螺旋桨推进式柔性翼飞机操稳特性研究与试飞

吴大卫，吴 征，张兰丁，邓彦敏

(1.北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100191;2.南京水利科学研究院水工所，南京 210029)

0 引言

近些年随着国内外通用航空以及特种飞行事业的发展，低空低速飞行器在农林业、地质地形勘测、海事以及特种作战领域开始发挥重大作用。由于采用柔性织物蒙皮的机翼在较低雷诺数下表现出优良的升力特性且具有极低的结构重量，在轻型飞机、特种无人机等航空器上都得到较广泛的使用［1－2］。

采用柔性翼面的小型飞机由于机翼的抗弯扭能力很低，往往采用“高置上单翼+承力斜拉杆”的布局形式。而出于螺旋桨离地高度和结构设计的考虑，往往在结构较强的机翼根部安装支架上布置发动机和推进式螺旋桨。此类飞行器结构简单，成本较低，但在气动和操稳特性上与传统飞机具有很大区别。由于对这些问题的忽视或是在理论上缺乏足够的分析，直接导致了很多重大飞行事故。在设计方面，此类飞机的总体参数选择以及性能、操稳分析也有很强特殊性。虽然国内外有多种此类小型飞机，但成功者基本是局限于对少数经典型号的仿制，或是借鉴飞行经验对原设计进行修改，在设计上还缺乏足够的理论和实验依据，存在较大盲目性。而目前国内外对上述飞机的研究主要局限于升阻特性方面［3－4］，而对密切联系飞行安全的操稳特性却罕有涉及。

本文结合风洞实验和气动力估算进行气动力建模，并结合实际型号试飞获得的数据和驾驶员评价，研究了此类飞机在纵横向操稳特性上与传统飞机区别较大的若干关键问题。本文的结论为此类飞机的总体设计参数选择提供了参考。

1 研究对象

1.1 总体布局和参数

飞行实验选用由我国私人投资研制的“军舰鸟”水陆两栖飞机。该机参照CCAR-23部适航条例［5］设计，主要参数为:最大起飞重量350kg，巡航速度60～90 km/h，实用升限3000m，纵列双座;选用一台双缸二冲程活塞式发动机，最大功率49马力;飞机为上单翼常规气动布局，推力螺旋桨，浮力构件为船身+翼尖平衡浮筒。原设计采用铝质蒙皮机翼，后来专门换装了采用尼龙纤维织物蒙皮的柔性翼，三面图和外观见图1。

本文飞行实验中的飞机姿态角、空速、大气数据、杆位移等皆通过机载传感器仪表采集，由飞行员和乘员目视读取或通过摄像机实时记录。

1.2 机翼和尾翼几何参数

机翼为椭圆翼尖修形的矩形翼，面积Sw=15.2m2，翼展 bw=10.6m(包括翼尖)，矩形部分展弦比 Aw=6.7，上反角为4°。翼型为专门设计的13%相对厚度的高升力凹凸翼型，翼型的前后缘由不同直径的LY12CZ管材构成。

图1 “军舰鸟”水陆两栖飞机三视图Fig.1 Three-view drawing of“Frigate Bird”

副翼和尾翼的设计可按照容量系数表达，结果如下，括号内为一般低速通用飞机取值范围:

其中，Sa、Sv、Sh、La，Lv，Lh分别为副翼(2片)、垂尾、平尾的面积和各自焦点相对重心的力臂长度，cw为主翼弦长。可以看到此类飞机的翼面设计与传统飞机具有较大区别，其对全机操稳特性的影响将在下文中讨论。

1.3 风洞实验

风洞实验在北京航空航天大学D-4闭口直流式低速风洞中进行。本文主要分析单独柔性机翼的气动特性。选用展弦比Aw=6.7的矩形翼，由机翼弦长作为参考长度的实验雷诺数Re=3×105。机翼蒙皮为厚度0.12～0.15mm的尼龙纤维织物，具有较大的柔性，同时选用木质刚性翼的模型进行吹风对比。翼型和风洞实验结果如图2。

从图中数据可以看出:与低速刚性机翼相比，由于织物蒙皮表面粗糙度较高，柔性机翼的零升阻力较大，但总阻力随迎角增加变化的较为缓慢。这主要归功于柔性蒙皮尤其是上翼面的变形可以起到自动调压延缓分离的作用，因此压差阻力不会出现激增;同样的原因，柔性翼具有极其优异的失速性能。此外随着迎角的增加，翼面变形会逐渐增加翼型的弯度，因此柔性翼具有更大的升力线斜率。上述特点使得此类飞机具有很好的升力特性，尤其是起降、失速性能远远超过传统飞机。但也使得飞机的气动导数产生较大差异。

图2 柔性翼与刚性翼的升阻特性对比Fig.2 Aerodynamic characters of flexible and rigid wing

2 纵向特点

2.1 螺旋桨滑流对纵向静稳定性的影响

由于此类飞机产生阻力的部件较多，而这些部件对整机的纵向静稳定性贡献可以忽略。本文重点考察机翼尾翼组合体。

无动力、小迎角状态时全机升力线斜率和焦点距离机翼前缘的相对位置可估算如下［6］:

由于升降舵配平偏角不影响全机的纵向定杆静稳定性，这里仅给出无动力、升降舵中立时平尾俯仰力矩系数及其纵向静稳定性贡献:

αf、ih、iT、ε、ε'分别为机身迎角，平尾以及发动机推力线安装角，桨盘前后的气流下洗角。有动力、升降舵中立时平尾俯仰力矩系数为滑流区内外两部分的叠加［8］:

螺旋桨滑流对平尾的影响如图3。

图3 螺旋桨滑流区内的平尾(平板翼型)Fig.3 Horizontal tail in propeller slipstream(flat airfoil)

滑流区面积比:Sslip/Sh≈D/bh;

D为螺旋桨直径，bh为平尾展长。

滑流区动压比:

滑流区平尾迎角:

图4给出了不同空速和发动机推力下平尾俯仰力矩系数随全机升力系数变化曲线，其线性关系很好，且在不同飞行状态下结果差异不大。

对于前飞速度V0=18m/s，发动机推力T=540N的典型飞行状态，平尾对全机纵向静稳定性贡献为:

式(7)、式(13)结果比较，在上述巡航状态，螺旋桨滑流能使该机的静稳定裕度增加约8%。同时计算表明此值和螺旋桨的附加动压系数T/(Spq∞)呈现递增关系。因此发动机在突然熄车时将造成飞机静稳定性减弱，同时推力线高置产生的附加低头力矩消失，飞机的重新配平需要施加较大的推杆量。由于风洞实验和飞行实验都难以直接定量测量带动力状态的纵向静稳定性，图5给出了发动机工作和停车时的升降舵配平偏角计算曲线［6］以及飞行实验数据，两者符合较好，亦间接证实螺旋桨滑流的纵向增稳功效。

图4 平尾俯仰力矩系数vs全机升力系数曲线(带动力)Fig.4 Pitch moment coefficient of horizontal tail versus lift coefficient of aircraft(power-on)

图5 直线平飞时的升降舵配平偏角Fig.5 Elevator angle to trim at straight level flight

2.2 柔性高置上单翼对纵向静稳定性的影响

实验用飞机采用柔性高置上单翼，重心在机翼弦平面下方较远距离，在小迎角α下，机翼对重心的力矩系数和纵向静稳定性贡献为:

取16个批次紫荆叶，分别按“2.1”项下方法制备质量浓度为100 mg/mL（按生药计）的紫荆叶提取物供试品溶液，进样测定，得到相应色谱图。以各批次供试品溶液的色谱图为参照图谱，采用《中药色谱指纹图谱相似度评价系统2004（A版）》，设时间窗口为0.5，选择各批次样品中均含有的、含量相对较高且分离度较好的色谱峰位进行多点校正，采用峰面积平均数法生成量化特征色谱图，并匹配共有峰。

典型重心纵向(相对机翼前缘)和垂向(相对平均气动弦弦平面)相对位置分别为:

对于典型平飞状态:

若重心位于弦平面

由式(16)、式(17)结果可以看出此时重心低置能够增加约13%的静稳定裕度。根据机翼各气动力系数的实验结果计算的力矩系数在不同重心位置时随迎角变化曲线如图6所示。

图6 不同重心位置时机翼力矩系数随迎角变化曲线Fig.6 Wing pitch moment coefficient versus lift coefficient with different position of center of gravity

可以明显看出重心下移和前移对纵向静稳定性的增强，尤其是在中等迎角区域，机翼自身就有了静稳定性(曲线斜率为负值)。除了重心位置的因素，柔性翼的高升力特性也是上述现象的一大原因。因此结合2.1节分析，即使在重心后限=0.4和停车状态，仍将具有6%以上的纵向静稳定裕度。驾驶员也评价在这种最极端条件下飞机仍具有满意的纵向静稳定性。

此外，在重心后限时机翼产生抬头力矩需要发动机或平尾产生低头力矩来配平，即平尾可能产生正升力，需要推杆配平。这一点在图5中也有所体现，与常规飞机的纵向配平具有较大不同。

3 横航向特点

3.1 横航向动稳定性分析

由式(2)表现出垂尾容量系数Av较小，而较大展弦比和上反角的机翼以及重心较低、垂尾较高等因素提供了很强的横向稳定性，这将可能带来横航向稳定性匹配问题和荷兰滚特性的恶化。与2.1节分析相似，螺旋桨滑流也会显著增强垂尾的“风标效应”，因此只需无动力情况下的荷兰滚模态有满意的收敛性即可。主要考察巡航时强制停车和无动力进近两种典型状态，运动方程如下:

x、c分别为飞机的状态和操纵变量;A、B分别为飞机的稳定性和操纵性矩阵［6］。表1中给出了典型横航向导数的取值，同时给出通用飞机Cessna182巡航时导数作为对比，估算方法和有关数据来自文献［7-8］和风洞实验结果。

表1 不同飞行状态下横航向导数Table 1 Lateral-directional derivatives of different conditions

其中 Cnβ达到文献［10］推荐值，但偏小很多。通过试飞，驾驶员评价在此设计参数下甚至通过改变飞机构型使得更低的情况下，横航向飞行品质依然很好，未出现荷兰滚特性恶化的现象。直接原因可能为:

3)全机绕x、z轴的转动惯量以及总重较相同尺寸级别的常规飞机小很多，致使荷兰滚周期较短(约3s)，且扰动产生的动能小，短时间内容易耗散(半衰期小于1s);

4)由于柔性翼优良的低速升力特性和大翼展，此类飞机交感导数Clr很大，而荷兰滚模态的偏航角速率r和滚转角φ的相位差在上述两种无动力飞行状态下几乎达到180°接近反相，即飞机的偏航运动产生了“滚转角静稳定性”。图7给出了无量纲化后的荷兰滚模态特征矢量图。

图7 荷兰滚模态特征矢量图(无动力状态)Fig.7 Eigenvector diagrams of dutch roll mode(power-off)

图8给出巡航停车状态、侧滑角具有2°初始扰动时的响应曲线，也反映出即使减小50%方向舵面积或继续增加上反角，荷兰滚模态仍然收敛迅速。驾驶员也反映上述三种构型下，对于突然小幅度蹬舵或侧突风扰动引起的横航向振荡均可以在5s内迅速消除，与计算基本相符。甚至在改变构型后驾驶员对稳定性的评价反而更好。因此，此类飞机的横航向稳定性匹配值比文献［10］的推荐值在下限可放宽许多，垂尾容量系数Av可取到0.3以下甚至更低。

图8 无操纵时侧滑角对扰动的响应曲线Fig.8 Sideslip response to disturbance without control

此外，原设计构型尤其是在带动力飞行状态下不满足文献［6］推导出的平飞时螺旋模态稳定条件这主要是由于交感导数Clr过大造成不等式右端远低于常规值。表2给出了不同状态下的横航向模态特性计算结果。但上文提到减小后驾驶员对于横航向稳定性的评价得到改善说明航向安定性仍富裕较大。

表2 横航向运动模态特性Table 2 Characteristics of lateral-directional modes

综上，虽然此类飞机具有典型“上反效应过强，风标效应不足”的气动外形，但荷兰滚模态特性远离不稳定边界;而由于低速高升力特点，螺旋模态有待改善。这是与传统低速飞机显著不同的气动特性。下文也指出较大的上反角是此类飞机兼顾操稳特性的最好选择。

3.2 滚转角对方向舵的操纵响应

此类飞机由于机翼没有盒式结构，为避免扭转刚度低带来的副翼低效甚至反效问题，副翼容量系数和极限偏角须较小。试飞表明副翼阶跃输入时，滚转30°所需时长在较低空速下超过3s，驾驶员评价较低。驾驶员认为此类飞机的横向若不采用舵面组合操纵难以达到文献［5］对滚转率操纵的要求。由于和Clr较大，占垂尾面积接近50%的大面积方向舵可以产生较强的“蹬舵正倾斜”效应，有效地弥补副翼操纵效率的不足，在盘旋机动中起到操纵横滚的作用。事实上，发散的螺旋模态在这里一定程度上成为有利的因素。图9给出了减小方向舵或改变上反角时，滚转角对方向舵阶跃输入的响应曲线以及飞行实验数据。

图9表明飞行实验和计算基本相符，方向舵偏角亦可迅速形成近似的匀角速率滚转。驾驶员对原设计状态和增大上反角后的方向舵操纵响应具有较高评价，即方向舵偏角对滚转角的操纵灵敏度应保证△p/δr＞0.3/s。原大面积的方向舵虽然在带动力巡航时偏航操纵效率过剩，但有利于保证在发动机停车时仍然具有满意的滚转操纵响应;而此类飞机的上反角选择也应更多出于保证满意的“蹬舵正倾斜”效应和改善螺旋模态特性，而在横向稳定性方面可以有所放宽。因此对此类飞机的平直机翼，上反角也不宜减小到4°以下的较低值。

图9 方向舵阶跃输入时的滚转角响应Fig.9 Response of roll angle to rudder step deflection

4 结论

通过飞行实验和风洞实验数据对具有高置柔性上单翼，推进式螺旋桨布局的小型飞机的特殊操稳特性进行了研究，得到如下结论:

(1)螺旋桨滑流对平尾的力矩特性有较大影响，可提供较大的附加纵向静稳定裕度(实验用飞机约为8%);

(2)较低的重心位置和柔性翼优良的升力特性可提供很大的附加纵向静稳定裕度，尤其在中等迎角时效果显著(实验用飞机可达到13%以上);

(3)上述两点造成平尾容量系数可比常规飞机低25%～35%，重心甚至可在传统气动焦点之后而飞机仍然是纵向静稳定的;

(5)在上述较低垂尾容量系数Av和下，建议方向舵面积不小于整个垂尾面积40%;建议保证无螺旋桨滑流时的方向舵操纵导数 Cnδr＜ －0.04，侧滑稳定导数Clβ＜－0.12。以上设计可保证具有足够的“蹬舵正倾斜”效应，以弥补副翼操纵效能的不足，同时可以改善螺旋模态。

试飞结果证实了本文气动估算和飞行动力学建模的合理性，上述结论也可作为相似布局的低速通航飞机、无人机的设计参考。下一步将开展此类飞机带动力的风洞实验和飞行参数辨识工作，以应用于更多气动布局的此类飞行器操稳特性分析，为总体设计参数的选择提供更多参考。

［1］DEES P.The rebirth of hang gliding and ultralight sport aviation［A］//AIAA/ICAS International Air and Space Symposium and Exposition［C］，2003.

［2］张新哲，李锋.柔性翼小型无人飞行器试验样机研究［J］.飞行力学，2007，25(3):71-78.

［3］MARCHMAN J F，FRENCH R M.Effects of covering configurations on ultralight wing aerodynamics［R］.AIAA-1995-0277.

［4］何飞.微型飞行器柔性翼气动及抗风特性研究［D］.西安:西北工业大学，2007.

［5］CCAR-23-R3.正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定［S］.中国民用航空总局，2004.

［6］ETKIN B.Dynamics of flight stability and control［M］.Newyork:John Wiley＆ Sons Inc.，1982.

［7］ROSKAM J.Airplane design，part VI［M］.Ottawa，Kansas:Roskam Aviation and Engineering Corporation，1987.

［8］USAF stability and control datacom vol.2［M］.Douglas Aircraft Company Inc.，1975.

［9］王适存.直升机空气动力学［M］.北京:航空工业教材编审组，1981:72-79.

［10］RAYMER D P.Aircraft design:a conceptual approach［M］//AIAA Education Series，1992:433-441.

［11］GJB 185-86.有人驾驶飞机(固定翼)飞行品质［S］.