平尾結冰對飛機動力學特性影響的仿真研究

王健名, 徐浩軍, 裴彬彬, 王小龍, 陳威

(空軍工程大學 航空航天工程學院, 陜西 西安 710038)

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平尾結冰對飛機動力學特性影響的仿真研究

王健名, 徐浩軍, 裴彬彬, 王小龍, 陳威

(空軍工程大學 航空航天工程學院, 陜西 西安 710038)

摘要:針對某型飛機平尾結冰后的動態響應問題,利用結冰參數建立的平尾結冰參量模型,仿真分析了無操縱情況下平尾結冰對巡航特性的影響,以及平尾結冰后升降舵單位階躍的縱向操縱響應,并研究了不同平尾結冰嚴重程度下飛機在進近與著陸過程中的動態響應及平尾失速特性,獲得了平尾結冰對飛機動力學特性的影響規律。

關鍵詞:進近與著陸; 動態響應; 平尾失速; 動力學特性

0引言

平尾結冰是飛機結冰的典型方式之一,它改變了平尾操縱效能,影響飛行安全,甚至可能造成平尾失速,通常發生在飛機進近與著陸階段,由于飛機高度低,飛行員處置時間過短,極易造成飛行事故。在2001年,空軍兩架Y-8飛機在進行云中儀表飛行訓練過程中墜毀,機內人員全部犧牲。事后調查表明:事故原因是飛機在進近與著陸過程中平尾結冰,當飛行員在下放大角度襟翼后直接導致平尾失速,飛機急劇俯沖,最后失控墜地。

到目前為止,針對平尾結冰的研究主要有飛行試驗和風洞實驗兩種方式[1-2]。考慮到結冰過程的多樣性,以及飛行試驗周期較長、技術復雜、費用昂貴等缺點,因此不能被廣泛實施,多數情況下還需要通過建模仿真的手段來補充。目前,國內關于平尾結冰的研究還不是很成熟,正在國外研究成果[2-4]的基礎上進行相關仿真研究。文獻[5-6]分別研究分析了平尾結冰導致的飛行事故,以及平尾結冰對飛行特性和平尾失速的影響;文獻[7]利用飛機結冰參數模型,通過參數識別技術定量檢測飛機結冰前后的氣動導數變化;文獻[8]則研究了結冰對飛機縱向操穩特性的影響。

本文主要研究平尾結冰對飛機動態響應的影響,而這部分內容是飛行試驗、風洞實驗以及仿真分析中涉及較少的內容。

1平尾結冰參量模型

采用平尾結冰后的氣動參數模型[9]如下:

(1)

(2)

式中:KCA表示氣動導數對結冰的敏感性,只與飛機有關而與氣象條件無關,對于給定的飛機為常值;η和ηice相似,只是采用實際飛機平尾氣動弦長和相應飛行速度進行計算。

由上述兩式可得:

(3)

2仿真計算與分析

2.1平尾結冰巡航狀態仿真

算例仿真了某型飛機在初始高度3 000 m,初始速度120 m/s的巡航狀態下(經配平得到升降舵偏角為0.736 9°),當平尾結冰嚴重程度η=0.15時對飛行特性的影響。

在仿真過程中,飛機保持升降舵偏角不變,圖1～圖3分別為飛機是否結冰對平尾迎角(αt)、速度和高度的影響情況。

圖1　平尾迎角響應Fig. 1　Tail angle of attack responses

圖2　速度響應Fig.2　Velocity responses

圖3　高度響應Fig.3　Height responses

可以看出：平尾結冰后,平尾迎角響應幅值產生了0.14°左右的變化,對平尾失速特性影響不大;但由于平尾結冰,導致平尾提供的負升力減小,飛機平衡狀態被破壞,進入俯沖階段,高度由3 000 m迅速降到2 650 m左右;飛行速度增加,最高達到近123.5 m/s,對飛機安全性能構成了較大威脅。

2.2平尾結冰升降舵單位階躍操縱仿真

圖4～圖7的算例仿真分析了某型飛機在巡航過程中,在10 s時刻給該機升降舵一個單位階躍響應,結冰程度η分別為0,0.15,0.30,0.45,初始高度為3 000 m,初始速度為120 m/s時飛機飛行特性的變化。

可以看出：隨著η值增大,飛機短周期模態的主要擾動變量迎角和俯仰角速度的響應周期增大,響應變慢;飛機長周期模態的主要擾動變量俯仰角和速度的響應幅值減小,表征升降舵效率降低。

圖4　迎角響應Fig.4　Angle of attack responses

圖5　俯仰角響應Fig.5　Pitch angle responses

圖6　俯仰角速度響應Fig.6　Pitch angle rate responses

圖7　速度響應Fig.7　Velocity responses

2.3平尾結冰進近與著陸過程失速仿真

平尾結冰會降低平尾負升力的大小,從而降低平尾配平俯仰力矩。考慮到本文飛機氣動結構與DHC-6相近,依據相關文獻[2,9-10]可得該飛機平尾結冰嚴重程度η=0.2時,平尾配平俯仰力矩系數和升力系數分別減少10%,阻力系數增大40%。根據式(3),也可以分別求得η=0.5和0.8的氣動導數變化量。

平尾迎角αt和機翼下洗角ε的計算公式為:

(4)

(5)

式中:αw為機翼迎角;ε0為零度迎角的下洗角;iw和it分別為機翼和尾翼的安裝角。

俯仰力矩系數計算公式為:

(6)

升力系數計算公式為:

(7)

阻力系數計算公式為:

(8)

以平尾結冰最易發生的飛機進近著陸過程為例進行仿真。機場高度500 m,飛機初始高度1 000 m,速度為75 m/s,襟翼角度25°,在飛機航跡俯仰角保持-3°且操縱量保持不變的情況下,1 s時釋放襟翼到35°。

圖8為平尾無結冰時飛機的飛行軌跡。圖9～圖11為平尾結冰情況下飛機的失速特性曲線。

圖8　平尾無結冰的飛行軌跡Fig.8　Flight trajectory with clean tailplane

圖9　平尾結冰情況下的飛行軌跡Fig.9　Flight trajectories with tailplane icing

圖10　平尾迎角響應Fig.10　Tail angle of attack responses

圖11　飛行速度響應Fig.11　Flight velocity responses

可以看出:平尾無結冰時,飛機勻速下滑,水平距離約為9 500 m,平尾負迎角保持在-5.78°,下滑速度始終為75 m/s;當η=0.2時,飛機進近與著陸時間為19.1 s,在1 s襟翼釋放到35°時(釋放襟翼會使氣流下洗角增大,進而導致平尾負迎角增大),飛行速度減小,平尾負迎角由-6.3°迅速下降至-8.0°,最終平尾負迎角幅值達到-9.8°,平尾沒有失速(平尾結冰后的臨界負迎角為-10°～-12°),最終在水平位移1 649.1 m時落地,落地速度103.3 m/s;當η=0.5時,飛機高度下降較快,飛機進近與著陸時間為10.1 s,在1 s襟翼釋放到35°時,飛行速度減小,平尾負迎角由-8.4°迅速下降至-10.1°,平尾失速,飛機最終墜地,此過程水平位移為732.0 m,墜地速度為108.3 m/s;η=0.8時,飛機進近與著陸時間為8.8 s,在1 s襟翼釋放到35°時,飛行速度減小,平尾負迎角由-9.8°迅速下降至-11.5°,超過平尾臨界迎角,平尾失速,飛機最終垂直墜地,此過程水平位移為490.7 m,飛機落地速度為108.2 m/s。

綜上所述,在進近與著陸過程中,當平尾發生結冰并釋放大角度襟翼時,會使平尾負迎角迅速增大,因為平尾結冰使平尾臨界負迎角減小,所以當平尾結冰達到一定嚴重程度時,會發生平尾失速現象;隨著失速加劇,平尾負升力急劇減小,從而失去配平能力,導致飛機急速俯沖,高度急劇下降,最終飛機墜毀,會極大影響飛機的著陸安全性能。

3結論

(1)巡航狀態時,保持升降舵偏角不變,如果平尾發生結冰,飛機將快速進入俯沖狀態,平尾負迎角增大,飛行高度急劇下降,速度增加,從而對飛機安全造成極大危害。

(2)不同平尾結冰嚴重程度下,隨著平尾結冰程度的增大,迎角和俯仰角速度的響應變慢,速度和俯仰角的響應幅值減小,對飛機的飛行特性影響加劇,使升降舵效率降低。

(3)當平尾結冰達到一定嚴重程度并釋放大角度襟翼時,會發生平尾失速現象,進而導致安全事故的發生,因此針對我軍某型飛機而言,平尾結冰對其安全威脅很大,應該加強預防,并加裝一定的防、除冰裝置。

參考文獻：

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[10]蘇媛,徐忠達,吳禎龍.飛機積冰后若干飛行力學問題綜述[J].航空動力學報,2014,29(8):1878-1893.

(編輯：崔立峰)

Simulation of tailplane icing effect on aircraft dynamic characteristics

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

(Aeronautics and Astronautics Engineering College, Air Force Engineering University, Xi’an 710038, China)

Abstract:This paper mainly analyzed the flight dynamic response on tailplane icing. Based on simple parameter model of tailplane icing, the cruise features with no control and the elevator step response were simulated. Then tailplane stall characteristics and dynamic response during approaching and landing were researched through different icing severity configurations. Finally, the regularity of the influence of tailplane icing on aircraft dynamic characteristics was obtained.

Key words:approaching and landing; dynamic response; tailplane stall; dynamic characteristics

中圖分類號：V212.1

文獻標識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)01-0018-04

作者簡介:王健名(1991-)，男，吉林白山人，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。

基金項目:國家自然科學基金資助(61374145);國家重點基礎研究發展基金資助(2015CB755802)

收稿日期:2015-05-11;

修訂日期:2015-08-27; 網絡出版時間:2015-09-11 16:18