一種縮比模型自由飛試驗(yàn)失速判斷方法

粟建波，張甲奇，邱宇豪，王錦錦

(1. 桂林電子科技大學(xué)，廣西 桂林 541704；2. 中國飛行試驗(yàn)研究院中航工業(yè)飛行仿真航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安710089)

1 引言

縮比模型自由飛試驗(yàn)是遵循幾何、質(zhì)量特性、動(dòng)力相似準(zhǔn)則關(guān)系，使用全尺寸飛機(jī)縮比模型，在真實(shí)大氣環(huán)境中開展的飛行試驗(yàn)，主要用于飛機(jī)失速速度、失速特性以及尾旋特性研究，其試驗(yàn)結(jié)果與全尺寸飛機(jī)具有很好的相關(guān)性，在國內(nèi)外航空研究院所獲得廣泛的認(rèn)可[1]。美國NASA曾利用縮比模型自由飛試驗(yàn)完成了F-15、F-16、F-117、F-18等多型飛機(jī)的大迎角特性研究[2-3]，國內(nèi)航空工業(yè)試飛中心也先后完成了運(yùn)-10、ARJ、HO300、C919、AG600等飛機(jī)的縮比模型自由飛試驗(yàn)研究，試驗(yàn)結(jié)果降低了新機(jī)研制風(fēng)險(xiǎn)和成本，為全尺寸飛機(jī)的試飛和適航提供了重要的技術(shù)支持。

CCAR-23中，23.201(b)條款規(guī)定了機(jī)翼水平失速要求：飛機(jī)的機(jī)翼水平失速特性必須按下述要求在飛行中進(jìn)行演示：在至少高于失速速度10 節(jié)開始，必須先拉升降舵操縱器件使減速率不超過每秒一節(jié)，直到失速發(fā)生，可用下列任一表明：①飛機(jī)出現(xiàn)不可控制的下俯運(yùn)動(dòng)；②防失速裝置(如：推桿器)激發(fā)了飛機(jī)的下俯運(yùn)動(dòng)；③操縱器件達(dá)到止動(dòng)點(diǎn)[4-5]。條款中規(guī)定“飛機(jī)出現(xiàn)不可控的下俯運(yùn)動(dòng)”即可判斷飛機(jī)失速，在全尺寸飛機(jī)的失速試驗(yàn)中，駕駛員可以實(shí)時(shí)感知飛機(jī)的過載、姿態(tài)、聲音、機(jī)體抖震等變化，分析飛機(jī)出現(xiàn)不可控的下俯運(yùn)動(dòng)，進(jìn)而判斷飛機(jī)失速。而在模型自由飛試驗(yàn)中，地面操縱手主要依靠目視和下傳的飛行參數(shù)對飛機(jī)模型狀態(tài)進(jìn)行判斷，存在較大的視覺誤差和時(shí)間延遲，不能及時(shí)準(zhǔn)確地判斷出飛機(jī)模型出現(xiàn)了不可控的下俯運(yùn)動(dòng)。在多個(gè)飛機(jī)型號的模型自由飛試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，依靠操縱手目視和下傳的飛行參數(shù)進(jìn)行飛機(jī)失速的判斷，再進(jìn)行改出操作，此過程存在3～5s的時(shí)間延遲，飛機(jī)可能進(jìn)入過失速或深失速[5]。因此，國內(nèi)外各研究院所和機(jī)構(gòu)均在探索利用飛行控制系統(tǒng)自主實(shí)現(xiàn)模型失速判斷的方法。

本文依據(jù)CCAR-23中，23.201(b)條款要求，創(chuàng)新性的設(shè)計(jì)了一種基于俯仰角速率判斷飛機(jī)模型失速的方法，并通過飛行仿真和縮比模型飛行試驗(yàn)對此方法進(jìn)行了驗(yàn)證，獲得了可信的試驗(yàn)結(jié)果。

2 失速判斷方法

(1)

當(dāng)飛機(jī)失速特性不佳時(shí)，失速后模型可能會(huì)先出現(xiàn)劇烈滾轉(zhuǎn)的現(xiàn)象，而不會(huì)先出現(xiàn)不可控的下俯運(yùn)動(dòng)。CCAR-23中，23.201(d)條款規(guī)定了機(jī)翼水平失速：在進(jìn)入和改出機(jī)動(dòng)時(shí)，必須有可能使用正常的操縱手段就能防止大于 15°的滾轉(zhuǎn)和偏航[4]。自由飛模型的姿態(tài)角與真實(shí)飛機(jī)對應(yīng)關(guān)系為1：1，因此可以沿用該標(biāo)準(zhǔn)作為模型失速的一項(xiàng)判斷依據(jù)。

迎角是飛機(jī)失速試飛的一個(gè)重要參數(shù)，通過風(fēng)洞試驗(yàn)可以得到飛機(jī)的失速迎角，而失速一般提前或略晚于達(dá)到該失速迎角時(shí)發(fā)生。飛機(jī)失速后，可能會(huì)出現(xiàn)異常的機(jī)頭上仰。此時(shí)，通過俯仰角速率和滾轉(zhuǎn)角均無法準(zhǔn)確判斷失速。因此，在模型自由飛試驗(yàn)中，為保證飛行安全，可以將迎角作為失速判定的一項(xiàng)基本條件，即在迎角達(dá)到某個(gè)預(yù)設(shè)值(一般大于失速迎角3°左右)，認(rèn)為飛機(jī)模型已經(jīng)進(jìn)入失速，可開始執(zhí)行失速改出動(dòng)作，迎角預(yù)設(shè)超限值可根據(jù)前期飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行調(diào)整。

某通航類飛機(jī)模型自由飛失速判斷如圖1所示。

圖1 模型失速判斷流程圖

3 控制律設(shè)計(jì)

3.1 縱向控制律

以往模型自由飛失速試飛方法是由地面操縱手緩慢拉桿，控制模型緩慢抬頭進(jìn)入失速。依靠操縱手控制進(jìn)入失速過程中，受操縱人員能力限制和遙控器駕駛桿的操縱特點(diǎn)限制，無法充分地實(shí)現(xiàn)精準(zhǔn)而緩慢的控制，因此實(shí)際拉桿過程一般比理論拉桿過程更加劇烈，導(dǎo)致減速率和過載偏大。為此，本文采用自主拉桿失速控制律[6]，首先采集模型失速試驗(yàn)前配平時(shí)的升降舵值作為初始值de0，輸入為升降舵隨時(shí)間變化的舵面增量，反饋為俯仰角速率，輸出為升降舵偏轉(zhuǎn)指令，模擬地面操縱手緩慢拉桿的過程，實(shí)現(xiàn)自主拉桿進(jìn)入失速?？刂坡蓸?gòu)型如圖2所示。

圖2 自主拉桿控制律結(jié)構(gòu)框圖

3.2 橫航向控制律

在機(jī)翼水平失速的過程中，通過副翼控制滾轉(zhuǎn)角符合23部條款中不超過15°的要求。該控制律構(gòu)型以滾轉(zhuǎn)角指令 作為輸入信號，引入滾轉(zhuǎn)角 和滾轉(zhuǎn)角速率 作為反饋信號，解算得到副翼輸出指令，實(shí)現(xiàn)了滾轉(zhuǎn)角的保持功能。于此同時(shí)，在方向舵回路引入了偏航角速率，用以增大飛機(jī)模型的荷蘭滾阻尼比以及降低滾轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生的側(cè)滑角?？刂坡蓸?gòu)型見圖3。

圖3 滾轉(zhuǎn)角保持回路控制律結(jié)構(gòu)框圖

4 飛行仿真及試飛驗(yàn)證

4.1 相似參數(shù)

縮比模型自由飛試驗(yàn)為了能夠真實(shí)反映全尺寸飛機(jī)本體的失速特性，必須滿足相似準(zhǔn)則關(guān)系?？s比模型與全尺寸飛機(jī)不僅要滿足幾何外形相似，同時(shí)還要滿足弗勞德數(shù) 相似和質(zhì)量分布相似準(zhǔn)則，關(guān)鍵參數(shù)的相似關(guān)系見表1。

表1 縮比模型與全尺寸飛機(jī)參數(shù)相似關(guān)系

表中：K為縮比系數(shù)，Kρ為模型試驗(yàn)高度和飛機(jī)飛試驗(yàn)高度的密度比。

4.2 試驗(yàn)對象

根據(jù)某通航類飛機(jī)三維數(shù)模，按照全尺寸飛機(jī)縮比進(jìn)行模型的制造，并與全尺寸飛機(jī)具有幾何相似的槳葉、襟翼、升降舵、副翼和方向舵，模型螺旋槳按照動(dòng)力相似關(guān)系進(jìn)行模擬?？s比模型的基本參數(shù)為機(jī)身長L=2.5565m，質(zhì)量M=50kg，翼展b=2.7705m，機(jī)翼面積S=0.9287m2，平均氣動(dòng)弦長MAC=0.3455m。

4.3 飛行仿真

依據(jù)某型飛機(jī)縮比模型氣動(dòng)數(shù)據(jù)，由力方程組、力矩方程組、運(yùn)動(dòng)方程組和導(dǎo)航方程組十二個(gè)狀態(tài)方程，建立了高精度六自由度非線性仿真模型。

1)力方程組：

2)力矩方程組

3)運(yùn)動(dòng)方程組

4)導(dǎo)航方程組

(5)

使用Matlab2015a建立仿真模型，電腦處理器為Intel(R)Core(TM)i5-6500CPU?；诮⒌牧杂啥确蔷€性仿真模型進(jìn)行縱向和橫航向控制律設(shè)計(jì)，并通過反復(fù)迭代確定控制律參數(shù)。同時(shí)，通過飛行仿真充分驗(yàn)證了俯仰角速率判斷縮比模型失速方法的可行性。

4.4 試飛流程

某通航類飛機(jī)模型自由飛試驗(yàn)流程如下[7]

1)飛行前，預(yù)設(shè)自動(dòng)開傘高度、滾轉(zhuǎn)角超限值、迎角超限值、失速改出俯仰角速率值；

2)通過載機(jī)將縮比模型運(yùn)載升空，到達(dá)指定的拉距空域后，縮比模型上電，地面操縱手操縱完成空中拉距試驗(yàn)，確認(rèn)遙控遙測系統(tǒng)和各個(gè)舵面出舵正常；

3)載機(jī)到達(dá)指定的投放空域后，地面操縱手縱桿推桿指令俯仰角為-20°，同時(shí)側(cè)桿中立指令滾轉(zhuǎn)角為0°，在模型與載機(jī)安全分離后，縱桿回中指令俯仰角為0°。

4)待模型配平后，地面操縱手切換到失速模態(tài)，此時(shí)飛行控制系統(tǒng)縱向自主拉桿進(jìn)入失速，橫向自主修正滾轉(zhuǎn)保持機(jī)翼水平；而一旦出現(xiàn)不可控的下俯運(yùn)動(dòng)、迎角限或滾轉(zhuǎn)角超限三個(gè)條件之一，飛行控制系統(tǒng)判斷模型失速，自動(dòng)指令所有舵面在0.5s內(nèi)回到氣動(dòng)零位，執(zhí)行改出操縱；待模型改出失速后，操縱手依據(jù)任務(wù)單和模型當(dāng)前狀況，判斷進(jìn)入下一個(gè)動(dòng)作或執(zhí)行回收操縱；

5)完成所有試飛任務(wù)后，地面操縱手發(fā)出開傘指令，傘降回收模型。當(dāng)高度低于設(shè)定值時(shí)，自動(dòng)開傘回收模型。

4.5 試飛結(jié)果

某通航類飛機(jī)共進(jìn)行了19個(gè)架次投放模型自由飛試驗(yàn)。試飛構(gòu)型：巡航、著陸構(gòu)型，重心位置：前重心、中重心和后重心，發(fā)動(dòng)機(jī)功率：25%、75%，試飛內(nèi)容：機(jī)翼水平失速試飛。

設(shè)置滾轉(zhuǎn)角超限值15°，迎角超限值13°，0.3秒內(nèi)60個(gè)采樣點(diǎn)失速改出俯仰角速率均值-2deg/s，延遲改出時(shí)間1秒。圖4為巡航構(gòu)型后重心75%功率機(jī)翼水平失速試飛曲線。

圖4 巡航構(gòu)型后重心機(jī)翼水平失速試飛曲線

由圖4試飛曲線可以看出，某通航類飛機(jī)模型自由飛試驗(yàn)結(jié)果如下：

1)試驗(yàn)從第0s開始，飛行控制系統(tǒng)縱向自主拉桿，模擬飛行員拉桿進(jìn)入失速過程，自主拉桿升降舵速率為-0.45deg/s，此時(shí)飛機(jī)模型開始減速，俯仰角速率緩慢增大，模型抬頭并且迎角緩慢增加，同時(shí)出現(xiàn)左滾趨勢，副翼自動(dòng)出舵模擬飛行員右壓桿修正滾轉(zhuǎn)；

2)第5.3s時(shí)，俯仰角速率平均值到達(dá)最大值8.01deg/s，而后逐漸減小并在7.56秒時(shí)變?yōu)?；此時(shí)，迎角持續(xù)增大，副翼舵效降低，滾轉(zhuǎn)角亦持續(xù)緩慢增大。

3)第8s時(shí)，迎角10.78°接近理論計(jì)算失速迎角，滾轉(zhuǎn)角-9.31°，俯仰角速率平均值小于-2deg/s，俯仰角速率平均值超限，飛行控制系統(tǒng)判斷模型失速，此時(shí)，繼續(xù)拉桿1s，模擬飛行員1s失速改出反應(yīng)時(shí)間，俯仰角速率和俯仰角持續(xù)減小，迎角持續(xù)增大；

4)第9s時(shí)，飛行控制系統(tǒng)自動(dòng)推桿回中，模型迎角和俯仰角迅速降低，模型開始俯沖增速改出失速。

由飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)可知，在持續(xù)拉桿進(jìn)入失速的過程中，迎角和滾轉(zhuǎn)角均未超限，當(dāng)俯仰角速率平均值超限時(shí)，實(shí)際飛行迎角與理論計(jì)算失速迎角非常接近，同時(shí)飛機(jī)出現(xiàn)低頭趨勢，因此，該方法能夠準(zhǔn)確的判斷飛機(jī)模型出現(xiàn)不可控的下俯運(yùn)動(dòng)，進(jìn)而判斷模型失速，符合23部相關(guān)條款要求。

5 結(jié)束語

本文提出了一種基于俯仰角速率判斷縮比模型失速的方法。通過飛行試驗(yàn)可以看出，該方法能夠準(zhǔn)確的判斷飛機(jī)模型進(jìn)入失速狀態(tài)，提高了縮比模型自由飛試驗(yàn)的精準(zhǔn)度。同時(shí)，通過飛行控制系統(tǒng)自動(dòng)進(jìn)入失速，自動(dòng)判斷失速，自動(dòng)改出失速的方式，大大降低了地面操縱手的操縱難度，提高了數(shù)據(jù)的一致性、模型的安全性和試飛動(dòng)作的準(zhǔn)確性。