胡國才, 王允良, 劉書巖, 劉湘一

(海軍航空工程學(xué)院 飛行器工程系, 山東 煙臺(tái) 264001)

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飛機(jī)亞跨聲速飛行操縱特性分析

胡國才, 王允良, 劉書巖, 劉湘一

(海軍航空工程學(xué)院 飛行器工程系, 山東 煙臺(tái) 264001)

針對中等展弦比、中等后掠角機(jī)翼布局的超聲速飛機(jī)在亞跨聲速飛行時(shí)遇到的操縱特性異?，F(xiàn)象,通過估算飛機(jī)在海拔5 km高空的氣動(dòng)特性,獲得了飛機(jī)的縱向平衡性能和靜操縱性的變化規(guī)律。通過數(shù)值計(jì)算,得到了飛機(jī)在低空跨聲速飛行時(shí)的操縱特性;分析了造成飛機(jī)在某些飛行速度下操縱跟隨性較差、大速度飛行時(shí)俯仰操縱過于靈敏、不同速度下桿力變化大等現(xiàn)象的原因。針對亞跨聲速區(qū)的飛行與操縱特點(diǎn),給出了飛行操縱建議,以提高飛行安全。

亞聲速飛行; 跨聲速飛行; 飛行安全; 縱向靜操縱性

0　引言

飛行實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)表明,由駕駛員誤操縱、操縱不當(dāng)或操縱面故障等原因造成的操縱安全問題是飛機(jī)飛行安全隱患的主要方面之一[1]。在飛機(jī)研制過程中必須按照飛行品質(zhì)規(guī)范來開展設(shè)計(jì)、試驗(yàn)和試飛[2],飛行員需要充分了解飛機(jī)存在的飛行品質(zhì)缺陷。在飛行事故分析過程中,飛行品質(zhì)也是不可忽略的因素[3]。設(shè)計(jì)定型的飛機(jī),理論上具有良好的平衡特性,能在整個(gè)飛行包線內(nèi)取得力和力矩的平衡,而且駕駛桿操縱力和桿位移適中。超聲速飛機(jī)低空飛行時(shí),隨著飛行速度的提高,飛機(jī)的動(dòng)壓增加,特別是對后掠翼飛機(jī)結(jié)構(gòu)彈性變形的影響也增加。因此,最大動(dòng)壓是決定超聲速飛機(jī)低空飛行最大速度邊界的設(shè)計(jì)依據(jù),對于中等展弦比、中等后掠角機(jī)翼布局的超聲速飛機(jī),其低空最大馬赫數(shù)接近當(dāng)?shù)芈曀?。另一方?飛機(jī)在接近聲速的跨聲速區(qū)飛行時(shí),受到空氣壓縮性影響,其縱向氣動(dòng)特性會(huì)出現(xiàn)顯著變化,使得飛機(jī)在靠近最大速度邊界飛行時(shí)會(huì)出現(xiàn)許多不尋常的平衡與操縱特性[4-5],從而增加了飛行風(fēng)險(xiǎn)。

本文對某型超聲速飛機(jī)的縱向氣動(dòng)特性進(jìn)行了估算。在此基礎(chǔ)上,分析了飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性和靜操縱性的變化規(guī)律,并從力學(xué)原理上解釋了亞跨聲速飛行時(shí)會(huì)遇到的操縱安全問題。

1　平飛靜穩(wěn)定性和靜操縱性

給定飛機(jī)定直平飛的海拔高度為5 km,根據(jù)飛機(jī)的縱向力矩特性和縱向靜穩(wěn)定性,可以確定飛機(jī)保持縱向力矩平衡的全動(dòng)平尾配平偏角、飛機(jī)配平迎角、駕駛桿位移和桿力隨飛行速度的變化規(guī)律[6-7]。

1.1配平升力系數(shù)和配平迎角

力矩平衡狀態(tài)的升力系數(shù)稱為飛機(jī)的配平升力系數(shù)CLp。忽略飛機(jī)動(dòng)力裝置油門的變化,在飛行速度變化的過程中,不同的配平升力系數(shù)CLp對應(yīng)不同的全動(dòng)平尾偏角φ。

平飛時(shí),飛機(jī)的升力L剛好克服重力G,有:

(1)

式中:ρ為飛機(jī)飛行高度處的大氣密度;V為飛行速度;S為機(jī)翼參考面積。

在已知飛機(jī)升力線斜率CLα隨飛行Ma變化規(guī)律的條件下,根據(jù)下式可以計(jì)算飛機(jī)配平迎角αp:

(2)

式中:CLφ為平尾升力系數(shù)對偏角的導(dǎo)數(shù)。根據(jù)其定義有:

(3)

圖1　全動(dòng)平尾操縱效率曲線Fig.1　Control efficiency curve of all movable stabilizer

1.2全動(dòng)平尾配平偏角

在定常直線飛行中,作用在飛機(jī)上的縱向力矩一部分由迎角產(chǎn)生,另一部分由全動(dòng)平尾偏角產(chǎn)生。當(dāng)飛機(jī)處于配平狀態(tài)時(shí),有:

(4)

式中:Cm0為飛機(jī)零升俯仰力矩系數(shù);CmCL為飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù);CL,φ=0為全動(dòng)平尾無偏轉(zhuǎn)時(shí)的飛機(jī)升力系數(shù)。Cm0和CmCL隨Ma的變化分別如圖2和圖3所示。

由圖2可以看出,在跨聲速區(qū)Ma=0.8～1.2范圍內(nèi),飛機(jī)零升俯仰力矩出現(xiàn)劇烈變化;Ma=0.9～1.1范圍內(nèi),零升力矩急劇增大,表現(xiàn)為自動(dòng)抬頭趨勢;Ma>1.1后,零升力矩迅速下降。顯然,這是空氣壓縮性帶來的力矩變化。

由圖3可以看出,縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)和飛機(jī)焦點(diǎn)位置與Ma的變化有很大關(guān)系。在跨聲速區(qū),靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)隨Ma急劇增加,表明飛機(jī)的靜穩(wěn)定性也大大提高。

圖2　零升俯仰力矩系數(shù)隨Ma的變化Fig.2　Variation of zero lift pitch moment coefficient with Mach number

圖3　縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)隨Ma的變化Fig.3　Variation of longitudinal static stability derivative with Mach number

飛機(jī)配平時(shí),考慮平尾升力的影響,則有:

(5)

由式(3)～式(5)可以求得全動(dòng)平尾配平偏角為:

(6)

平尾配平偏角隨Ma的變化如圖4所示?？梢钥闯?在Ma=0.9附近的跨聲速階段,全動(dòng)平尾配平偏角隨Ma的變化梯度突然減小,會(huì)直接影響飛機(jī)操縱性能的變化。在Ma>1.1的跨聲速末段,隨著Ma的增大,平尾配平偏角減小,會(huì)出現(xiàn)“自動(dòng)俯沖”現(xiàn)象,主要原因是在該速度段內(nèi),飛機(jī)零升俯仰力矩系數(shù)下降較大。

圖4　全動(dòng)平尾配平偏角隨Ma的變化Fig.4　Variation of all movable stabilizer trim angle with Mach number

1.3配平駕駛桿位移和桿力

駕駛員對飛行狀態(tài)的感受直接來自于實(shí)現(xiàn)飛行所需的駕駛桿位移和桿力變化。飛機(jī)操縱性的好壞常用桿位移Dδm和桿力Fδm特性來表示。顯然,不同的飛行狀態(tài)下,飛機(jī)的操縱特性存在顯著差異,對駕駛員操縱會(huì)產(chǎn)生不良影響[8]。為了盡量降低這些差異性,在平尾操縱系統(tǒng)中根據(jù)飛行高度、速度設(shè)置了不同的力臂調(diào)節(jié)器,即自動(dòng)調(diào)節(jié)傳動(dòng)比。不同的力臂對應(yīng)不同的桿力-桿位移變化曲線,名義曲線如圖5所示。

圖5　平尾操縱系統(tǒng)桿力-桿位移曲線Fig.5　Curves for horizontal tail stick force vs displacement

平尾操縱系統(tǒng)力臂值取決于飛行高度和飛行表速。根據(jù)超聲速飛機(jī)的全動(dòng)平尾偏角和駕駛桿位移關(guān)系,結(jié)合圖4所示的全動(dòng)平尾配平偏角,可以得到飛機(jī)定常平飛時(shí)的配平駕駛桿位移Dδm,p和桿力Fδm,p,如圖6所示。

圖6　配平駕駛桿位移和桿力隨Ma的變化Fig.6　Variation of trim stick force and displacement with Mach number

由圖6可以看出,在跨聲速段飛行時(shí),駕駛桿位移和桿力的變化趨勢與低速飛行時(shí)相比有明顯不同。在配平Ma=0.7附近,駕駛桿處于中立位置附近,此時(shí)駕駛桿名義桿力接近于零。實(shí)際操縱時(shí)由于摩擦力的存在,駕駛桿在零位附近操縱時(shí),會(huì)出現(xiàn)兩個(gè)異常現(xiàn)象:一是當(dāng)Ma在某個(gè)值附近時(shí),桿力會(huì)突然減小,Ma提高時(shí),駕駛桿力卻不再增加,一直到更高的Ma時(shí),駕駛桿力才按正常的操縱習(xí)慣增加。在此過程中,飛行員感覺飛機(jī)對操縱的隨動(dòng)性差,有時(shí)對操縱的反應(yīng)又很靈敏,這個(gè)現(xiàn)象是駕駛桿中位附近的桿位移-桿力特性造成的。尤其是在俯沖退出時(shí)Ma=0.7附近,拉桿時(shí)操縱力很小,可能引起拉桿量過大而導(dǎo)致飛機(jī)的迎角或過載急劇增加,進(jìn)而使飛機(jī)失速或過載超過極限值而引發(fā)飛行事故。二是在Ma>1.1的跨聲速末段,飛機(jī)加速過程中要保持平飛,需要往回拉桿,否則飛機(jī)會(huì)出現(xiàn)自動(dòng)爬升現(xiàn)象,也就是所謂的反操縱問題。這就解釋了空勤人員普遍反映的飛機(jī)操縱跟隨性較差、空移行程大、不同速度下桿力變化大等現(xiàn)象。

因此,駕駛員必須掌握駕駛桿力及桿位移隨不同的飛行狀態(tài)所具有的變化規(guī)律,并理解其內(nèi)在的力學(xué)原理，在操縱上要特別注意,以免出現(xiàn)錯(cuò)誤操縱動(dòng)作,影響飛行安全。

計(jì)算可得配平駕駛桿力和配平迎角隨飛行馬赫數(shù)變化的導(dǎo)數(shù)?Fδm,p/?Ma和?αp/?Ma,由此可得:

(7)

根據(jù)式(7)可以計(jì)算配平駕駛桿力對配平迎角的導(dǎo)數(shù),其變化曲線如圖7所示。

圖7　駕駛桿力對配平迎角的導(dǎo)數(shù)隨Ma的變化Fig.7　Variation of derivative of stick force to trim angle of attack with Mach number

2　縱向機(jī)動(dòng)飛行的靜操縱性

2.1單位過載平尾偏角

對于全動(dòng)平尾飛機(jī),考慮到平尾偏轉(zhuǎn)對全機(jī)升力系數(shù)的影響,在定常拉升運(yùn)動(dòng)中,飛機(jī)縱向力矩平衡的條件為:

(8)

(9)

其中:

式中:μ為飛機(jī)相對密度;m為飛機(jī)質(zhì)量;cA為機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長。根據(jù)式(9)得到單位過載平尾偏角隨飛行Ma的變化規(guī)律,如圖8所示。

圖8　單位過載平尾偏角隨Ma的變化Fig.8　Variation of horizontal tail angle due to unit load with Mach number

根據(jù)法向過載nz和平尾偏角φ的定義,若駕駛桿向后拉,平尾偏角小于0(后緣上偏),飛機(jī)產(chǎn)生抬頭力矩使過載增加,這與駕駛員的操縱習(xí)慣一致。圖8表明,飛機(jī)的單位過載平尾偏角φnz<0,說明飛機(jī)在機(jī)動(dòng)飛行中具有正確的操縱性。但是也需注意到,以不同的Ma飛行時(shí),單位過載的平尾偏角φnz具有不同的值,特別是在Ma=0.8～0.9跨聲速區(qū)間,φnz的絕對值最小,即在此Ma下飛行時(shí),僅用很小的平尾偏角就能產(chǎn)生相同的法向過載,說明在不同的Ma下飛機(jī)具有不同的機(jī)動(dòng)性。

2.2單位過載駕駛桿位移和桿力

圖9　單位過載駕駛桿力和桿位移增量隨Ma的變化Fig.9　Variation of stick force and displacement increment due to unit load with Mach number

飛行員反映在大馬赫數(shù)、大表速下,俯仰操縱過于靈敏;速度變化較大時(shí)平衡性變化大,突擊階段、增速過程、特技俯沖退出等機(jī)動(dòng)飛行時(shí)尤為明顯。飛行手冊中規(guī)定,在0～5 km高度范圍內(nèi)的最大平飛表速限制為1 200 km/h,對應(yīng)的Ma在0.90～1.35之間。結(jié)合圖9可以對此現(xiàn)象進(jìn)行解釋。低空大表速飛行時(shí)的Ma在0.8～0.9左右,此時(shí)單位過載桿位移及單位過載桿力都接近最小,桿位移增量不超過7 mm,桿力增量不超過6 N,因此駕駛員會(huì)感覺到飛機(jī)操縱過于靈敏。如果以亞聲速飛行時(shí)的桿位移梯度或桿力梯度進(jìn)行操縱,飛機(jī)的法向過載會(huì)迅速增加,容易出現(xiàn)超載現(xiàn)象,嚴(yán)重時(shí)甚至超過飛機(jī)的強(qiáng)度極限而發(fā)生危險(xiǎn)。

在突擊階段、增速、特技俯沖退出等飛行過程中,速度變化范圍較大。由圖6和圖7可以看到,桿力隨Ma或平尾偏角的梯度會(huì)呈現(xiàn)急劇變化的現(xiàn)象,在亞、跨、超聲速飛行時(shí),桿力梯度從零變化至負(fù)值,再變化到正值,即在速度變化范圍較大時(shí),飛機(jī)的平衡特性變化非常大。

飛機(jī)在不同的飛行狀態(tài)下,其平衡特性、機(jī)動(dòng)特性、桿位移及桿力特性相差懸殊,會(huì)給飛行操縱帶來很大困難,甚至危及飛行安全。

針對上述特點(diǎn),本文從飛行安全角度提出如下建議:

(1)在各種構(gòu)型下,在靠近右邊界表速或Ma情況下,飛機(jī)只進(jìn)行定常直線飛行;

(2)亞聲速機(jī)動(dòng)飛行的最大Ma不超過0.8;

(3)在Ma=0.8～1.2跨聲速區(qū),可進(jìn)行有針對性的、有限的機(jī)動(dòng)飛行訓(xùn)練,而不作正常的作戰(zhàn)機(jī)動(dòng)飛行;

(4)在Ma=0.7附近,桿力梯度接近于零,飛機(jī)對操縱的反應(yīng)非常靈敏,機(jī)動(dòng)飛行時(shí)要特別引起注意。

3　結(jié)束語

本文根據(jù)某型超聲速飛機(jī)縱向氣動(dòng)特性,從定常平飛的平衡、定常拉升運(yùn)動(dòng)中的桿力及桿位移特性等角度,分析了飛機(jī)縱向配平性能、靜穩(wěn)定性和靜操縱性變化規(guī)律,并從力學(xué)原理上解釋了亞跨聲速飛行時(shí)遇到的“自動(dòng)俯沖”、操縱反效等特殊現(xiàn)象。解釋了空勤人員普遍反映的飛機(jī)操縱跟隨性較差、空移行程大、不同速度下桿力變化大等現(xiàn)象;揭示了大馬赫數(shù)、大表速下俯仰操縱過于靈敏、速度變化較大時(shí)平衡性變化大等問題的實(shí)質(zhì)。針對飛機(jī)亞跨聲速區(qū)飛行與操縱存在的問題,從飛行安全角度提出了相關(guān)建議,供相關(guān)部門制定飛行訓(xùn)練大綱、飛行科目以及實(shí)際飛行訓(xùn)練時(shí)參考。

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(編輯：李怡)

Analysis of aircraft subsonic and transonic flight control characteristics

HU Guo-cai, WANG Yun-liang, LIU Shu-yan, LIU Xiang-yi

(Department of Airborne Vehicle Engineering, NAAU, Yantai 264001, China)

For the abnormal control characteristics of the supersonic aircraft which has a middle swept wing with middle aspect ratio in transonic flight, the aerodynamic characteristics of the aircraft at 5 km flight altitude were calculated. And then the longitudinal trimming and static control performance of the aircraft with respect to flight velocity were estimated. With the results of computation, the control characteristics can be observed corresponding to transonic flight at a low altitude. Some fly quality disadvantageous to fight safety are demonstrated such as inferior response to pilot, oversensitive longitudinal control and large stick force variation with flight speed. This paper provides a precise analysis method and a technical support to improve the flight safety and guide the flight operations.

subsonic flight; transonic flight; flight safety; longitudinal static controllability

2015-09-30;

2016-01-04; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2016-04-22 09:52

國家自然科學(xué)基金資助(51505493)

胡國才(1964-)，男，浙江慈溪人，教授，博士生導(dǎo)師，研究方向?yàn)轱w行器動(dòng)力學(xué)。

V212.12

A

1002-0853(2016)04-0005-05