典型布局民用飞机的地面系留特性研究

白峰，王奇志

（上海飞机设计研究院 飞行物理部，上海 201210）

0 引言

2020年7月25日台 风“烟花”在 舟山登陆，最大地面风速达到25 m/s，导致上海、杭州两地机场全天停航，上海虹桥和浦东两大机场进行了约200架飞机的地面系留。飞机系留是指为防止飞机在恶劣天气下发生偏航、侧滑甚至倾斜等危险，采用地面系留绳索限制飞机位移，是对雷暴、大风等极端气象停机安全的保障。适航规章CCAR25第25.519条“顶升 和系留装置”的C条要求“提供系留点时，主系留点及局部结构必须能承受任何方向的120 km/h（65节）水平风引起的限制”。典型民用飞机一般采用起落架系留方案，系留设备一般包含卸扣、拴紧带、拴紧器、警告旗等，通过两端卸扣来连接起落架系留环和停机坪地锚，典型民用飞机的起落架系留方案详见文献［4］。

系留方案评估需要针对地面停机时飞机可能发生的倾翻、滑动、打地转等情况。因此综合飞机自身重力、起落架支反力、轮胎摩擦力、气动载荷以及系留载荷作用下的平衡状态分析是系留方案设计的关键。而对于停机情况下的气动力研究有助于提高飞机系留方案设计（包括地坪锚点结构设计、机体系留点设计、系留索产品设计等）对飞机停机的适应性。国内外对于舰载机的舰艇系留有相关研究，主要针对海浪、旋翼等气动影响，对于民用飞机系留相关的研究较少。现有研究未全面分析各种布局民用飞机的系留特点，同时也未从6个典型气动分量来对系留载荷进行完整分析。

本文针对两种典型布局的民用飞机开展系留气动力测量风洞试验，分析离地高度和风速差异对近地的气动力影响；对比高、低平尾两种典型民用飞机布局的气动力差异，并通过部件组拆试验分析形成该现象的原因；估算高、低平尾布局飞机由于俯仰特性明显差异导致的前起落架系留气动载荷差异，以期为各种民用飞机的系留方案设计提供参考。

1 试验方案

气动力测量试验选择在FL12回流式低速风洞中开展，试验段宽4 m、高3 m、长8 m，截面积10.72 m。在试验段的中心位置安装地板模拟飞机停机状态，采用单支杆腹部支撑形式，通过支杆旋转模拟0°～180°侧风，风洞试验方案如图1所示。

图1 系留气动力测量风洞试验Fig.1 Tie-down aerodynamic wind tunnel test

典型民用飞机布局主要分为翼吊低平尾形式和尾吊高平尾形式，本文采用模型A和模型B分别针对两种布局的气动力开展研究。试验模型A采用低平尾布局巡航构型，针对停机状态采用35 m/s试验风速，基于平均气动弦长的Re=0.73×10；同时开展70 m/s风速的空中状态气动力测量来进行气动特性对比，相应的Re=1.46×10。另外针对高平尾布局模型B，采用主轮离地10 mm、风速35 m/s开展气动力对比试验。由于真实机场风速测量针对地面以上10 m的高度位置，且对于停机状态的地面附面层情况鲜有研究。而在风洞中一般会采用滚动地板，或附面层抽吸功能来减小附面层厚度，且根据研究在小迎角情况下附面层抽吸对气动力影响不明显。因此在FL12风洞中采用固定地板，通过调节模型垂直高度来研究附面层高度变化影响。根据固定地板附面层测量结果，采用主轮离地50 mm来模拟不受附面层干扰的情况，以及采用主轮离地10 mm来模拟全附面层情况，这是为防止模型振动接触地板影响天平测力而预留了10 mm间隙。两种典型民用飞机的布局如图2～图3所示，在风洞中的尺寸关系如表1所示。

图2 模型A三面图Fig.2 Three views drawing of model A

图3 模型B三面图Fig.3 Three views drawing of model B

表1 试验件与风洞匹配性Table 1 Model matching of the test section

试验采用内置杆式天平测量全机体轴系下的6分量气动力，力矩参考点位于机翼25%气动中心在飞机对称面上的投影，轴系定义为x轴沿水平向前，y轴沿水平向右，z轴垂直向下，气动力参数定义如表2所示。

表2 气动力参数定义Table 1 Aerodynamic parameters

2 试验结果

2.1 离地高度和风速影响

针对模型A，在35 m/s风速的情况下进行β为0°～180°气动力测量，侧滑角间隔10°，离地距离分别为50和10 mm，离地距离减小后升力略有增加。在70 m/s风速情况，试验从β为0°～180°，间隔2°，从空中状态（拆除地板）至主轮离地80 mm，升力和阻力明显增加，如图4所示（情况一：主轮离地10 mm，V=35 m/s；情况二：主轮离地50 mm，V=35 m/s；情况三：主轮离地80 mm，V=70 m/s），符合近地影响的气动规律。

对比主轮离地50 mm、V=35 m/s和主轮离地80 mm、V=70 m/s两个状态，在离地距离相似情况下，风速差异下的气动特性基本一致。针对以上各种试验参数差异，C、C、C特性的差异性不明显，如图5所示（情况一～情况三同图4）。

图4 风速、离地高度对模型A的CN、CA、CY的影响Fig.4 The influence of air speed and height to CN、CA、CY

图5 风速、离地高度对模型A的Cm、Cn、Cl的影响Fig.5 The influence of air speed and height on Cm、Cn、Cl

2.2 布局差异对比

针对典型停机状态：主轮离地10 mm，风速35 m/s，开展模型B（高平尾）停机状态气动力测量，与模型A（低平尾）的对比如图6～图11所示。

图6 法向力系数CN对比Fig.6 The comparison of CN

图11 滚转力矩系数Cl对比Fig.11 The comparison of Cl

从图6可以看出：模型A法向力系数C随着侧滑而增加直至β=60°，之后由于机翼分离发展而C减小，直至β=100°时达到负法向力系数最小值，之后缓慢回升至0附近。模型B的法向力系数C随侧滑变化形态一致，只是在β=50°达到法向力系数峰值，这是由于后掠角较小（模型A为28°，模型B为25°）的原因；同时未达到很低的负法向力系数值，主要是因为机翼的上反角和扭转角不同。

从图7可以看出：阻力特性C随侧滑增加而减小，由于参考面积不同，模型A在β=0°情况的轴向力系数C较大。

图7 轴向力系数CA对比Fig.7 The comparison of CA

从图8可以看出：俯仰力矩系数C在β=40°前均为先低头后抬头，但模型A的力矩系数抬头发展至β=90°左右，而模型B的抬头力矩系数在β=40°后即缓慢减小。

图8 俯仰力矩系数Cm对比Fig.8 The comparison of Cm

图10 偏航力矩系数Cn对比Fig.10 The comparison of Cn

从图9～图11可以看出：航向特性C、C、C对于两种布局的飞机趋势和量级一致，侧向力系数C在β=90°左右达到最大，偏航力矩系数C在β=130°左右达到最大，滚转力矩系数C在β=50°左右达到最小。

图9 侧向力系数CY对比Fig.9 The comparison of CY

2.3 部件气动力贡献

为了分析低平尾布局的俯仰力矩C较大现象，针对模型A开展垂尾、平尾、短舱等部件组拆的气动力测量研究，分析各部件气动力贡献。试验同样在主轮离地10 mm、风速35 m/s情况下进行，主要包括全机去平尾、全机去垂尾、全机去尾翼（去垂平尾）、翼身组合（全机去尾翼去短舱）4个构型，气动力对比如图12～图17所示。

图12 部件法向力系数CNFig.12 The component CN

图17 部件滚转力矩系数ClFig.17 The component Cl

从图12～图13可以看出：对于法向力系数C和俯仰力矩系数C，在β较小的范围内所有构型结果基本一致；而在β为40°～130°范围内所有无垂尾的构型的C明显较大；同样在该β范围内也表现为所有无垂尾构型的俯仰力矩C抬头量级较小。因此根据构型参数差异分析，认为垂尾部件影响是模型B产生较大C的关键原因。但是对比图8、图13，模型A无垂尾构型的C仍明显大于模型B。

图13 部件俯仰力矩系数CmFig.13 The component Cm

针对尾翼构型差异进行研究，常规民用飞机尾翼布局的部件升力方向为其主要作用力，因此平尾主要为俯仰控制，垂尾为偏航控制。根据图14，全机去平尾后C有所降低，符合平尾的部件力特性；但全机去垂尾构型（此时未去平尾）的C下降更明显。因此可以推测垂尾本身对平尾的俯仰特性产生了较大干扰。同时注意图13中，在β=60°时全机去平尾构型的C量值超过全机构型，在β=90°附近两者达到最大差值。这主要是因为在β=60°时背风侧平尾尚未分离，自身仍可提供升力；而迎风侧平尾受垂尾的正压力而产生负升力，因此表现出有无平尾构型的法向力系数C和俯仰力矩系数C相同；随着β继续增加至90°过程中，由于背风侧平尾分离而升力减小，迎风侧平尾受垂尾正压力持续增加。

图14 部件轴向力系数CAFig.14 The component CA

因此进一步确认模型B的C比模型A无垂尾构型小的原因是：模型B的T尾布局使得垂尾对高平尾产生反向作用力，而产生额外的低头力矩。

从图14可以看出：各种尾翼构型的轴向力系数C趋势一致。由于C主要由摩擦阻力和压差阻力构成，尾翼对此贡献量较小。

从图15～图16可以看出：侧向力系数C和偏航力矩系数C主要受机身和垂尾气动力影响，而在各种侧滑角情况下平尾的主升力方向气动差异对垂尾的影响较小，因此各构型的气动特性按照有无垂尾表现为两种规律，其中偏航力矩系数C在β=60°前由于垂尾的气动力而表现出两种稳定性，在更大的β角下由于垂尾分离而对航向稳定性贡献消失。需要注意的是翼身组合体构型由于缺少了短舱提供的稳定性，而表现出航向特性稍弱的现象。

图15 部件侧向力系数CYFig.15 The component CY

图16 部件偏航力矩系数CnFig.16 The component Cn

从图17可以看出：对于滚转力矩系数C，也按照有无垂尾两大构型表现出两组滚转特性，这是因为垂尾气动中心与全机力矩参考点距离产生的额外滚转。同时也要注意，翼身组合体的无短舱特点，在β为60°～90°之间表现出额外的滚转特性。

3 系留载荷估算

3.1 估算方法

针对倾翻状态需要分析的力平衡主要包括飞机自重、起落架支反力、气动载荷和系留载荷。未保证系留载荷计算的保守性，一般采用空机重量来进行平衡分析，但大重量的重心位置也会对临界系留载荷产生影响。

针对两种飞机布局产生的俯仰力矩系数C特性差异较大，主要导致后倾翻的系留载荷不同，因此本文进行工程估算。假设后倾翻时前起落架支反力为0，以主起落架为平衡参考点，平衡状态如图18所示。

图18 前起落架受力分析Fig.18 The nose landing gear force analysis

受力平衡方程如下：

式中：Q为来流动压；S为参考面积；L为参考长度；G为重力；T为前轮系留载荷；a为前轮距重心距离；b为主轮距重心距离。

根据模型A、B的布局参数，空机自重、重心和起落架位置等计算参数如表3所示。

表3 前轮系留计算参数Table 3 Nose landing gear tie-down load estimate parameters

3.2 对比结果

通过平衡方程估算前轮的前起落架系留载荷，模型A和模型B的对比如图19所示。

从图19可以看出：模型A飞机在侧风60°～120°时需要前起系留，系留力最大为20 kN；而模型B飞机自重即可抵抗各方向侧风，无需前起系留。

图19 前起落架系留载荷对比Fig.19 The nose landing gear tie-down load

4 结论

（1）低平尾布局飞机，在90°侧风时由于垂尾产生的正压力对平尾和后机身的作用，会产生较大的抬头力矩；对于高平尾布局飞机，则无此现象。

（2）俯仰气动力差异导致低平尾布局飞机的前起落架系留载荷明显增加。