王書(shū)強(qiáng), 明磊, 李頌, 吳高龍, 劉秀娟

(空軍航空大學(xué) 航空理論系, 吉林 長(zhǎng)春 130022)

基于飛行參數(shù)的某型飛機(jī)反螺旋特性分析

王書(shū)強(qiáng), 明磊, 李頌, 吳高龍, 劉秀娟

(空軍航空大學(xué) 航空理論系, 吉林 長(zhǎng)春 130022)

關(guān)于某型飛機(jī)正飛螺旋特性的研究已經(jīng)比較充分,但對(duì)其反螺旋的認(rèn)識(shí)還十分缺乏。以該型飛機(jī)一起反螺旋飛行事故中記錄的主要飛行參數(shù)為依據(jù),通過(guò)計(jì)算反螺旋動(dòng)態(tài)參數(shù),分析了該型飛機(jī)的反螺旋特性。研究結(jié)果表明，該型飛機(jī)的反螺旋屬于穩(wěn)定的陡直振蕩反螺旋。所提出的螺旋特性的推算方法為利用飛行參數(shù)研究和分析反螺旋特性提供了理論依據(jù),對(duì)于準(zhǔn)確判斷及正確處置螺旋、保證飛行安全具有理論指導(dǎo)意義。

反螺旋; 飛行參數(shù); 參數(shù)推算

0 引言

螺旋屬于非常規(guī)飛行狀態(tài),對(duì)螺旋特性的認(rèn)識(shí)和掌握,有助于飛行員在發(fā)生螺旋時(shí)能快速準(zhǔn)確地判斷飛機(jī)的狀態(tài),從而實(shí)施正確的操縱,改出螺旋,保證飛行安全,否則將危及飛行安全,甚至造成機(jī)毀人亡[1]。某型飛機(jī)由于加裝了迎角、過(guò)載限制系統(tǒng),一般飛行狀態(tài)下不會(huì)進(jìn)入螺旋狀態(tài),但是在復(fù)雜條件下,如果飛行員沒(méi)有正確判斷飛機(jī)的狀態(tài)而操縱錯(cuò)誤,就有可能使飛機(jī)進(jìn)入螺旋狀態(tài)。某型飛機(jī)不僅可能發(fā)生正飛螺旋,在一定的飛行狀態(tài)下還可能進(jìn)入倒飛螺旋(也稱為反螺旋)。由于該型飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在飛機(jī)的腹部,飛機(jī)在倒飛，特別是在倒飛狀態(tài)下發(fā)生失速和螺旋時(shí),通常會(huì)出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)現(xiàn)象。因此,該型飛機(jī)未系統(tǒng)地進(jìn)行過(guò)反螺旋試飛,只進(jìn)行了相關(guān)的風(fēng)洞試驗(yàn)和理論分析[2]。通過(guò)對(duì)各種文獻(xiàn)數(shù)據(jù)庫(kù)的深入檢索,也沒(méi)有找到該型飛機(jī)反螺旋的其他相關(guān)文獻(xiàn)。由此看來(lái),對(duì)該型飛機(jī)反螺旋特性的理論研究還十分缺乏,有必要對(duì)其進(jìn)行深入的研究分析,而利用飛行參數(shù)進(jìn)行研究是一個(gè)十分有效的途徑。本文依據(jù)該型飛機(jī)一起反螺旋飛行事故的主要飛行參數(shù),運(yùn)用飛機(jī)螺旋動(dòng)力學(xué)分析方法[3],對(duì)其反螺旋的動(dòng)態(tài)特點(diǎn)進(jìn)行了數(shù)值推算和理論分析,所得出的結(jié)論對(duì)于飛行員認(rèn)識(shí)和掌握反螺旋特性具有一定的借鑒意義。

1 反螺旋動(dòng)態(tài)參數(shù)的推算

表征飛機(jī)反螺旋動(dòng)態(tài)特性的參數(shù)主要有:迎角、側(cè)滑角、俯仰角、傾斜角、旋轉(zhuǎn)1圈所需時(shí)間及下降高度、繞機(jī)體軸的旋轉(zhuǎn)角速度等。從某型飛機(jī)飛行參數(shù)中可得到側(cè)滑角、俯仰角、傾斜角、旋轉(zhuǎn)1圈所需時(shí)間及下降高度等數(shù)據(jù)。由于該型飛機(jī)飛行參數(shù)中迎角值的輸出范圍是-4°～+46°,迎角小于-4°時(shí),飛行數(shù)據(jù)記錄儀沒(méi)有記錄相應(yīng)的迎角值,因此,需要采用理論方法推算飛機(jī)的迎角值。此外,飛機(jī)繞機(jī)體軸的旋轉(zhuǎn)角速度也需要推算得出。

1.1 迎角值的推算方法

首先,將飛行參數(shù)中的表速換算成真速。真、表速之間的換算可查該型飛機(jī)的真、表速換算表[4],或者利用下式進(jìn)行計(jì)算:

(1)

式中,Vb為表速;ρ0,ρH分別為海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣密度和實(shí)際飛行高度(H)大氣的密度。ρH值可利用下式算得:

ρH=1.225×(1-0.0000225577H)4.225588

(2)

其次,計(jì)算反螺旋下滑角。根據(jù)飛行參數(shù)中高度值隨時(shí)間的變化,可算得反螺旋中飛機(jī)的下降速率(Vy),再按照下式可求得飛機(jī)的下滑角:

θ=arcsin (Vy/V)

(3)

最后,推算迎角。飛機(jī)的下滑角是相對(duì)于地面軸系的,而迎角是氣流軸系與機(jī)體軸系之間的一個(gè)角度,要推算迎角的值,就需要進(jìn)行坐標(biāo)軸系的變換[5],具體方法是:以飛行速度為中介,建立氣流坐標(biāo)軸系中飛行速度(Va)與地面坐標(biāo)軸系中飛行速度(Vg)之間的關(guān)系,進(jìn)而確立迎角(α)與傾斜角(γ)、俯仰角(?)、側(cè)滑角(β)、下滑角(θ)之間的關(guān)系。Va與Vg之間的關(guān)系如下式所示:

(4)

式中,Lgb,Lba分別為機(jī)體軸系與地面軸系、氣流軸系與機(jī)體軸系之間的轉(zhuǎn)換矩陣。

(5)

(6)

sin ? cosαcosβ-cos ? cosγsinαcosβ-

cos ? sinγsinβ=sinθ

(7)

在γ,?,β,θ均為已知的情況下,根據(jù)式(7)即可求得飛機(jī)的迎角。

1.2 旋轉(zhuǎn)角速度推算方法

(8)

圖1 地面坐標(biāo)軸系與機(jī)體坐標(biāo)軸系之間的關(guān)系Fig.1 Relationship between the ground axes system and the body axes system

2 數(shù)據(jù)分析

2.1 原始數(shù)據(jù)分析

飛行數(shù)據(jù)記錄儀記錄的數(shù)據(jù)顯示,飛機(jī)于2 903 s進(jìn)入反螺旋,至2 959 s結(jié)束,即飛機(jī)反螺旋經(jīng)歷時(shí)間為56 s。為了便于說(shuō)明問(wèn)題,將反螺旋開(kāi)始的時(shí)間記為0 s,結(jié)束時(shí)間為56 s。主要飛行參數(shù)ψ,?,γ和β隨時(shí)間的變化曲線如圖2所示。根據(jù)偏航角的變化可以判定,該型飛機(jī)此次反螺旋共經(jīng)過(guò)了2圈又110°。

圖2 部分飛行參數(shù)時(shí)間歷程Fig.2 Variation of some flight parameters with time

從圖2中可以看出:反螺旋第1圈用時(shí)29 s,下降高度為1 720 m,平均俯仰角為16.6°,特別是俯仰角由4°逐漸變化為-30°,由上仰轉(zhuǎn)為下俯,并逐漸趨于穩(wěn)定;反螺旋第2圈用時(shí)14 s,下降高度為1 030 m,俯仰角變化范圍為-22°～-45°,平均俯仰角為-32.2°,其它動(dòng)態(tài)參數(shù)的振蕩幅度較反螺旋第1圈小;反螺旋第3圈只轉(zhuǎn)過(guò)了110°左右,共用時(shí)13 s,而且在第3圈開(kāi)始后第6 s、第7 s,前、后艙飛行員相繼跳傘,飛機(jī)的各操縱面處于松浮狀態(tài)。綜合來(lái)看,反螺旋第2圈的參數(shù)變化相對(duì)穩(wěn)定。

2.2 推算數(shù)據(jù)分析

按照反螺旋動(dòng)態(tài)參數(shù)的推算方法,通過(guò)對(duì)反螺旋中的迎角和繞機(jī)體軸旋轉(zhuǎn)角速度進(jìn)行推算,得到相應(yīng)參數(shù)的時(shí)間變化曲線,如圖3、圖4所示。

根據(jù)飛機(jī)反螺旋動(dòng)態(tài)的特點(diǎn),特別是反螺旋中旋轉(zhuǎn)角速度的變化特點(diǎn)[7],并結(jié)合反螺旋第2圈參數(shù)的變化情況,可知該型飛機(jī)此次反螺旋過(guò)程中飛機(jī)表現(xiàn)為右偏(ωy<0)、左滾(ωx<0)、上仰轉(zhuǎn)動(dòng)(ωz<0),符合飛機(jī)反螺旋中參數(shù)變化的一般規(guī)律,說(shuō)明推算出的數(shù)據(jù)是合理的,并且迎角和旋轉(zhuǎn)角速度的變化相對(duì)比較穩(wěn)定,可以作為分析反螺旋特性的依據(jù)。

圖3 反螺旋中迎角隨時(shí)間的變化Fig.3 Variation of AOA with time in converse spin

圖4 反螺旋中旋轉(zhuǎn)角速度隨時(shí)間的變化Fig.4 Variation of angular speed with time in converse spin

2.3 數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析

通過(guò)對(duì)該型飛機(jī)反螺旋第2圈中主要飛行參數(shù)原始數(shù)據(jù)和理論推算數(shù)據(jù)進(jìn)行綜合統(tǒng)計(jì)分析(見(jiàn)表1),可以看出:反螺旋中飛機(jī)持續(xù)右偏(ωy<0)、左滾(ωx<0)、內(nèi)側(cè)滑(β>0),符合穩(wěn)定右反螺旋條件;平均俯仰角小于-30°、下降率在58～80 m/s之間,符合陡直反螺旋規(guī)律;平均迎角為-46.3°,迎角在-39°～-62°之間振蕩,振蕩幅度為±18°,說(shuō)明反螺旋是振蕩型的[8]。

表1 反螺旋第2圈主要飛行參數(shù)Table 1 Primary flight parameters during the second circle of converse spin

根據(jù)飛行參數(shù)原始數(shù)據(jù)和理論推算數(shù)據(jù)的綜合統(tǒng)計(jì)分析,按照螺旋的分類方法[8],可以得出以下結(jié)論:該型飛機(jī)此次發(fā)生的反螺旋是右偏、左滾、以偏為主的穩(wěn)定陡直振蕩右反螺旋。

3 結(jié)束語(yǔ)

利用本文提出的方法得到的結(jié)論是合理可信的,可以作為飛行員判斷飛機(jī)反螺旋動(dòng)態(tài)的依據(jù)。無(wú)論是飛行參數(shù)原始數(shù)據(jù)還是理論推算數(shù)據(jù),其變化規(guī)律都符合反螺旋的一般特征。另外,雖然飛行參數(shù)原始數(shù)據(jù)存在一定的誤差,以及反螺旋中飛行員也沒(méi)有像正常螺旋中固定桿、腳蹬位置,這些會(huì)影響到反螺旋的動(dòng)態(tài)特性,但其動(dòng)態(tài)變化規(guī)律仍可以作為飛行員判斷飛機(jī)是否進(jìn)入反螺旋、并實(shí)施正確操縱的理論依據(jù)。

該型飛機(jī)此次反螺旋是右偏、左滾、以偏為主的穩(wěn)定陡直振蕩右反螺旋,該反螺旋形態(tài)可能只是該型飛機(jī)反螺旋所有形態(tài)的一種。因?yàn)樵撔惋w機(jī)的正飛螺旋有三種表現(xiàn)形態(tài):陡螺旋、平螺旋和“落葉飄”式螺旋。由此可推測(cè)該型飛機(jī)反螺旋也有可能存在其它形態(tài),不過(guò)是否存在其他形態(tài)的反螺旋、反螺旋動(dòng)態(tài)特性如何,還需要進(jìn)一步的理論研究和試飛驗(yàn)證。

本文采用基于飛行參數(shù)相關(guān)數(shù)據(jù)分析飛機(jī)螺旋運(yùn)動(dòng)特性的方法,是一個(gè)綜合分析非常規(guī)飛行狀態(tài)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)特性的有效方法,可利用該方法研究飛機(jī)的其他運(yùn)動(dòng)特性。

該型飛機(jī)反螺旋仍是一個(gè)需要進(jìn)行全面、深入研究的空白領(lǐng)域。下一步需要做的工作一方面是可以通過(guò)理論研究,從理論上切實(shí)搞清楚反螺旋的進(jìn)入機(jī)理、動(dòng)態(tài)特性和正確的改出動(dòng)作;另一方面是在理論研究取得一定成果的基礎(chǔ)上,組織實(shí)施反螺旋試飛,進(jìn)一步驗(yàn)證反螺旋的動(dòng)態(tài)特性。通過(guò)理論研究和試飛驗(yàn)證為飛行員預(yù)防飛機(jī)進(jìn)入反螺旋,特別是意外進(jìn)入反螺旋時(shí)能夠準(zhǔn)確判斷、正確處置、保證安全打下基礎(chǔ)。

[1] 王書(shū)強(qiáng),劉永學(xué).某殲擊機(jī)尾旋進(jìn)入特性數(shù)值分析[J].空軍航空大學(xué)學(xué)報(bào),2011,4(3):24-27.

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Analysisofconversespincharacteristicsaboutacertainaircraftbasedonflightparameters

WANG Shu-qiang, MING Lei, LI Song, WU Gao-long, LIU Xiu-juan

(Aviation Theory Department, Air Force Aviation University, Changchun 130022, China)

A certain aircraft’s normal spin characteristics are fully understood by us, but the knowledge about the converse spin characteristics is quite less. In this paper, taking the flight parameters recorded by the flight data recorder during one converse spin accident as the basis, a method to extrapolate converse spin flight parameters was put forward using the spin dynamics basic theory and the converse spin characteristics were analyzed. The results show that the form of the aircraft’s converse spin is a one with stable and steep oscillation. The parameters extrapolation method in this work provides theoretical basis to research the converse spin characteristics using the flight parameters data. In addition, the results are of directive significance for pilots to judge the converse spin exactly and then handle it correctly.

converse spin; flight parameters; parameters extrapolation

V212.1; V328.3

A

1002-0853(2013)06-0501-03

2013-02-22;

2013-06-08; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間:2013-10-22 14:15

國(guó)家自然科學(xué)基金青年基金資助(61102120)

王書(shū)強(qiáng)(1966-),男,河南偃師人,副教授,研究方向?yàn)轱w行動(dòng)力學(xué)。

(編輯：姚妙慧)