Vo1.51 NO.3 工程与试验ENGINEERING&TEST Sep.2011 受方向舵偏度限制的空中最小操纵速度试飞研究 程伟豪,焦连跃,张 强 (中国飞行试验研究院,陕西西安710089) 摘 要:根据CCAR一25m的合格审定要求,分析了民机空中最小操纵速度的基本原理。由基本的横航向动力学方 程出发,推导出飞机机体抗偏航能力公式,分析了影响因素及其物理意义。在此基础上,给出了一种数据处理分析 方法,基于精确的发动机推力模型,该方法能够换算得到任意wAT组合条件下的空中最小操纵速度。 关键词:空中最小操纵速度;偏航力矩;推力换算;合格审定 中图分类号:V217 .33 文献标识码:B doi:10.3969/j.issn.1674—3407.2011.03.009 Flight Test Technology Research on Air Minimum Control Speed Limited by Rudder Deflection Cheng Weihao,J iao Lianyue,Zhang Qiang (Chinese Flight Test Establishment,Xi’an 710089,Shanxi,China) Abstract:In this paper,the basic theory of the Air Minimum Control Speed(Vmca)of civil air— plane from the requirement of CCSR一25’S compliance is analyzed.From lateral and yaw aerody— namic equation,the expression of airplane’S yawing capability is deduced,the influence{actors and actual physical meanings are analyzed.Based on the above analysis,a method of data reduc— tion is proposed.The method could calculate Vmca in any given desired combined WAT condi— tions,if have acquired an accurate engine performance mode1. Keywords:air minimum control speed;yaw moment;thrust conversion;certification 一个科目。由于V 试飞时飞机已处于气动失速 引 言 的边缘,而方向舵还处于全偏状态,副翼也处于相对 大的一个偏度,一旦飞机失速,飞机进入尾旋的概率 最小操纵速度(VM 、V VM )是民用飞机 将会相当大。因此,出于试飞安全考虑,通常在进行 合格审定试飞最重要的科目之一,其大小会直接影 V 试验时,仅仅试验到失速告警速度就停止,不 响到V 、V 、V 等起飞速度的确定,对于飞机的 再进行更小速度的试验,尽量避免飞机的气动失速 起飞和着陆性能同样具有重要影响。由于国内生产 甚至尾旋。正因如此,绝大多数飞机的V 临近失 的民机较少,虽然以前曾经对此科目进行过试飞,但 速而不能够充分利用5。滚转角进行试验,这就对数 是并未形成完整的理论体系。因此,本文对空中最 据处理方法提出了更高的要求,希望能由试飞数据 小操纵速度(VM )科目的要求、原理、影响因素、试 换算至规章要求的极限状态并能给出任意WAT条 验方法和数据处理方法进行研究分析,提出了一种 件输入的V”c 值。 由试验结果换算到任意wAT(重量、高度、温度)状 本文只讨论VM 。V (进场着陆的最小操 态下最小操纵速度的数据处理方法,能够用于民用 纵速度)理论同V 。 ,主要不同之处是飞机处于进 飞机最小操纵速度试飞。 场着陆构型,并增加了由于突风而要求的横向操纵 目前,普遍认为V 是比失速试飞风险更大的 裕度的考虑。 [收稿日期]2011—08—12 [作者简介]程伟豪(1981一),男,河南许昌人,工程师,研究方向:飞机飞行品质试飞。 ・ 29 ・ 工程与试验 对于重量选择的考虑,由于V 随重量的增加 2条款要求和分析 2.1 条款要求 而减小,失速速度随重量的增加而增大 ],对于大多 数民用飞机来说,VM 又和V 相当接近,因此,通 常选择轻重量进行试验,一方面保证试验可以安全 顺利地进行,另一方面,又能够直接得到所期望的最 大的VM 值。试验只需选择一种轻重量即可,如果 试验证明VM 较大,设计方又想将其作为重量的函 CCAR一25部对VWA的要求为: V 是校正空速,在该速度,当临界发动机突然 停车时,能在该发动机继续停车情况下保持对飞机 的操纵,并维持坡度不大于5。的直线飞行。 在下列条件下,V 不得超过1.2V : (1)发动机处于最大可用起飞功率(推力)状态; (2)重心在最不利的位置; (3)飞机按起飞状态配平; (4)海平面最大起飞重量(或验证V 所需的任 何较小的重量); (5)飞机处于腾空后沿飞行航迹最临界的起飞 形态,但起落架在收起位置; (6)飞机已腾空,地面效应可忽略不计; (7)停车发动机的螺旋桨按适用情况处于下列 状态之一: 风车状态;在对于该螺旋桨操纵装置的特定设 计最可能的位置;如果飞机具有表明符合§25.121 的爬升要求时可接受的自动顺桨装置,则顺桨。 在速度V ,为维持操纵所需的方向舵脚蹬力 不得超过667N(68kg;1501b),也不得要求减少工作 发动机的功率(推力),在纠偏过程中,为防止航向改 变超过20。,飞机不得出现任何危险的姿态,或要求 特殊的驾驶技巧、机敏或体力。 2.2条款分析 进行V c 试验的目的是演示在起飞期间,当临 界发动机在V川 突然停车时,飞机是安全可控的。 安全可控具体表现为:在不对称发动机推力产生的 最大偏航力矩下,飞机可以使用倾斜角不大于5。、 脚蹬力不大于飞行员可以忍受的最大短时作用力 (1501b)来维持固定航向飞行,并且在纠偏过程中, 飞机的航向改变不得超过20。,也不得出现任何危 险的姿态或要求特殊的驾驶技巧、机敏和体力。 对于V 试验,最不利的重心位置为后重心。 因为在后重心装载下,方向舵的作用力臂最短,纠偏 能力最弱。横向重心也应调为最临界情况,由于民 机通常使用最大横向燃油不平衡量来限制飞机横向 重心的偏移,故试验时,应将左右侧燃油调整为飞机 允许的最大燃油不平衡值,使不工作发动机侧的燃 油更多,保证由发动机推力产生的偏航力矩更大,阻 止飞机滚转趋势所需的操纵更多,得到的试验结果 更加保守。 ・ 30 ・ 数,那么可以通过本文所述的理论推导得出。 条款允许使用最大5。的有利滚转角来降低最 小操纵速度。绝大多数飞机的V 受航向操纵的 限制,极少的飞机是受横向操纵限制(主要是那些单 发停车后由工作发动机造成附加的大的滚转力矩的 飞机)。通过飞机受力分析可知,对于受航向操纵限 制的飞机,V 的最小值测定是在飞机向工作发动 机倾斜5。得到的,但是对于受横向操纵限制的飞 机,VM 的最小值测定是在飞机向不工作发动机倾 斜5。得到的。本文只讨论受航向操纵偏度限制的 VMcA试验。 最小操纵速度试飞方法根据飞机飞行特性和期 望的最终目标的不同而有所区别。本文讨论一种相 对安全简单的V 试验方法,主要通过事后的数据 处理分析,确定最临界情况的V 值。 3试验理论及试验条件的分析 首先分析直线匀速飞行的静态/横航向运动方 程: ∑ 一0 C + + 一0 (1) ∑M 一0 C T+C +C +C 一0 (2) EF 一0 C,s。+C +C +CL sin 一0(3) o 令小导数等于零,即: C 一O C 一O 从方程(3)中解出: lf=一 一—— (4) 从方程(1)中解出: 一一 (5) 捃。 将(4)式代入(5)式,得到: 一舞×丁坫 CLsin ̄+C佑  ̄& 将(4)、(5)式代入(2)式得到: CLsine +CC T+ ————一T+ C ×(一—×(一——— ——一 ̄&)+c时 ,+ )+C时,+ ,程伟豪,等:受方向舵偏度限制的空中最小操纵速度试飞研究 ×C ×—*GCLsin 6+C ̄&一一。 第一个点,机翼水平状态容易建立。第二个点,零侧 滑,滚转角大约在2。~3。。第三个数据点是在不出 现过分抖振情况下可供使用的滚转角获得的。为数 整理方程后可以得到: c 一[警 + "]× + (… 6), 据拟合的需要,通常还可以通过向不工作发动机倾 斜2。一3。获得一个附加数据点。 图1中的截距点(C sine一0)是在机翼水平时 『l + c 。 C ]-J ×cjJSin  ̄":K1-- --. 一-FC ̄q一 全偏方向舵情况下得到的试验点,C sine最大值 (同时c 值也是试验最大值)的点是由向工作发动 一器+ C,GCo 那么(6)式可以写成: C rr—K1× ×K2XCL sine (7) 为了便于分析研究,定义一个新的参数C…表 示飞机气动力产生的偏航力矩。当飞机处于稳定直 线飞行时,飞机气动力产生的偏航力矩(由方向舵和 侧滑产生)是和发动机产生的偏航力矩C 精确平 衡的,即:C…一C 。那么式(7)可以改写为 C 一K1× +K2×CLsin (8) 式(8)表示,飞机气动产生的偏航力矩由使用的 方向舵偏度 和升力系数滚转方向的分量C sine 决定。当方向舵偏度为定值时,式(8)中K1× 为 一常值,C…只与C sin¥有关,且呈线形关系。图1 给出了典型的方向舵偏度分别处于不同的固定位置 时C… 对C sine的理论曲线。 图1不同方向舵偏度时机体偏航能力曲线图 在最小操纵速度试验中,使用最大的方向舵偏 度来产生最大的纠偏力矩以达到使飞机的稳定飞行 速度降至最小。根据这一原则,图1中关心的线就 是最上面的方向舵偏度处于全偏时的直线。下面将 只考虑这条方向舵偏度最大时的飞机纠偏能力曲 线。 图1是由以下试飞方法确定的:使用两种以上 的滚转角进行试验来确定C 与C sin}的关系:关 闭临界发动机,将工作发动机调到最大允许推力,缓 慢减速同时保持恒定航向,直至达到方向舵全偏。 机滚转5。得到的数据点。 图l给出了全偏方向舵情况下,飞机在相应的 C sine参数值下能够提供的最大纠偏力矩。位于 此线以下的所有点表示飞机在对应的重量W、当量 空速 、滚转角 组合情况下(即C sine),飞机无 需全偏方向舵就能平衡发动机产生的偏航力矩。相 反,位于此线以上的点,飞机全偏方向舵也不能平衡 发动机产生的偏航力矩,飞机仍然向不工作发动机 一侧偏航。那么,试验得到的这条曲线就代表了满 足规章要求的在相应的C sine情况下纠偏能力的 极限。 原则上,通过改变不对称推力、空速、重量和倾 斜角这些参数的任一个,都可以获得图1的机体曲 线数据。但是,因为对于大多数飞机, Ⅲ 和失速 速度几乎同时发生,因此,对于大多数变量有一些严 格限制。通常,最大不对称推力的任何减小将导致 V眦 减小到低于失速速度,而重量的任何增加将引 起失速速度增加至大于V ,因此,只有倾斜角这 个参数可以合理地变化。 为了使失速速度和最小操纵速度的间距最大, 试验通常是在尽可能小的重量和最大允许不 对称推力(如果发动机制造商同意,甚至可以使用短 时间过度供油)条件下进行。最大不对称推力的使 用仅仅是为了安全顺利地得到这些数据点,而非必 须。相反,如果飞机具有大的单发剩余推力,那么通 常使用较小的不对称推力差来确定机体纠偏能力曲 线,使用的推力应该能够保证:(1)飞机具有较小的 爬升率或俯仰角;(2)在向工作发动机滚转5。时飞 机不出现失速抖振。 从理论上讲,飞行试验得到的机体曲线可以在 任何外界环境(高度、温度)下得出,为了得到更多的 试验点,以便获得更为准确的机体曲线,试验通常在 几个不同的高度上进行,最后综合所有高度上的试 验点给出一条试验曲线。 飞行试验最重要的目标就是获取如图l所示的 准确的机体极限抗偏航能力曲线。如果在规定的最 小飞行重量,飞机的V 值接近飞机的失速速度 ・ 31 ・ 工程与试验 ,那么申请人可以选择将其作为唯一的 值, 但是,如果在轻重量时,、/, 值较大,那么考虑到飞 机的性能水平,申请人面临可能不得不将V 值作 为重量函数的选择。这就要求飞机具有准确的推力 模型,能够提供任意外界环境条件下工作发动机的 安装净推力和停车发动机的风转阻力。 4 由试验结果向任意条件的换算 一旦由飞行试验获得了机体的最大偏航能力曲 线,那么就可以求出飞机在申请审定的所有起飞高 度、温度下,在任意飞机总重情况时的飞机空中最小 操纵速度。 首先,给定一组期望计算的WAT组合条件,在 一个涵盖其V 值的足够大的速度范围内按一定 速度间隔给出一系列当量空速点,利用下面公式分 别计算一系列的C 和C sin ̄,: — q,DO 警 (9) C sinj&一Wsin (1O) q 将式(9)除以式(10),得: L』C siW sine (11)\ L ne—b由于F 在较小的速度范围内随速度变化并不 大,可以认为给定的WAT条件下 ,,和C sine,呈 线性关系,其斜率为 l0W Sl 'nb en 。将这条假想的曲线以 同样的方式画在图1中。 图2重量对偏航力矩的影响 如图2所示,机体能力曲线表示全偏方向舵时 飞机在相应的C sin 下具有的最大纠偏能力,而虚 线表示在期望的WAT条件下,飞机具有的CJJ sine 值和全部最大不对称推力的C 值。在两条线的交 点以下部分,表示在某 sin ̄,值下飞机能够纠偏的 最大能力大于此时最大不对称发动机推力产生的最 ・ 32 ・ 大偏航能力,即在规章的要求下飞机是航向可控的。 相反,在两条线的交点之上,由于速度较小,飞机机 体的纠偏能力不足以抵消最大不对称发动机偏航力 矩。那么,交点处恰是给定条件下飞机机体能够抵 消发动机偏航力矩能力的最小速度(使用全偏方向 舵和5。有利滚转角)。使用该点处的C sin 值通过 公式(10)就能方便地反推出最小速度 。 任意给定一组WAT,就能如前所述快速地计 算出期望的起飞条件曲线,进而求出该条件下的 V 值。通过分别固定WAT三者中任一种,可以 研究每一变量对V 的影响。 固定高度、温度,通过变化飞机总重,可以得到 图3,其中Gw3>Gw2>GW1。从图3中可以看 出,随着总重的增加,最大的 增大,CLsine增 大,对应的最小操纵速度减小。 图3重量对偏航力矩的影响 固定重量、温度,通过变化起飞高度,可以得到 图4,其中AI T3>AI T2>AI T1。从图4中可以 看出,随着高度的增高,最大的C 增大,Cj sin ̄增 大,对应的最小操纵速度减小。 图4高度对偏航力矩的影响 温度对偏航力矩的影响类似高度的影响,因为 (下转第6l页) No.3 2O11 罗英,等:MAN 32/40柴油机连杆活塞销衬套孔探伤方法的研讨 H0 最大偏心磁化:r—a/2—30 (4) /, 分段磁化次数:n—s/i 一13(次) 磁化电流:I一1800/n一138(A) 分段磁化电流,按有效磁化长度的导体直径的 J . \l 4倍计算:I一10D/4—450(A) \ |Hl=85%H0 8--D/2一r0 / J 连杆活塞销衬套孔采用中心穿棒不理想,一是 \ro:85%r1 需要强大电流和无法用直接通电法,二是探伤工件 需要磁化13次,这种方法在连杆活塞销衬套孔实际 探伤中都无法适用,只有偏置中心导体法可使用。 图4导体偏置示意图 为简化计算及探伤方便,推导出偏置中心导体 法公式: I===lOD(1+2h/D) (5) 式(5)中,h为连杆活塞销衬套孑L壁厚厚度。 5 结束语 结合MAN 32/40柴油机连杆的结构特点及探 伤要求,进行比较、分析,提出了偏置中心导体法,并 图5 内孔磁场分布曲线 通过理论和试验验证,该检测方法具有操作简便、可 靠性高、计算方法简单等特点,可节省大量人力、物 磁化,就是把连杆活塞销衬套孔分成几段磁化,每段 力和财力,缩短检测周期,在实际的检验中具有很高 磁化覆盖面为15 ,有效磁化长度约为导体直径的 的可推广性。 4倍,检测时要转动工件一周以上的圆孔。 从理论计算:分段磁化次数取决于有效磁化范 参考文献 围,分段磁化电流乘以分段磁化次数应大于或等于 要求的磁化范围。 [1] 中国机械工程学会.无损检测论述[M].无锡无损检 测出版社,2001. 分段磁化次数:n===s/I 一7c/e (3) [2] 国防科技lT业磁粉检测[M].机械工业出版社,2004. 举例:D一180(孔径),d一60(孔的长度) [3] 常用钢材的磁特性手册[Ⅳ【].兵器_T业无损检测,2003. (上接第32页) 发动机的不对称偏航力矩系数由不对称推力和当量 的最低海平面高度,ISA或更低的温度等)下进行试 空速决定,而不对称推力是由高度、温度、速度决定。 验,以便直接得到最为准确和保守的V 值。在压 高度越高,不对称推力越小,温度越高,不对称推力 力高度小于3000{t以下的V 试验,如果其它方 也越小。 面达到了试验要求,通常是不必进行推力换算的。 本文讨论的试飞方法及数据处理方法仅仅适用 5 结束语 于受方向舵偏度限制的最小操纵速度,给出的数据 分析方法可以用于各型民机的V 试验。 如果能够得到发动机的准确推力模型,使用本 文提到的方法能够求出任意给定WAT条件下的空 参考文献 中最小操纵速度。理论上,机体曲线可以在任意条 件下获得,但是出于试验准确性方面的考虑,如果试 [1] CCAR一25中国民用航空条例第25部运输类飞机适航 验条件许可,还是应在最临界的条件(最小飞行重 标准Is]. 量、最后重心、发动机推力误差带的上限、安全所需 [2] AC25—7A运输类飞机合格审定飞行试验指南Is]. ・ 61 ・