侯宗團, 荊志偉, 郭兆電

(西安飛機設計研究所 總體氣動設計研究所, 陜西 西安 710089)

運輸機空投飛行載荷分析

侯宗團, 荊志偉, 郭兆電

(西安飛機設計研究所 總體氣動設計研究所, 陜西 西安 710089)

為了對軍用運輸機空投時的飛機響應進行分析與評估,給飛行載荷和操穩(wěn)設計提供基本依據(jù),將飛機與貨物視為一個整體系統(tǒng),建立空投過程中載機與貨物的動力學方程;根據(jù)《軍用飛機結構強度規(guī)范》中的空投和空投陣風準則進行了仿真計算,給出了空投過程中飛機的動響應與部件載荷時間歷程。仿真結果表明,所提供的方法能夠滿足運輸機空投時的飛行載荷分析要求。

空投; 陣風; 飛行載荷; 動響應

0 引言

運輸機在貨物空投過程中會發(fā)生一系列的變化:(1)飛機的質心位置和轉動慣量發(fā)生變化,在貨物出艙瞬間,這些參數(shù)和全機質量將會突變;(2)投放前飛機處于配平狀態(tài),投放后平衡狀態(tài)破壞;(3)引起飛機運動參數(shù)和各部件的氣動載荷與慣性載荷變化。這些變化可能會對飛機的運動特性、結構強度及飛行安全產(chǎn)生不利影響。

針對運輸機空投,GJB 67.2A-2008 《軍用飛機結構強度規(guī)范》對空投拉起機動和空投滾轉機動做了相關要求,并闡述了空投陣風準則。美國國防部聯(lián)合使用規(guī)范指南JSSG-2006 《飛機結構》對空投亦進行了詳細的描述:空投和投放準則使用1g飛行假設,飛機配平到大約2°的迎角;投放使用0.25g的引出加速度;將1-cos型、7.62 m/s的離散陣風疊加到空投情況上,以使當貨物處于投放邊緣時產(chǎn)生結構峰值響應。

因此根據(jù)規(guī)范要求,需要進行運輸機空投動響應計算分析,確定空投載荷,供強度部門分析使用,以確保貨艙地板、貨橋、后機身、平尾等部件在貨物空投過程中的結構安全和飛機的飛行安全。

國內在運輸機空投動響應方面已有較多研究,成果主要集中在飛機的飛行品質方面,并且動力學方程的建立基本是將載機與貨物分為兩部分進行[1-2]。本文將載機、貨物視為一個整體系統(tǒng),進行空投動力學建模,計算分析了相關部件的載荷,為結構強度設計提供依據(jù)。由于空投拉起和空投滾轉僅是空投構型下的機動,并不投放貨物,和常規(guī)的拉起機動和滾轉機動類似,故本文不再闡述。本文僅對貨物空投過程中飛機遭遇1-cos型垂直陣風進行研究,無陣風情況與之類似。

1 動力學建模

1.1 基本定義與假設

空投過程涉及兩個對象:被投貨物稱為貨物,不含貨物的飛機稱為載機。貨物和載機合稱為全機。

本文將載機、貨物視為整體系統(tǒng),以本系統(tǒng)的瞬時質心作為參考點,建立空投過程中飛機與貨物系統(tǒng)的運動方程。全機體軸系的原點O為全機的瞬時質心,Ox軸在飛機對稱面內,平行于機身構造水平面,指向前;Oz軸在飛機的對稱面內,指向下;Oy軸垂直于飛機的對稱面,指向右。圖1為全機體軸系示意圖,圖中A點為載機自身質心位置,C點為貨物質心位置。

圖1 全機體軸系示意圖Fig.1 Coordinate axes of the aircraft body

為便于建立數(shù)學模型,作以下基本假設:(1)采用“平面地球假設”,且忽略地球的自轉;(2)貨物可看成具有集中質量的質點;(3)貨物在脫離載機之前始終被約束在貨艙地板上;(4)貨物在艙內做勻加速運動,并且貨物的質心位于載機的對稱面內;(5)忽略貨物出艙對飛機氣動特性的影響。

1.2 全機動力學模型

本文飛機質心動力學方程與傳統(tǒng)的飛機質心動力學方程形式一致,體軸系下的質心動力學方程為:

(1)

(2)

式中,m為載機與貨物的質量和,當貨物脫離載機后,m為載機的質量;u,w分別為飛機質心速度在體軸系x軸和z軸上的分量;α為飛機迎角;θ為飛機俯仰角;q為機體的俯仰角速度;φ為發(fā)動機安裝角;T為發(fā)動機推力;D,L分別為飛機的阻力和升力;g為重力加速度。

下面推導全機繞質心轉動的動力學方程。全機對質心O的動量矩為:

GOy=JOyq

(3)

式中,JOy為全機對移動機體質心坐標系的俯仰慣性矩,是一個時變參量,當貨物脫離載機后,JOy不計貨物影響。

將式(3)代入動量矩方程,整理得:

(4)

式中,MOy為氣動力和推力對瞬時質心O的俯仰力矩。

根據(jù)貨物在貨艙內的運動規(guī)律,可以得到:

(5)

(6)

(7)

根據(jù)式(1)、式(2)和式(4),再補充飛行力學中的相關運動方程、幾何方程及關系式,即可進行空投動響應計算。

1.3 氣動迎角修正

根據(jù)式(1)、式(2)、式(4)及相關方程,可以求出全機質心處速度VO的大小和方向。由于全機質心在變動,質心的速度VO并不準確地等于機體相對于大氣的速度Vt,會引起氣動迎角的計算誤差,因此需要進行速度換算,求解機體的真實氣動迎角。

(8)

運用正弦、余弦定理和小擾動理論,可得到真實的氣動迎角為:

(9)

式中,α為由質心動力學方程得到的氣動迎角,由式(10)確定。

(10)

圖2 真實機身迎角修正示意圖Fig.2 Correction of the angle of attack

1.4 離散陣風動響應

為滿足空投離散陣風準則的設計要求,引入滿足設計規(guī)范的陣風激勵。在飛行品質評定、飛行載機設計中,廣泛采用1-cos型陣風模型,其風速剖面如圖3所示。該陣風模型為:

(11)

式中,xg為飛機位置;wg0為陣風速度;Lg為陣風尺度。

圖3 “1-cos”型離散陣風模型Fig.3 ‘1-cos’gust model

運輸機空投動響應分析過程中,需將1-cos型陣風合理地疊加至全機運動學方程的求解過程中,并滿足當貨物運動至貨橋邊緣時,陣風恰好達到最大強度。這樣可以使飛機結構產(chǎn)生峰值響應,達到空投陣風載荷的設計邊界。

1.5 貨物對載機的作用力

由于貨物出艙速度較高,哥氏(Coriolis)效應對貨橋的卸載是顯著的,在貨橋和貨艙地板載荷設計過程中,應該考慮貨物對貨橋和貨艙地板的哥氏作用力。貨物對載機的法向作用力為:

(12)

2 數(shù)值仿真

2.1 計算模型

貨物空投仿真參數(shù)如表1所示。為了確定飛機在空投貨物時的邊界設計載荷,算例飛機均處于開環(huán)狀態(tài),沒有引入縱向增穩(wěn)控制系統(tǒng)。

表1 貨物空投仿真參數(shù)Table 1 Simulation parameters of airdrop

2.2 飛機空投動響應分析

2.2.1 配平分析

根據(jù)表1所給的貨物空投仿真參數(shù),對貨物投放前進行配平分析,得到飛機1g平飛的配平結果:機身迎角為4.449°,平尾偏角為-2.755°。

2.2.2 投放動響應分析

根據(jù)表1所給空投仿真參數(shù),以上述配平結果作為空投動響應求解初始條件,飛機空投動響應如圖4～圖10所示。

圖4 全機質量時間歷程Fig.4 Mass-time history of the whole aircraft

圖5 全機繞質心俯仰轉動慣量時間歷程Fig.5 Time history of the aircraft pitch inertia

圖4和圖5為全機質量特性時間歷程。在貨物從前向后至貨艙門移動過程中,當貨物處于載機質心前時,全機繞質心的俯仰轉動慣量略有降低;當貨物移動至載機質心后,全機繞質心的俯仰轉動慣量一直增加;直至貨物脫離載機,全機的質量特性發(fā)生突變,全機的質量變?yōu)檩d機自身質量,全機繞質心的俯仰轉動慣量變?yōu)檩d機繞自身質心的俯仰轉動慣量。

圖6和圖7分別為俯仰角加速度和俯仰角速度時間歷程。隨著貨物向后移動,貨物對全機產(chǎn)生一個持續(xù)增加的抬頭力矩,使得俯仰角加速度持續(xù)增加,進而引起俯仰角速度逐漸增加;貨物脫離載機瞬間,飛機質心回到載機質心,而飛機迎角來不及變化,載機受到一個較大的低頭氣動力矩,俯仰角加速度瞬間變?yōu)樨撝?隨即俯仰角速度也逐漸降低。

圖6 俯仰角加速度時間歷程Fig.6 Dynamic response of pitch angular acceleration

圖7 俯仰角速度時間歷程Fig.7 Dynamic response of pitch rate

圖8為機身迎角時間歷程。在貨物向后移動的過程中引入陣風激勵,機身迎角先迅速增加,然后降低,最終穩(wěn)定在比配平迎角略大的狀態(tài)。

圖8 機身迎角時間歷程Fig.8 Dynamic response of angle of attack

圖9為全機法向載荷系數(shù)時間歷程。在t=4 s時,全機的法向載荷系數(shù)有一個約為0.4的階躍增量,這是由于貨物脫離載機瞬間,全機的氣動力來不及變化造成的。

圖9 全機法向載荷系數(shù)時間歷程Fig.9 Dynamic response of the aircraft normal load factor

圖10為平尾法向力時間歷程。平尾的配平法向力向下,隨著貨物向后移動,機身迎角增大,平尾的法向力方向變?yōu)橄蛏?當貨物脫離載機后,機身迎角降低,最終穩(wěn)定在比配平迎角略大的狀態(tài),平尾的法向力穩(wěn)定在一個較小的正值狀態(tài)。

圖10 平尾法向力時間歷程Fig.10 Dynamic response for normal force ofthe horizontal tail

根據(jù)飛機運動參數(shù)、貨物的質量特性和貨物的運動規(guī)律,可以求得貨物對載機的作用力,如圖11所示,從圖中可以看出哥氏效應的卸載效果是顯著的。

圖11 貨物對載機的法向作用力Fig.11 Normal force of the cargo on aircraft

3 結束語

空投是規(guī)范要求的一種載荷設計情況,關系著飛機的結構安全和飛行安全。本文將載機、貨物視為整體系統(tǒng),建立了動力學方程,按照規(guī)范要求疊加離散陣風,進行飛機空投動響應仿真,數(shù)值結果規(guī)律良好,數(shù)值量級合適。在真實的空投過程中,飛機可能會打開縱向增穩(wěn)控制系統(tǒng)或者由飛行員操縱飛機,確保飛機高度、姿態(tài)等變化不劇烈,亦可起到載荷減緩作用。本文尚未考慮控制系統(tǒng)對飛機空投動響應的影響,在今后的工作中有必要進行研究。

[1] 甘欣,朱江.空投時飛行品質的研究[J].飛機工程, 2009, (4):13-16.

[2] 楊妙升,屈香菊.運輸機空投的飛行動力學建模及仿真[J].飛行力學, 2010,28(3): 9-12.

Analysisofflightloadsfortransportaircraftairdrop

HOU Zong-tuan, JING Zhi-wei, GUO Zhao-dian

(General Configuration and Aerodynamic Design Institute, Xi’an Aircraft Design Institute,
Xi’an 710089, China)

Aircraft’s dynamic responses of cargo airdrop should be analyzed and evaluated in detail so as to supply the design basis for the flight loads and handling quality design. Taking the aircraft and cargos as an integrated system, the dynamic equation for the aircraft and cargos during airdropping was established for analysis and evaluation of aircraft response in the case of airdrop by military transport aircraft and providing the design basis for flight loads and handling quality. The simulation was conducted according to the airdrop and airdrop gust guidelines which are described in theMilitaryAircraftStructureandStrengthSpecification. The aircraft’s dynamic responses and component’s dynamic loads during airdrop were demonstrated. Simulation results indicate that the method meets the requirements for flight loads analysis of transport aircraft airdrop.

airdrop; gust; flight loads; dynamic response

V212.1

A

1002-0853(2013)05-0416-04

2012-12-27;

2013-06-13; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡出版時間

時間:2013-08-21 16:15

侯宗團(1971-)，男，陜西乾縣人，高級工程師，研究方向為飛行載荷設計與分析；荊志偉(1984-)，男，河南鄭州人，工程師，研究方向為飛行載荷設計與分析。

(編輯：李怡)