基于风洞试验的飞机侧风环境停放稳定性研究



基于风洞试验的飞机侧风环境停放稳定性研究

Analysis of Aircraft Parking Stability in the Situation of Crosswind by Wind Tunnel Test

陈功 刘亦菲 / Cheng GongLiu Yifei

(上海飞机设计研究院，上海 201210)

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

0引言

当飞机需在机场停机坪停留较长时间时，需确保飞机不会在恶劣的天气环境下发生翻转。根据《中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准》[1](CCAR-25R4)中的相关规定，民用飞机在停放后必须保证在任何方向的风速不大于35m/s(65节)水平风的情况下不会发生任何可能导致飞机受损的现象。

根据经典理论力学原理分析可知，飞机停留时所受外部的气动力是影响飞机停放安全性和稳定性的重要因素，在设计地面停留方案时必须将以上因素考虑在内[2]。尤其是在大侧风的情况下，飞机的升力、俯仰力矩、侧向力会发生不同程度的变化，其变化规律和变化程度与飞机本身的布局及气动外形密切相关[3]。因此，有必要通过有效的方式获得飞机在侧风情况下停放时的受力情况，同时分析其原因，并为系留装置的设计提供相应的依据。

本文以国内某型号民用飞机为例，以该型号飞机的一期风洞试验结果为依据，分析飞机在大侧风情况停放时所受气动力的情况，同时采取“部件组拆法”研究造成该气动力的主要原因，再辅以CFD仿真对试验结果进行对比和分析。最后根据以上分析结果对该型号飞机停放时的系留方案提出建议。

1试验设备

如图1所示，试验开始前在风洞试验段中铺设地板，然后将飞机缩比模型通过支杆安装于地板上方，支杆的另一端与六分量应变式天平连接。

图1　风洞试验端示意图

如图2所示，试验时通过β机构使模型在0°≤β≤180°的范围内绕参考重心转动改变其与来流的夹角，以此来模拟不同侧风环境。

图2　模型运转机构示意图

2试验原理及条件

根据空气动力学中的相关论述，当M<0.2时，飞机的气动特性(如升力特性曲线、俯仰力矩曲线等)与飞机本身的外形及其布局关系较大，与来流速度关系较小，因此试验结果的雷诺数影响[4]可以不予修正。

为了准确地反映实际情况，来流速度选取适航条例所要求的35m/s(65节)。模型的姿态以飞机停放时的状态为准。保持迎角α=0°。前起落架与两主起落架同时着地，各增升装置保持收起状态，各操纵面归零。但为了避免机轮接地对天平测力结果的影响，起落架轮与地板之间留有不大于5mm的缝隙。为了研究不同方向侧风对飞机停放稳定性的影响，选取侧滑角β=0°作为初始状态。当风洞来流速度达到35m/s并保持稳定后，通过转动β机构改变模型的侧滑角。从β=0°的初始状态开始，每隔5°对六分量天平的测量结果进行读取并保存，直至β=180°为止，视为一个完整的车次。

试验中采用的六分量应变天平所测得的结果基于风轴坐标系，而在计算飞机所受气动力时应该在机体轴坐标系下进行[5]。因此，在对风洞试验结果进行分析之前，需进行风轴坐标系与体轴系坐标系结果的转换，该转换可按以下公式进行。

(1)

在后文中所列参数、曲线等若无特殊说明，皆基于体轴系坐标给出。

3试验结果分析

3.1　全机试验结果

全机的测力试验结果如图3~图8所示。

根据图3~图8的六分量测力结果，并结合理论力学空间力系平衡条件，综合考虑飞机自身重量、飞机重心与气动中心相对距离及机轮与地面的摩擦系数等对飞机进行受力分析(因计算时所用部分飞机参数涉密，计算过程从略)。

图3　升力与侧滑角的关系(CL-β)

图4　阻力与侧滑角的关系(CD-β)

图5　俯仰力矩与与侧滑角的关系(Cm-β)

图6　侧力与侧滑角的关系(CY-β)

图7　偏航力矩与侧滑角的关系(Cn-β)

图8　滚转力矩与侧滑角的关系(Cl-β)

通过受力分析可知，由于俯仰力矩系数Cm在β=90°达到正峰值时(如图5所示)，飞机受到气动力产生的抬头力矩大于飞机自重产生的低头力矩，即：

Cm·q·c·S>M·e

(2)

式中，Cm为俯仰力矩系数(正值为上仰)；q为来流动压；c为平均气动弦长；S为机翼面积；M为飞机重量；e为飞机参考重心到主起落架接地点中心水平投影距离。

其他作用在飞机上的力与力矩(如升力、侧向力、滚转力矩等)都不足以使飞机发生侧滑、翻转等现象。

根据以上结果可知，当遇到与机身方向垂直的较大侧风，停放的飞机存在机头上翘的潜在危险。

3.2　部件试验结果

在完成全机试验后，采用“部件组拆法”对飞机各部件在侧风情况下对俯仰力矩影响进行了分析，研究侧风情况下造成额外俯仰力矩的主要原因。

飞机各部件造成的俯仰力矩如图9所示。

图9　各部件对俯仰力矩造成的影响

从图9中可以看出，“全机+起落架-平尾-垂尾-短舱”、“全机+起落架-平尾-垂尾”、“全机+起落架-垂尾”等三条曲线之间差异较小，而从“全机+起落架”曲线可以看出，在接近90°时，俯仰力矩大大增加。从图9可以看出全机状态在β角为90°附近抬头力矩最大，但是全机去掉垂尾后抬头力矩下降45%左右，(而且抬头力矩最大值产生在110°附近)。如再去掉平尾，抬头力矩仅下降了12%左右。有无短舱对抬头力矩影响很小。该结果说明，垂尾对地面大侧风情况下的抬头力矩贡献很大。分析其原因是：由于垂尾的存在在迎风侧平尾根部形成了大档板，使得平尾上翼面正压急剧增加(注意垂尾的直接气动力不会产生抬头力矩)。

3.3　CFD仿真

通过全机风洞试验的结果获悉，该型号飞机在正侧风状态停放时将有较大的上仰力矩产生，当该上仰力矩大于飞机自身重力产生的低头力矩时，将会发生机头上翘等情况。而根据“部件组拆法”的试验结果可知，有无垂尾对上仰力矩的影响很大。为了证明前述分析，在完成风洞试验后，采用CFD仿真对流场进行模拟并以此对试验结果进行补充验证。

本次CFD仿真采用某型号飞机的CATIA三维数模，并使用ACEM软件生成200 000棱柱体结构网格，选取Fluent软件中k-ω的湍流模型和基于密度的求解器进行计算。全机压力分布仿真结果如图10所示，无垂尾构型压力分布仿真结果如图11所示。

图10　全机压力分布图

图11　无垂尾构型压力分布

对比图10、图11可以看出，两种构型的压力分布在飞机大部分表面相近，而差异主要体现在迎风侧的尾翼处。

结合空气动力学相关理论分析可知，由于侧风在行进方向受到垂尾的阻挡，使当地流场速度变慢，其中部分气流被垂尾阻挡而发生阻滞和回流，导致迎风一侧平尾上产生较大压力。

如12所示，根据平面力系平衡条件可知，当平尾上有额外的压力作用后，由于尾力臂L较大，其相对于主起落架支撑点产生了使机头上翘的额外俯仰力矩T。

图12　全机受力分析

4研究结论及应对措施

4.1　结论

针对某型号民用飞机，通过风洞试验及CFD仿真对在侧风情况下停放可得出以下结论：

(1)该型号民用飞机在大侧风状态下停放时有显著的上仰力矩产生，当侧风方向与机身垂直(即β≈90°)时，该抬头力矩达到最大，甚至超过飞机自身重力产生的低头力矩。此时飞机将会出现机头上翘的现象或趋势。

(2)垂尾在侧风情况下阻碍了当地流场，使迎风一侧的平尾上产生一个额外的压力，该气动压力是造成上仰力矩的重要原因。

4.2　应对措施

为了应对民用飞机在大侧风状态下停放时出现的上仰情况，需采用相关措施以满足民用飞机适航标准中CCAR25-R4-519条规定的要求。

采用地面系留设备是目前各大型号民用飞机普遍采取的一种措施。通过系留绳索将飞机与地面固定，系留绳索产生的拉力与上仰力矩互相抵消，从而达到克服飞机机头上翘，确保地面停机时的飞机安全。

除了使用地面系留设备之外，在飞机停放时将升降舵下偏也可提供额外的下俯力矩，用以平衡侧风产生的上仰力矩，减小地面系留设备的使用载荷。据了解，目前A320飞机在停放时采用这种方式，效果明显，值得借鉴。

参考文献：

[1]中国民用航空总局.CCAR-25R4中国民用航空规章第25部：运输类飞机适航标准[S].北京：中国民用航空局，2001.

[2]周彬.民用飞机系留设备设计理念研究[J]. 信息科技，2012，28：495.

[3]徐春雨，章仕彪.基于非线性静力学模型的飞机系留载荷计算方法研究[J]. 民用飞机设计与研究，2011，3：14-16.

[4]范洁川.风洞试验手册[M].第二版.北京：航空工业出版社，2012.

[5]. GB/T 16638.1. 中华人民共和国国家标准[S].北京：中华人民共和国国家标化管理委员会，1994.

摘要：

根据风洞试验结果对某型号民用飞机在大侧风(风速大于35m/s)情况下停放时的稳定性进行了研究与分析，发现当飞机在正侧风(侧风水平方向与机身垂直)作用下有较大的上仰力矩产生，导致机头上翘或有上翘的趋势。通过“部件组拆法”发现飞机垂尾的干扰使得平尾产生了一个抬头力矩，致使飞机存在倾倒的可能。试验后，通过CFD仿真模拟计算分析了在侧风情况下机身表面的压力分布，并进行了相关的解释，作为对风洞试验的分析和补充。

关键词：风洞试验；大侧风；CFD仿真

[Abstract]This paper analyzes some aircraft parking stability in the situation of comparatively strong crosswind(wind speed is above 35m/s) based on wind tunnel test. It demonstrated that positive pitch moment is generated by perpendicular crosswind. By the method of parts-dismount, it is found that vertical tail is the main reason. After test , the distribution of the surface pressure was estimated in the situation of crosswind by CFD simulation ,and relevant explanation is conducted as a complement for this conclusion.

[Key words]wind tunnel test；strong crosswind；CFD simulation

中图分类号：V211.74

文献标识码：A