耿建中，姚海林，段卓毅

（中航工業(yè)第一飛機設計研究院總體氣動所，陜西西安 710089）

0 引言

沒有縱向靜穩(wěn)定性的飛機很難操縱，駕駛員如果稍有疏忽，飛機就會進入無法控制的狀態(tài)。因此，傳統(tǒng)飛機設計時均具有一定的靜穩(wěn)定裕度，即使現代飛機采用放寬靜穩(wěn)定性，甚至不穩(wěn)定的設計思想設計飛機，也會采用控制系統(tǒng)使等效飛機系統(tǒng)滿足穩(wěn)定性的要求。

國內外對于縱向靜不穩(wěn)定的研究，集中在大迎角飛行狀態(tài)，關于小迎角不穩(wěn)定對飛行安全影響的研究很少。而對于螺旋槳飛機，在公開的資料和文獻上，多局限于滑流影響的數值模擬算法研究，沒有相關氣動特性及其靜不穩(wěn)定對飛機飛行安全影響的詳細描述。

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

本文通過對某運輸機起飛構型縱向氣動特性分析、縱向不穩(wěn)定飛行條件研究以及仿真驗證，研究了大拉力系數小迎角縱向靜不穩(wěn)定對飛行安全的影響，給出了該飛機能夠安全起飛的條件。

1 飛機縱向力矩特性分析

圖1為某運輸機起飛構型俯仰力矩系數試驗曲線。迎角范圍 －4°～25°，圖中Tc為發(fā)動機拉力系數。

圖1 俯仰力矩系數隨迎角變化曲線

由圖可知，某運輸機起飛構型縱向穩(wěn)定性隨拉力系數的增加而降低；不同迎角范圍內穩(wěn)定裕度不同。拉力系數為0，迎角α＜15°時，飛機具有縱向穩(wěn)定性，迎角α＜0°時，穩(wěn)定裕度減?。焕ο禂禐?.2，迎角0°＜α＜15°時，飛機具有縱向穩(wěn)定性，迎角α＜0°時，縱向失穩(wěn)。

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

2 飛機進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/策略等錯誤對安全的影響；飛機本身影響飛行安全的主要原因是飛機故障、設計中的缺陷、飛行中飛機狀態(tài)的變化等，飛機故障和飛機設計中存在的缺陷主要是導致飛機的操作輸出異常，從而影響飛機的飛行特性；結冰、風（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的空氣動力學特性或使駕駛員產生誤判導致飛行事故的發(fā)生。

某運輸機起飛爬升過程，拉力系數為0.2時，飛機配平迎角5°左右，飛機處于縱向靜穩(wěn)定區(qū)。通過上述影響飛行安全的因素可知，使飛機進入縱向不穩(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；（3）飛機故障、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)定對飛機起飛安全性影響，涉及到飛機本體運動、駕駛員操縱和大氣擾動等。

3.1 飛機本體動力學模型

飛機六自由度仿真模型如下［1］:

其中:

以上參數定義見文獻［1］。

3.2 大氣擾動模型

（1）大氣擾動模型

飛機從靜止大氣進入下降突風風場時，下降突風直接影響飛機迎角，飛機迎角迅速變化，只要下降突風強度足夠大，飛機將進入小迎角狀態(tài)。

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

式中，Vz為某一給定常值。

（2）突風速度的確定

①國軍標GJB67.2-85對離散陣風的要求是當飛機在vjx時，遇到的離散垂直陣風，其最大使用折算當量陣風速度為 8 m/s［2］。

②CCAR-25-R4（運輸類飛機適航標準）對離散突風的要求是:飛機在起飛 、進場或著陸期間使用襟翼，則假定在對應于這些階段的設計襟翼速度下，襟翼處于相應的位置，飛機經受對稱機動和對稱突風時限制載荷確定依據為:垂直作用于水平航跡的正、負突風速度為 7.60 m/s（EAS）［3］。

3.3 駕駛員操縱模型

飛機飛行時由于駕駛員的過失、疏忽等因素，有可能使操縱桿突然前推，導致飛機迎角迅速減小，從而進入小迎角縱向不穩(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為某一給定常值。

綜上所述，飛機進入小迎角縱向不穩(wěn)定區(qū)域的飛機仿真模型整體結構如圖2所示。飛機起飛后，沿預定航跡爬升，受到大氣擾動或駕駛員操縱后，飛行狀態(tài)發(fā)生變化，飛機進入小迎角縱向不穩(wěn)定飛行狀態(tài)。

圖2 仿真模型結構圖

4 仿真驗證與分析

4.1 仿真條件

根據上述飛機動力學模型、大氣擾動模型及風速的確定方法、駕駛員操縱模型，構建仿真結構進行某運輸機小迎角不穩(wěn)定對飛行安全的影響研究。仿真時確定仿真條件如下:

（1）初始飛行速度235 km/h，此時對應初始拉力系數0.2；

（2）初始航跡角3.5°；

（3）初始高度10.7 m；

（4）發(fā)動機起飛功率；

（5）突風擾動量 0 m/s，5 m/s，8 m/s。其中8 m/s依據3.2節(jié)突風速度確定方法確定；

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

（7）氣動數據采用小迎角不穩(wěn)定數據，以及對小迎角區(qū)域修訂后的數據。修訂后，對于同一拉力系數，迎角α＜15°穩(wěn)定裕度相同，具體可參見圖1。

4.2 仿真結果與分析

仿真結果如圖3～圖10所示。

（1）突風作用下小迎角不穩(wěn)定影響分析

圖3～圖6給出了不同突風作用下，數據修訂前后迎角、軌跡角、俯仰角和高度的仿真結果。圖中w表示突風速度，下標b和a分別表示氣動數據修訂前、后響應曲線。

圖3 突風作用后迎角響應曲線

圖4 突風作用后軌跡角響應曲線

圖5 突風作用后俯仰角響應曲線

圖6 突風作用后高度響應曲線

由圖可知，飛機小迎角時穩(wěn)定裕度降低，甚至不穩(wěn)定，在不影響突風作用下，飛機的動態(tài)響應特性規(guī)律。突風作用下，迎角、軌跡角減小，高度增加減緩，俯仰角增加。

由圖3可知，數據修訂前后，迎角響應基本相同，突風作用時迎角迅速減至最小，隨后開始恢復，2 s后恢復到初始狀態(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)，較數據修訂后，軌跡角降低較多，高度恢復變慢，8 m/s的下降突風時，峰值軌跡角減小量增加1°，但恢復速度較快，高度較數據修訂后結果峰值相差4 m。不過由圖9可知飛機高度基本處于增加狀態(tài)。

（2）飛行誤操縱時小迎角不穩(wěn)定影響分析

圖7～圖10給出了飛行員誤操縱時，數據修訂前后迎角、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b和a仍表示氣動數據修訂前、后響應曲線，3表示3 s后操縱輸入。

圖7 飛行員誤操縱時迎角響應曲線

圖8 飛行員誤操縱時軌跡角響應曲線

圖9 飛行員誤操縱時俯仰角響應曲線

圖10 飛行員誤操縱時高度響應曲線

由圖可知，飛行員誤操縱后，駕駛員不進行修正，數據修訂前后，飛行響應特性差別很大。飛機小迎角不穩(wěn)定時，飛機迎角、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，高度降低150 m；數據修訂后，飛機迎角、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，仿真時長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的仿真結果。由圖可知，飛機小迎角穩(wěn)定裕度較小，甚至不穩(wěn)定時，飛機迎角、軌跡角和俯仰角恢復速度較數據修訂后快，最終與數據修訂后結果趨于一致。由圖10可知，飛行高度響應規(guī)律與數據修訂后基本一致，但高度滯后50 m。

由圖可知，飛行員糾正越晚，小迎角不穩(wěn)定對飛行特性影響越大。但從高度響應曲線可知，數據修訂前、后飛行員誤操縱均會帶來災難性的后果，均是不允許的。

5 結論

通過對突風、駕駛員誤操縱對小迎角穩(wěn)定裕度小、甚至不穩(wěn)定的飛機，進行數據修訂前后對比仿真分析可得以下結論:（1）在8 m/s的突風作用下，不影響飛機起飛安全，8 m/s為結構限制載荷設計突風速度，而低空具有現實意義的飛行安全突風小于6 m/s［4-5］；（2）不管小迎角飛機縱向是否穩(wěn)定，起飛時駕駛員誤操縱都是不允許的；（3）某運輸機起飛構型小迎角穩(wěn)定裕度降低，甚至不穩(wěn)定對飛行安全的影響可以不予考慮；（4）本文的分析結果基于第1節(jié)的氣動力數據，沒有分析氣動力變化對飛行安全的影響。

［1］Brian L Stevens，Frank L Lewis.Aircraft control and simulation［M］.USA:John Wiley＆Sons，1992.

［2］中國人民解放軍空軍，航空工業(yè)部.GJB-67.2-1985軍用飛機強度和剛度規(guī)范——飛行載荷［S］.北京:國防科學技術工業(yè)委員會，1986.

［3］中國民用航空總局.CCAR-25-R4 運輸類飛機試航標準［S］.北京:中國民用航空總局，2011.

［4］中國人民解放軍空軍，航空工業(yè)部.GJB-185-1986 有人駕駛飛機（固定翼）飛行品質［S］.北京:國防科學技術工業(yè)委員會，1987.

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