非對稱結冰條件下的飛機飛行動力學仿真

陳威, 徐浩軍, 王小龍, 裴彬彬, 王健名

(空軍工程大學 航空航天工程學院, 陜西 西安 710038)

非對稱結冰條件下的飛機飛行動力學仿真

陳威, 徐浩軍, 王小龍, 裴彬彬, 王健名

(空軍工程大學 航空航天工程學院, 陜西 西安 710038)

飛機結冰是威脅飛行安全的重要因素之一,因此對結冰問題的研究顯得尤為重要。基于非對稱結冰模型,對飛機在結冰條件下的飛行動力學特性進行了仿真研究。提出了一種精確的結冰程度計算模型,建立了飛機非對稱結冰模型,模擬了飛機在非對稱結冰狀態、不同結冰嚴重程度以及不同飛行階段對結冰引起的滾轉及偏航力矩的動態響應特性,并探討了結冰對飛機飛行性能的影響。仿真結果表明,非對稱結冰使飛機飛行性能惡化,而且飛機在非對稱結冰狀態下極易偏離正常飛行狀態,對飛行安全造成巨大威脅。

非對稱結冰; 不同飛行階段; 不同結冰嚴重程度; 飛行動力學仿真

0 引言

結冰是飛機在結冰氣象條件下飛行時,大氣中的液態水在部件表面凍結并累積成冰的一種物理過程,是飛行中廣泛存在的一種現象[1]。飛機結冰后不僅會改變飛機的氣動外形而使飛行品質和飛行性能惡化,還會增加飛機的重量,脫落的冰層也經常會打壞飛機的機體結構或運動部件。目前,對于飛機結冰后的飛行動力學特性研究主要有計算模擬和試驗研究兩種方法[2]。由于試驗研究風險大、費用高且周期長,因此大部分情況下還需要采用計算模擬的方法作為補充研究。國外在飛機結冰后飛行動力學仿真方面取得了不少突破性的進展,Bragg等[3]建立了一種飛機結冰參量模型,對飛機在結冰條件下的飛行動力學特性進行了研究;Lampton等[4-6]采用飛機結冰參量模型,基于小擾動理論研究了結冰對輕型飛機縱向及橫航向的操縱響應特性。國內在這一領域起步相對較晚,周莉等[7]基于飛機本體非線性動力學模型，建立了不同狀態的結冰模型,并計算了結冰前后飛機對駕駛員操縱的動態響應特性;張強等[8]提出了一種飛機結冰參量模型的參數計算方法,對飛機的結冰嚴重程度進行了評估,并分析了不同結冰嚴重程度對飛機造成的影響以及所應采取的對策。

上述工作主要針對飛機在對稱結冰狀態下的飛行動力學特性進行研究,而當某一側機翼除冰設備發生故障時,機翼容易出現非對稱結冰,此時飛機飛行動力學特性會發生較大改變。為了對非對稱結冰狀態下的飛行動力學特性有一個更全面的認識,本文在前人工作的基礎上,建立了飛機非對稱結冰模型,基于該模型模擬了飛機在非對稱結冰狀態、不同結冰嚴重程度以及不同飛行階段對結冰引起的滾轉及偏航力矩的動態響應特性,并探討了不同嚴重程度結冰對飛機飛行性能的影響。

1 結冰程度計算模型

對于對稱結冰狀態下的飛機氣動參數,利用以下模型進行計算[3]:

C(A)iced=(1+ηKCA)C(A)

(1)

式中:C(A)iced為結冰后該氣動參數值;η為飛機結冰因子,只與氣象條件有關,是不同氣象條件下的結冰嚴重程度的反映;KCA為結冰系數,反映C(A)由于結冰所引起的變化量,對于給定的飛機KCA為常值;C(A)為結冰前飛機的某一氣動參數。KCA的取值如表1所示[6]。

表1 飛機氣動導數的結冰系數值Table 1 Icing factors of aerodynamic derivative

影響飛機結冰因子η的氣象因素主要有三個:水滴直徑(MVD)、液態水含量(LWC)及云層溫度(T)。η與MVD,LWC及T的對應關系如下[3]:

η=f(E,n,Ac)

(2)

式中:E為收集效率;n為凍結系數;Ac為累積參數。其中:

E=mi/mp

(3)

式中:mi為參加撞擊的水量;mp為機體投影面內的水量。

n=mf/mi

(4)

式中:mf為發生結冰的水量。

Ac=(LWC)V∞t/(ρc)

(5)

式中:V∞為來流速度;t為結冰時間;ρ為冰的密度;c為機翼弦長。

由式(2)可知,E,n,Ac決定著η的變化,而由式(3)～式(5)可知,E,n,Ac隨結冰氣象條件MVD,LWC,T改變,所以η與MVD,LWC,T之間存在直接對應的關系,設為η=g(MVD,LWC,T),把飛機結冰時的氣象條件代入此關系的精確模型,就能得到飛機結冰嚴重程度的準確值。

2 結冰對飛機飛行性能影響的建模

在實際飛行過程中,機翼除冰系統總會存在一側發生故障的可能,該側機翼在結冰條件下極可能結冰,導致左右機翼升力及阻力改變,出現升力、阻力差,并由此產生滾轉及偏航力矩。這種結冰情形與均勻結冰不同,因此,有必要針對不對稱結冰單獨構建模型。以下基于飛機六自由度全量微分方程組建立不對稱結冰模型。

假設飛機在結冰條件下飛行時,右側機翼的除冰系統出現故障不能正常除冰,則左右機翼產生升力差和阻力差,由此產生滾轉力矩和偏航力矩。左右機翼的升力及阻力系數差值為[6]:

ΔCLice=(1/2)CLice-(1/2)CL

(6)

ΔCDice=(1/2)CD-(1/2)CDice

(7)

式中:CLice為結冰后的升力系數;CL為結冰前的升力系數;CDice為結冰后的阻力系數;CD為結冰前的阻力系數。

左右機翼產生升力及阻力差,導致滾轉角加速度及偏航角加速度發生變化,變化量為[6]:

(8)

(9)

式中:d為沿體軸y由平均氣動弦長到飛機中心線的距離。

將式(8)和式(9)代入飛機六自由度全量微分方程組,通過仿真計算,即可得到飛機在不同結冰嚴重程度以及不同飛行階段的狀態變化。

3 仿真計算結果及分析

以某型飛機為研究對象,利用本文所提出的不對稱結冰模型,基于飛機六自由度全量微分方程組對飛機在不同飛行階段和不同結冰嚴重程度下的滾轉及偏航力矩響應特性進行仿真計算,并與結冰前進行對比分析。飛機結冰嚴重程度依次為η=0.3,0.5,0.7。根據聯邦航空條例25部(FAR-25)附錄C“大氣結冰條件”,易結冰初始飛行條件設定為:H=5 500 m,V=150 m/s[9]。

為研究不同結冰嚴重程度以及不同飛行階段對結冰引起的滾轉及偏航力矩的動態響應特性,在仿真的過程中并沒有加入駕駛員的修正操縱。

3.1 巡航狀態下飛機不對稱結冰

飛機初始狀態為平飛狀態，0 s出現不對稱結冰，圖1為巡航狀態下飛機不對稱結冰的動態響應曲線。

圖1 巡航狀態下的動態響應曲線Fig.1 Dynamic response curves of cruise stage

可以看出,未結冰飛機(η=0.0)始終處于平飛狀態。隨著η值的增大,高度損失增大。η=0.7時,H在20 s內下降了200 m,并且下降速率逐漸加快,由此導致速度也以逐漸增加的速率增大,可見結冰使飛機巡航性能下降。飛機的迎角逐漸減小,滾轉角和側滑角迅速改變,側滑角的振蕩幅度減小,并且振幅衰減較快;η=0.3時,φ在20 s已增大到30°,接近不允許坡度。

3.2 爬升狀態下飛機不對稱結冰

飛機初始狀態為平飛狀態,0 s出現不對稱結冰,且0 s開始推油門進入爬升階段,圖2為爬升狀態下飛機不對稱結冰的動態響應曲線。

圖2 爬升狀態下的動態響應曲線Fig.2 Dynamic response curves of climb stage

可以看出,未結冰飛機飛行高度和飛行速度逐漸增加,爬升率Vyps=3 m/s;當η=0.3時,飛行速度比未結冰飛機變化大,H幾乎保持在初始平飛高度,Vyps=0 m/s;當η>0.3時,H不升反降,并且下降高度和速率隨著η的增大而增大,導致V也以逐漸增加的速率增大,可見結冰使飛機爬升性能下降。而通過與圖1的比較可以發現,爬升狀態下不對稱結冰飛機的H,α,φ及β的變化規律以及數值與巡航狀態下的幾乎一致,這說明爬升操縱對不對稱結冰飛機的飛行狀態影響不大,起主要作用的是結冰不對稱所導致的滾轉力矩及偏航力矩。

3.3 下滑狀態下飛機不對稱結冰

飛機初始狀態為平飛狀態,0 s出現了不對稱結冰,且0 s開始收油門進入下滑階段,圖3為下滑狀態下飛機不對稱結冰的動態響應曲線。

由圖3可以看出,未結冰飛機在平穩地下滑,下滑率Vyxh=-2 m/s;當飛機出現不對稱結冰后,H在前10 s內與未結冰飛機幾乎一致,在10 s 后急劇下降,并且變化量隨η的增大而增大,導致Vyxh逐漸增大,V在前10 s內平穩減小,而在10 s后以逐漸增加的速率增大,可見結冰使飛機的下滑性能下降。此外,通過與圖1的比較可以發現,出現不對稱結冰后,下滑狀態下的H,α,φ及β與巡航狀態下的數值很接近,這同樣也說明下滑操縱對飛機飛行狀態的影響不大,起主導作用的是結冰不對稱所導致的滾轉力矩及偏航力矩。

圖3 下滑狀態下的動態響應曲線Fig.3 Dynamic response curves of descent stage

綜合以上仿真結果可以看出,不對稱結冰的影響隨著η的增大而增強,導致飛機飛行性能下降,并且對飛行狀態起主要作用的是結冰不對稱所導致的滾轉力矩及偏航力矩。當η<0.3時,不對稱結冰的影響很明顯,但尚在可控范圍之內;當η>0.3時,φ迅速改變,飛機嚴重偏離正常飛行狀態,對飛行安全造成巨大威脅。因此,在飛行過程中應當盡量避免不對稱結冰情況的出現。

4 結論

本文通過建立非對稱結冰模型,并基于該模型對飛機在不同結冰嚴重程度以及不同飛行階段的飛行動力學特性進行了仿真研究,得出以下結論:

(1)不對稱結冰使飛機的爬升、巡航以及下滑性能惡化,爬升操縱和下滑操縱對飛行狀態的影響不大,起主要作用的是結冰不對稱所導致的滾轉力矩及偏航力矩。

(2)不對稱結冰的影響隨η的增大而加劇,當η較大時,飛機極易進入失控狀態,尤其是滾轉失控,對飛行安全造成巨大威脅。對此,駕駛員應當高度重視并采取適當的策略來修復。

[1] Cole J,Stands W.Statistical study of aircraft icing accidents[R].AIAA-91-0538,1991.

[2] 朱東宇.翼型結冰過程的數值模擬[D].南京:南京航空航天大學,2009.

[3] Bragg M B,Hutchison T,Merret J,et al.Effect of ice accretion on aircraft flight dynamics[R].AIAA-2000-0360,2000.

[4] Lampton A,Valasek J.Prediction of icing effects on the lateral/directional stability and control light airplanes[R].AIAA-2006-6487,2006.

[5] Lampton A,Valasek J.Predicition of icing effects on the dynamical response of light airplanes[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2007,30(3):722-732.

[6] Lampton A,Valasek J.Prediction of icing effects on the coupled dynamic response of light airplanes[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2008,31(3):656-673.

[7] 周莉,徐浩軍,閔桂龍,等.結冰對飛機動態響應特性的影響[J].飛行力學,2011,29(4):32-36.

[8] 張強,劉艷,高正紅.結冰條件下的飛機飛行動力學仿真[J].飛行力學,2011,29(3):4-7.

[9] Federal Aviation Administration.Code of federal regulations,title 14,chapter 1,subchapter c—aircraft:part 25—airworthiness standards:transport category airplanes[S].US:Federal Register,1990.

(編輯：姚妙慧)

Aircraft flight dynamics simulation under asymmetric ice accretion

CHEN Wei, XU Hao-jun, WANG Xiao-long, PEI Bin-bin, WANG Jian-ming

(Aeronautics and Astronautics Engineering College, AFEU, Xi’an 710038, China)

As the in-flight icing could cause great threat to flight safety, the research on ice accretion is of significance. The asymmetric icing effect model is proposed to simulate the flight dynamics under icing conditions. Together with an exact icing severity calculation model, the asymmetric icing effect model is adopted to study the dynamic response characteristics to rolling and yawing moment, which is caused by asymmetric icing under different icing severities and flight stages. Moreover, the influence of icing on aircraft flight performance is also analyzed. The results of simulation show that asymmetric icing could decrease aircraft flight performance and make the aircraft deviate from steady flight state, which would bring great threat to flight safety.

asymmetric icing; different flight stages; different icing severity; flight dynamics simulation

2015-04-10;

2015-08-05;

時間:2015-08-17 11:04

國家自然科學基金資助(61374145);國家重點基礎研究發展計劃基金資助(2015CB755802)

陳威(1992-),男,湖北黃岡人,碩士研究生,研究方向為飛行仿真與飛行安全; 徐浩軍(1965-),男,浙江余姚人,教授,博士生導師,研究方向為飛行安全及等離子體隱身。

V212.1

A

1002-0853(2015)06-0491-04