小迎角縱向不穩(wěn)定飛機(jī)起飛安全性分析

耿建中，姚海林，段卓毅

（中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院總體氣動(dòng)所，陜西西安 710089）

0 引言

沒有縱向靜穩(wěn)定性的飛機(jī)很難操縱，駕駛員如果稍有疏忽，飛機(jī)就會(huì)進(jìn)入無(wú)法控制的狀態(tài)。因此，傳統(tǒng)飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)均具有一定的靜穩(wěn)定裕度，即使現(xiàn)代飛機(jī)采用放寬靜穩(wěn)定性，甚至不穩(wěn)定的設(shè)計(jì)思想設(shè)計(jì)飛機(jī)，也會(huì)采用控制系統(tǒng)使等效飛機(jī)系統(tǒng)滿足穩(wěn)定性的要求。

國(guó)內(nèi)外對(duì)于縱向靜不穩(wěn)定的研究，集中在大迎角飛行狀態(tài)，關(guān)于小迎角不穩(wěn)定對(duì)飛行安全影響的研究很少。而對(duì)于螺旋槳飛機(jī)，在公開的資料和文獻(xiàn)上，多局限于滑流影響的數(shù)值模擬算法研究，沒有相關(guān)氣動(dòng)特性及其靜不穩(wěn)定對(duì)飛機(jī)飛行安全影響的詳細(xì)描述。

由于螺旋槳滑流的影響，某運(yùn)輸機(jī)大拉力系數(shù)小迎角時(shí)縱向靜不穩(wěn)定，這種狀態(tài)是否會(huì)影響飛機(jī)的飛行安全決定于:（1）飛機(jī)正常飛行，是否會(huì)處于縱向不穩(wěn)定狀態(tài)；（2）飛機(jī)什么情況下會(huì)進(jìn)入縱向靜不穩(wěn)定狀態(tài)，進(jìn)入該狀態(tài)后飛機(jī)的響應(yīng)特性怎么樣；（3）飛機(jī)進(jìn)入后能否輕易地改出，是否需要特殊的改出技巧。

本文通過對(duì)某運(yùn)輸機(jī)起飛構(gòu)型縱向氣動(dòng)特性分析、縱向不穩(wěn)定飛行條件研究以及仿真驗(yàn)證，研究了大拉力系數(shù)小迎角縱向靜不穩(wěn)定對(duì)飛行安全的影響，給出了該飛機(jī)能夠安全起飛的條件。

1 飛機(jī)縱向力矩特性分析

圖1為某運(yùn)輸機(jī)起飛構(gòu)型俯仰力矩系數(shù)試驗(yàn)曲線。迎角范圍 －4°～25°，圖中Tc為發(fā)動(dòng)機(jī)拉力系數(shù)。

圖1 俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線

由圖可知，某運(yùn)輸機(jī)起飛構(gòu)型縱向穩(wěn)定性隨拉力系數(shù)的增加而降低；不同迎角范圍內(nèi)穩(wěn)定裕度不同。拉力系數(shù)為0，迎角α＜15°時(shí)，飛機(jī)具有縱向穩(wěn)定性，迎角α＜0°時(shí)，穩(wěn)定裕度減?。焕ο禂?shù)為0.2，迎角0°＜α＜15°時(shí)，飛機(jī)具有縱向穩(wěn)定性，迎角α＜0°時(shí)，縱向失穩(wěn)。

同時(shí)圖中還給出了迎角α＜15°，穩(wěn)定裕度相同時(shí)的修訂曲線（圖中“⊕”和“田”所標(biāo)識(shí)線段）。

2 飛機(jī)進(jìn)入小迎角飛行的條件

決定飛行安全的主要因素由飛行員、飛機(jī)和飛行條件三部分組成。飛行員主要是指飛行員的過失/疏忽/策略等錯(cuò)誤對(duì)安全的影響；飛機(jī)本身影響飛行安全的主要原因是飛機(jī)故障、設(shè)計(jì)中的缺陷、飛行中飛機(jī)狀態(tài)的變化等，飛機(jī)故障和飛機(jī)設(shè)計(jì)中存在的缺陷主要是導(dǎo)致飛機(jī)的操作輸出異常，從而影響飛機(jī)的飛行特性；結(jié)冰、風(fēng)（包括大氣紊流）、氣象條件（溫度、密度、氣壓等）、雨和雪、跑道條件等飛行環(huán)境主要是通過改變飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)特性或使駕駛員產(chǎn)生誤判導(dǎo)致飛行事故的發(fā)生。

某運(yùn)輸機(jī)起飛爬升過程，拉力系數(shù)為0.2時(shí)，飛機(jī)配平迎角5°左右，飛機(jī)處于縱向靜穩(wěn)定區(qū)。通過上述影響飛行安全的因素可知，使飛機(jī)進(jìn)入縱向不穩(wěn)定區(qū)飛行的條件主要有:（1）飛行員誤操縱；（2）飛行環(huán)境的影響，如突風(fēng)；（3）飛機(jī)故障、升降舵急偏或卡滯等。

3 仿真模型

仿真研究小迎角縱向不穩(wěn)定對(duì)飛機(jī)起飛安全性影響，涉及到飛機(jī)本體運(yùn)動(dòng)、駕駛員操縱和大氣擾動(dòng)等。

3.1 飛機(jī)本體動(dòng)力學(xué)模型

飛機(jī)六自由度仿真模型如下［1］:

其中:

以上參數(shù)定義見文獻(xiàn)［1］。

3.2 大氣擾動(dòng)模型

（1）大氣擾動(dòng)模型

飛機(jī)從靜止大氣進(jìn)入下降突風(fēng)風(fēng)場(chǎng)時(shí)，下降突風(fēng)直接影響飛機(jī)迎角，飛機(jī)迎角迅速變化，只要下降突風(fēng)強(qiáng)度足夠大，飛機(jī)將進(jìn)入小迎角狀態(tài)。

為了研究突風(fēng)作用下，飛機(jī)小迎角縱向不穩(wěn)定對(duì)飛行安全的影響，建立如下突風(fēng)模型:

式中，Vz為某一給定常值。

（2）突風(fēng)速度的確定

①國(guó)軍標(biāo)GJB67.2-85對(duì)離散陣風(fēng)的要求是當(dāng)飛機(jī)在vjx時(shí)，遇到的離散垂直陣風(fēng)，其最大使用折算當(dāng)量陣風(fēng)速度為 8 m/s［2］。

②CCAR-25-R4（運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)）對(duì)離散突風(fēng)的要求是:飛機(jī)在起飛 、進(jìn)場(chǎng)或著陸期間使用襟翼，則假定在對(duì)應(yīng)于這些階段的設(shè)計(jì)襟翼速度下，襟翼處于相應(yīng)的位置，飛機(jī)經(jīng)受對(duì)稱機(jī)動(dòng)和對(duì)稱突風(fēng)時(shí)限制載荷確定依據(jù)為:垂直作用于水平航跡的正、負(fù)突風(fēng)速度為 7.60 m/s（EAS）［3］。

3.3 駕駛員操縱模型

飛機(jī)飛行時(shí)由于駕駛員的過失、疏忽等因素，有可能使操縱桿突然前推，導(dǎo)致飛機(jī)迎角迅速減小，從而進(jìn)入小迎角縱向不穩(wěn)定飛行區(qū)域。

為研究這種狀態(tài)，本文假定駕駛桿為突然階躍性輸入，操縱模型如下:

式中，F(xiàn)為某一給定常值。

綜上所述，飛機(jī)進(jìn)入小迎角縱向不穩(wěn)定區(qū)域的飛機(jī)仿真模型整體結(jié)構(gòu)如圖2所示。飛機(jī)起飛后，沿預(yù)定航跡爬升，受到大氣擾動(dòng)或駕駛員操縱后，飛行狀態(tài)發(fā)生變化，飛機(jī)進(jìn)入小迎角縱向不穩(wěn)定飛行狀態(tài)。

圖2 仿真模型結(jié)構(gòu)圖

4 仿真驗(yàn)證與分析

4.1 仿真條件

根據(jù)上述飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型、大氣擾動(dòng)模型及風(fēng)速的確定方法、駕駛員操縱模型，構(gòu)建仿真結(jié)構(gòu)進(jìn)行某運(yùn)輸機(jī)小迎角不穩(wěn)定對(duì)飛行安全的影響研究。仿真時(shí)確定仿真條件如下:

（1）初始飛行速度235 km/h，此時(shí)對(duì)應(yīng)初始拉力系數(shù)0.2；

（2）初始航跡角3.5°；

（3）初始高度10.7 m；

（4）發(fā)動(dòng)機(jī)起飛功率；

（5）突風(fēng)擾動(dòng)量 0 m/s，5 m/s，8 m/s。其中8 m/s依據(jù)3.2節(jié)突風(fēng)速度確定方法確定；

（6）飛行1 s時(shí)，駕駛員誤操縱舵偏5°，3 s后，試圖糾正操縱舵偏－5°；

（7）氣動(dòng)數(shù)據(jù)采用小迎角不穩(wěn)定數(shù)據(jù)，以及對(duì)小迎角區(qū)域修訂后的數(shù)據(jù)。修訂后，對(duì)于同一拉力系數(shù)，迎角α＜15°穩(wěn)定裕度相同，具體可參見圖1。

4.2 仿真結(jié)果與分析

仿真結(jié)果如圖3～圖10所示。

（1）突風(fēng)作用下小迎角不穩(wěn)定影響分析

圖3～圖6給出了不同突風(fēng)作用下，數(shù)據(jù)修訂前后迎角、軌跡角、俯仰角和高度的仿真結(jié)果。圖中w表示突風(fēng)速度，下標(biāo)b和a分別表示氣動(dòng)數(shù)據(jù)修訂前、后響應(yīng)曲線。

圖3 突風(fēng)作用后迎角響應(yīng)曲線

圖4 突風(fēng)作用后軌跡角響應(yīng)曲線

圖5 突風(fēng)作用后俯仰角響應(yīng)曲線

圖6 突風(fēng)作用后高度響應(yīng)曲線

由圖可知，飛機(jī)小迎角時(shí)穩(wěn)定裕度降低，甚至不穩(wěn)定，在不影響突風(fēng)作用下，飛機(jī)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性規(guī)律。突風(fēng)作用下，迎角、軌跡角減小，高度增加減緩，俯仰角增加。

由圖3可知，數(shù)據(jù)修訂前后，迎角響應(yīng)基本相同，突風(fēng)作用時(shí)迎角迅速減至最小，隨后開始恢復(fù)，2 s后恢復(fù)到初始狀態(tài)。

由圖4和圖6可知，小迎角穩(wěn)定裕度較小，甚至不穩(wěn)定狀態(tài)，較數(shù)據(jù)修訂后，軌跡角降低較多，高度恢復(fù)變慢，8 m/s的下降突風(fēng)時(shí)，峰值軌跡角減小量增加1°，但恢復(fù)速度較快，高度較數(shù)據(jù)修訂后結(jié)果峰值相差4 m。不過由圖9可知飛機(jī)高度基本處于增加狀態(tài)。

（2）飛行誤操縱時(shí)小迎角不穩(wěn)定影響分析

圖7～圖10給出了飛行員誤操縱時(shí)，數(shù)據(jù)修訂前后迎角、軌跡角、俯仰角和高度仿真曲線。圖中δr表示方向舵操縱角度，下標(biāo)b和a仍表示氣動(dòng)數(shù)據(jù)修訂前、后響應(yīng)曲線，3表示3 s后操縱輸入。

圖7 飛行員誤操縱時(shí)迎角響應(yīng)曲線

圖8 飛行員誤操縱時(shí)軌跡角響應(yīng)曲線

圖9 飛行員誤操縱時(shí)俯仰角響應(yīng)曲線

圖10 飛行員誤操縱時(shí)高度響應(yīng)曲線

由圖可知，飛行員誤操縱后，駕駛員不進(jìn)行修正，數(shù)據(jù)修訂前后，飛行響應(yīng)特性差別很大。飛機(jī)小迎角不穩(wěn)定時(shí)，飛機(jī)迎角、俯仰角迅速發(fā)散，軌跡角迅速變小，高度迅速降低，仿真10 s時(shí)，高度降低150 m；數(shù)據(jù)修訂后，飛機(jī)迎角、俯仰角、軌跡角均減小，高度降低，但變化速度較小迎角不穩(wěn)定時(shí)變緩很多，且迎角收斂，不過由圖10高度變化曲線可知，仿真時(shí)長(zhǎng)10 s，高度降低了70 m。

圖7～圖10還給出了飛行員誤操縱后試圖糾正操縱時(shí)的仿真結(jié)果。由圖可知，飛機(jī)小迎角穩(wěn)定裕度較小，甚至不穩(wěn)定時(shí)，飛機(jī)迎角、軌跡角和俯仰角恢復(fù)速度較數(shù)據(jù)修訂后快，最終與數(shù)據(jù)修訂后結(jié)果趨于一致。由圖10可知，飛行高度響應(yīng)規(guī)律與數(shù)據(jù)修訂后基本一致，但高度滯后50 m。

由圖可知，飛行員糾正越晚，小迎角不穩(wěn)定對(duì)飛行特性影響越大。但從高度響應(yīng)曲線可知，數(shù)據(jù)修訂前、后飛行員誤操縱均會(huì)帶來災(zāi)難性的后果，均是不允許的。

5 結(jié)論

通過對(duì)突風(fēng)、駕駛員誤操縱對(duì)小迎角穩(wěn)定裕度小、甚至不穩(wěn)定的飛機(jī)，進(jìn)行數(shù)據(jù)修訂前后對(duì)比仿真分析可得以下結(jié)論:（1）在8 m/s的突風(fēng)作用下，不影響飛機(jī)起飛安全，8 m/s為結(jié)構(gòu)限制載荷設(shè)計(jì)突風(fēng)速度，而低空具有現(xiàn)實(shí)意義的飛行安全突風(fēng)小于6 m/s［4-5］；（2）不管小迎角飛機(jī)縱向是否穩(wěn)定，起飛時(shí)駕駛員誤操縱都是不允許的；（3）某運(yùn)輸機(jī)起飛構(gòu)型小迎角穩(wěn)定裕度降低，甚至不穩(wěn)定對(duì)飛行安全的影響可以不予考慮；（4）本文的分析結(jié)果基于第1節(jié)的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，沒有分析氣動(dòng)力變化對(duì)飛行安全的影響。

［1］Brian L Stevens，F(xiàn)rank L Lewis.Aircraft control and simulation［M］.USA:John Wiley＆Sons，1992.

［2］中國(guó)人民解放軍空軍，航空工業(yè)部.GJB-67.2-1985軍用飛機(jī)強(qiáng)度和剛度規(guī)范——飛行載荷［S］.北京:國(guó)防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會(huì)，1986.

［3］中國(guó)民用航空總局.CCAR-25-R4 運(yùn)輸類飛機(jī)試航標(biāo)準(zhǔn)［S］.北京:中國(guó)民用航空總局，2011.

［4］中國(guó)人民解放軍空軍，航空工業(yè)部.GJB-185-1986 有人駕駛飛機(jī)（固定翼）飛行品質(zhì)［S］.北京:國(guó)防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會(huì)，1987.

［5］李成忠，肖業(yè)倫，方振平，等.軍用規(guī)范——有人駕駛飛機(jī)的飛行品質(zhì)（MIL-F-8785C）的背景資料和使用指南［M］.西安:飛行力學(xué)雜志社，1985.