飞机着陆构型“啄食”及自动俯冲问题探讨

吕莉莉, 刘建平, 张晓

(中航工业陕西飞机工业(集团)有限公司 设计研究院, 陕西 汉中 723213)

0 引言

随着平尾迎角接近负临界迎角,平尾下表面局部气流分离区域由升降舵后缘向整个升降舵乃至整个平尾(平尾失速)扩散,这种分离涡引起飞机产生像鸡啄米的现象,故而形象地称为“啄食”。发生“啄食”时,飞机伴随自动剧烈俯冲、驾驶杆抖动或振动现象。上单翼、低平尾、双缝后退式高效襟翼的气动布局，以及轴式补偿升降舵的涡桨类飞机容易发生“啄食”现象。

“啄食”现象是飞机以较小迎角飞行时,受机翼下洗影响,平尾局部负迎角接近临界迎角,平尾下表面气流分离,改变平尾及升降舵上下表面的压力分布,升降舵铰链力矩轴式补偿过大,纵向操纵力突变,平尾效率降低,纵向稳定性减小甚至丧失。该现象多发生在着陆构型、飞机以较大速度飞行的过程中。原因有三点:一是大襟翼角度时升力增大、下洗增大,平尾的负迎角余量减小,容易进入平尾气流分离角度;二是平尾结冰时,其失速迎角减小,容易出现“啄食”及自动俯冲;三是飞机放襟翼及下滑过程中做推杆机动(过载小于1)时,存在一平尾附加迎角,使得负迎角余量减小。飞机着陆进场期间如果发生“啄食”现象,由于飞行高度低,高度安全余量小,飞行员来不及处置,就会导致空难发生。因此研究“啄食”机理、影响因素、应急处置以及解决措施等具有十分重要的意义。

1 “啄食”机理

上单翼、低平尾涡桨类飞机水平尾翼处于机翼、机身和螺旋桨的洗流内,受此下洗气流的影响,平尾的迎角(平尾处局部气流相对于平尾弦平面的角度)小于机翼迎角,平尾迎角可用以下公式表示:

αH=αH0+ΔαH

(1)

αH0=αw+φH-ε

(2)

(3)

式中,αH为平尾迎角;αw为机翼迎角;φH为平尾相对机翼的安装角;ε为平尾处下洗角;lH为平尾力臂;kq为平尾处速度阻滞系数。

显然,平尾迎角取决于机翼迎角、下洗角、平尾相对于机翼安装角、平尾力臂及是否做纵向机动。稳态飞行时,俯仰角速度为零,平尾迎角用式(2)表示。当飞机做纵向机动飞行时,产生一个附加俯仰角速度q,相对于稳态平尾迎角(αpw0),在平尾处附加一动态附加量Δαpw。

对于对称翼型平尾,驾驶杆力为:

Fe=-Kkq0.5ρV2SeceChe

随着平尾迎角接近临界迎角,局部气流分离区域由升降舵后缘向整个升降舵乃至整个平尾扩散(平尾失速)。如果上翼面气流分离,则正迎角失速；如果下翼面气流分离，则负迎角失速,这种分离涡引起飞机产生像鸡啄米的现象,故而形象地称为“啄食”。另一方面,对于轴式补偿偏大的飞机,在平尾较大负迎角且升降舵大偏角时,由于舵面转轴靠后,升降舵前缘突出平尾翼型轮廓,在升降舵上翼面前缘产生吸力峰值,此吸力在升降舵铰链轴之前,对铰链产生的补偿力矩迅速增加,出现铰链力矩补偿偏大,铰链力矩随偏角增大而减小。综合产生的现象就是飞机抖动、“啄食”及飞机自动俯冲。

2 影响“啄食”及自动俯冲的因素

运-7、运-8、运-9、安-24及安-26等涡桨类运输机采用上单翼、低平尾、双缝后退式高效襟翼的气动布局以及轴式补偿的升降舵形式,决定了增升装置、轴式补偿度、飞行速度、发动机功率状态、机动特性、结冰、干扰物等均对“啄食”现象有一定的影响,而升降通道软式操纵系统以及线系间隙偏大会加重“啄食”现象。

(1)增升装置

由式(1)和式(2)可知,稳态飞行时平尾迎角与机翼迎角、下洗角、平尾相对于机翼的安装角有关。对于特定飞机,稳态飞行平尾迎角取决于机翼迎角和下洗角。

襟翼放下构型增加了机翼弯度,在增升的同时,也增加了机翼翼尖尾涡和附着涡的涡流强度,致使下洗角ε增加,从而导致平尾负迎角增大。相同机翼迎角时,某飞机襟翼35°构型飞行时较襟翼0°构型平尾负迎角增大4°～5°,平尾迎角与机翼迎角的关系如图1所示。

图1 平尾迎角与机翼迎角的关系(下洗角影响)Fig.1 Relation of horizontal tail and wing AOA(influence of downwash angle)

另一方面,由于襟翼增升作用,同一飞行速度时,襟翼放下位置所需的机翼迎角减小。产生相同升力系数(飞行速度相同)时,某飞机襟翼35°构型飞行时机翼迎角较襟翼0°小10°以上,如图2所示。

图2 襟翼对飞机平飞机翼迎角的影响Fig.2 Influence of the flaps on the wing AOA in level flight

综合以上两种因素可知,同一飞行速度时,着陆构型(增升装置放下位置)平尾负迎角较巡航构型(增升装置收起位置)大得多。对称翼型的平尾临界迎角约为±16°[1],某飞机以飞行速度300 km/h稳定平飞时,襟翼35°构型平尾负迎角可达-11°,接近临界迎角,容易出现“啄食”和自动俯冲现象,而同样速度以襟翼0°构型平飞时平尾迎角在3°左右,远离平尾临界迎角。

(2)升降舵铰链力矩轴式补偿

某飞机升降舵轴式补偿偏大,其轴式补偿面积为0.286,在平尾处于较大负迎角同时升降舵处于大偏角时,升降舵前缘突出平尾翼型轮廓,在升降舵上翼面前缘产生吸力峰值,此吸力在升降舵铰链轴之前,对铰链产生的补偿力矩迅速增加,出现补偿偏大现象。吸力峰值使下翼面气流通过缝隙流向升降舵上翼面,导致杆力减轻,加剧“啄食”及自动俯冲。

增大轴式补偿,则加剧过补偿现象,一旦升降舵后缘略有气流分离(升降舵未失速,操纵效率足够),铰链力矩逆反导致升降舵自动偏转,从而加剧“啄食”及自动俯冲;相反,减小轴式补偿虽带来杆力增大,但升降舵铰链力矩在相同条件下仍能保持线性,铰链力矩非线性点推迟,即使升降舵后缘气流分离,也不导致自动上舵现象,从而延缓“啄食”问题的发生。

(3)飞行速度

(4)发动机功率状态

螺旋桨类飞机滑流具有增升作用,滑流对升力的贡献为ΔCL=f(B,αw)，滑流强度B=P/(qF),其中P为螺旋桨拉力，F=πD2/4为桨盘面积[1]。由于滑流对升力的贡献,使同样飞行速度时机翼迎角减小、平尾负迎角增大。发动机推力越大,滑流强度越大,滑流影响的升力增量越大(见图3),平尾负迎角越大。

图3 某螺旋桨类飞机滑流对升力的影响Fig.3 Effect of an propeller aircraft slipstream on the lift

(5)机动飞行

由式(3)可知,下俯角速度在平尾处附加一负迎角,平尾力臂越长,下俯角速度越大,负迎角增量越大。

(6)平尾结冰

曲率半径小的部位的结冰强度大于曲率半径大的部位,所以平尾前缘较机翼前缘更容易结冰。平尾前缘结冰破坏前缘气动外形和气流流线,使下表面气流提前分离,平尾临界迎角绝对值减小[3-4];另一方面,平尾效率降低,纵向稳定性减小。某飞机平尾结冰后临界迎角减小4°～6°,平尾配平安全余量减小甚至无安全余量,因此在着陆构型正常飞行速度范围内，即使做平直飞行,也会导致剧烈低头、升降舵“卡住”和“啄食”现象,危及飞行安全。

(7)附加物干扰

天线罩、起落架等附加物的干扰可能加剧着陆构型负迎角状态下平尾的气流分离。一般情况下,起落架放下以及平尾前部的附加物均导致平尾处气流提前分离。

(8)操纵系统(间隙和刚度)

如果操纵系统的间隙过大或者线系的刚度过小,一方面操纵时有空行程(杆位移有变化而舵面不动),造成操纵滞后；另一方面,如果升降舵后缘局部气流分离(舵面及平尾未失速),只要存在铰链力矩非线性甚至逆反,即使杆位移不变(操纵固持),除飞行员感受到杆力突变外,升降舵也会自动偏转,这种现象加剧了飞机自动俯冲和“啄食”。

3 “啄食”及平尾失速征候

众所周知,机翼失速是由于机翼正迎角大于临界迎角、在机翼上表面出现气流分离导致的,正确的失速改出方法是推杆增速,直至速度增加50～60 km/h,而后改出坡度和侧滑。但是平尾失速发生在较大速度及较大襟翼状态,由于平尾负迎角大于临界迎角所致,有效改出方法是拉杆及收襟翼,在改出过程中,高度一般损失100～200 m。表1总结了平尾和机翼失速征候[5]的区别。

襟翼放下构型时,如果在较大飞行速度出现自动俯冲、纵向操纵振动或者脉动、纵向操纵力突变这些现象即判断为平尾处气流分离,如果同时纵向操纵效能降低或者丧失,即判断为平尾失速。

对于软式操纵系统以及升降舵轴式补偿较大的飞机,平尾后缘气流局部分离后,驾驶员首先感受到纵向操纵振动或者脉动、操纵力降低及丧失,由此引起舵面自动偏转,导致“啄食”及自动俯冲现象,如果及时拉杆就能有效防止纵向操纵效能丧失。若飞行中飞机在着陆构型出现舵面操纵效能丧失现象,应立即收襟翼并柔和拉杆,改出平尾失速。

表1 平尾和机翼失速的区别Table 1 Differences between horizontal tail stall and wing stall

典型的软式操纵系统(升降舵轴式补偿)飞机“啄食”及自动俯冲曲线如图4所示。

图4 典型的飞机“啄食”和自动俯冲曲线Fig.4 Curve of typical "peck" and automatic dive

4 解决措施

(1)改善平尾处气流分离

产生“啄食”及自动俯冲现象最根本的原因是平尾负迎角的气流分离。为改善气流分离,在分离区前方的机身上加装涡流发生器或边鳍,利用其展弦比小、翼尖涡强烈的特性为分离区注入高能量气流,从而推迟了气流分离。在平尾下表面根部加装涡流发生器,降低涡流强度,推迟平尾负迎角气流分离临界角度,从而改善“啄食”、杆力减轻及自动俯冲。

(2)减小升降舵轴式补偿

由于现代运输机采用助力操纵,因此,减小轴式补偿,增大助力操纵系统回力比，甚至采用无回力操纵系统,能有效防止由于杆力突变导致的自动上舵,改善虽然舵面局部气流分离但平尾未完全失速时的飞机“啄食”及自动俯冲现象。

(3)改进操纵系统设计

对于可逆操纵系统,改善系统刚度,降低操纵系统线系的弹性变形(软式线系增加张力调节器),减小系统间隙,即使升降舵后缘局部气流分离,杆力突变,只要平尾未失速,升降舵操纵效能足够,由于舵面与驾驶杆线性关系较好,杆位移不变时舵面不会自动偏转,不会恶化“啄食”及自动俯冲现象，笔者认为这是某软式操纵系统飞机较原准机(某硬式操纵系统的飞机)“啄食”及自动俯冲现象加剧的原因之一。

升降舵局部气流分离至舵面失速一般有4°迎角余量,局部气流分离时,首先出现抖杆和杆力突变,如果此时不改出而继续增大平尾负迎角,才会导致舵面操纵失效、稳定性丧失及猛烈自动俯冲,危机飞行安全。对于不可逆操纵系统而言,升降舵局部气流分离时驾驶员感受不到抖杆和杆力突变(失速征候),按过载的纵向稳定性试飞时,驾驶员感受不到失速征候,直到平尾失速,升降舵操纵效能丧失,飞机猛烈俯冲时才能察觉到,此时拉杆改出无效,必须在收襟翼的同时柔和拉杆,高度损失量大,如果在着陆段平尾失速,由于飞行高度低,一旦进入急剧俯冲则改出困难,因此应设置人工平尾失速告警信号(区别于机翼失速),以保证试飞及正常着陆安全。

(4)优化飞行操作程序

首先优化下滑速度。着陆进场阶段如果下滑速度过大，则易出现“啄食”现象;如果下滑速度过小,则飞机受机场风扰动时飞行轨迹不好控制、易失速;另一方面,发动机失效时,方向舵纠偏能力不够。因此下滑速度一般确定为1.35VS(不小于VMCL)。同时优化放襟翼程序。采取分段放襟翼,防止由于放襟翼后升力增加及飞机抬头力矩过大导致的猛推杆,同时在飞行手册中强调下滑过程中应柔和推杆,禁止猛推杆[1]。

在结冰气象条件下着陆时,应使着陆襟翼处于飞行手册限制的襟翼角度内,禁止以过大的襟翼着陆。

5 结束语

本文研究了“啄食”机理,分析了增升装置、升降舵轴式补偿、飞行速度、发动机功率状态、机动飞行、平尾结冰、附加物干扰以及操纵系统对“啄食”及自动俯冲的影响,提出了平尾失速征候及应急处置方法,总结出了飞机设计与制造过程中改善着陆构型“啄食”及自动俯冲的措施。

参考文献：

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