颜 巍 黄灵恩 / YAN Wei HUANG Ling’en

(上海飞机设计研究院，上海201210)

0 引言

美国国家航天局发表的大量文献显示飞机的重心位置对飞机的尾旋特性和改出特性有重大影响[1]，但直接预测尚有困难，主要是由于飞机尾段阻尼能力系数的不确定和飞机自身其它特性的影响[2]。所以一般只能选择特定的飞机进行重心位置变化对飞机尾旋影响的研究。一般情况下，当飞机重心后移，飞机倾向于攻角增大，受洗流和分离流等的影响，飞机尾段舵面效率明显下降，飞机较难改出或改出时间较长，甚至可能进入平尾旋，旋转加快、尾旋更加稳定，改出更加困难。当飞机重心前移，飞机倾向于陡尾旋，飞机攻角相对较小，飞机尾段舵面效率仍然能够保持，飞机较容易改出。但是以上这个结论是受到其它许多因素制约的，如飞机的气动布局，而飞机的气动布局是影响飞机尾旋旋转角速率的重要因素之一，所以需要针对不同的飞机进一步加以验证，采用的手段包括尾旋风洞试验、模型自由飞试验等。本文首先针对重心纵向移动对不同布局飞机尾旋特性的影响进行分析研究，再进一步分析重心横向移动对某一飞机尾旋特性的影响。

1 重心纵向移动的影响

1.1 飞机A

图1 飞机A三面图

(a) 前、后重心条件，α～t变化曲线

(b) 前、后重心条件，r～t变化曲线图2 前、后重心位置对飞机A尾旋风洞试验结果的影响

(a) 重心后移对俯仰力矩影响的示意图

(b) 重心后移对俯仰力矩影响的比较图3 重心前、后位置对尾旋特性的影响

1.2 飞机B

图4 飞机B三面图

图5 前、后重心位置对飞机B模型自由飞试验结果的影响

1.3 鸭式布局飞机

图6 XB-70轰炸机

图7 XB-70轰炸机1/60模型尾旋风洞试验

图8 XB-70轰炸机前、后重心试验比较

2 重心横向移动的影响

对于重心横向偏移对尾旋特性的影响的问题，20世纪70～80年代，法国的科研人员在ONERA下属的里尔流体力学研究院的SV4尾旋风洞中进行了大量的试验，基本弄清了重心横向偏移对尾旋特性的影响。SV4尾旋风洞的试验结果显示，飞机重心横向偏移对尾旋特性的影响不可忽略，有时甚至比重心纵向移动对尾旋特性的影响要更加显著。在飞机尾旋中，如果惯性中心靠近外翼时，表现为顺尾旋影响，即在惯性中心处于旋转方向的外侧时会产生一个顺尾旋偏转力矩；如果惯性中心靠近内翼时，表现为逆尾旋影响，即在惯性中心处于旋转方向的内侧时会产生一个阻碍偏转的力矩。如图9所示，如果飞机进入右尾旋后，而惯性中心靠近外翼一侧时，一旦进入尾旋的话，要改出尾旋相当困难，而在尾旋过程中如果发生惯性中心向内侧偏移，则由于阻碍偏转力矩的作用会使尾旋产生改出的趋势。如果重心偏移量过大，其影响甚至超过方向舵的作用。(这里需要说明：对于飞机尾旋研究，内翼是指飞机在尾旋中指向尾旋轴的半侧机翼，外翼是指与指向尾旋轴相反方向的半侧机翼。) 里尔尾旋风洞的结果还显示，重心偏移会使得飞机在尾旋中的攻角更大，甚至会出现在重心无偏移时不会出现的平尾旋，在这个过程中，飞行员会经受不适的，甚至难以忍受的加速度的冲击。此外，重心侧向偏移对振荡的影响是明显的，当重心靠近外翼时，振荡的发散更加常见，相反，重心靠近内翼时，基本是稳定的或稍微振荡的尾旋。在进行重心偏移影响和副翼偏转影响的对比中，里尔尾旋风洞的研究人员发现，副翼(几何条件参数)和重心偏移(质量的参数)对横向姿态和整个过程有几乎相似的效应，如图10所示，两者都具有相同的作用方向，都倾向于在尾旋时使得前行的机翼降低，都产生顺尾旋的效应。这样如果在飞机尾旋中起决定作用的舵面为副翼时，重心侧向偏移对飞机尾旋的效应将更加显著，有时甚至使得飞机的飞行状态更加恶化。通过几十年的研究，里尔尾旋风洞的研究人员将重心侧向偏移列为对飞机尾旋最有影响的因素，在一定程度内，比质量因素、几何条件因素所产生的作用更加重要。

图9 飞机惯性中心横向偏移的影响

图10 飞机重心侧向偏移效应与逆尾旋偏转副翼效应的对比

为了研究飞机A重心横向移动对其尾旋特性的影响，利用一个满足相似关系的无动力缩比模型在Φ5 m尾旋风洞中进行了研究试验。试验进行了模型在巡航构型后重心条件下，去右发房的尾旋试验。模型舵面的预设偏度为δa=0°，δe=-5°，δr=30°/-30°，方向舵左偏模拟重心靠近内翼，方向舵右偏模拟重心靠近外翼，改出采用反舵到底-30°/30°，+0.5 s，推杆到底(+15°)。试验结果如图11所示。当重心偏向外翼时(去右发房，右尾旋)，滚转角速率振荡情况相对较为缓和，最大落差约为1 rad/s；当重心偏向内翼时(去右发房，左尾旋)，滚转角速率振荡更加剧烈，最大落差约为1.7 rad/s，如图11(a)所示。两次试验俯仰角速率和偏航角速率的差异相对较小。两次试验所获得的侧滑结果差异明显，如图11(b)，当重心偏向外翼时(去右发房，右尾旋)，侧滑角相对稳定(“-”，外侧滑)，且不改变符号；当重心偏向内翼时(去右发房，左尾旋)，侧滑角振荡明显增大，且符号周期性改变，内、外侧滑交替出现。两次试验的攻角差异不大，平均攻角仅相差1°。总体来说，当重心偏向外翼时，飞机旋转相对稳定，而当重心偏向内翼时，飞机呈现不稳定性加剧的旋转，可以这样认为重心偏向外翼表现为顺尾旋影响，而重心偏向内翼表现为逆尾旋影响。需要补充说明，试验模型的质量与惯量模拟均是在全机模型下进行，并没有具体到模拟模型部件的质量与惯量，所以试验结果仅反映了重心横向偏移对尾旋特性影响的一种趋势，而并不对应某一真实状态。这种影响趋势与美国NASA的许多同类试验报告的结果一致。

3 结论

本文分析总结了重心纵向位置变化对三种不同布局飞机尾旋特性的影响，可以发现不同布局的飞机，重心位置移动所产生的结果不尽相同，常规布局翼吊发动机飞机和鸭式布局飞机在重心靠前的条件下，它们所呈现的尾旋特性较为严酷，而对于高平尾尾吊发动机布局飞机，重心靠后的条件下尾旋特性要更加严酷。对于重心横向偏移的研究显示，当重心靠近外翼时，表现为顺尾旋的影响；当重心靠近内翼时，表现为逆尾旋的影响。

(a) 前、后重心条件，p～t变化曲线

(b) 前、后重心条件，β～t变化曲线图11 重心横向偏移对尾旋特性影响