引　言

随着科技的发展，飞机应用范围逐渐由常规领域向特殊环境拓展，尤其是近年来随着海洋开发活动的迅速发展以及海洋保护权益需求的日益增大，应用于该领域的飞机也受到越来越多的关注。水上飞机在起降时由于受到环境因素的限制，通常要求具有起降速度低、起降距离短等能力，同时由于在水面起降时容易受到强侧风影响，要求该类飞机在大侧滑角下依然保持较高的横航向稳定性。

横航向稳定性是国际通用飞机一项重要的设计指标，我国适航条例CCAR-25^[1]第25.177条对民用飞机的横向和航向静稳定性也有相关要求。横航向静稳定性是指飞机在平衡状态下受到外界非对称扰动时，具有自动恢复机翼水平姿态或侧滑运动的趋势。其判据为：无量纲横航向静稳定性导数${C_{{l}\beta }} < 0$、${C_{{n}\beta }} < $$ 0$；同时，还要求导数有较好的线性度^[2]。

当飞机横航向出现问题时，通常通过尾翼调整或抑制翼尖分离来解决^[3]。其中，通过调整垂尾位置和面积来提高飞机航向稳定性的方法最为普遍，横向稳定性的调整一般通过机翼上反或扭转优化来实现。国内外还有大量的通用飞机通过增加翼尖小翼破坏翼尖涡的产生，以达到改善飞机横航向稳定性的目的^[4-5]，如波音747、空客A330等。另外，增加腹鳍和调整机身后段也是改善横航向稳定性的补充手段^[6-7]。

通过流动控制手段来改善横航向稳定性的研究较多^[8-9]，包括射流、吹/吸气、边条、扰流板等多种形式。扰流板作为典型的被动流动控制手段，常见于机翼和头部等位置^[10]。机翼上表面的扰流板主要用于着陆阶段的增阻减速；头部扰流片能够有效地削弱甚至消除背涡的非对称性^[11]。

本文以某大型通用飞机为研究对象，开展了横航向特性研究工作，并针对发现的横航向曲线拐折问题展开理论分析和风洞试验研究，成功利用在机身侧面加装扰流板的方法解决了这个问题。

1   横航向特性研究

1.1   横航向气动问题分析

我国某大型通用飞机为了满足水上漂浮和起降的功能要求，采用了单船身、悬臂上单翼、高平尾布局形式（见图1），为降低喷溅水流对增升装置、螺旋桨等部件的冲击影响^[11]，该飞机采用高大平整的机身侧面外形。

图  1  飞机外形图

Fig.  1  Aircraft shape diagram

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为进一步了解该大型通用飞机的横航向特性，开展横航向特性研究工作，典型的结果曲线如图2所示，图中C_N、C_A和C_Y分别为法向力系数、轴向力系数和横向力系数，C_l、C_n和C_m分别为滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数。在常用迎角、侧滑角（β<12°）范围内，横航向曲线线性度较好；但在飞机着陆构型下、典型迎角范围内（α=6°附近）、中等侧滑时，横航向分量在线性段出现突发拐折现象，且伴随纵向分量的明显阶跃（见图2）。出现该现象时飞机的姿态角虽然仍处于飞行包线内，但已经逼近飞行包线边界，有可能使飞机出现横航向失稳现象，影响飞行安全。

图  2  典型的结果曲线

Fig.  2  Typical result curves

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1.2   研究方法

横航向特性改善研究工作主要以风洞试验形式开展，在中国空气动力研究与发展中心FL-12风洞进行。

FL-12风洞是一座单回流式闭口试验段低速风洞，试验段长×宽×高为8 m×4 m×3 m，横截面为切角矩形，试验段中心截面有效面积为10.72 m²，常用风速为30～70 m/s，空风洞轴向静压梯度约为0，气流湍流度为0.12%。

所用模型为1∶15的全金属模型，支撑方式为单点腹撑，试验风速为70 m/s。

1.3   曲线阶跃现象原因分析

典型的结果显示，在着陆状态下、迎角α=6°、侧滑角β=12°时，横航向3个分量均出现明显阶跃现象，纵向数据也有明显变化。横向力系数增量$\Delta {C_Y}$ ≈ 0.068、偏航力矩系数增量$\Delta {C_n}$ ≈ – 0.023、滚转力矩系数增量$\Delta {C_l}$ ≈ 0.017、法向力系数增量$\Delta {C_N}$ ≈ – 0.22、俯仰力矩系数增量$\Delta {C_m}$ ≈ – 0.110、轴向力系数增量$\Delta {C_A}$ ≈ 0.060。该阶跃现象不满足CCAR-25第25.177条（c）中对于横航向稳定性的要求，需改善该现象以提高飞机的安全性能。

尾翼是飞机设计中提供稳定性的主要部件，可以作为研究起点。假定横航向结果拐折现象主要是由模型尾翼的气动载荷变化所致。当该假设成立时，必定会导致飞机其他气动特性分量的关联变化，也就是说，前文提及的6个分量数据应当具有自洽性。通过对试验数据的自洽性分析，可以更为细致地刻画假设现象、提高假设的可信性，或否定假设。

假设全机法向力特性变化的主要原因在于平尾法向力特性的变化，则飞机机翼与平尾面积之比大约为3.8。按照此比例关系，若全机法向力系数突然降低0.22，那么平尾法向力系数相对于自身翼型应减小0.83。显然，对于一个常规设计的中等展弦比平尾翼型而言，即使考虑绕流分离等极端因素，也难以产生如此大的气动特性突变。此外，当平尾法向力减小时，全机俯仰力矩系数应当有明显增加，这也与试验现象不符。因此，通过试验数据自洽性分析可以判断，导致试验结果曲线拐折现象的首要原因来自尾翼的这个假设是不成立的。由于机翼与平尾是飞机产生法向力最主要的部件，所以对于法向力阶跃的研究重点由此转移到机翼上，认为造成全机法向力系数阶跃降低的主要原因是机翼升力突然降低，而导致机翼升力变化的原因是机翼表面气流的突然分离。

当机身左右流场不对称时，机翼分离的形式主要有翼梢不对称分离和受其他部件（如机身、发房等）干扰分离等。这些分离方式均是集中的单一分离情况，其分离中心位置一般能被捕捉。由试验给出的法向力系数和滚转力矩系数的增量可以获得机翼上分离中心的展向位置：

式中，L为机翼展长。综上可知，分离位置位于右侧机翼约0.15倍半展长处，在迎风侧机翼的内发房与机身之间，由此可排除翼梢不对称分离的可能性。翼面受干扰分离有两种基本形式：一是受其他部件干扰后，气流能量降低、流经翼面时克服逆压梯度的能力下降而出现分离，这种分离一般出现在干扰部件的下游位置；二是受干扰后气流局部上洗增大、使翼面局部迎角增加并超过当地翼型失速迎角而导致局部分离，这种分离常出现在干扰体迎风一侧附近。考虑到该飞机为四发布局形式以及推导出的分离位置，初步判断分离主要是受机身上洗干扰造成的。

机翼气流不对称分离不仅使全机阻力增加，还导致偏航力矩改变。此外，分离区域后掠气流流速降低，引起左右两侧扫掠垂尾气流流速不对称变化，也会使垂尾、机身产生的侧力、偏航力矩发生变化。针对本期试验，由于阻力增加而导致的偏航力矩系数变化量约为$\Delta {C_A} \cdot \Delta X/L \approx 0.004\;6$。假定侧力变化集中产生在垂尾位置，那么引起的偏航力矩系数变化量约为$\Delta {C}_{Y}\cdot {L}_{\text{垂尾}}/L\approx - 0.03$，此时的$ {L}_{\text{垂尾}}$为垂尾尾臂长度，而实际的偏航力矩系数变化量应略小于– 0.0254。试验获得的$\Delta {C_n}$变化量为– 0.023，因此认为试验数据在$\Delta {C_n}$、$\Delta {C_A}$、$\Delta {C_Y}$之间具有良好的自洽性。

机翼表面气流分离、升力系数下降会导致机翼后下洗减弱、平尾当地迎角增加，从而产生附加低头力矩。根据全机升力线斜率C_L、平尾处下洗率ε_α，可以推算出平尾当地迎角增量Δα_p约为0.8° ($\Delta {\alpha _p} = - \Delta \varepsilon \approx $$ {\varepsilon _\alpha } \cdot \Delta \alpha \approx {\varepsilon _\alpha } \cdot {{\Delta {C_L}} / {C_L^\alpha }}$，Δε为下洗角增量)，由此而带来的平尾升力系数增量约为0.015 ($\Delta {C}_{L{\text{平尾}}}\approx {C}_{L{\text{平尾}}}^{\alpha }\cdot \Delta \varepsilon$)，伴随产生的低头力矩系数增量约为0.07($ \Delta {C}_{L{\text{平尾}}}\cdot {L}_{\text{尾臂}}/{c}_{A}$)，其中${c_A}$为纵向参考长度。此外，由翼身融合体结果来看，此时由机翼分离产生的附加低头力矩系数约为0.03。因而由气流分离、升力系数变化而导致的俯仰力矩系数变化总量约为–0.1，这与全机俯仰力矩系数变化量值相当。可以认为，俯仰力矩的变化主要是由机翼分离引起平尾处下洗变化而导致的，俯仰力矩变化较为明显。

为进一步验证上述分析，开展了流动显示试验研究，流动显示试验利用该模型在FL-12风洞进行。

流谱试验结果（见图3）表明，在迎角α=6°、侧滑角β=12°左右时，内侧发房与机身之间的机翼上表面处丝线呈现出明显的“倒钩状”，且界限清晰，说明此时气流已发生了严重分离。同时，机身侧面的丝线流动纹路清晰，也表现出明显的上洗流态（见图4）。此现象与测力结果的推断一致，且分离区域与预期一致，位于模型右侧内发房与机身之间。该现象与飞机外形有必然联系，该机采用船体外形机身，且侧面高大平整，如图1所示。综上所述，可以认为：带侧滑时机身绕流驻点位置较低，在一定条件下使迎风侧中央翼处于较强、较大的上洗气流中，导致迎风侧中央翼当地迎角超过模型翼型失速迎角、发生局部分离。

图  3  上翼面流谱照片

Fig.  3  The photo of upper wing flow profile

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图  4  机身侧面流谱照片

Fig.  4  Side flow spectrum photo of the fuselage

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2   改善措施及效果分析

消除或延缓机翼气流突发的局部分离现象有多种途径，如改善机翼自身的失速特性、延缓机翼失速角，调整机翼安装角、减小机翼当地有效迎角，提高气流抗分离能力等。常用措施有：机翼上表面加涡流发生器或边条（向边界层注入能量），加装机翼扰流板（减小当地迎角）等，此外还有优化机翼布局的方案，如减小机翼弯度、增大前缘半径（减小逆压梯度）等。为了验证以上措施是否能有效延缓机翼失速，进而改善横航向数据拐折现象，在试验模型上利用简易方式进行了不同措施的验证。表1是对不同的措施类型的说明，对应的实物照片见图5。

表  1  采用的措施对应表

Table  1  Corresponding table of measures

	具体措施
措施1	起落架舱前伸修形
措施2	翼根修型
措施3	在翼根处阻挡、抑制上洗气流
措施4	翼身修型
措施5	机翼下方机身侧面加扰流板

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图  5  不同措施试验照片

Fig.  5  Test photos of different measures

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图6给出了采用不同方法后的结果曲线。前4项措施对横航向数据的拐折现象无明显的改善作用，加装扰流板（措施5）后，在试验姿态角范围内，曲线拐折现象基本消失，故对加装扰流板的措施开展了进一步的研究工作。

图  6  不同措施试验结果对比曲线

Fig.  6  Comparison curve of test results of different measures

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扰流板在机身侧面的作用不仅可以阻挡机身侧面的部分上洗气流、减小中央翼当地迎角；而且能够产生较强烈的脱体涡系，为局部流动注入更多能量，这些均有利于抑制迎风侧中央翼的局部分离。

在改善该飞机横航向数据曲线拐折现象基础上，为获得最小的改动影响，对不同大小的扰流板在机身不同侧面位置影响进行了验证性试验，如图7和8所示。扰流板的大小、位置及安装角度对该飞机横航向稳定性的影响效果均有明显差异。研究表明：扰流板应安置于机身洗流充分发展之前，其后缘应以靠近机翼前缘为优，弦向长度不宜小于0.1c_A。考虑到整体布局的需要，最终选定方案为弦向长度0.1c_A，安装角约10°。

图  7  不同尺寸、不同位置的扰流板试验照片

Fig.  7  Spiler test photos of different sizes and positions

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图  8  模型安装扰流板的试验照片

Fig.  8  Spiler test photos of different sizes and positions

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选定形式的验证结果，如图9所示。机身侧面加装扰流板后，该飞机在侧滑20°范围内，各分量数据拐折现象消失，飞机未发生横航向失稳现象。加装扰流板会对全机阻力产生一定的影响。在飞机巡航构型、常用飞行迎角状态下（α = 4°），全机阻力系数C_D在加装扰流板后增加约0.0004，约占此时全机巡航阻力的0.7%，如图10所示。

图  9  扰流板影响试验结果曲线

Fig.  9  Spoiler influence test result curve

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图  10  扰流板对阻力系数影响曲线

Fig.  10  Influence curve of spoiler on drag coefficient

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根据相似性原理，飞机与模型的绕流是相似的，即中央翼当地迎角是基本一致的，该现象出现在飞机的飞行包线附近，会产生安全隐患。因此在机身侧面加装扰流板来改善横航向稳定性，对提高飞机的安全性具有重要意义。

3   结　论

1）某大型通用飞机由于机翼前方机身侧面高大平整，带侧滑时机身绕流驻点位置较低，使迎风侧中央翼处于较强上洗气流中，导致迎风侧中央翼当地迎角超过模型翼型失速迎角、发生局部分离，这是导致横航向稳定性降低的根本原因。

2）扰流板可以阻挡机身侧面的上洗气流、减小中央翼当地迎角，还能够产生较强烈的脱体涡系，为局部流动注入更多能量，从而抑制迎风侧中央翼的局部分离，达到改善横航向稳定性的目的。

3）加装扰流板虽使飞机阻力系数略有增加，但能提高飞机横航向稳定性，对提高飞机安全性能具有重要意义。