相 梅,李玉飛,武 琳,黃勇強
(航空工業(yè)洪都,江西 南昌,330024)
失速/尾旋是飛機最復雜的飛行狀態(tài)之一,在新型戰(zhàn)斗機試飛時,尾旋及其改出是飛行試驗不可缺少的項目。反尾旋傘系統(tǒng)是進行飛機大迎角失速/尾旋試驗時,保證飛機飛行安全必備的一套應急保障系統(tǒng)。
由于失速/尾旋飛行現(xiàn)象的復雜性、危險性,為了確保飛行試驗的安全,飛機的大迎角失速/尾旋飛行試驗必須加裝應急反尾旋裝置。當飛機進入尾旋狀態(tài),而飛行員用操縱面無法改出時,可以使用反尾旋傘強行使飛機從失控的尾旋狀態(tài)中改出到正常飛行狀態(tài)。
反尾旋傘技術(shù)目前在國外航空發(fā)達國家已屬成熟技術(shù),并已形成系列產(chǎn)品。我國于20 世紀90年代末,曾在失速尾旋領(lǐng)域取得重大理論突破。1999年4月,試飛員分別從正飛尾旋和倒飛尾旋中改出,填補了我國航空領(lǐng)域的空白。但由于當時我國還沒有完全掌握 “反尾旋傘” 技術(shù),試飛沒有深入下去,就此擱淺。2007年,試飛院終于成功研制了反尾旋傘,自此填補了國內(nèi)反尾旋傘研制的空白,為后續(xù)進行高風險的失速尾旋試飛提供了安全保障。
本文以某型高級教練機為例,在大迎角飛行仿真過程中,增加反尾旋傘模型,驗證飛機尾旋發(fā)展、進入及使用反尾旋傘后的尾旋改出過程的仿真驗證。
根據(jù)尾旋中反尾旋傘的動力學機理,建立傘-機一體的動力學方程。
飛機尾旋改出的關(guān)鍵在于產(chǎn)生制止飛機偏航和滾轉(zhuǎn)的力矩,產(chǎn)生使飛機減小迎角的力矩。
反尾旋傘系統(tǒng)一般安裝在飛機的尾部,尾旋試飛時,當試飛員決定用反尾旋傘改出尾旋時,按壓反尾旋傘系統(tǒng)的開傘按鈕,控制系統(tǒng)就會啟動相應的開傘機構(gòu),把傘系統(tǒng)從傘艙中射出到自由流中,隨著傘衣和傘連接繩的拉出,在空氣動力作用下,傘衣迅速充氣張開,產(chǎn)生與飛機飛行速度相反的制動阻力,形成很大的制止飛機偏航和俯仰運動的制動力矩,從而使飛機從尾旋中改出。
某型高級教練機配備的反尾旋傘具體參數(shù)如下:
傘繩鎖鉤(傘鉤)作用點:飛機對稱面內(nèi)距機頭距離lp,距水平基準線距離yp,反尾旋傘面積S,傘阻力系數(shù)CD。
根據(jù)阻力傘產(chǎn)生阻力的基本原理,傘的阻力一般可表示為:CDSQ,在考慮開傘動態(tài)過程時,傘阻力可進一步表示為:CDSQKp。圖1 示出利用反尾旋傘改出尾旋的動力學作用原理。
圖1 反尾旋傘工作機理示意圖
傘鉤作用點處的局部迎角和側(cè)滑角與作用點處的三軸速度分量Vx、Vy、Vz有關(guān),具體如下:
由式(1)-式(3)可以得到:
式中:
αs—反尾旋傘作用點處的局部迎角,rad;
βs—反尾旋傘作用點處的側(cè)滑角,rad。
由圖1 可以看出,可把反尾旋傘產(chǎn)生的傘阻力CDSQKp分解為飛機受到的力和力矩:
式中:
Q—動壓,kgf/m2;
Kp—開傘沖擊系數(shù)(開傘過程中,動態(tài)載荷與相同速度下的穩(wěn)定載荷之比,一般取1.2)。
將反尾旋傘工作時形成的氣動力和力矩即式(6)-式(11)加入飛機機體-機體動力學方程組,形成尾旋飛行時飛機反尾旋傘系統(tǒng)動力學方程組。
根據(jù)公式(1)-(11)建立Simulink 模型,并添加至飛機仿真模型中,即得到帶有反尾旋傘系統(tǒng)的飛機仿真模型。
由前面分析可知,當傘所產(chǎn)生的偏航和俯仰力矩大于飛機的慣性力矩時,飛機即可停止旋轉(zhuǎn),減小迎角,進入正常飛行狀態(tài)。
以某型高級教練機為例,在飛機+飛控系統(tǒng)狀態(tài)下,選取狀態(tài)點10km、0.38M,飛機平飛狀態(tài),仿真時間10s 釋放反尾旋傘,仿真時間20s 斷開反尾旋傘,如圖2 所示,在開傘后由于傘產(chǎn)生的力和力矩影響,飛機低頭減速(由于純數(shù)字仿真,無橫航向擾動,因此橫航向無響應),在斷開反尾旋傘后飛機俯沖增速,直至航跡穩(wěn)定飛行。
圖2 帶系統(tǒng)平飛釋放反尾旋傘并切斷仿真結(jié)果
由于飛機+飛控系統(tǒng)的數(shù)字仿真中飛機無法進入偏離、尾旋模態(tài),而為了模擬飛機的尾旋模態(tài),在純飛機下進行尾旋狀態(tài)的數(shù)學仿真,選取狀態(tài)點10km、0.38M,配平迎角13.9°,在仿真時間2~15s 偏轉(zhuǎn)平尾至-30°,使飛機迎角持續(xù)增大,當迎角達到35°左右時,向左偏轉(zhuǎn)方向舵至30°(仿真時間3~18s),使飛機向右偏航,逆旋轉(zhuǎn)方向偏轉(zhuǎn)副翼至30°(仿真時間3~15s),使飛機右滾,在仿真時間18s 時停止三軸操縱,飛機進入穩(wěn)定右尾旋,如圖3 實線所示。
在上述尾旋仿真模型基礎上增加反尾旋傘模型,進行相同操縱,停止三軸操縱后飛機穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)兩周左右,在仿真時間25s 時打開反尾旋傘,仿真結(jié)果如圖3 虛線所示,可以看出,飛機在仿真時間35s 左右時成功改出穩(wěn)定尾旋狀態(tài),改出延遲圈為2 圈。
圖3 飛機尾旋仿真對比結(jié)果
本文通過分析反尾旋傘與飛機作用力的動力學機理,建立尾旋模型及反尾旋傘模型,并進行Simulink 環(huán)境下的數(shù)學仿真驗證,分析認為該反尾旋傘建模準確可信,可用于尾旋過程分析及地面飛行模擬體驗訓練。