顏凱, 郝琳召, 張鋒

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 試驗(yàn)機(jī)設(shè)計(jì)改裝研究部, 陜西 西安 710089)

?

加裝吊艙對(duì)飛機(jī)操穩(wěn)特性的影響及其尺寸界定

顏凱, 郝琳召, 張鋒

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 試驗(yàn)機(jī)設(shè)計(jì)改裝研究部, 陜西 西安 710089)

摘要:在機(jī)身等部位加裝吊艙會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)氣動(dòng)外形發(fā)生變化,為保證飛行安全,需要評(píng)估吊艙對(duì)飛機(jī)操穩(wěn)特性的影響。通過(guò)CFD方法計(jì)算了某型飛機(jī)在加裝不同尺寸吊艙下的氣動(dòng)特性,在原型機(jī)基礎(chǔ)上通過(guò)增量法建立飛機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型,以必要的操穩(wěn)特性指標(biāo)為依據(jù),評(píng)估加裝吊艙對(duì)原型機(jī)操穩(wěn)特性的影響,并結(jié)合飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)及飛機(jī)使用限制,給出了吊艙尺寸界限。結(jié)果表明,加裝吊艙對(duì)原型機(jī)短周期模態(tài)、螺旋模態(tài)、定常直線平飛和俯仰拉升時(shí)的操縱有一定的影響,依據(jù)影響繪制尺寸界定區(qū)域圖可為飛機(jī)改裝提供依據(jù)。

關(guān)鍵詞:氣動(dòng)增量; 操穩(wěn)特性; 尺寸界定; 飛機(jī)改裝

0引言

在航空設(shè)備的研制過(guò)程中,由于設(shè)備性能的估算涉及到許多未知因素,最終的性能必須通過(guò)試驗(yàn)和試飛來(lái)評(píng)估[1]。在進(jìn)行試飛評(píng)估時(shí),需要將航空設(shè)備加裝到飛機(jī)上合適的位置以保證設(shè)備性能的試驗(yàn)要求，由于受到結(jié)構(gòu)限制,通常會(huì)在飛機(jī)上加裝外掛吊艙。吊艙裝機(jī)會(huì)對(duì)載機(jī)氣動(dòng)特性產(chǎn)生影響[2-4],引起飛機(jī)操穩(wěn)特性的變化。為了保證飛行安全,獲得飛機(jī)加裝外掛后的安全使用條件,需要評(píng)估外掛物對(duì)飛機(jī)操穩(wěn)特性的影響。

本文以某型運(yùn)輸機(jī)為研究對(duì)象,在機(jī)身兩側(cè)增加不同尺寸的吊艙。以原型機(jī)氣動(dòng)特性為基礎(chǔ),通過(guò)CFD方法計(jì)算增加不同尺寸吊艙后飛機(jī)的氣動(dòng)特性,在此基礎(chǔ)上建立原型機(jī)及增加吊艙后飛機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)模型。選取必要的、影響飛行安全的操縱性、穩(wěn)定性指標(biāo),計(jì)算飛機(jī)的操穩(wěn)特性,評(píng)估增加不同尺寸的吊艙對(duì)原型機(jī)操穩(wěn)特性的影響。在此基礎(chǔ)上,結(jié)合飛行品質(zhì)相關(guān)規(guī)范以及飛機(jī)使用限制,給出吊艙尺寸界限,可為以后的飛機(jī)改裝和試飛提供參考。

1加裝吊艙的飛機(jī)動(dòng)力學(xué)建模

選取某型運(yùn)輸機(jī)為研究對(duì)象,機(jī)長(zhǎng)33.6 m,翼展38 m,平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)3.45 m。如圖1所示,吊艙加裝位置位于機(jī)身中后部,前整流罩為橢圓型,后整流罩為拋物線型,深色部分為所加裝的吊艙,吊艙特征尺寸用當(dāng)量直徑Dd和長(zhǎng)度L表示。

圖1　吊艙布局圖Fig.1　Pod layout

考慮飛行品質(zhì)計(jì)算需要,飛機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型包括:本體幾何質(zhì)量特性、地效、發(fā)動(dòng)機(jī)模型、氣動(dòng)模型。根據(jù)動(dòng)量和動(dòng)量矩定理,飛機(jī)六自由度動(dòng)力學(xué)方程組為:

(1)

式中:m為飛機(jī)質(zhì)量;V為飛機(jī)空速;ω為飛機(jī)繞體軸系角速度;h為飛機(jī)總動(dòng)量矩;Fall為飛機(jī)受到的合力;Mall為飛機(jī)受到的合力矩。

飛機(jī)氣動(dòng)力、力矩由兩部分構(gòu)成:原型機(jī)氣動(dòng)力、力矩以及加裝吊艙后引起的飛機(jī)氣動(dòng)力、力矩增量[4]。

(2)

式中:[D0,C0,L0]T,[L0,M0,N0]T為原型機(jī)氣動(dòng)力和力矩;[ΔD,ΔC,ΔL]T,[ΔL,ΔM,ΔN]T為加裝吊艙引起的飛機(jī)氣動(dòng)力和力矩增量。

通過(guò)增量表示飛機(jī)氣動(dòng)特性在試飛中被證明是行之有效的,能夠獲得加裝吊艙后飛機(jī)較為準(zhǔn)確的氣動(dòng)模型[4-5]。以式(1)為基礎(chǔ),采用小擾動(dòng)理論對(duì)方程組進(jìn)行線化,研究加裝吊艙對(duì)飛機(jī)操穩(wěn)特性的影響,進(jìn)而根據(jù)飛行品質(zhì)規(guī)范及飛機(jī)使用限制,給出吊艙尺寸界限。

2飛機(jī)縱向操穩(wěn)特性

2.1縱向靜穩(wěn)定性

計(jì)算后重心狀態(tài)飛機(jī)加裝吊艙縱向靜穩(wěn)定性的變化,結(jié)果如圖2所示。

從計(jì)算結(jié)果可以看出,飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性略有減小,這是由于機(jī)身兩側(cè)加裝的吊艙對(duì)機(jī)翼流場(chǎng)幾乎沒(méi)有影響,僅使機(jī)身局部流場(chǎng)發(fā)生變化,全機(jī)氣動(dòng)焦點(diǎn)前移。

圖2　加裝吊艙對(duì)飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性影響Fig.2　Aircraft’s longitudinal static stability with pods

2.2縱向模態(tài)特性

縱向運(yùn)動(dòng)模態(tài)包括短周期模態(tài)和長(zhǎng)周期模態(tài)?？v向模態(tài)特性評(píng)估公式為:

(3)

(4)

式中:ωsp,ζsp為短周期模態(tài)無(wú)阻尼自振頻率和阻尼比;ωp,ζp為長(zhǎng)周期模態(tài)無(wú)阻尼自振頻率和阻尼比。

通過(guò)式(3)計(jì)算飛機(jī)加裝不同尺寸吊艙后的短周期模態(tài)阻尼比,結(jié)果如圖3所示。計(jì)算結(jié)果表明,加裝吊艙后飛機(jī)短周期模態(tài)阻尼比略有增加,在0.47～0.65之間,均在1級(jí)飛行品質(zhì)范圍內(nèi)。

圖3　短周期模態(tài)阻尼比Fig.3　Damping ratio of the short period mode

原型機(jī)長(zhǎng)周期模態(tài)特性位于3級(jí)飛行品質(zhì)范圍內(nèi)。通過(guò)式(4)評(píng)估長(zhǎng)周期模態(tài)特性的變化,計(jì)算結(jié)果如圖4所示。

計(jì)算結(jié)果表明,飛機(jī)加裝吊艙后長(zhǎng)周期模態(tài)阻尼比增加。根據(jù)GJB 185-1986飛行品質(zhì)規(guī)范標(biāo)準(zhǔn),考慮長(zhǎng)周期模態(tài)阻尼比要求,得出飛機(jī)加裝的吊艙尺寸界限如下:吊艙當(dāng)量直徑0.6 m,長(zhǎng)度12 m時(shí),長(zhǎng)周期模態(tài)特性位于2級(jí)飛行品質(zhì)范圍內(nèi);吊艙當(dāng)量直徑1.6 m,長(zhǎng)度10 m時(shí),長(zhǎng)周期模態(tài)特性位于1級(jí)飛行品質(zhì)范圍內(nèi)。

圖4　長(zhǎng)周期模態(tài)阻尼比Fig.4　Damping ratio of the long period mode

2.3縱向操縱特性

考慮縱向典型運(yùn)動(dòng),如定常直線平飛、俯仰拉升運(yùn)動(dòng)。定常直線平飛按如下公式配平:

(5)

配平結(jié)果如圖5所示。

圖5　飛機(jī)定常直線平飛配平結(jié)果Fig.5　Trim results of steady level flight

為保留一定的操作裕度,升降舵偏角不能超過(guò)±20°。計(jì)算結(jié)果表明:升降舵偏角在使用范圍內(nèi);試驗(yàn)機(jī)低速運(yùn)動(dòng)舵偏效能不足,為保證升降舵有足夠的操縱效能,吊艙當(dāng)量直徑不得超過(guò)1.6 m,長(zhǎng)度不得超過(guò)12 m。

評(píng)估飛機(jī)俯仰拉升運(yùn)動(dòng)用?δe/?nn表示:

(6)

?δe/?nn<0符合駕駛員正常操縱習(xí)慣。過(guò)小的?δe/?nn容易引起大的法向過(guò)載;過(guò)大的?δe/?nn則限制了飛行器的機(jī)動(dòng)能力。根據(jù)飛行品質(zhì)規(guī)范評(píng)估吊艙尺寸界限,結(jié)果如圖6所示。

綜上所述，糖尿病并發(fā)肺結(jié)核診斷實(shí)行CT檢查的效果顯著，能充分發(fā)揮CT檢查多樣性的作用，大大提高干酪樣病變及空洞形成的診斷檢出率，值得在臨床領(lǐng)域中使用及推廣。

圖6　 ?δe/?nn隨馬赫數(shù)的變化Fig.6　Variation of ?δe/?nn with Ma

計(jì)算結(jié)果表明:加裝吊艙后,?δe/?nn數(shù)值增大;當(dāng)?shù)跖摦?dāng)量直徑為1.0 m,長(zhǎng)度為10 m時(shí),飛行品質(zhì)降級(jí)。

3飛機(jī)橫航向操穩(wěn)特性

3.1橫航向靜穩(wěn)定性

橫航向靜穩(wěn)定性計(jì)算結(jié)果如圖7所示。

圖7　橫航向靜穩(wěn)定性Fig.7　Lateral-directional static stability

加裝吊艙后,飛機(jī)橫向靜穩(wěn)定性降低,航向靜穩(wěn)定性增加。其主要原因是由于加裝的吊艙位于機(jī)身尾部,對(duì)機(jī)身尾部流場(chǎng)影響較大,改變了試驗(yàn)機(jī)艙門兩側(cè)鼓包的尾渦能量[8-9],使得試驗(yàn)機(jī)偏航力矩導(dǎo)數(shù)增大,滾轉(zhuǎn)力矩導(dǎo)數(shù)減小。

3.2橫航向模態(tài)特性

橫航向模態(tài)包括滾轉(zhuǎn)模態(tài)、荷蘭滾模態(tài)和螺旋模態(tài)。橫航向模態(tài)特性評(píng)估公式如下:

(7)

(8)

(9)

根據(jù)式(8)計(jì)算飛機(jī)荷蘭滾模態(tài)特性,結(jié)果如圖8所示。

圖8　飛機(jī)荷蘭滾模態(tài)特性Fig.8　Dutch-roll mode characteristic

計(jì)算結(jié)果表明,飛機(jī)在低空和巡航高度的阻尼比略有下降。根據(jù)飛行品質(zhì)規(guī)范,加裝吊艙后飛機(jī)荷蘭滾模態(tài)特性均在1級(jí)品質(zhì)范圍內(nèi),加裝吊艙沒(méi)有引起明顯的飛行品質(zhì)降級(jí)。

根據(jù)式(9)計(jì)算飛機(jī)螺旋模態(tài)特性,計(jì)算結(jié)果如圖9所示。

圖9　飛機(jī)螺旋模態(tài)特性Fig.9　Spiral mode characteristic

計(jì)算結(jié)果表明:加裝吊艙后飛機(jī)螺旋模態(tài)特性略有下降。起降階段,原型機(jī)位于1級(jí)飛行品質(zhì)范圍內(nèi);吊艙當(dāng)量直徑0.6 m,長(zhǎng)度8 m時(shí),下降到2級(jí)飛行品質(zhì);吊艙當(dāng)量直徑1.6 m,長(zhǎng)度12 m時(shí),下降到3級(jí)飛行品質(zhì)。巡航階段,原型機(jī)位于1級(jí)飛行品質(zhì)范圍內(nèi)。吊艙當(dāng)量直徑1.6 m,長(zhǎng)度12 m時(shí),下降到2級(jí)飛行品質(zhì)。

3.3橫航向操縱特性

計(jì)算定常直線側(cè)滑飛行、定常協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎、滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的舵面需求。

飛機(jī)進(jìn)行定常直線側(cè)滑飛行的配平公式為:

(10)

根據(jù)式(10),計(jì)算結(jié)果如圖10所示。

圖10　定常直線側(cè)滑飛行配平結(jié)果Fig.10　Trim results of steady sideslip flight

計(jì)算結(jié)果表明:隨著吊艙尺寸增加,受方向舵舵效限制的最大側(cè)滑角減小,加裝吊艙后飛機(jī)定常直線側(cè)滑飛行能力下降。原型機(jī)副翼舵效不能滿足試驗(yàn)機(jī)以最大側(cè)滑角作定常直線側(cè)滑飛行時(shí)的操縱需求,加裝吊艙后,正是由于最大側(cè)滑角減小,飛機(jī)作定常直線側(cè)滑飛行所需副翼舵效降低,當(dāng)?shù)跖摦?dāng)量直徑1.6 m,長(zhǎng)度8 m時(shí),副翼舵效能夠全部滿足需求。

飛機(jī)從水平定常直線平飛轉(zhuǎn)入定常協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí),法向過(guò)載為:nn=1/cosμ,μ為航跡滾轉(zhuǎn)角。一方面要平衡過(guò)載增量Δnn=nn-1產(chǎn)生的氣動(dòng)力矩,另一方面要平衡角速度引起的氣動(dòng)力矩,于是有:

(11)

其中:

根據(jù)式(11),計(jì)算飛機(jī)從定常直線平飛轉(zhuǎn)入定常協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎狀態(tài)的舵面偏度。計(jì)算結(jié)果表明,飛機(jī)加裝吊艙后舵面偏轉(zhuǎn)與原型機(jī)差別很小。這是由于橫航向氣動(dòng)力矩增量主要由角速度引起,而在機(jī)身部位加裝吊艙對(duì)飛機(jī)橫航向阻尼導(dǎo)數(shù)影響很小[7]。

由于吊艙對(duì)副翼附近流場(chǎng)幾乎沒(méi)有干擾,對(duì)方向舵附近流場(chǎng)干擾也非常小,飛機(jī)加裝吊艙后橫航向操縱導(dǎo)數(shù)與原型機(jī)基本相同。飛機(jī)加裝吊艙前后橫航向氣動(dòng)力矩增量、操縱導(dǎo)數(shù)基本相同,綜合作用下飛機(jī)加裝吊艙后定常協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎操縱與原型機(jī)基本一致。

對(duì)于飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng),按照單自由度滾轉(zhuǎn)近似運(yùn)動(dòng),動(dòng)力學(xué)方程為:

(12)

根據(jù)上面的分析,飛機(jī)在機(jī)身后部加裝吊艙對(duì)滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)、滾轉(zhuǎn)操縱導(dǎo)數(shù)幾乎沒(méi)有影響,加裝吊艙后滾轉(zhuǎn)操縱性能與原型機(jī)基本相同,計(jì)算結(jié)果也表明加裝吊艙對(duì)飛機(jī)滾轉(zhuǎn)操縱性能幾乎沒(méi)有影響。

4吊艙尺寸界定

綜合吊艙對(duì)飛機(jī)縱向操穩(wěn)特性、橫航向操穩(wěn)特性的影響,吊艙尺寸界定如圖11～圖13所示。

圖11　考慮穩(wěn)定性的吊艙尺寸界定Fig.11　Pod’s dimensional limits with stability considered

可以看出:受長(zhǎng)周期模態(tài)飛行品質(zhì)影響,在深灰色區(qū)域，全包線滿足1級(jí)飛行品質(zhì)要求;在淺灰色區(qū)域，包線部分區(qū)域滿足2級(jí)飛行品質(zhì)要求;在白色區(qū)域,包線部分區(qū)域滿足3級(jí)飛行品質(zhì)要求。

圖12　考慮縱向操縱性的吊艙尺寸界定Fig.12　Pod’s dimensional limits with longitudinal controllability considered

在圖12中,受定直平飛和拉升運(yùn)動(dòng)操縱性限制,在白色區(qū)域,全包線范圍內(nèi)定直平飛和拉升運(yùn)動(dòng)均滿足操縱性要求;在淺灰色區(qū)域,定直平飛全包線范圍內(nèi)滿足操縱性要求,拉升運(yùn)動(dòng)包線局部范圍受限;在深灰色區(qū)域,定直平飛和拉升運(yùn)動(dòng)包線范圍局部受限。

圖13　考慮橫航向操穩(wěn)特性的吊艙尺寸界定Fig.13　Pod’s dimensional limits lateral-directional 　　controllability and stability considered

橫航向吊艙尺寸受螺旋模態(tài)和定常直線側(cè)滑平飛限制。在圖13中,區(qū)域①螺旋模態(tài)為1級(jí)飛行品質(zhì),定直側(cè)滑平飛全包線使用受限;區(qū)域②螺旋模態(tài)為2級(jí)飛行品質(zhì),定直側(cè)滑平飛全包線使用受限;區(qū)域③螺旋模態(tài)為2級(jí)飛行品質(zhì),定直側(cè)滑平飛全包線滿足要求;區(qū)域④螺旋模態(tài)為3級(jí)飛行品質(zhì),定直側(cè)滑平飛全包線滿足要求。

5結(jié)束語(yǔ)

本文將加裝吊艙后飛機(jī)氣動(dòng)模型分為原型機(jī)與加裝吊艙后的增量?jī)刹糠?通過(guò)CFD方法計(jì)算飛機(jī)氣動(dòng)特性,在此基礎(chǔ)上進(jìn)行飛行動(dòng)力學(xué)建模，選取必要的操穩(wěn)特性指標(biāo),評(píng)估加裝吊艙對(duì)飛機(jī)操穩(wěn)特性的影響。計(jì)算結(jié)果表明:在機(jī)身中后段加裝吊艙,飛機(jī)縱向長(zhǎng)周期模態(tài)出現(xiàn)品質(zhì)降級(jí),縱向定常直線平飛操縱效能下降,拉升運(yùn)動(dòng)時(shí)的縱向操縱效能下降;橫航向螺旋模態(tài)出現(xiàn)品質(zhì)降級(jí),定常直線側(cè)滑飛行由于能夠保持側(cè)滑飛行的最大側(cè)滑角下降,副翼操縱效能變得能夠滿足包線使用要求。根據(jù)吊艙尺寸對(duì)飛機(jī)操穩(wěn)特性的影響,繪制了吊艙的尺寸界定圖,可為該型飛機(jī)的改裝提供參考。

參考文獻(xiàn)：

[1]戴成松.機(jī)載脈沖多普勒雷達(dá)探測(cè)性能檢飛[J].現(xiàn)代雷達(dá),1998,20(1):1-7.

[2]梁斌,沈海軍,孟華.某電子設(shè)備機(jī)載吊艙的氣動(dòng)特性分析[J].電訊技術(shù),2012,52(5):808-811.

[3]Aftosmis M J,Berger M J,Alonso J J.Applications of a Cartesian mesh boundary-layer approach for complex configurations[R].AIAA-2006-0652,2006.

[4]童中翔,董小龍.外掛對(duì)載機(jī)氣動(dòng)特性的影響研究[J].飛行力學(xué),2005,23(2):32-34.

[5]方自力,劉超,蒙澤海.試驗(yàn)機(jī)機(jī)翼下掛載吊艙氣動(dòng)穩(wěn)定性評(píng)估方法[J].飛行力學(xué),2015,33(1):75-77.

[6]張立彬.洗流時(shí)差阻尼力矩研究[J].飛行力學(xué),1998,16(2):76-79.

[7]H施里希廷.飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,1984.

[8]Green L L,Spence A M,Murphy P C.Computational methods for dynamic stability and control derivatives[R].AIAA-2004-0015,2004.

[9]孫智偉,程澤蔭,白俊強(qiáng),等.基于準(zhǔn)定常的飛行器動(dòng)導(dǎo)數(shù)的高效計(jì)算方法[J].飛行力學(xué),2010,28(2):28-30.

(編輯：崔立峰)

Influence of pod on controllability and stability of aircraft and its dimensional limits

YAN Kai, HAO Lin-zhao, ZHANG Feng

(Experimental Aircraft Design and Modification Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

Abstract:Installing pods in fuselage and other parts will cause the change of aircraft’s aerodynamic shape, it’s necessary to evaluate the influence of pod on maneuverability and stability of aircraft to ensure flight safety. In the paper, the aerodynamic characteristics of an aircraft with pods of different sizes were calculated using CFD, the flight dynamic model was established based on the prototype with incremental method. Then the influence was evaluated based on the essential subjects of maneuverability and stability, the pod’s dimensional limits were given by combining the flying quality specification with the influence. The results show that the short period mode, the spiral mode, the control in steady level flight and pitch-up maneuvers are all influenced with pods installed. The figures for dimensional limits plotted according to the influence could provide the basis for further modification of aircraft.

Key words:aerodynamic increment; controllability and stability; dimensional limits; aircraft modification

中圖分類號(hào)：V212.1

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1002-0853(2016)01-0072-05

作者簡(jiǎn)介:顏凱(1988-)，男，江蘇淮安人，助理工程師，碩士，研究方向?yàn)樵囼?yàn)機(jī)設(shè)計(jì)改裝、飛行性能/品質(zhì)和飛行控制。

收稿日期:2015-06-15;

修訂日期:2015-09-14; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2015-10-30 08:57