典型布局民用飛機的地面系留特性研究

白峰，王奇志

（上海飛機設計研究院 飛行物理部，上海 201210）

0 引言

2020年7月25日臺 風“煙花”在 舟山登陸，最大地面風速達到25 m/s，導致上海、杭州兩地機場全天停航，上海虹橋和浦東兩大機場進行了約200架飛機的地面系留。飛機系留是指為防止飛機在惡劣天氣下發生偏航、側滑甚至傾斜等危險，采用地面系留繩索限制飛機位移，是對雷暴、大風等極端氣象停機安全的保障。適航規章CCAR25第25.519條“頂升 和系留裝置”的C條要求“提供系留點時，主系留點及局部結構必須能承受任何方向的120 km/h（65節）水平風引起的限制”。典型民用飛機一般采用起落架系留方案，系留設備一般包含卸扣、拴緊帶、拴緊器、警告旗等，通過兩端卸扣來連接起落架系留環和停機坪地錨，典型民用飛機的起落架系留方案詳見文獻［4］。

系留方案評估需要針對地面停機時飛機可能發生的傾翻、滑動、打地轉等情況。因此綜合飛機自身重力、起落架支反力、輪胎摩擦力、氣動載荷以及系留載荷作用下的平衡狀態分析是系留方案設計的關鍵。而對于停機情況下的氣動力研究有助于提高飛機系留方案設計（包括地坪錨點結構設計、機體系留點設計、系留索產品設計等）對飛機停機的適應性。國內外對于艦載機的艦艇系留有相關研究，主要針對海浪、旋翼等氣動影響，對于民用飛機系留相關的研究較少?，F有研究未全面分析各種布局民用飛機的系留特點，同時也未從6個典型氣動分量來對系留載荷進行完整分析。

本文針對兩種典型布局的民用飛機開展系留氣動力測量風洞試驗，分析離地高度和風速差異對近地的氣動力影響；對比高、低平尾兩種典型民用飛機布局的氣動力差異，并通過部件組拆試驗分析形成該現象的原因；估算高、低平尾布局飛機由于俯仰特性明顯差異導致的前起落架系留氣動載荷差異，以期為各種民用飛機的系留方案設計提供參考。

1 試驗方案

氣動力測量試驗選擇在FL12回流式低速風洞中開展，試驗段寬4 m、高3 m、長8 m，截面積10.72 m。在試驗段的中心位置安裝地板模擬飛機停機狀態，采用單支桿腹部支撐形式，通過支桿旋轉模擬0°～180°側風，風洞試驗方案如圖1所示。

圖1 系留氣動力測量風洞試驗Fig.1 Tie-down aerodynamic wind tunnel test

典型民用飛機布局主要分為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分別針對兩種布局的氣動力開展研究。試驗模型A采用低平尾布局巡航構型，針對停機狀態采用35 m/s試驗風速，基于平均氣動弦長的Re=0.73×10；同時開展70 m/s風速的空中狀態氣動力測量來進行氣動特性對比，相應的Re=1.46×10。另外針對高平尾布局模型B，采用主輪離地10 mm、風速35 m/s開展氣動力對比試驗。由于真實機場風速測量針對地面以上10 m的高度位置，且對于停機狀態的地面附面層情況鮮有研究。而在風洞中一般會采用滾動地板，或附面層抽吸功能來減小附面層厚度，且根據研究在小迎角情況下附面層抽吸對氣動力影響不明顯。因此在FL12風洞中采用固定地板，通過調節模型垂直高度來研究附面層高度變化影響。根據固定地板附面層測量結果，采用主輪離地50 mm來模擬不受附面層干擾的情況，以及采用主輪離地10 mm來模擬全附面層情況，這是為防止模型振動接觸地板影響天平測力而預留了10 mm間隙。兩種典型民用飛機的布局如圖2～圖3所示，在風洞中的尺寸關系如表1所示。

圖2 模型A三面圖Fig.2 Three views drawing of model A

圖3 模型B三面圖Fig.3 Three views drawing of model B

表1 試驗件與風洞匹配性Table 1 Model matching of the test section

試驗采用內置桿式天平測量全機體軸系下的6分量氣動力，力矩參考點位于機翼25%氣動中心在飛機對稱面上的投影，軸系定義為x軸沿水平向前，y軸沿水平向右，z軸垂直向下，氣動力參數定義如表2所示。

表2 氣動力參數定義Table 1 Aerodynamic parameters

2 試驗結果

2.1 離地高度和風速影響

針對模型A，在35 m/s風速的情況下進行β為0°～180°氣動力測量，側滑角間隔10°，離地距離分別為50和10 mm，離地距離減小后升力略有增加。在70 m/s風速情況，試驗從β為0°～180°，間隔2°，從空中狀態（拆除地板）至主輪離地80 mm，升力和阻力明顯增加，如圖4所示（情況一：主輪離地10 mm，V=35 m/s；情況二：主輪離地50 mm，V=35 m/s；情況三：主輪離地80 mm，V=70 m/s），符合近地影響的氣動規律。

對比主輪離地50 mm、V=35 m/s和主輪離地80 mm、V=70 m/s兩個狀態，在離地距離相似情況下，風速差異下的氣動特性基本一致。針對以上各種試驗參數差異，C、C、C特性的差異性不明顯，如圖5所示（情況一～情況三同圖4）。

圖4 風速、離地高度對模型A的CN、CA、CY的影響Fig.4 The influence of air speed and height to CN、CA、CY

圖5 風速、離地高度對模型A的Cm、Cn、Cl的影響Fig.5 The influence of air speed and height on Cm、Cn、Cl

2.2 布局差異對比

針對典型停機狀態：主輪離地10 mm，風速35 m/s，開展模型B（高平尾）停機狀態氣動力測量，與模型A（低平尾）的對比如圖6～圖11所示。

圖6 法向力系數CN對比Fig.6 The comparison of CN

圖11 滾轉力矩系數Cl對比Fig.11 The comparison of Cl

從圖6可以看出：模型A法向力系數C隨著側滑而增加直至β=60°，之后由于機翼分離發展而C減小，直至β=100°時達到負法向力系數最小值，之后緩慢回升至0附近。模型B的法向力系數C隨側滑變化形態一致，只是在β=50°達到法向力系數峰值，這是由于后掠角較?。Ｐ虯為28°，模型B為25°）的原因；同時未達到很低的負法向力系數值，主要是因為機翼的上反角和扭轉角不同。

從圖7可以看出：阻力特性C隨側滑增加而減小，由于參考面積不同，模型A在β=0°情況的軸向力系數C較大。

圖7 軸向力系數CA對比Fig.7 The comparison of CA

從圖8可以看出：俯仰力矩系數C在β=40°前均為先低頭后抬頭，但模型A的力矩系數抬頭發展至β=90°左右，而模型B的抬頭力矩系數在β=40°后即緩慢減小。

圖8 俯仰力矩系數Cm對比Fig.8 The comparison of Cm

圖10 偏航力矩系數Cn對比Fig.10 The comparison of Cn

從圖9～圖11可以看出：航向特性C、C、C對于兩種布局的飛機趨勢和量級一致，側向力系數C在β=90°左右達到最大，偏航力矩系數C在β=130°左右達到最大，滾轉力矩系數C在β=50°左右達到最小。

圖9 側向力系數CY對比Fig.9 The comparison of CY

2.3 部件氣動力貢獻

為了分析低平尾布局的俯仰力矩C較大現象，針對模型A開展垂尾、平尾、短艙等部件組拆的氣動力測量研究，分析各部件氣動力貢獻。試驗同樣在主輪離地10 mm、風速35 m/s情況下進行，主要包括全機去平尾、全機去垂尾、全機去尾翼（去垂平尾）、翼身組合（全機去尾翼去短艙）4個構型，氣動力對比如圖12～圖17所示。

圖12 部件法向力系數CNFig.12 The component CN

圖17 部件滾轉力矩系數ClFig.17 The component Cl

從圖12～圖13可以看出：對于法向力系數C和俯仰力矩系數C，在β較小的范圍內所有構型結果基本一致；而在β為40°～130°范圍內所有無垂尾的構型的C明顯較大；同樣在該β范圍內也表現為所有無垂尾構型的俯仰力矩C抬頭量級較小。因此根據構型參數差異分析，認為垂尾部件影響是模型B產生較大C的關鍵原因。但是對比圖8、圖13，模型A無垂尾構型的C仍明顯大于模型B。

圖13 部件俯仰力矩系數CmFig.13 The component Cm

針對尾翼構型差異進行研究，常規民用飛機尾翼布局的部件升力方向為其主要作用力，因此平尾主要為俯仰控制，垂尾為偏航控制。根據圖14，全機去平尾后C有所降低，符合平尾的部件力特性；但全機去垂尾構型（此時未去平尾）的C下降更明顯。因此可以推測垂尾本身對平尾的俯仰特性產生了較大干擾。同時注意圖13中，在β=60°時全機去平尾構型的C量值超過全機構型，在β=90°附近兩者達到最大差值。這主要是因為在β=60°時背風側平尾尚未分離，自身仍可提供升力；而迎風側平尾受垂尾的正壓力而產生負升力，因此表現出有無平尾構型的法向力系數C和俯仰力矩系數C相同；隨著β繼續增加至90°過程中，由于背風側平尾分離而升力減小，迎風側平尾受垂尾正壓力持續增加。

圖14 部件軸向力系數CAFig.14 The component CA

因此進一步確認模型B的C比模型A無垂尾構型小的原因是：模型B的T尾布局使得垂尾對高平尾產生反向作用力，而產生額外的低頭力矩。

從圖14可以看出：各種尾翼構型的軸向力系數C趨勢一致。由于C主要由摩擦阻力和壓差阻力構成，尾翼對此貢獻量較小。

從圖15～圖16可以看出：側向力系數C和偏航力矩系數C主要受機身和垂尾氣動力影響，而在各種側滑角情況下平尾的主升力方向氣動差異對垂尾的影響較小，因此各構型的氣動特性按照有無垂尾表現為兩種規律，其中偏航力矩系數C在β=60°前由于垂尾的氣動力而表現出兩種穩定性，在更大的β角下由于垂尾分離而對航向穩定性貢獻消失。需要注意的是翼身組合體構型由于缺少了短艙提供的穩定性，而表現出航向特性稍弱的現象。

圖15 部件側向力系數CYFig.15 The component CY

圖16 部件偏航力矩系數CnFig.16 The component Cn

從圖17可以看出：對于滾轉力矩系數C，也按照有無垂尾兩大構型表現出兩組滾轉特性，這是因為垂尾氣動中心與全機力矩參考點距離產生的額外滾轉。同時也要注意，翼身組合體的無短艙特點，在β為60°～90°之間表現出額外的滾轉特性。

3 系留載荷估算

3.1 估算方法

針對傾翻狀態需要分析的力平衡主要包括飛機自重、起落架支反力、氣動載荷和系留載荷。未保證系留載荷計算的保守性，一般采用空機重量來進行平衡分析，但大重量的重心位置也會對臨界系留載荷產生影響。

針對兩種飛機布局產生的俯仰力矩系數C特性差異較大，主要導致后傾翻的系留載荷不同，因此本文進行工程估算。假設后傾翻時前起落架支反力為0，以主起落架為平衡參考點，平衡狀態如圖18所示。

圖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為來流動壓；S為參考面積；L為參考長度；G為重力；T為前輪系留載荷；a為前輪距重心距離；b為主輪距重心距離。

根據模型A、B的布局參數，空機自重、重心和起落架位置等計算參數如表3所示。

表3 前輪系留計算參數Table 3 Nose landing gear tie-down load estimate parameters

3.2 對比結果

通過平衡方程估算前輪的前起落架系留載荷，模型A和模型B的對比如圖19所示。

從圖19可以看出：模型A飛機在側風60°～120°時需要前起系留，系留力最大為20 kN；而模型B飛機自重即可抵抗各方向側風，無需前起系留。

圖19 前起落架系留載荷對比Fig.19 The nose landing gear tie-down load

4 結論

（1）低平尾布局飛機，在90°側風時由于垂尾產生的正壓力對平尾和后機身的作用，會產生較大的抬頭力矩；對于高平尾布局飛機，則無此現象。

（2）俯仰氣動力差異導致低平尾布局飛機的前起落架系留載荷明顯增加。