基于试飞数据的气动特性分析校核

晏传银 贾艳丽 陈 微 陈 莹

（陕飞公司 设计研究院，陕西 汉中723213）

0 概述

在飞机研制初级阶段，理论计算和仿真是了解飞机飞行品质特性的重要方法，其使用的气动特性数据来源主要是采用全机和部件缩比模型进行风洞试验和理论方法计算，由于风洞试验得出的气动特性数据与真实飞机存在差异，而且飞行品质特性的计算和仿真方法往往忽略了一些因素，存在局限性，因此导致理论计算的飞行品质特性与飞机试飞的结果往往存在较大差异，需要根据试飞数据对气动特性数据进行校核，得到相对真实的气动参数。由于条件限制，目前尚无有效的方法对试飞数据进行全面的分析，将气动参数辨识出来，本文采用较简单快速的方法根据飞机的试飞数据对纵向配平和操纵中的一些基本气动参数进行了分析校核。由于缺乏完整的分析方法，本文的分析结果还需大量的试飞数据和计算结果检验验证。

1 纵向配平中的零升力矩修正

1.1 全机的零升力矩组成

零升力矩是全机升力为零和升降舵偏角为零时作用在飞机上的力矩，一般规定抬头力矩为正值。无动力零升力矩产生的主要原因主要是机身上下不对称、垂直尾翼的阻力和机翼前后气流上洗和下洗对翼身组合体及水平尾翼的力矩作用。

全机零升力矩系数为机翼、机身和平尾产生的零升力矩系数之和。

1.1.1 机翼产生的零升力矩

由于零升力矩是以全机升力为零时来度量的，对于具有正弯度剖面的机翼，产生的零升力矩系数为负，即产生低头力矩。放襟翼后，襟翼增加了机翼的正弯度，因此零升力矩系数减小，即低头力矩增大。

1.1.2 机身产生的零升力矩

飞机机翼是正弯度翼型且具有4°的安装角，因此当全机升力为零时，机翼一般是负迎角或很小的正迎角。气流流经机翼时，在机翼前方产生上洗，机翼后方产生下洗，从而使前机身受到向上的力、后机身受到向下的力产生抬头力矩，加上垂直尾翼的阻力形成的抬头力矩，构成了机身的零升力矩。

1.1.3 平尾产生的零升力矩

气流流经机翼后产生下洗，改变了平尾的迎角，平尾的零升迎角可表示为机翼零升迎角与平尾处的下洗角之差。

正弯度的机翼，其零升迎角为负值，机翼产生的下洗角为正值，因此根据平尾的零升力矩系数表达式可知，平尾产生的零升力矩为正，即抬头力矩。

1.2 着陆过程中零升力矩的修正

1.2.1 着陆过程中零升力矩的变化

飞机着陆时放襟翼后，机翼弯度增加，机翼产生的低头力矩增加，既零升力矩减小，同时放襟翼也增加了机翼后气流的下洗作用，使后机身产生的抬头力矩增加；放襟翼后，机翼零升迎角减小（负值增大），下洗角增加，使平尾产生的抬头力矩进一步增大。综合来看，放襟翼后抬头力矩的增加量大于低头力矩的增加量，因此放襟翼后零升力矩是增加的。

随着高度的下降，地面效应逐渐明显，在非常接近地面时，地面效应显著减小了机翼后气流的下洗作用，下洗作用减弱，后机身受到向下的力减小，产生的抬头力矩减小，垂直尾翼的阻力基本不变，因此机身产生的零升力矩是减小的。

同时，地面效应使机翼后气流的下洗作用减弱，平尾处下洗角明显减小，由于地面效应对全机零升迎角的改变很小，因此平尾的零升迎角是减小的。但是地面效应也增大了平尾的升力线斜率，由平尾产生的零升力矩系数表达式可知，平尾的升力线斜率增加，而零升迎角减小，很难得出在地面效应影响下平尾的零升力矩系数的变化趋势。

由分析可知，虽然在地面效应的影响下，机身产生的零升力矩是减小的，但平尾产生的零升力矩变化趋势无法估算，因此全机零升力矩的变化无法估算，而风洞试验得到的数据又存在误差，有必要根据试飞数据对零升力矩进行修正。

1.2.2 算例

飞机在特定状态下着陆时升降舵偏角为-17°，理论计算的着陆升降舵偏角为-10.8°，与实际结果有较大差异。影响升降舵偏角的主要因素有升降舵效率、纵向静稳定性以及全机的零升力矩，理论计算的升降舵偏角小于实际偏角可能是使用的零升力矩系数偏大和升降舵效率偏大造成的。

由于全机的纵向力矩特性曲线在失速迎角以内基本是线性变化，风洞试验能较准确得出全机纵向静稳定性，而对于升降舵效率和全机零升力矩特性的实验结果确定则比较困难。因为升降舵是活动舵面，舵面缝隙会使流经升降舵的气流发生串流现象，减小升降舵效率，而风洞试验使用的缩比模型对缝隙的模拟是很困难的； 前面分析可知，在地面效应影响下，全机的零升力矩很难估算，而且由于缩比模型的限制，带地面效应的风洞试验是很难进行的，试验结果也存在较大误差。

按实际飞行状态计算的情况对带地面效应的升降舵效率和零升力矩系数进行修正，经过修正计算，将升降舵效率和零升力矩系数各降低15%基本能使理论计算和实际飞行情况一致。在实际飞行中，影响升降舵配平偏角的参数有很多，其它参数的不准确也会影响到升降舵效率和零升力矩系数的修正结果，但是计算结果也能体现升降舵效率和零升力矩系数与实际情况的差异，由于风洞试验的不确定性，按照实际飞行结果对零升力矩系数等参数进行修正是可行的。

2 升降舵铰链力矩修正

2.1 操纵系统启动力的分析

根据飞机地面滑行时纵向操纵系统检查结果，舵面开始偏转时的驾驶杆力为65N，由于在地面低速滑行时舵面上的气动力可以忽略不计，可认为纵向操纵系统地面启动力最小为65N。GJB 185—1986 中8.2.1 节要求：只要在地面测量与飞行中观察的结果在性质上一致，则地面上测量的启动力一般就足够代替真实的飞行测量值。据此，可以认为在飞行中纵向操纵系统的启动力为65N。

2.2 升降舵铰链力矩修正

纵向操纵力计算表达式为：

飞机空中飞行，速度485km/h 时升降舵偏角为-3°，驾驶杆力为-340N，升降舵调整片偏角基本为0°，可不考虑其对铰链力矩的影响；机体迎角减去平尾下洗角后，平尾迎角基本为零，其产生的铰链力矩忽略不计。根据操纵力计算公式，升降舵的铰链力矩对舵偏角的导数平均值为-0.10533(1/rad)(Ma=0.48)。

风洞试验的升降舵铰链力矩导数经插值得出Ma=0.48 对应的升降舵铰链力矩导数为-0.1026(1/rad)，经试飞数据计算的铰链力矩导数增量为2.66%，按增加量对不同马赫数的铰链力矩导数进行修正。

2.3 纵向操纵力计算

根据飞机实际起飞着陆的升降舵偏角采用修正后的铰链力矩导数计算的操纵力（含启动力）见表1。

由计算结果可知，采用修正后的铰链力矩导数计算的操纵力与实际试飞值吻合的较好，说明对操纵系统的启动力的确定和升降舵铰链力矩的修正是符合实际情况的。

表1 起飞着陆操纵力对比

3 小结

由以上分析计算的结果可以看出，在目前没有参数辨识方法的情况下，先采用较简单快速的方法根据试飞数据对一些基本气动参数进行分析修正，修正结果是可以接受的。由于修正的参数比较少，并且还没有考虑到气动弹性变形等问题，本文的分析结果还需大量的试飞数据和计算结果检验验证。