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3.腹鳍和下小翼可以提高大迎角时的航向安定性。
关键词:
短距起降,飞机设计,飞行性能,缩比模型,飞行试验
1绪论
1.1背景和意义
1.1.1论文选题的背景
STOL(ShortTake-offandLanding,即短距起降)飞机是解决未来机场拥堵、环境噪音,和满足军用飞机对高生存性和高机动性需求的热点解决方案。
具有短距起降能力的飞机意味着更小规模的起降跑道,更陡的飞机降落航迹,和起飞和降落时小的速度和加速度,由此可以提高大型机场的跑道使用率和小型机场的使用,缓解大型机场拥堵状况,并可减弱军用运输机或战斗机对机场的依赖性。
目前对于STOL飞机的研究和应用多数集中于西方国家,并在中小型运输机和战斗机领域均取得大量理论和试验研究成果,并有多种飞机投入使用。
而国内虽然已有人提出研究短距/垂直起降飞机的必要性和紧迫性,但是鉴于我国当前经济条件和航空技术水平限制,不可能立即投入大量人力物力。
由于在航空领域技术的成熟期较长,因此可率先联合国内航空高等院校或者有关科研院所,从理论方面着手,进行相关分析和研究,为建立我国新型战斗机技术储备奠定基础[1]。
如今机场越来越拥堵,而航空运输还在继续快速增长,现有的机场基础设施和轴辐式空运系统将不能满足今后航空运输的需要,单单是机场基础设施的改变或升级,依然难以应对增长需求[2]。
图1.1世界航空运输发展
STOL技术的发展和垂直起降技术的发展密不可分,二次世界大战中,直升机的快速成熟和应用,促使人们研究一种能够兼顾直升机垂直起降能力和固定翼飞机高速巡航能力于一身的新型飞机。
20世纪40年代,早期的研制由美国率先开始,随后欧洲、加拿大、前苏联等地也相继加入。
对于实现STOL飞行的技术研究可分为两个方面,一方面是动力增升技术的发展和应用,另一方面是推力矢量技术的发展和应用。
50年代中期,美国和欧洲对动力增升技术进行了集中研究并获得十分引人注目的结果,动力增升使得飞机的最大升力系数由3左右直接增加至10以上。
起初,人们通过改进一般的机翼增升装置,通过优化前缘襟翼或后缘襟翼,升力系数也可以得到提高,但是很快就达到这一方法的极限,随后,研究者们提出用发动机喷流进行机翼增升,这些方法包括吹气附面层控制技术(BlowingBLC),喷气襟翼,引射式襟翼(Augmentorwing),用发动机射流对襟翼外吹洗(EBF)和机翼上表面吹气(USB)。
其中喷气襟翼和引射式襟翼的动力增升效果最佳,但是由于导气系统复杂笨重,且对发动机推力的影响较大,而最终没有得到实际应用。
用发动机射流对襟翼进行外吹气(EBF)和机翼上表面吹气(USB)则是在无法克服引射式襟翼系统复杂性障碍时,退一步的折中方案。
虽然气动效率上不及喷气襟翼和引射式襟翼,但是其系统更加简单,也更容易接受。
NASALangley研究中心于1956年1957年相继开始这两种技术的研究,初始的结果预示两种技术很好的发展前景,但是工业界并没有表现出太多的兴趣。
此时,在竞争C-5项目时,波音在其计划中引入这一技术,虽未竞标成功,但是却使得EBF这一技术迅速得到成熟,并最终于上世纪70年代被麦道公司采用,用于其YC-15先进中型STOL运输机(AMST)原型机开发中,即现在的波音C-17环球霸王。
USB技术的气动效能和EBF相当,推力恢复能力则要好于EBF,因为EBF技术使得发动机射流直接撞击后缘襟翼装置而造成部分推力损失。
此外,USB技术在噪音方面更具优势,由于发动机射流位于机翼上方,机舱内的噪音情况将得到明显改善,因此USB技术也更可能用于民用飞机。
上世纪50年代至80年代,NASA和工业界通过YC-14项目和QSRA项目对USB技术进行了广泛而深入的研究。
目前这一技术已基本成熟,将是未来民用和军用STOL飞机的首选技术。
此外,日本和俄罗斯都对USB技术有较深入研究,相应的全尺寸试验机均已成功试飞。
目前,随着机场拥堵情况逐渐加剧和军事作战对于场域灵活性要求的不断提高,STOL技术又再一次得到相关研究机构的重视,如NASA的CESTOL项目(Cruise-EfficientShortTakeoffandLanding高效巡航短距起降)和波音公司ATA计划(AdvancedTheaterTransport先进战区运输机)。
短距起降难点是如何获得高升力和保证短距起降和过渡状态的操纵性和稳定性。
1.1.2论文选题的意义
飞机的每次飞行,总是以起飞开始,以着陆结束,因此,飞机除了应具有良好的空中飞行性能外,还应具有良好的起飞着陆性能。
近代飞机由于向高速发展,翼载不断增大,起飞着陆性能恶化。
因此,研究和提高飞机的起飞着陆性能具有重要的现实意义。
本文从工程层面出发,对一架新型号轻型飞机进行总体设计、性能估算、验证机设计、制作和试飞。
为了实现短距起降,研究并采用了各种适用于轻型飞机的STOL技术,并通过理论计算和试飞来验证其效果。
这个毕业设计的结果将对本飞机的后续研发提供奠基性的指导。
1.2国内外研究现状
1.2.1国外研究状况
STOL飞机的研究概况可以分为三类飞机进行说明,即运输机,战斗机,和轻型飞机。
这三类飞机的气动布局和常规起降飞机没有太大差别,但通常采用较为不同的方式实现短距起降。
1、运输机
对于常规的大中型运输机或客机,为了缩短起降距离,通常采用复杂的机械式增升装置,如前缘襟翼、后缘襟翼等,以降低起降时的离地和接地速度。
但是其升力系数的极限在3-4之间,远不能满足短距起降的要求。
因此,研究者们提出动力增升方案,即采用发动机推力间接或直接产生升力。
50年代中期,美国和欧洲对动力增升技术进行了集中研究并获得十分引人注目的结果,飞机的最大升力系数由3左右直接增加至10以上,如图1.2所示。
图1.2最大升力系数发展历史
对于螺旋桨飞机,动力增升方法是螺旋桨滑流偏转(DeflectedSlipstream)或者倾转机翼(Tilt-Wing)。
如图2所示,左侧为螺旋桨滑流偏转,右侧为倾转机翼。
图1.3螺旋桨飞机动力增升方法
对于喷气式飞机,动力增升方法包括吹气附面层控制技术(BlowingBoundaryLayerControl),喷气襟翼(JetFlap),引射式襟翼(Augmentorwing),用发动机射流对襟翼外吹洗(ExternallyBlowingFlap),机翼上表面吹气(USB)和推力矢量偏转(VectoredThrust),如图1.4所示。
图1.4喷气式飞机动力增升方法
以上所述动力增升方式均能取得很好的动力增升效果,其最大升力系数均可达到8-10。
图1.5给出了喷气式飞机动力增升的极曲线。
图1.5喷气式飞机动力增升极曲线
在STOL运输机的研究过程中,相关研究机构进行了大量的验证机试飞研究。
这些飞机均有力的证明了上述动力增升方案的有效性,相较于常规飞机,起降距离大幅缩减。
此外,在起降飞行过程中,由于速度较低,且气动力和发动机推力的耦合,使得飞机的操稳特性有明显恶化,相关的增稳控制系统和飞行品质研究的成果有效解决了这一问题,使得安全可靠的短距起降成为可能。
尽管如此,STOL飞机并为能得到广泛应用,其主要问题在于短距起降性能对飞机的巡航性能影响较大,二者未能得到较好的结合。
目前,仅有美国的C-17环球霸王运输机投入实际使用。
从起飞重量上看,这些验证机多数属于轻型和中小型运输机,起飞重量分别为20吨和70吨左右。
而C-17则属于重型运输机,其最大起飞重量可达265吨。
目前,机场拥堵现象的正在进一步恶化,STOL运输机依然是相关机构的研究热点。
未来的STOL运输机依然采用动力增升技术,基本原理保持不变,但是为了降低对飞机巡航性能的影响,飞机的布局形式将有较大的变化,如图1.6所示无尾倾转机翼布局和图1.7所示分布式发动机布置。
起飞重量将向重型运输机倾斜。
图1.6倾转机翼运输机
图1.7分布式发动机布置
2、战斗机
对于战斗机来说,STOL性能并非其设计的主要约束条件。
一方面,STOL主要作为可垂直起降(VTOL)战斗机的一个备选起降方式,相对于垂直起飞,短距起飞可有明显的有效载荷和航程优势;
另一方面,战斗机往往具有较大的推重比,滑跑距离一般较短,又可通过尾部推力矢量的偏转控制飞机滑跑姿态,快速抬头,离地并爬升,或者可通过滑跃起飞缩短跑道距离。
50年代至80年代,约有60多种原型机进行了研制和试飞,但最终只有以采用推力转向喷管的英国霍克公司生产的P1127试验机试验成功,并以此为基础形成了英国最著名的鹞式“V/STOL战斗机家族”,这也是世界上第一种实用化的固定翼垂直短距起降战斗机。
时至今日,已经发展成多个系列。
采用矢量推力,实现短距起降,被继承下来。
现在,从成熟的STOL战斗机代表雅克-141和F-35B的设计上可以看出,采用升力发动机或升力风扇与主发动机组合的动力布局是STOL战斗机动力的最佳选择。
3、轻型飞机
轻型飞机一般是指最大起飞重量小于5700公斤的飞机。
相对于前述的运输机,此类飞机的翼载荷通常较小,STOL的实现主要是通过选用推力较高的发动机和简单的机械增升装置。
由于整体较为简单,性能要求不高,研究机构的专门的研究资料并不多见,主要为通用飞机公司或个人提出和论证的概念方案。
1.2.2国内研究状况
国内关于STOL飞机的研究目前还仅限于零散的理论分析或小型缩比模型的研究,还未有系统深入的研究和应用。
一方面是我国的航空工业相对落后,STOL技术近期还不是主要研究热点,不可能立即投入大量的人力物力。
另一方面,军事上和民用上对STOL技术的需求当前还不紧迫。
但是应该看到,我国的航空产业和军用航空均在以前所未有的速度发展,机场拥堵也将很快出现,另外航空母舰的发展以及我国西北和广大海域的地形地貌都将对STOL飞机的发展提出需求。
因此,有关学者已经意识到开展相关方面的预先研究的必要性和紧迫性,并提出以率先由高校院所进行STOL技术的理论分析和论证,为未来新型飞机的发展做好技术储备。
1.3课题研究方法
1、理论计算
通过CFD计算,可以得出该STOL飞机在各个迎角下的升力系数和阻力系数。
然后利用飞行性能估算公式、经验公式和相似原理,得出飞行性能。
2、模型试验
利用相似原理设计的缩比无人验证机进行飞行试验,测量其起降滑跑距离、最大(小)平飞速度等参数,可以验证该STOL飞机的相应性能,而且也可以更加准确地估算其、等气动参数。
1.4论文构成及研究内容
本论文共分为5章,具体如下:
第1章:
绪论。
介绍选题背景和意义、国内外短距起降飞机的研究状况,并给出本课题的主要研究内容。
第2章:
STOL飞机的指标特征和构型研究。
首先通过统计相关研究成果的具体数据,对STOL的起降性能指标进行定量说明,然后对实现STOL的各种动力增升形式进行了归纳和分析,提出本文设计和研究STOL构型。
第3章:
某STOL飞机总体设计。
对飞机的起降流程和距离划分进行概括说明,在此基础上分别对矢量推力STOL飞机和滑流偏转动力增升STOL飞机的起降性能进行了详细的定量分析。
第4章:
某STOL飞机缩比模型设计。
利用相似理论,确定了1:
3缩比验证机的各个参数,并进行了结构设计。
第5章:
某STOL飞机及其缩比模型部分性能估算。
第6章:
缩比模型制作和试验。
进行了缩比模型的制作和飞行试验。
本章详细叙述了模型的设计过程和设计参数,以及模型的制作和试验结果。
对实验数据进行了处理,与前文计算结果进行比较分析。
2STOL飞机的指标特征和实现方法研究
首先通过统计相关研究成果的具体数据,对STOL的起降性能指标进行定量说明,然后对实现STOL的各种动力增升形式进行了归纳和分析。
2.1指标特征
对于STOL飞机,最重要和最主要的性能指标是起降距离。
由于飞机的降落距离一般小于起飞距离,且降落距离对驾驶员的操纵较为敏感,因此这里只考察飞机的起飞距离。
飞机起飞距离的定义由飞机适航规定给出。
根据民机适航条例的要求,起飞距离是下述两种距离的大者(如图2.1所示):
(1)在起飞决策速度时意识到单发停车情况从起飞始点到飞机高于起飞表面10.7m时经过的水平距离,起飞航迹必须满足适航标准。
(2)全发工作情况从起飞始点到飞机高于起飞表面10.7m时经过的水平距离的1.15倍,起飞程序与
(1)一致,在计算中要求用相同的V。
图2.1适航条例规定的起飞距离定义
目前,对于STOL并没有明确的划分界限。
文献[30]指出:
短距起落一般指在300m的起落距离内飞越15m的障碍物。
对于中小型运输机包括军用飞机和民用飞机(70-100座)来说,STOL飞机应该能在2000英尺(约600m)内完成起降,此外,对于民用飞机,有文献将场长距离定义为2000英尺(约600m),这一距离也是城市规划者所能提供的最大距离;
而对于战斗机来说,当所要求STOL能力不同,起降的场长要求也将不同,可分为三档700英尺(210m)、1200英尺(360m)和1900英尺(570m)。
为了对STOL飞机的性能进行较为统一的研究,本文统计了一系列常规起降和短距起降飞机的最大起飞重量和相应的起飞距离,忽略飞机的翼载荷,推重比,增升装置,布局形式,动力装置等具体细节,直接得到不同重量级飞机的短距起飞的性能指标的大致范围。
由图2.2可看出,对于起飞重量在10-80t中小型运输机来说,当其起飞距离在200~600m之间时,即可称之为具有STOL飞机。
由图2.3可以看出,在CTOL(ConventionalTakeOffandLanding)范围内,各类轻型飞机的起飞距离呈现明显的四边形分布,随着起飞重量的增加,飞机的起飞距离逐步增大。
由于轻型飞机多为通用飞机,一般来说,整体的机构较为简单,通常没有复杂的增升系统,尽管在四边形的左侧,相当数量的飞机号称STOL,但是其短距起落性能并没有显著的区分。
因此,图2.3中的STOL区域可作为未来发展的预测,当飞机的起飞重量在2000kg左右时,其可在100m左右的跑道上起降,当起飞重量在4000kg时,可在200m左右的跑道上起降,6000kg时,可在300m左右的跑道起落。
图2.2运输机起降距离
图2.3轻型飞机起降距离
2.2实现方法
下面关于实现方法的讨论主要是针对飞机本体的设计特征,不包括弹射、滑跃、火箭助推等外部STOL实现方法。
粗略来讲,飞机起降的滑跑距离可分别由公式(2.1)和(2.2)确定。
(2.1)
(2.2)
是起飞离地速度,
为起飞滑跑过程中的平均加速度。
是降落接地速度,
是降落滑跑过程中的平均减速度。
分析上述公式表明,存在两条缩短飞机起飞和着落距离的途径。
第一条是在起飞滑跑时提高加速度和在着陆滑跑时提高减速度。
要在起飞时做到这一点是通过加大发动机推力或安装起飞加速器的办法提高加速推力。
在着陆时采用发动机推力反向、空气减速装置、起落架制动以及在着陆跑道上的各种阻滞装置。
应指出,飞机主参数影响值
是不一样的。
如当起飞滑跑时希望在大升力下有小的阻力,而当着陆滑跑时则相反,要在小升力下有尽可能大的阻力。
推重比和摩擦阻力也不同地影响着起飞和着陆的滑跑距离。
第二条途径是减小飞机的起飞离地或降落接地速度。
主要有两种方法,一是降低翼载荷,二是提高飞机的最大升力系数。
降低翼载荷的办法对于运输机和战斗机来说,一般不可取,一方面降低了乘坐的舒适度,另一方面降低了飞机的巡航性能,因此通常应用于性能要求较低的轻型飞机。
提高飞机最大升力系数的办法为动力增升技术,可分为三类,如图2.4所示。
第一类主要靠控制附面层增加机翼的升力,这种方法的实质是靠增加附面层能量来保证在足够大的迎角范围内对机翼的无分离绕流,因此本质上和前缘缝翼及襟翼的工作原理并无区别。
第二类是复合法,利用超环流现象增加机翼升力,并利用机翼偏转发动机尾喷流或螺旋桨滑流产生升力分量。
这类方法主要包括前面叙述过的喷气襟翼、引射式襟翼、上表面吹气、下表面吹气、和螺旋桨滑流偏转。
喷气式发动机为动力的动力增升方式在前文已有叙述,这里略去不再重复。
第三类方法是借助推力源直接无环量产生升力,这条途径可实现任意小速度下的起飞和着陆,因此多用于可垂直起降的战斗机,其关键技术多为发动机技术。
图2.4短距起降动力增升方法
2.3轻型STOL飞机的新布局
采用近距耦合鸭式布局,利用鸭翼与机翼之间的有利干扰,获得较大的临界迎角和最大升力系数。
临界迎角越大,则飞机的爬升轨迹和下滑轨迹就可以越陡,可以缩短起降时的空中距离;
而最大升力系数越大,进场和触地速度就可以越小,对缩短起降时的空中距离和地面滑跑距离都有利。
3STOL飞机设计
3.1设计目标与要求
本项目针对目前各种载人飞机起降场地要求高,迫降风险大,难以在城市和无平坦场地的大部分地形地貌情况下起降的弱点,设计了一款单座超轻小型STOL固定翼飞机。
设计目标是该机不但能在普通操场(长度大于100米)或者平整的楼顶以及类似场地安全起降,包括操场周围有树木、楼房(高度低于15米)的情况;
而且飞行器构造简单,成本低廉,便于普及。
常规(超)轻型STOL飞机基本都采用常规布局加增生装置来实现短距起降,而本飞机将采用小展弦比、中等后掠机翼加鸭翼的气动布局。
具体要求如下:
可以在周围障碍物高15m的操场上起飞和降落
1、续航时间3h左右
2、构造简单、成本低廉、便于普及
3、外段机翼可折叠或者便于拆卸,以减小停机空间
4、巡航速度和最大速度较大
5、单座STOL飞机。
可作为交通工具、旅游观光机、运动飞机
6、有改成双座飞机的潜力,但是双座飞机具有正常起降能力。
可以作为教练机、交通工具、旅游观光机
3.2气动布局设计的依据
3.2.1气动布局设计的目的
气动布局设计的目的是选择各种气动措施的最佳组合,也就是得出满足设计要求的最佳气动布局。
提高气动性能的基本要求是减小阻力,增加升力和提高升阻比[3]。
对于本飞机,首要的要求是提高短距起降性能,其次是续航能力。
1、减小摩擦阻力
2、减小波阻
3、减小诱导阻力
4、减小配平阻力
5、增加升力线斜率
6、提高最大升力系数
7、提高升阻比
8、改善大迎角气动特性
9、改善起飞着陆性能
10、隐身性对气动外形要求
11、减轻结构重量
3.2.2鸭式布局的设计依据
优点:
对于静稳定的飞机,鸭翼的平衡力向上,提高了全机的升力;
大迎角时鸭翼对机翼产生有利的升力干扰,能显著地提高大迎角时的升力;
鸭翼比机翼先失速,有较好的失速保护特性。
和气动弹性剪裁的后掠翼联用,有助于使机翼产生接近于椭圆的展向载荷分布,从而减小了飞行阻力。
缺点:
鸭翼产生额外的诱导阻力;
起飞着陆和大迎角的配平能力可能不足;
平衡阻力可能比常规布局大;
前缘涡破裂会带来不稳定性。
鸭式布局的配平:
(3.1)
,是鸭翼相对机翼的面积比;
,是鸭翼力臂与机翼平均气动弦长之比。
绝大部分飞行情况下,翼身组合体的升力系数,鸭翼的升力线斜率;
对于静稳定的飞机,,则。
而主要是机翼在起作用,故;
于是,,即,为保证飞机的纵向稳定性,鸭翼的迎角必须大于机翼的迎角。
无尾飞机为减小配平损失,需采用扭转机翼,保证,当巡航飞行时,
(3.2)
其中,巡航时的升力系数。
本飞机有鸭翼,而且为了延缓翼尖失速采用了扭转机翼,所以配平损失会比无尾布局低;
如果采用S翼型,其力矩系数不需要比零大很多。
反过来说,从配平角度考虑,鸭翼的配平舵偏角和机翼扭转角也不需要很大。
对于鸭式布局,大后掠角小展弦比的鸭翼有助于提高最大升力系数,而小后掠角大展弦比的鸭翼则有助于提高最大升阻比。
鸭翼对机翼的干扰有三个因素:
鸭翼的下洗、鸭翼的尾流、鸭翼和机翼的不稳定前缘涡。
鸭翼相对机翼的位置要是适中的话,其下洗可以减小机翼的局部迎角,控制机翼的分离;
前缘涡可能有一定的有利干扰作用。
而如果相距太近,鸭翼的下洗和尾流直接降低机翼的升力;
如果相距太远,则前述下洗和旋涡的有利干扰减弱。
本STOL采用鸭式布局的目的是利用近距耦合鸭式布局在大迎角时产生巨大的涡升力,通过合理设计使得鸭翼涡较强而主翼涡较弱,获得最有利的干扰。
对近耦合鸭式布局,已有很多研究人员进行了大量的研究。
NASA的B.B.Gloss对鸭式布局各种几何参数进行了较系统的研究,其主要目的是通过测力来寻找参数影响规律,这方面的资料已有文献进行了很好的总结。
在机理研究方面,F.Stoll和D.G.Koenig通过测力、测压实验,发现鸭式布局可以有效提高最大升力系数,在流态上鸭翼可以推迟机翼前缘涡的破裂,即使在鸭翼完全失速的情况下这种延迟效果依然存在。
J.Er-El与A.Seginer研究了鸭式布局大迎角的涡干扰机理,并将鸭翼影响机翼流场的机理按后掠角分为两种类型:
对中等后掠鸭翼,鸭翼涡对机翼的影响主要体现为对机翼内段前缘的下洗,对大后掠鸭翼,影响主要体现为鸭翼涡与主翼涡的诱导。
D.Hummel和H.Chr.Oelker对中小迎角下鸭式布局流场特征进行了探讨,指出在该迎角范围,鸭翼对主翼的影响主要表现为鸭翼涡对机翼前缘下洗进而改变机翼前缘的有效迎角。
G.E.Erickson通过油流和激光蒸汽屏方法对鸭式布局在有无鸭翼时表面及空间流态进行了比较,实验在亚跨超且大迎角状态下进行,研究发现鸭翼可以消除机翼前缘涡和机翼上表面之间的激波,同时可以使机翼前缘涡得到增强以延迟其破裂。
A.J.Ponton,M.V.Lowson和R.V.Barret通过测力及流场测量对由53°
后掠机翼构成的翼身组合体鸭式布局进行了研究,指出相对于无鸭翼情况,鸭式布局在小迎角及中等迎角的增升主要是鸭翼本身产生升力的结果,只有到了大迎角,特别是失速点附近,增升的量值才超过鸭翼本身产生的升力。
鸭翼与主翼的干扰有利还是有害与鸭翼的下洗和机翼涡的状态有很大关系,有利
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