平尾結(jié)冰對飛機(jī)動力學(xué)特性影響的仿真研究

王健名, 徐浩軍, 裴彬彬, 王小龍, 陳威

(空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 陜西 西安 710038)

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平尾結(jié)冰對飛機(jī)動力學(xué)特性影響的仿真研究

王健名, 徐浩軍, 裴彬彬, 王小龍, 陳威

(空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 陜西 西安 710038)

摘要:針對某型飛機(jī)平尾結(jié)冰后的動態(tài)響應(yīng)問題,利用結(jié)冰參數(shù)建立的平尾結(jié)冰參量模型,仿真分析了無操縱情況下平尾結(jié)冰對巡航特性的影響,以及平尾結(jié)冰后升降舵單位階躍的縱向操縱響應(yīng),并研究了不同平尾結(jié)冰嚴(yán)重程度下飛機(jī)在進(jìn)近與著陸過程中的動態(tài)響應(yīng)及平尾失速特性,獲得了平尾結(jié)冰對飛機(jī)動力學(xué)特性的影響規(guī)律。

關(guān)鍵詞:進(jìn)近與著陸; 動態(tài)響應(yīng); 平尾失速; 動力學(xué)特性

0引言

平尾結(jié)冰是飛機(jī)結(jié)冰的典型方式之一,它改變了平尾操縱效能,影響飛行安全,甚至可能造成平尾失速,通常發(fā)生在飛機(jī)進(jìn)近與著陸階段,由于飛機(jī)高度低,飛行員處置時(shí)間過短,極易造成飛行事故。在2001年,空軍兩架Y-8飛機(jī)在進(jìn)行云中儀表飛行訓(xùn)練過程中墜毀,機(jī)內(nèi)人員全部犧牲。事后調(diào)查表明:事故原因是飛機(jī)在進(jìn)近與著陸過程中平尾結(jié)冰,當(dāng)飛行員在下放大角度襟翼后直接導(dǎo)致平尾失速,飛機(jī)急劇俯沖,最后失控墜地。

到目前為止,針對平尾結(jié)冰的研究主要有飛行試驗(yàn)和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)兩種方式[1-2]?？紤]到結(jié)冰過程的多樣性,以及飛行試驗(yàn)周期較長、技術(shù)復(fù)雜、費(fèi)用昂貴等缺點(diǎn),因此不能被廣泛實(shí)施,多數(shù)情況下還需要通過建模仿真的手段來補(bǔ)充。目前,國內(nèi)關(guān)于平尾結(jié)冰的研究還不是很成熟,正在國外研究成果[2-4]的基礎(chǔ)上進(jìn)行相關(guān)仿真研究。文獻(xiàn)[5-6]分別研究分析了平尾結(jié)冰導(dǎo)致的飛行事故,以及平尾結(jié)冰對飛行特性和平尾失速的影響;文獻(xiàn)[7]利用飛機(jī)結(jié)冰參數(shù)模型,通過參數(shù)識別技術(shù)定量檢測飛機(jī)結(jié)冰前后的氣動導(dǎo)數(shù)變化;文獻(xiàn)[8]則研究了結(jié)冰對飛機(jī)縱向操穩(wěn)特性的影響。

本文主要研究平尾結(jié)冰對飛機(jī)動態(tài)響應(yīng)的影響,而這部分內(nèi)容是飛行試驗(yàn)、風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)以及仿真分析中涉及較少的內(nèi)容。

1平尾結(jié)冰參量模型

采用平尾結(jié)冰后的氣動參數(shù)模型[9]如下:

(1)

(2)

式中:KCA表示氣動導(dǎo)數(shù)對結(jié)冰的敏感性,只與飛機(jī)有關(guān)而與氣象條件無關(guān),對于給定的飛機(jī)為常值;η和ηice相似,只是采用實(shí)際飛機(jī)平尾氣動弦長和相應(yīng)飛行速度進(jìn)行計(jì)算。

由上述兩式可得:

(3)

2仿真計(jì)算與分析

2.1平尾結(jié)冰巡航狀態(tài)仿真

算例仿真了某型飛機(jī)在初始高度3 000 m,初始速度120 m/s的巡航狀態(tài)下(經(jīng)配平得到升降舵偏角為0.736 9°),當(dāng)平尾結(jié)冰嚴(yán)重程度η=0.15時(shí)對飛行特性的影響。

在仿真過程中,飛機(jī)保持升降舵偏角不變,圖1～圖3分別為飛機(jī)是否結(jié)冰對平尾迎角(αt)、速度和高度的影響情況。

圖1　平尾迎角響應(yīng)Fig. 1　Tail angle of attack responses

圖2　速度響應(yīng)Fig.2　Velocity responses

圖3　高度響應(yīng)Fig.3　Height responses

可以看出：平尾結(jié)冰后,平尾迎角響應(yīng)幅值產(chǎn)生了0.14°左右的變化,對平尾失速特性影響不大;但由于平尾結(jié)冰,導(dǎo)致平尾提供的負(fù)升力減小,飛機(jī)平衡狀態(tài)被破壞,進(jìn)入俯沖階段,高度由3 000 m迅速降到2 650 m左右;飛行速度增加,最高達(dá)到近123.5 m/s,對飛機(jī)安全性能構(gòu)成了較大威脅。

2.2平尾結(jié)冰升降舵單位階躍操縱仿真

圖4～圖7的算例仿真分析了某型飛機(jī)在巡航過程中,在10 s時(shí)刻給該機(jī)升降舵一個(gè)單位階躍響應(yīng),結(jié)冰程度η分別為0,0.15,0.30,0.45,初始高度為3 000 m,初始速度為120 m/s時(shí)飛機(jī)飛行特性的變化。

可以看出：隨著η值增大,飛機(jī)短周期模態(tài)的主要擾動變量迎角和俯仰角速度的響應(yīng)周期增大,響應(yīng)變慢;飛機(jī)長周期模態(tài)的主要擾動變量俯仰角和速度的響應(yīng)幅值減小,表征升降舵效率降低。

圖4　迎角響應(yīng)Fig.4　Angle of attack responses

圖5　俯仰角響應(yīng)Fig.5　Pitch angle responses

圖6　俯仰角速度響應(yīng)Fig.6　Pitch angle rate responses

圖7　速度響應(yīng)Fig.7　Velocity responses

2.3平尾結(jié)冰進(jìn)近與著陸過程失速仿真

平尾結(jié)冰會降低平尾負(fù)升力的大小,從而降低平尾配平俯仰力矩?？紤]到本文飛機(jī)氣動結(jié)構(gòu)與DHC-6相近,依據(jù)相關(guān)文獻(xiàn)[2,9-10]可得該飛機(jī)平尾結(jié)冰嚴(yán)重程度η=0.2時(shí),平尾配平俯仰力矩系數(shù)和升力系數(shù)分別減少10%,阻力系數(shù)增大40%。根據(jù)式(3),也可以分別求得η=0.5和0.8的氣動導(dǎo)數(shù)變化量。

平尾迎角αt和機(jī)翼下洗角ε的計(jì)算公式為:

(4)

(5)

式中:αw為機(jī)翼迎角;ε0為零度迎角的下洗角;iw和it分別為機(jī)翼和尾翼的安裝角。

俯仰力矩系數(shù)計(jì)算公式為:

(6)

升力系數(shù)計(jì)算公式為:

(7)

阻力系數(shù)計(jì)算公式為:

(8)

以平尾結(jié)冰最易發(fā)生的飛機(jī)進(jìn)近著陸過程為例進(jìn)行仿真。機(jī)場高度500 m,飛機(jī)初始高度1 000 m,速度為75 m/s,襟翼角度25°,在飛機(jī)航跡俯仰角保持-3°且操縱量保持不變的情況下,1 s時(shí)釋放襟翼到35°。

圖8為平尾無結(jié)冰時(shí)飛機(jī)的飛行軌跡。圖9～圖11為平尾結(jié)冰情況下飛機(jī)的失速特性曲線。

圖8　平尾無結(jié)冰的飛行軌跡Fig.8　Flight trajectory with clean tailplane

圖9　平尾結(jié)冰情況下的飛行軌跡Fig.9　Flight trajectories with tailplane icing

圖10　平尾迎角響應(yīng)Fig.10　Tail angle of attack responses

圖11　飛行速度響應(yīng)Fig.11　Flight velocity responses

可以看出:平尾無結(jié)冰時(shí),飛機(jī)勻速下滑,水平距離約為9 500 m,平尾負(fù)迎角保持在-5.78°,下滑速度始終為75 m/s;當(dāng)η=0.2時(shí),飛機(jī)進(jìn)近與著陸時(shí)間為19.1 s,在1 s襟翼釋放到35°時(shí)(釋放襟翼會使氣流下洗角增大,進(jìn)而導(dǎo)致平尾負(fù)迎角增大),飛行速度減小,平尾負(fù)迎角由-6.3°迅速下降至-8.0°,最終平尾負(fù)迎角幅值達(dá)到-9.8°,平尾沒有失速(平尾結(jié)冰后的臨界負(fù)迎角為-10°～-12°),最終在水平位移1 649.1 m時(shí)落地,落地速度103.3 m/s;當(dāng)η=0.5時(shí),飛機(jī)高度下降較快,飛機(jī)進(jìn)近與著陸時(shí)間為10.1 s,在1 s襟翼釋放到35°時(shí),飛行速度減小,平尾負(fù)迎角由-8.4°迅速下降至-10.1°,平尾失速,飛機(jī)最終墜地,此過程水平位移為732.0 m,墜地速度為108.3 m/s;η=0.8時(shí),飛機(jī)進(jìn)近與著陸時(shí)間為8.8 s,在1 s襟翼釋放到35°時(shí),飛行速度減小,平尾負(fù)迎角由-9.8°迅速下降至-11.5°,超過平尾臨界迎角,平尾失速,飛機(jī)最終垂直墜地,此過程水平位移為490.7 m,飛機(jī)落地速度為108.2 m/s。

綜上所述,在進(jìn)近與著陸過程中,當(dāng)平尾發(fā)生結(jié)冰并釋放大角度襟翼時(shí),會使平尾負(fù)迎角迅速增大,因?yàn)槠轿步Y(jié)冰使平尾臨界負(fù)迎角減小,所以當(dāng)平尾結(jié)冰達(dá)到一定嚴(yán)重程度時(shí),會發(fā)生平尾失速現(xiàn)象;隨著失速加劇,平尾負(fù)升力急劇減小,從而失去配平能力,導(dǎo)致飛機(jī)急速俯沖,高度急劇下降,最終飛機(jī)墜毀,會極大影響飛機(jī)的著陸安全性能。

3結(jié)論

(1)巡航狀態(tài)時(shí),保持升降舵偏角不變,如果平尾發(fā)生結(jié)冰,飛機(jī)將快速進(jìn)入俯沖狀態(tài),平尾負(fù)迎角增大,飛行高度急劇下降,速度增加,從而對飛機(jī)安全造成極大危害。

(2)不同平尾結(jié)冰嚴(yán)重程度下,隨著平尾結(jié)冰程度的增大,迎角和俯仰角速度的響應(yīng)變慢,速度和俯仰角的響應(yīng)幅值減小,對飛機(jī)的飛行特性影響加劇,使升降舵效率降低。

(3)當(dāng)平尾結(jié)冰達(dá)到一定嚴(yán)重程度并釋放大角度襟翼時(shí),會發(fā)生平尾失速現(xiàn)象,進(jìn)而導(dǎo)致安全事故的發(fā)生,因此針對我軍某型飛機(jī)而言,平尾結(jié)冰對其安全威脅很大,應(yīng)該加強(qiáng)預(yù)防,并加裝一定的防、除冰裝置。

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(編輯：崔立峰)

Simulation of tailplane icing effect on aircraft dynamic characteristics

WANG Jian-ming, XU Hao-jun, PEI Bin-bin, WANG Xiao-long, CHEN Wei

(Aeronautics and Astronautics Engineering College, Air Force Engineering University, Xi’an 710038, China)

Abstract:This paper mainly analyzed the flight dynamic response on tailplane icing. Based on simple parameter model of tailplane icing, the cruise features with no control and the elevator step response were simulated. Then tailplane stall characteristics and dynamic response during approaching and landing were researched through different icing severity configurations. Finally, the regularity of the influence of tailplane icing on aircraft dynamic characteristics was obtained.

Key words:approaching and landing; dynamic response; tailplane stall; dynamic characteristics

中圖分類號：V212.1

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)01-0018-04

作者簡介:王健名(1991-)，男，吉林白山人，碩士研究生，研究方向?yàn)轱w行仿真與飛行安全；徐浩軍(1965-)，男，浙江余姚人，教授，博士生導(dǎo)師，研究方向?yàn)轱w行安全及等離子體隱身。

基金項(xiàng)目:國家自然科學(xué)基金資助(61374145);國家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展基金資助(2015CB755802)

收稿日期:2015-05-11;

修訂日期:2015-08-27; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2015-09-11 16:18