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        短距起飛垂直降落飛行器飛行品質(zhì)研究

        2015-12-28 08:38:14陳坤史志偉陳永亮
        飛行力學(xué) 2015年3期
        關(guān)鍵詞:包線升降舵飛行器

        陳坤,史志偉,陳永亮

        (南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院,江蘇 南京210016)

        0 引言

        短距起飛垂直降落(STOVL)飛行器與常規(guī)飛機(jī)的主要區(qū)別在于:它不僅可以如同常規(guī)飛機(jī)一樣飛行,而且能夠進(jìn)行空中懸停、垂直著陸、加減速過渡、側(cè)移和短距/垂直起飛等。這些特殊的性能,使STOVL飛行器在狹小的場地或惡劣的氣候條件下比常規(guī)飛機(jī)具有更強(qiáng)的生存能力,是下一代飛行器的發(fā)展方向之一。推力矢量技術(shù)是實(shí)現(xiàn)STOVL的最佳手段[1-3]。目前,帶推力矢量的STOVL飛行器主要有:英國的“鷂”式,美國海軍陸戰(zhàn)隊(duì)的AV-8A和AV-8B,美國最新研制的F-35B,原蘇聯(lián)和西德分別研制過的雅克-38、雅克-141和VAK-191B垂直/短距起落飛機(jī)[4-8]。

        在過渡和懸停階段,STOVL飛行器擁有特殊的飛行品質(zhì)要求,是常規(guī)飛機(jī)所不具有的[9]。國際上現(xiàn)行的關(guān)于STOVL飛行器的飛行品質(zhì)規(guī)范主要使用的是 AGARD 577[10]和 MIL-F-83300[11]。目前我國尚沒有關(guān)于STOVL飛行器的飛行品質(zhì)規(guī)范,相關(guān)研究資料也較少。本文在研究國外STOVL飛行器飛行品質(zhì)規(guī)范的基礎(chǔ)上,分析了在過渡和懸停狀態(tài)下俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航軸的控制效能、縱向與橫向特征根,并給出了一些過渡或懸停狀態(tài)下對STOVL飛行器的特殊要求。

        1 過渡狀態(tài)下的飛行品質(zhì)要求

        在過渡飛行狀態(tài)下,AGARD 577和 MIL-F-83300對俯仰軸控制效能的定義如圖1所示。圖中:θ(1)表示當(dāng)操縱位移(δ)在0.3 s達(dá)到最大值后,1 s時(shí)刻俯仰角的變化值;θ¨max表示初始時(shí)刻的最大俯仰角加速度。滾轉(zhuǎn)軸和偏航軸也采取同樣的定義方法。

        圖1 過渡狀態(tài)下俯仰控制效能定義Fig.1 Definition of pitch control effectiveness in transition

        表1~表3給出了過渡飛行狀態(tài)下AGARD 577和MIL-F-83300對俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航控制效能的具體要求。俯仰控制效能要求如表1所示,AGARD 577 給出了 θ(1)和 θ¨max的參考值,MIL-F-83300 則要求平尾用于配平后需留有50%以上的操縱裕度。

        表1 過渡狀態(tài)下俯仰控制效能要求Table 1 Requirements of pitch control effectiveness in transition

        表2給出了滾轉(zhuǎn)控制效能??梢钥闯?,AGARD 577給出了對 φ(1)和的參考值,MIL-F-83300則以滾轉(zhuǎn)30°所需要的時(shí)間tφ=30°作為準(zhǔn)則,它們都要求橫向操縱除了用于滾轉(zhuǎn)控制以外要留有50%的操縱裕度,用于抑制方向舵偏轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生的側(cè)滑。

        表2 過渡狀態(tài)下滾轉(zhuǎn)控制效能要求Table 2 Requirements of roll control effectiveness in transition

        表3 過渡狀態(tài)下偏航控制效能要求Table 3 Requirements of yaw control effectiveness in transition

        表4給出了在過渡狀態(tài)下進(jìn)場時(shí),對飛行航跡控制效能的要求。要求過渡過程中具有穩(wěn)定爬升和下降能力,要求飛行器在以某一推力狀態(tài)下進(jìn)場時(shí),在不改變構(gòu)型的情況下,通過改變發(fā)動(dòng)機(jī)推力,能夠?qū)崿F(xiàn)平飛或比進(jìn)場航跡角低4°的飛行,從而能夠?qū)崿F(xiàn)航跡跟蹤。

        表4 過渡狀態(tài)下飛行航跡控制效能要求Table 4 Requirements of flight path effectiveness in transition

        以XV-15為例,圖2給出了STOVL飛行器的過渡飛行包線。如過渡包線越狹窄,則過渡過程中對推力矢量偏轉(zhuǎn)角的要求越嚴(yán)格,操縱越不容易。AGARD 577要求在整個(gè)過渡包線內(nèi)能夠連續(xù)加速或減速,加減速能力要能達(dá)到0.5g,MIL-F-83300則要求能夠快速地從任何配平點(diǎn)進(jìn)行加速或減速,它們都要求過渡過程中航向應(yīng)較容易保持。

        圖2 STOVL飛行器過渡飛行包線Fig.2 STOVL aircraft flight envelope in transition

        圖3 和圖4給出了過渡飛行條件下對縱向和橫向特征根的要求,分為儀表飛行和目視飛行,對縱向振蕩根的要求轉(zhuǎn)化成固有頻率阻尼比形式。圖中的黑色三角代表AV-8A的特征根,這些特征根都是在沒有施加控制增穩(wěn)系統(tǒng)下得到的。由于AV-8A在過渡狀態(tài)下縱向特征根達(dá)不到2級飛行品質(zhì),因此并未顯示在圖中,可見過渡飛行時(shí)其縱向是不穩(wěn)定的。AV-8A橫向滾轉(zhuǎn)和螺旋模態(tài)都是穩(wěn)定的,荷蘭滾模態(tài)稍微發(fā)散。在沒有控制增穩(wěn)條件下,AV-8A在過渡狀態(tài)下是難以操縱的。

        圖3 過渡狀態(tài)下縱向振蕩根要求Fig.3 Requirements for longitudinal oscillation roots in transition

        圖4 過渡狀態(tài)下橫側(cè)向振蕩根要求Fig.4 Requirements of lateral oscillation roots in transition

        2 懸停狀態(tài)下的飛行品質(zhì)要求

        表5~表7給出了在懸停狀態(tài)下對俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航控制效能的要求。對于俯仰控制效能,AGARD 577 給出了對 θ(1)和的參考值,而MIL-F-83300只給出了對θ(1)的要求;對于滾轉(zhuǎn)控制效能,AGARD 577給出了對φ(1)和的要求,而MIL-F-83300只給出了對φ(1)的要求;對于偏航控制效能,AGARD 577 給出了對和偏航 15°需要的時(shí)間tψ=15°的要求,而MIL-F-83300只給出了對ψ(1)的要求。

        表5 懸停狀態(tài)下俯仰控制效能要求Table 5 Requirements of pitch control effectiveness in hovering

        表6 懸停狀態(tài)下滾轉(zhuǎn)控制效能要求Table 6 Requirements of roll control effectiveness in hovering

        表7 懸停狀態(tài)下偏航控制效能要求Table 7 Requirements of pitch control effectiveness in hovering

        主要考慮推重比和垂向阻尼之間的關(guān)系,表8給出了對于垂向控制效能要求。由于懸停狀態(tài)下飛行器本體垂向阻尼較小,按1級飛行品質(zhì)要求推重比要達(dá)到1.1,可以通過控制增穩(wěn)系統(tǒng)改善垂向阻尼,減少對推重比的要求。

        表8 懸停狀態(tài)下垂向運(yùn)動(dòng)控制效能要求Table 8 Requirements of vertical motion effectiveness in hovering

        圖5給出了懸停狀態(tài)下縱向和橫向特征根的要求,分為儀表飛行和目視飛行。圖中的黑色三角代表AV-8A的縱向特征根,可以看出,其部分特征根沒有達(dá)到2級飛行品質(zhì)。在沒有控制增穩(wěn)系統(tǒng)條件下,AV-8A在懸停狀態(tài)下還是較難控制的。

        圖5 懸停狀態(tài)下縱向和橫向特征根要求Fig.5 Requirements for longitudinal and lateral characteristic roots in transition

        3 STOVL無人飛行器減速過渡品質(zhì)分析

        STOVL無人飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量主要包括兩個(gè)前升力矢量噴管和一個(gè)主矢量噴管。兩個(gè)前升力噴管和主噴管均可以由水平位置向下偏轉(zhuǎn)98°,主要用于短距起飛、過渡和垂直降落所需要的推力矢量控制;另外還有一對前后俯仰姿態(tài)噴管、一對滾轉(zhuǎn)姿態(tài)噴管和一對偏航姿態(tài)噴管,用于垂直降落和過渡段輔助舵面進(jìn)行姿態(tài)控制。STOVL無人飛行器的常規(guī)控制舵面包括升降舵、方向舵和副翼。

        研究中分析該飛行器減速過渡階段的部分品質(zhì),設(shè)定的減速過渡速度范圍為250~60 km/h。當(dāng)速度低于最小平飛速度(160 km/h)時(shí),必須使用推力矢量才能維持按預(yù)設(shè)航跡的減速過渡飛行。

        在減速過渡飛行階段,發(fā)動(dòng)機(jī)始終處于加力狀態(tài),發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量最大偏轉(zhuǎn)。首先分析減速過渡段在不同推力下所需的時(shí)間和飛行距離,以及減速過渡段迎角、升降舵偏角和縱向加速度在不同推力下隨速度的變化,如圖6和圖7所示。

        圖6 不同油門下減速過渡所需時(shí)間和飛行距離Fig.6 Time and distance required for deceleration transition at different throttle settings

        由圖6計(jì)算結(jié)果可以看出,推力越小,減速時(shí)間越少,減速距離越短,但影響不大。

        圖7 減速過渡段迎角、升降舵偏角和縱向加速度在不同油門下隨速度的變化Fig.7 Deceleration transition angle of attack,elevator and longitudinal acceleration at different throttles

        由圖7計(jì)算結(jié)果可以看出:在不同推力水平下,配平迎角、升降舵偏角以及減速性能的差別只有在低速下才比較明顯,配平迎角越大,阻力越大,減速性能越好;升降舵直到臨界速度前還具有一定的控制效能。

        根據(jù)過渡狀態(tài)飛行品質(zhì)的要求,計(jì)算在整個(gè)過渡飛行包線內(nèi)(250~60 km/h)的縱向和橫向特征根,設(shè)置發(fā)動(dòng)機(jī)油門大小為1.2。將縱向特征根轉(zhuǎn)化為固有頻率阻尼比形式,如圖8所示,橫側(cè)向特征根如圖9所示。

        圖8 縱向特征根固有頻率阻尼比形式Fig.8 Natural frequency and damping ratio form of longitudinal characteristic roots

        圖9 橫側(cè)向特征根Fig.9 Lateral characteristic roots

        將圖8固有頻率阻尼比計(jì)算值與圖3過渡狀態(tài)下對縱向特征根要求相比較,在過渡速度較大時(shí),可以滿足2級飛行品質(zhì),在過渡速度逐漸降低時(shí),縱向特征根的飛行品質(zhì)特性也逐漸變差。

        將圖9中橫側(cè)向特征根與圖4過渡狀態(tài)下對橫側(cè)向特征根要求相比較,滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)在整個(gè)過渡過程中滿足1級飛行品質(zhì),荷蘭滾模態(tài)和螺旋模態(tài)在整個(gè)過渡過程中速度較高時(shí)滿足1級飛行品質(zhì),當(dāng)速度低于90 km/h時(shí),僅滿足2級飛行品質(zhì)。

        由上述的分析可知,隨過渡速度的降低,特征根穩(wěn)定性變差,飛行品質(zhì)惡化。若要提高過渡過程中縱向和橫向飛行品質(zhì),需施加控制增穩(wěn)系統(tǒng),改善縱向和橫向的穩(wěn)定特性。

        下面分析在減速過渡過程中,升降舵和副翼的最大操縱效能。此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)油門設(shè)為1.2,發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴管全部偏轉(zhuǎn)到最大98°。圖10給出了1 s時(shí)間俯仰角和滾轉(zhuǎn)角的最大變化值,圖11給出了俯仰角加速度和滾轉(zhuǎn)角加速度的最大值。

        圖10 俯仰角速率和滾轉(zhuǎn)角速率控制效能Fig.10 Pitch and roll angle control effectiveness

        圖11 俯仰角加速度和滾轉(zhuǎn)角加速度控制效能Fig.11 Pitch and roll angle acceleration control effectiveness

        與表1過渡狀態(tài)下對俯仰控制效能的要求相比:當(dāng)速度大于180 km/h時(shí),滿足AGARD 577對俯仰控制效能的要求;當(dāng)速度逐漸減小,控制效能也變得越來越弱。與表2過渡狀態(tài)下對滾轉(zhuǎn)控制效能的要求相比,也有類似的結(jié)果??梢姡诘退偾闆r下,僅靠舵面的操縱,滿足不了俯仰和滾轉(zhuǎn)軸對控制效能的要求,需要姿態(tài)噴管協(xié)同控制。

        4 結(jié)論

        STOVL飛行器擁有一些特殊的飛行性能和品質(zhì)規(guī)范,分析AGARD R-577和MIL-F-83300可知:

        (1)和常規(guī)飛機(jī)相比,過渡包線等品質(zhì)指標(biāo)都是STOVL飛行器所特有的,過渡和懸停狀態(tài)的控制效能要求和縱橫向模態(tài)指標(biāo)也與常規(guī)飛機(jī)有明顯差別。

        (2)通過分析某STOVL無人飛行器過渡性能,發(fā)現(xiàn)其在過渡速度較低階段,品質(zhì)特性逐漸變差,舵面效率變得不足,需要在氣動(dòng)設(shè)計(jì)和控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方面予以重視。

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