基于Simulink 的反尾旋傘系統(tǒng)建模與仿真

相 梅，李玉飛，武 琳，黃勇強

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引 言

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(yīng)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(yīng)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。

1 反尾旋傘建模

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。

1.1 反尾旋傘的動力學原理

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(yīng)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。

1.2 反尾旋傘作用力模型

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。

2 六自由度仿真計算

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(yīng)），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(chǔ)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

3 結(jié) 論

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。