、圖3),試飛中可能出現(xiàn)砂紙冰型的平尾失速結(jié)果更為惡劣的情況。因此,在研發(fā)試飛階段,選擇兩種冰型進(jìn)行試驗(yàn),之后根據(jù)試飛結(jié)果選取更為臨界的冰型進(jìn)行表征符合性/審定試飛。

圖2 平尾風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果示意圖(待機(jī)冰型)Fig.2 Schematic diagram of wind tunnel test results of the horizonta tailplane (holding ice accretion)

圖3 平尾風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果示意圖(砂紙冰型)Fig.3 Schematic diagram of wind tunnel test results of the horizonta tailplane (sandpaper ice accretion)

模擬冰型加裝位置為機(jī)頭區(qū)域、機(jī)翼未防護(hù)區(qū)域、平尾及垂尾區(qū)域。

3.2 試飛方法

平尾迎角計(jì)算公式[7,17]為

(1)

式(1)中:αt為平尾迎角,(°);ε0為零升下洗角,(°);α為機(jī)身迎角,(°);ε為平下洗角,(°);it為平尾偏度,(°);ne為升降舵效率;δe為升降舵偏度,(°);q為俯仰角速度,(°)/s;Lt為尾力臂,m;k為速度阻滯系數(shù);V為飛機(jī)真空速,m/s。

根據(jù)式(1)中平尾迎角的構(gòu)成以及民航規(guī)章的要求,平尾失速敏感性通常從兩方面進(jìn)行考核:一是在具有較大俯仰角度率的動(dòng)態(tài)飛行中(如低g過(guò)推機(jī)動(dòng),其中g(shù)為飛機(jī)的法向過(guò)載)考核平尾失速敏感性,此時(shí)平尾負(fù)迎角變大,很容易達(dá)到失速狀態(tài);二是在具有較大側(cè)滑角的穩(wěn)定直線側(cè)滑中考核平尾失速敏感性,此時(shí)平尾和垂尾結(jié)合處的氣流分離將可能導(dǎo)致尾翼上的局部氣流分離,從而導(dǎo)致平尾失速[18]。

在某型飛機(jī)的冰污染平尾失速試飛中,選用低g過(guò)推機(jī)動(dòng)和穩(wěn)定直線側(cè)滑機(jī)動(dòng)驗(yàn)證平尾失速敏感性,低g過(guò)推機(jī)動(dòng)具體試飛方法如下:在規(guī)定狀態(tài)配平飛機(jī)到穩(wěn)定直線飛行狀態(tài),采用推拉桿法推桿到0g法向過(guò)載或受操縱權(quán)限限制的最小過(guò)載,之后改出;穩(wěn)定直線側(cè)滑機(jī)動(dòng)具體操作方法如下:在規(guī)定的狀態(tài)配平飛機(jī)到穩(wěn)定直線飛行狀態(tài),以1/4的全腳蹬行程增量逐步增大側(cè)滑角進(jìn)行直到腳蹬全偏的穩(wěn)定直線側(cè)滑,之后改出。

4 試飛結(jié)果分析

4.1 平尾失速敏感性分析

根據(jù)某型飛機(jī)冰污染平尾失速仿真計(jì)算結(jié)果及試飛中的絲線流動(dòng)情況,協(xié)調(diào)側(cè)滑機(jī)動(dòng)過(guò)程中的平尾負(fù)迎角較小、絲線分離情況不明顯,因此僅對(duì)低g過(guò)推機(jī)動(dòng)試飛結(jié)果進(jìn)行分析。

以下述試飛狀態(tài)點(diǎn)為例進(jìn)行分析:待機(jī)冰型、前重心、襟翼著陸構(gòu)型、飛行速度1.23Vmin 1g、慢車推力。

圖4為低g過(guò)推機(jī)動(dòng)過(guò)程中的關(guān)鍵參數(shù)結(jié)果曲線,圖5、圖6為相應(yīng)的絲線流動(dòng)情況圖,圖7為相應(yīng)的平尾載荷與平尾迎角的關(guān)系曲線,其中平尾迎角由式(1)計(jì)算而得。

圖4 關(guān)鍵參數(shù)隨時(shí)間的變化示意圖Fig.4 Schematic diagram of key parameters changing with time

圖5 絲線流動(dòng)情況示意圖(機(jī)動(dòng)過(guò)程)Fig.5 Schematic diagram of flow pattern for tufts (maneuver process)

圖6 絲線流動(dòng)示意圖(平飛過(guò)程)Fig.6 Schematic diagram of Schematic diagram of flow pattern for tufts(level flight process)

圖7 平尾載荷-迎角關(guān)系曲線示意圖Fig.7 Schematic diagram of relation between horizontal tailplane load and angle of attack

由圖4～圖7可知,在最小法向過(guò)載約為-0.03g的低g過(guò)推機(jī)動(dòng)過(guò)程中,平尾載荷響應(yīng)正常、未出現(xiàn)突變,且飛機(jī)未出現(xiàn)機(jī)頭下俯等異常響應(yīng)。此時(shí),視線可見(jiàn)范圍內(nèi)的絲線全部分離(圖5),說(shuō)明平尾下翼面出現(xiàn)大面積氣流分離。

圖7中,平尾負(fù)迎角最大達(dá)到-16.6°。在平尾負(fù)迎角小于-8.2°范圍內(nèi),平尾載荷隨迎角增加基本呈線性變化;平尾負(fù)迎角處于-8.2°～-13.4°時(shí),平尾載荷與平尾迎角的關(guān)系曲線斜率變小;平尾負(fù)迎角大于-13.4°以后,兩者關(guān)系曲線斜率進(jìn)一步減小,隨著負(fù)迎角增加,平尾載荷仍在增加。

綜上可知,在試驗(yàn)狀態(tài)下,推桿到近似0g過(guò)載時(shí),飛機(jī)未出現(xiàn)規(guī)章規(guī)定的失速特性,從條款符合性角度來(lái)講滿足規(guī)章要求。雖然平尾下翼面出現(xiàn)了大面積氣流分離,且平尾載荷隨其負(fù)迎角增加的幅度逐步減小,但載荷并未出現(xiàn)降低,說(shuō)明此時(shí)平尾仍能提供足夠的負(fù)升力以維持飛機(jī)的穩(wěn)定狀態(tài)。同時(shí)也說(shuō)明,此時(shí)平尾的失速裕度已經(jīng)比較臨界,若平尾負(fù)迎角繼續(xù)增大,平尾載荷將可能發(fā)生突降,從而導(dǎo)致平尾失速。

4.2 臨界狀態(tài)分析

4.2.1 不同模擬冰型

以下述試飛狀態(tài)點(diǎn)為例進(jìn)行兩種模擬冰型的試飛結(jié)果分析,試飛狀態(tài)點(diǎn)分別為:前重心、襟翼著陸構(gòu)型、飛行速度1.23Vmin 1g、慢車推力,模擬冰型分別為待機(jī)冰型和砂紙冰型。

圖8～圖11分別為兩種冰型直至0g過(guò)推機(jī)動(dòng)過(guò)程中的載荷響應(yīng)曲線及絲線流動(dòng)情況圖。由圖8可知,兩種冰型條件下,平尾載荷均響應(yīng)正常、無(wú)突變。根據(jù)圖9中平尾載荷與平尾迎角的關(guān)系曲線可知,砂紙冰型條件下,機(jī)動(dòng)過(guò)程中的平尾負(fù)迎角最大值為-10.1°,平尾載荷隨平尾負(fù)迎角的增大基本呈線性增加趨勢(shì)(迎角-6.9°～-7.8°范圍內(nèi)為機(jī)動(dòng)穩(wěn)定段,此時(shí)隨著負(fù)迎角增加,平尾載荷基本不變);待機(jī)冰型條件下,機(jī)動(dòng)過(guò)程中的平尾負(fù)迎角最大達(dá)到-16.6°,且隨著負(fù)迎角增大,平尾載荷隨迎角的變化幅度逐漸減小,從線性變化變?yōu)榉蔷€性變化(同圖7)。兩種冰型條件下達(dá)到的最大平尾負(fù)迎角相差6.5°。根據(jù)圖10和圖11,機(jī)動(dòng)過(guò)程中,砂紙冰型的絲線自由端僅發(fā)生輕微抖動(dòng),而待機(jī)冰型視線可見(jiàn)范圍內(nèi)的絲線全部發(fā)生分離。綜上可見(jiàn),相較于砂紙冰型,加裝待機(jī)冰型后,飛機(jī)對(duì)平尾失速更為敏感,更易發(fā)生平尾失速,據(jù)此,選取待機(jī)冰型進(jìn)行表明符合性/審定試飛階段的平尾失速敏感性驗(yàn)證試飛。

圖8 平尾載荷響應(yīng)曲線Fig.8 Response curve of horizontal tailplane load

圖9 平尾載荷與平尾迎角關(guān)系曲線Fig.9 Relation between horizontal tailplane load and angle of attack

圖10 絲線流動(dòng)示意圖-砂紙冰型Fig.10 Schematic diagram of flow pattern for tufts-sandpaper ice accretion

圖11 絲線流動(dòng)示意圖-待機(jī)冰型Fig.11 Schematic diagram of flow pattern for tufts-holding ice accretion

4.2.2 不同飛機(jī)重心

以下述試飛狀態(tài)點(diǎn)為例進(jìn)行兩種不同重心的試飛結(jié)果分析,試飛狀態(tài)點(diǎn)分別為:待機(jī)冰型、襟翼著陸構(gòu)型、飛行速度1.23Vmin 1g、慢車推力,重心分別為前重心和后重心。

圖12～圖15分別為兩種不同重心條件下直至0g過(guò)推機(jī)動(dòng)過(guò)程中的載荷響應(yīng)曲線及絲線流動(dòng)情況圖。由圖12可知,兩種重心條件下,平尾載荷均響應(yīng)正常、無(wú)突變。根據(jù)圖13中平尾載荷與平尾迎角的關(guān)系曲線可知,后重心條件下,機(jī)動(dòng)過(guò)程中的平尾負(fù)迎角最大值為-8.6°,整個(gè)迎角范圍內(nèi),平尾載荷隨迎角增加基本呈線性增加狀態(tài);前重心條件下,機(jī)動(dòng)過(guò)程中的平尾負(fù)迎角最大達(dá)到-16.6°,且隨著負(fù)迎角增大,平尾載荷隨迎角的增加幅度逐漸減小,從線性變化變?yōu)榉蔷€性變化(同圖7)。兩種重心條件下達(dá)到的最大平尾負(fù)迎角相差8.0°。根據(jù)圖14和圖15,機(jī)動(dòng)過(guò)程中,后重心條件下,約3/4的絲線發(fā)生分離,而前重心條件下,可見(jiàn)絲線全部發(fā)生分離。綜上可見(jiàn),前重心條件下,飛機(jī)對(duì)平尾失速更為敏感,更易發(fā)生平尾失速,據(jù)此,選取前重心進(jìn)行表明符合性/審定試飛階段的平尾失速敏感性驗(yàn)證試飛。

圖12 平尾載荷響應(yīng)曲線Fig.12 Response curve of horizontal tailplane load

圖13 平尾載荷與平尾迎角關(guān)系曲線Fig.13 Relation between horizontal tailplane load and angle of attack

圖14 絲線流動(dòng)示意圖-后重心Fig.14 Schematic diagram of flow pattern for tufts-aft center of gravity position

圖15 絲線流動(dòng)示意圖-前重心Fig.15 Schematic diagram of flow pattern for tufts-forward center of gravity position

4.2.3 不同襟翼構(gòu)型

理論上講,襟翼偏度越大,機(jī)翼下洗越大、飛機(jī)迎角越大,二者的綜合作用使平尾負(fù)迎角更大,平尾失速裕度更小,此時(shí)飛機(jī)容易發(fā)生平尾失速。試飛中,為減小試飛風(fēng)險(xiǎn),在襟翼進(jìn)場(chǎng)及著陸構(gòu)型均進(jìn)行了平尾失速敏感性驗(yàn)證試飛,試飛狀態(tài)點(diǎn)分別為:待機(jī)冰型、前重心、飛行速度VFE、慢車推力、襟翼,模擬冰型分別為進(jìn)場(chǎng)構(gòu)型和著陸構(gòu)型。

圖16～圖19分別為兩種襟翼構(gòu)型直至0g過(guò)推機(jī)動(dòng)過(guò)程中的載荷響應(yīng)曲線及絲線流動(dòng)情況圖。由圖16可知,兩種襟翼?xiàng)l件下,平尾載荷均響應(yīng)正常、無(wú)突變。根據(jù)圖17中平尾載荷與平尾迎角的關(guān)系曲線可知,進(jìn)場(chǎng)構(gòu)型下,機(jī)動(dòng)過(guò)程中的平尾負(fù)迎角最大值為-12.1°,負(fù)迎角約-8.0°以后,平尾載荷隨迎角的變化由線性變?yōu)榉蔷€性;著陸構(gòu)型下,機(jī)動(dòng)過(guò)程中的平尾負(fù)迎角最大達(dá)到-16.6°,且隨著負(fù)迎角增大,平尾載荷隨迎角的增加幅度逐漸減小,從線性變化變?yōu)榉蔷€性變化(同圖7)。兩種襟翼構(gòu)型條件下達(dá)到的最大平尾迎角相差4.5°。根據(jù)圖18和圖19,機(jī)動(dòng)過(guò)程中,進(jìn)場(chǎng)構(gòu)型約3/4的絲線發(fā)生分離,其余視線可見(jiàn)范圍內(nèi)的絲線自由端發(fā)生抖動(dòng),而著陸構(gòu)型的可見(jiàn)絲線全部發(fā)生分離。綜上可見(jiàn),與理論分析一致,著陸構(gòu)型(襟翼偏度更大)條件下,飛機(jī)對(duì)平尾失速更為敏感,更易發(fā)生平尾失速,據(jù)此,選取著陸構(gòu)型進(jìn)行表明符合性/審定試飛階段的平尾失速敏感性驗(yàn)證試飛。

圖16 平尾載荷響應(yīng)曲線Fig.16 Response curve of horizontal tailplane load

圖17 平尾載荷與平尾迎角關(guān)系曲線Fig.17 Relation between horizontal tailplane load and angle of attack

圖18 絲線流動(dòng)示意圖-進(jìn)場(chǎng)構(gòu)型Fig.18 Schematic diagram of flow pattern for tufts-approach configuration

圖19 絲線流動(dòng)示意圖-著陸構(gòu)型Fig.19 Schematic diagram of flow pattern for tufts-landng configuration

此外,試飛還對(duì)不同速度、不同推力條件下的平尾失速敏感性進(jìn)行了驗(yàn)證,驗(yàn)證結(jié)果表明:對(duì)于某型飛機(jī)來(lái)說(shuō),較小速度、較小推力(慢車功率)條件下的絲線分離情況更為嚴(yán)重、試飛中達(dá)到的平尾負(fù)迎角更大,且平尾載荷隨平尾負(fù)迎角增加的趨勢(shì)減小的更明顯,平尾失速裕度更小。

5 結(jié)論

基于流場(chǎng)顯示的冰污染平尾失速試飛為國(guó)內(nèi)首次進(jìn)行,利用該技術(shù)、結(jié)合載荷分析,深入驗(yàn)證了某型飛機(jī)的冰污染平尾失速敏感性,研究了其平尾失速裕度,建立了優(yōu)化的試飛狀態(tài)矩陣,提高了試飛效率。該技術(shù)對(duì)于深入分析飛機(jī)冰污染平尾失速敏感性以及確定臨界試飛狀態(tài)具有重要的意義,可為后續(xù)飛機(jī)的冰污染平尾失速試飛及飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)優(yōu)化提供重要參考。