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    艦載機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化控制著艦復(fù)飛動(dòng)態(tài)特性研究

    2022-01-18 07:31:02馮玉博姚明智歐陽(yáng)文恒陳浩浦劉志遠(yuǎn)
    燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究 2021年4期
    關(guān)鍵詞:總溫航段壓氣機(jī)

    馮玉博,李 冬,姚明智,歐陽(yáng)文恒,陳浩浦,劉志遠(yuǎn)

    (1.92728部隊(duì),上海 200040;2.91899部隊(duì),遼寧 葫蘆島 125001;3.海軍裝備部駐九江地區(qū)軍事代表室,江西 九江 332000)

    1 引言

    為提高艦載機(jī)的復(fù)飛成功率和生存率,需要對(duì)艦載機(jī)復(fù)飛技術(shù)進(jìn)行研究。在眾多研究方法中,艦載機(jī)飛行仿真簡(jiǎn)單實(shí)用,其計(jì)算結(jié)果準(zhǔn)確可信,還可節(jié)省大量的人力物力。特別是在確定復(fù)飛邊界條件以及模擬飛行訓(xùn)練難以出現(xiàn)的情況時(shí),仿真作用尤為突顯。建立精確的艦載機(jī)飛/發(fā)一體化模型,模擬實(shí)際中所處的各種環(huán)境和運(yùn)動(dòng),通過加速控制規(guī)律設(shè)計(jì)技術(shù),可提高發(fā)動(dòng)機(jī)的加速性能并最終提高艦載機(jī)的復(fù)飛成功率。

    針對(duì)艦載機(jī)仿真可供收集、研究的國(guó)外資料較少,但從有限的公開文獻(xiàn)看,其對(duì)艦載機(jī)復(fù)飛能力很重視,且研究得很深入[1-3]。我國(guó)的艦載機(jī)處于發(fā)展階段,各相關(guān)工業(yè)部門及院校對(duì)艦載機(jī)技術(shù)開展了大量的工作,特別是針對(duì)艦載機(jī)復(fù)飛性能進(jìn)行了廣泛的研究。如考慮甲板風(fēng)速和航母在海面上運(yùn)動(dòng)等對(duì)艦載機(jī)的影響,建立了艦載機(jī)飛行運(yùn)動(dòng)模型;采用牛頓運(yùn)動(dòng)定律描述艦載機(jī)的運(yùn)動(dòng),通過受力關(guān)系求解坐標(biāo)系下的方程組得到各個(gè)變量的約束關(guān)系[4-5]。在飛行模擬中加入發(fā)動(dòng)機(jī)模型,對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)加速控制規(guī)律進(jìn)行優(yōu)化;按照基于飛/發(fā)一體化約束的艦載機(jī)設(shè)計(jì)思路,對(duì)建立結(jié)合艦載機(jī)自身特點(diǎn)并考慮發(fā)動(dòng)機(jī)推力的艦載機(jī)復(fù)飛運(yùn)動(dòng)模型進(jìn)行研究[6-9]。

    本文基于發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)模型和艦載機(jī)氣動(dòng)模型,以艦載機(jī)復(fù)飛過程為任務(wù)剖面,依據(jù)能量法建立了可準(zhǔn)確表述艦載機(jī)動(dòng)態(tài)特性的飛/發(fā)一體化模型,并給出了復(fù)飛時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的供油和控制規(guī)律。通過飛/發(fā)一體化模型得到的艦載機(jī)復(fù)飛時(shí)著艦重力、所需甲板長(zhǎng)度和著艦時(shí)甲板風(fēng)速等參數(shù)的關(guān)系,可為保證艦載機(jī)成功復(fù)飛提供參考。

    2 發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)模型

    按照氣體流經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)部件的順序,建立了發(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)模型[10-11]。圖1為發(fā)動(dòng)機(jī)總體結(jié)構(gòu)示意圖。

    圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.1 General structure of engine

    發(fā)動(dòng)機(jī)處于加速或減速狀態(tài)時(shí),需考慮其容積效應(yīng)。此時(shí),功率平衡方程為:

    式中:MT、MC分別為流經(jīng)渦輪和壓氣機(jī)的氣體質(zhì)量流量,ΔST、ΔSC分別為渦輪和壓氣機(jī)的焓值變化量,N為轉(zhuǎn)速,HPext為剩余功率。

    動(dòng)態(tài)流量連續(xù)方程為:

    式中:Mout、Min分別為出口和進(jìn)口氣體的質(zhì)量流量,γ、R、J、p、K分別為比例系數(shù),氣體常數(shù),氣體體積、壓力,溫度。

    動(dòng)態(tài)能量方程為:

    式中:hout、hin分別為出口和進(jìn)口氣體的焓值,u為流速。

    在給定加、減速控制規(guī)律的條件下,上述微分方程中的微分項(xiàng)均采用隱式歐拉格式進(jìn)行差商求解,求解步長(zhǎng)可適當(dāng)增大。

    3 艦載機(jī)飛/發(fā)一體化控制動(dòng)態(tài)特性模型

    如圖2所示,如果把艦載機(jī)看作一個(gè)運(yùn)動(dòng)質(zhì)點(diǎn),并假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力T和氣動(dòng)阻力(D+Z)(D為帶正常外掛物的艦載機(jī)阻力,Z為由起落架、非正常外掛物或阻力傘等突出部分引起的附加阻力之和)作用在與艦載機(jī)速度V同一個(gè)方向上,則對(duì)其進(jìn)行受力分析后運(yùn)用能量法,可得到起飛推力載荷TSL/W(TSL為海平面發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力,W為艦載機(jī)所受重力)和機(jī)翼載荷W/S(S為機(jī)翼面積)的主方程:

    圖2 飛機(jī)受力示意圖Fig.2 Schematic diagram of aircraft force

    式中:h為高度,dh/dt為高度變化率,g0為重力加速率。

    為便于對(duì)艦載機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行一體化評(píng)估分析,采用式(4)的無因次形式:

    式中:ze=h+V2/2g0,為艦載機(jī)的瞬時(shí)單位機(jī)械能(勢(shì)能和動(dòng)能之和)。

    式(5)兩邊乘以V可得單位剩余功率:

    速度變化率dV/dt是艦載機(jī)的主要特征參數(shù),Ps具有速度的單位。假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力由式(7)給出:

    式中:α為推力變化率,取決于飛行高度、速度和發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)。

    艦載機(jī)所受重力由式(8)給出:

    式中:β為瞬時(shí)重力比,取決于艦載機(jī)消耗的燃油和投放的有效載荷;WTO為艦載機(jī)的最大起飛重力。

    將式(5)~(8)合并,得到:

    根據(jù)圖2所示,艦載機(jī)的升力和阻力表示為:

    式中:n為載荷因子,q=為動(dòng)壓頭,CL為升力系數(shù),CD為阻力系數(shù)。則,

    對(duì)一般常規(guī)布局艦載機(jī),極曲線表達(dá)式為:

    式中:K1、K2為比例系數(shù),CDO為零升阻力系數(shù)。

    將式(9)~(13)代入推重比的表達(dá)式有:

    艦載機(jī)在任務(wù)剖面的每一點(diǎn)式(14)都成立。式(14)即為艦載機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)評(píng)估分析的一般表達(dá)式,在飛行各航段提出明確的技術(shù)指標(biāo),即可得到相應(yīng)航段的評(píng)估方程。

    4 艦載機(jī)著艦復(fù)飛典型階段評(píng)估分析

    進(jìn)行航段評(píng)估分析前,需先確定艦載機(jī)飛行的典型評(píng)估剖面,見圖3。

    圖3 艦載機(jī)典型著艦剖面Fig.3 Typical landing profile of carrier aircraft

    4.1 等速下降航段

    艦載機(jī)著艦的第一個(gè)航段為等速下降航段。給定條件為:dh/dt=-4.14 m/s,V=601.9 km/h,dV/dt=0,h=300 m,n=1。這些數(shù)據(jù)代入式(14)可得到等速下降航段的表達(dá)式:

    4.2 減速轉(zhuǎn)彎航段

    減速轉(zhuǎn)彎航段,艦載機(jī)飛越艦首后開始180°的轉(zhuǎn)彎飛行,并不斷降低飛行速度。給定條件為:V=485.0 km/h,dV/dt=-1.28 m/s2,h=300 m,轉(zhuǎn)彎半徑Rc=1 250 m。在水平等速盤旋情況下,升力的垂直分量與重力平衡,升力的水平分量提供向心力,如圖4所示。可得出:

    圖4 轉(zhuǎn)彎航段艦載機(jī)受力分析Fig.4 The force acting on the aircraft in hover

    將上述數(shù)據(jù)代入式(14),得:

    此后,艦載機(jī)繼續(xù)完成水平飛行、轉(zhuǎn)彎、最后進(jìn)場(chǎng)的等角下滑、觸艦滑跑、加速爬升,其計(jì)算過程類似。至此,艦載機(jī)經(jīng)歷了一個(gè)完整的進(jìn)近著陸和復(fù)飛過程。其中,在觸艦滑跑航段,艦載機(jī)以一定初速度著艦滑跑,最后一個(gè)阻攔裝置到斜角甲板末端的甲板長(zhǎng)度是與復(fù)飛性能相關(guān)的因素。表1給出了不同航母最后一個(gè)阻攔裝置到斜角甲板末端的跑道距離。

    表1 最后一個(gè)阻攔裝置到斜角甲板末端的跑道距離Table1 Deck length from the last barrier to the end of angled deck

    5 發(fā)動(dòng)機(jī)最大狀態(tài)控制規(guī)律

    艦載機(jī)復(fù)飛時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)需處于最大狀態(tài),在任何飛行條件下最大限度地挖掘潛力,以獲得最大推力[12]?;诖?,設(shè)計(jì)了發(fā)動(dòng)機(jī)的最大狀態(tài)控制規(guī)律,并表示成以發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總溫為變量的函數(shù)。所設(shè)計(jì)的最大狀態(tài)控制規(guī)律見圖5,具體如下:

    圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)的最大狀態(tài)控制規(guī)律Fig.5 Maximum state control law of engine

    (1) 當(dāng)風(fēng)扇進(jìn)口總溫Tt2小于288.15 K 時(shí),高壓壓氣機(jī)換算轉(zhuǎn)速CNC=100%CNCmax(CNCmax為高壓壓氣機(jī)最大換算轉(zhuǎn)速)。此時(shí),高壓壓氣機(jī)相對(duì)轉(zhuǎn)速PCNC=PCNCdes(PCNCdes為高壓壓氣機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)相對(duì)轉(zhuǎn)速)。

    (2) 當(dāng)風(fēng)扇進(jìn)口總溫從288.15 K 增加到363.15 K 時(shí),保持CNC=100%CNCmax不變,此時(shí)高壓壓氣機(jī)相對(duì)轉(zhuǎn)速將增加(小于高壓壓氣機(jī)最大相對(duì)轉(zhuǎn)速PCNCmax)——通過提高渦輪進(jìn)口總溫實(shí)現(xiàn)。將渦輪進(jìn)口總溫的最大值設(shè)計(jì)在較高的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總溫的基礎(chǔ)上,是為了提高發(fā)動(dòng)機(jī)在較高進(jìn)口總溫時(shí)的推力,使得艦載機(jī)具有更好的機(jī)動(dòng)性。通常,將最高渦輪進(jìn)口總溫與設(shè)計(jì)點(diǎn)渦輪進(jìn)口總溫的比值稱為節(jié)流比(相當(dāng)于在設(shè)計(jì)點(diǎn)給渦輪進(jìn)口總溫留有一定的溫度裕度),節(jié)流比越高,發(fā)動(dòng)機(jī)的高速特性就越好。經(jīng)過分析,本文取發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流比為1.054。

    (3) 風(fēng)扇進(jìn)口總溫大于363.15 K 后,采用高壓壓氣機(jī)相對(duì)轉(zhuǎn)速保持最大的控制規(guī)律,即PCNC=100%PCNCmax。

    6 艦載機(jī)飛/發(fā)一體化控制算例

    6.1 艦載機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)任務(wù)分析

    研究艦載機(jī)復(fù)飛,要求復(fù)飛時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)為85%高壓轉(zhuǎn)速加速至最大狀態(tài)。為此,設(shè)計(jì)的供油規(guī)律為sfcfb=sfcfb,85%+0.628t(sfcfb為耗油率,sfcfb,85%為85%高壓轉(zhuǎn)速狀態(tài)的耗油率),h=0 km,飛行馬赫數(shù)為0.147,基于建立的飛/發(fā)一體化控制模型,獲得的發(fā)動(dòng)機(jī)加速性能(推力和耗油率)如圖6所示。

    圖6 艦載機(jī)復(fù)飛階段的加速特性仿真Fig.6 Simulation of engine acceleration characteristics of carrier aircraft reflying

    基于艦載機(jī)飛/發(fā)一體化控制模型,計(jì)算得到艦載機(jī)在不同飛行航段內(nèi)的結(jié)果,見表2。由于艦載機(jī)著艦前進(jìn)場(chǎng)流程各航段所消耗的燃油量并不大,不能通過該階段直接調(diào)節(jié)著艦重力。如艦載機(jī)重力過大需對(duì)其進(jìn)行調(diào)節(jié),可在該階段通過拋灑燃油等方式進(jìn)行,從而滿足著艦重力要求。

    表2 艦載機(jī)各個(gè)航段計(jì)算結(jié)果Table 2 Calculation results of each segment process

    6.2 艦載機(jī)復(fù)飛性能分析

    根據(jù)建立的飛/發(fā)一體化控制模型對(duì)艦載機(jī)進(jìn)行復(fù)飛性能評(píng)估。選定確定的著艦β值,在不同甲板風(fēng)速下計(jì)算艦載機(jī)起飛速度和甲板長(zhǎng)度,結(jié)果如圖7所示??煽闯觯S著甲板風(fēng)速增加,起飛速度減小,所需要的甲板長(zhǎng)度也縮短。由于β值一定時(shí),其對(duì)應(yīng)的起飛速度基本不變,所以當(dāng)甲板風(fēng)速增加時(shí),起飛速度減小,甲板長(zhǎng)度也相應(yīng)縮短。

    圖7 β為0.69時(shí)起飛速度和甲板長(zhǎng)度的對(duì)應(yīng)關(guān)系Fig.7 Change of the speed of disembarkation and length of deck with the wind on the deck when β is 0.69

    當(dāng)甲板風(fēng)速不變(12.86 m/s)時(shí),根據(jù)不同的著艦β值計(jì)算艦載機(jī)的起飛速度和所需甲板長(zhǎng)度,結(jié)果如圖8 所示??梢钥闯?,隨著著艦β值增大,艦載機(jī)的起飛速度和甲板長(zhǎng)度也不斷增加。這是因?yàn)楫?dāng)艦載機(jī)著艦重力增大時(shí),為滿足艦載機(jī)起飛條件(基本條件為飛行器升力等于重力),必須增加起飛升力,而起飛升力的增加取決于起飛速度,表現(xiàn)為增加起飛速度來平衡著艦β值的增加,相應(yīng)的甲板長(zhǎng)度也增加。

    圖8 艦載機(jī)的起飛速度和所需甲板長(zhǎng)度隨β的變化關(guān)系Fig.8 Change of the speed of disembarkation and the length of deck slippage with β

    艦載機(jī)著艦時(shí)面臨不同的甲板風(fēng)速,由于風(fēng)速會(huì)對(duì)復(fù)飛性能產(chǎn)生影響,為了在有限的甲板長(zhǎng)度上成功復(fù)飛,艦載機(jī)必須控制相應(yīng)的著艦重力。經(jīng)計(jì)算,不同甲板風(fēng)速對(duì)應(yīng)的最大著艦重力如圖9 所示??煽闯?,當(dāng)甲板長(zhǎng)度一定時(shí),最大著艦重力隨著甲板風(fēng)速增大也相應(yīng)增加。

    圖9 甲板長(zhǎng)度固定時(shí)最大著艦重力和甲板風(fēng)速的關(guān)系Fig.9 The relationship between the maximum weight of landing and deck wind when the length of deck is fixed

    7 結(jié)論

    基于發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)模型和艦載機(jī)氣動(dòng)模型,以艦載機(jī)著艦復(fù)飛過程為任務(wù)剖面,建立了準(zhǔn)確表達(dá)艦載機(jī)動(dòng)態(tài)特性的飛/發(fā)一體化控制模型,并以此模型為基礎(chǔ),開展了艦載機(jī)復(fù)飛參數(shù)變化分析。得到的主要結(jié)論為:

    (1) 設(shè)計(jì)了艦載機(jī)復(fù)飛時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的最大狀態(tài)控制規(guī)律,基于飛/發(fā)一體化控制模型設(shè)計(jì)的復(fù)飛供油規(guī)律為sfcfb=sfcfb,85%+0.628t。

    (2) 基于飛/發(fā)一體化控制模型,得到了著艦不同航段對(duì)應(yīng)的飛行距離、耗時(shí)和β值。各航段所耗燃油量不大,不能通過該階段直接調(diào)節(jié)著艦重力,但可通過拋灑燃油等方式調(diào)節(jié)著艦重力。

    (3) 獲得了甲板風(fēng)速、甲板長(zhǎng)度、艦載機(jī)最大著艦重力三者間的關(guān)系。當(dāng)著艦β值一定時(shí),對(duì)應(yīng)的起飛速度基本不變;當(dāng)甲板風(fēng)速增加時(shí),起飛絕對(duì)速度減小,起飛甲板長(zhǎng)度也相應(yīng)縮短。

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