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        飛機(jī)荷蘭滾模態(tài)特性研究

        2021-10-25 03:36:28吳星星王國(guó)鑌
        科學(xué)技術(shù)創(chuàng)新 2021年30期
        關(guān)鍵詞:方向舵阻尼比航向

        吳星星 王國(guó)鑌 朱 穎

        (貴州貴飛飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院有限公司,貴州 安順 561000)

        1 概述

        飛機(jī)橫向和航向運(yùn)動(dòng)存在耦合現(xiàn)象,飛機(jī)橫側(cè)受擾動(dòng)后,按發(fā)生的先后順序一般包括滾轉(zhuǎn)模態(tài)、荷蘭滾模態(tài)和螺旋模態(tài)運(yùn)動(dòng)。為考核飛機(jī)橫航向模態(tài)特性,需采用航向激勵(lì)或/和橫向激勵(lì)的方式激起飛機(jī)的模態(tài)運(yùn)動(dòng)[1,2],并記錄滾轉(zhuǎn)角速度、偏航角速度、滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角、側(cè)向過載等飛行參數(shù),采用低階等效系統(tǒng)擬合法計(jì)算飛機(jī)的橫航向模態(tài)特性[3-7],按GJB185-86 或MIL-F-8785C[4]檢查模態(tài)特性達(dá)標(biāo)情況。采用等效系統(tǒng)擬合法計(jì)算橫航向模態(tài)特性通常需要使用四階全量運(yùn)動(dòng)傳遞函數(shù)運(yùn)用雙擬合[3-6]的方式,以便得到等效的滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)、螺旋模態(tài)時(shí)間常數(shù)、荷蘭滾模態(tài)阻尼比和無阻尼自振頻率等參數(shù)。雙擬合程序復(fù)雜,計(jì)算時(shí)間長(zhǎng)。由于滾轉(zhuǎn)模態(tài)收斂快且主要由副翼偏轉(zhuǎn)引起,螺旋模態(tài)特征根小,倍幅時(shí)間長(zhǎng),飛行員有足夠時(shí)間控制飛機(jī)姿態(tài),而荷蘭滾模態(tài)主要由方向舵偏轉(zhuǎn)引起,且荷蘭滾頻率高,飛行員關(guān)注度高,因此本文重點(diǎn)研究飛機(jī)的荷蘭滾模態(tài)。

        本文通過對(duì)橫航向全量運(yùn)動(dòng)傳遞函數(shù)進(jìn)行簡(jiǎn)化得到荷蘭滾運(yùn)動(dòng)模型,根據(jù)某型飛機(jī)脈沖或階躍方向舵的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù),采用單擬合的方式使用極大似然參數(shù)估計(jì)法,辨識(shí)模型參數(shù),計(jì)算了飛機(jī)荷蘭滾模態(tài)特性,對(duì)飛機(jī)飛行品質(zhì)進(jìn)行評(píng)定。極大似然參數(shù)估計(jì)法是常用的動(dòng)態(tài)系統(tǒng)參數(shù)辨識(shí)法,文獻(xiàn)[4][6][7][8]已有詳細(xì)介紹,本文不再贅述。對(duì)傳統(tǒng)機(jī)械式操縱系統(tǒng)飛機(jī),操縱系統(tǒng)的模態(tài)特性頻率遠(yuǎn)高于飛機(jī)本體模態(tài)特性頻率,因此可采用飛機(jī)本體模態(tài)特性評(píng)價(jià)飛機(jī)飛行品質(zhì)。

        2 荷蘭滾運(yùn)動(dòng)簡(jiǎn)化形式

        根據(jù)小擾動(dòng)理論,飛機(jī)在水平直線飛行狀態(tài)受橫側(cè)擾動(dòng)后基于穩(wěn)定性軸系的小擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程組忽略一些相對(duì)小量項(xiàng)后經(jīng)拉普拉斯變換可用式(1)表示。

        荷蘭滾模態(tài)主要由方向舵偏轉(zhuǎn)引起,表現(xiàn)為側(cè)滑角β、偏航角速度ωy和滾轉(zhuǎn)角γ 等三自由度的空間振蕩運(yùn)動(dòng)。由于滾轉(zhuǎn)角γ的振蕩幅值相對(duì)較小,方向舵偏轉(zhuǎn)引起的滾轉(zhuǎn)模態(tài)不明顯,因此式(1)可以略去滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的力矩方程,簡(jiǎn)化為二自由度荷蘭滾運(yùn)動(dòng)方程,見式(2),對(duì)應(yīng)傳遞函數(shù)模型為式(3)和式(4)。

        其中ζd為荷蘭滾阻尼比,ωnd為荷蘭滾無阻尼自振頻率,ζdωnd為荷蘭滾阻尼。從荷蘭滾模態(tài)特征方程式可得無阻尼自振頻率和阻尼比的表達(dá)式為式(5)。

        其中S 為機(jī)翼面積,l 為展長(zhǎng),m 為飛機(jī)重量,Iy為繞機(jī)體軸y 軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

        由式(6)可見,在橫航向參數(shù)不變時(shí)荷蘭滾模態(tài)無阻尼自振頻率隨飛行速度V的增大而增大,隨飛行高度增加(密度ρ 減小)而減?。缓商m滾阻尼比隨飛行高度增加(密度ρ 減?。┒鴾p小,與飛行速度基本無關(guān)。

        3 荷蘭滾參數(shù)辨識(shí)結(jié)果及分析

        以飛行數(shù)據(jù)中的方向舵偏度變化為輸入,側(cè)滑角或偏航角速度的變化為輸出,采用極大似然參數(shù)估計(jì)法對(duì)模型式(3)或式(4)中的參數(shù)進(jìn)行辨識(shí)。為驗(yàn)證荷蘭滾模態(tài)簡(jiǎn)化模型和極大似然估計(jì)法的有效性、準(zhǔn)確性,采用已通過技術(shù)鑒定的某改進(jìn)型飛機(jī)在氣壓高度10km、馬赫數(shù)0.9的某次飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)(見圖1)為例,進(jìn)行荷蘭滾模態(tài)特性參數(shù)辨識(shí),結(jié)果見圖2,辨識(shí)結(jié)果與試飛數(shù)據(jù)重合度較高。荷蘭滾模態(tài)無阻尼自振頻率、阻尼比、阻尼辨識(shí)結(jié)果和技術(shù)鑒定給出的結(jié)果見表1,辨識(shí)結(jié)果與技術(shù)鑒定給出的結(jié)果相近,表明簡(jiǎn)化的荷蘭滾模型合理有效,辨識(shí)結(jié)果準(zhǔn)確。

        圖1 倍脈沖方向舵時(shí)間歷程曲線

        圖2 荷蘭滾模態(tài)參數(shù)辨識(shí)結(jié)果(改進(jìn)型)

        表1 荷蘭滾模態(tài)特性參數(shù)辨識(shí)結(jié)果與試飛結(jié)果對(duì)比

        以飛機(jī)在氣壓高度10km、馬赫數(shù)0.9 某次階躍方向舵的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)(見圖3)為輸入輸出,采用極大似然參數(shù)估計(jì)法對(duì)式(3)進(jìn)行參數(shù)辨識(shí),結(jié)果見圖4,辨識(shí)結(jié)果與試飛數(shù)據(jù)重合度較高。飛機(jī)在其他高度和馬赫數(shù)的荷蘭滾模態(tài)特性參數(shù)辨識(shí)結(jié)果見表2、圖5-圖7,結(jié)果表明該型飛機(jī)荷蘭滾無阻尼自振頻率和阻尼滿足標(biāo)準(zhǔn)1,阻尼比滿足標(biāo)準(zhǔn)2,荷蘭滾模態(tài)無阻尼自振頻率和阻尼比隨飛行高度、速度的變化趨勢(shì)與理論分析結(jié)果一致。

        表2 荷蘭滾模態(tài)特性參數(shù)辨識(shí)結(jié)果

        圖3 階躍方向舵時(shí)間歷程曲線

        圖4 荷蘭滾模態(tài)參數(shù)辨識(shí)結(jié)果(某型)

        圖5 荷蘭滾無阻尼自振頻率

        圖6 荷蘭滾阻尼比

        圖7 荷蘭滾阻尼

        4 結(jié)論

        本文根據(jù)簡(jiǎn)化后的荷蘭滾運(yùn)動(dòng)傳遞函數(shù)模型,給出了荷蘭滾無阻尼自振頻率和阻尼比的近似表達(dá)式,分析了荷蘭滾模態(tài)隨飛行速度和高度的變化趨勢(shì)。通過某型飛機(jī)航向激勵(lì)激起飛機(jī)荷蘭滾運(yùn)動(dòng)的飛行數(shù)據(jù),采用極大似然參數(shù)估計(jì)法辨識(shí)荷蘭滾模型參數(shù),計(jì)算了該型飛機(jī)荷蘭滾模態(tài)特性,結(jié)果表明簡(jiǎn)化模型對(duì)荷蘭滾模態(tài)特性的計(jì)算分析合理有效,計(jì)算結(jié)果準(zhǔn)確,與采用橫航向全量運(yùn)動(dòng)方程的計(jì)算結(jié)果相近;該型飛機(jī)荷蘭滾模態(tài)無阻尼自振頻率和阻尼滿足標(biāo)準(zhǔn)1,阻尼比滿足標(biāo)準(zhǔn)2。

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