強(qiáng)滑流影響下渦槳飛機(jī)橫航向飛行特性分析

耿延升，趙 彥，耿建中

（中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 陜西 710089）

渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)由于燃油效率高，適用于中低速、長(zhǎng)航時(shí)的飛機(jī)［1］。某渦槳飛機(jī)起飛場(chǎng)長(zhǎng)要求嚴(yán)格，且在起飛階段的爬升率要大，導(dǎo)致起飛拉力需求較大。大拉力、緊湊氣動(dòng)布局下，螺旋槳對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性產(chǎn)生顯著的影響。螺旋槳引起的氣流加速、旋轉(zhuǎn)等效應(yīng)對(duì)處于后方的機(jī)翼、尾翼有顯著的影響，使飛機(jī)在對(duì)稱飛行狀態(tài)下也會(huì)產(chǎn)生側(cè)力和偏航力矩，全機(jī)橫航向靜穩(wěn)定性也會(huì)出現(xiàn)惡化［2］。受滑流影響氣動(dòng)特性發(fā)生惡化，進(jìn)而對(duì)飛機(jī)的飛行特性產(chǎn)生影響，耦合側(cè)風(fēng)、發(fā)動(dòng)機(jī)失效等其他因素，對(duì)起飛的安全性構(gòu)成嚴(yán)重威脅。

譙裕青等人［3］研究了多發(fā)螺旋槳飛機(jī)建模方法及單發(fā)停車后的飛行特性。樂挺等人［4］研究了某型螺旋槳飛機(jī)近地飛行地效影響下的橫航向穩(wěn)定性。劉嘉等人［5］研究了某型渦槳飛機(jī)近地飛行時(shí)的靜穩(wěn)定性和模態(tài)特性。馬坤等人［6］研究了垂直突風(fēng)對(duì)螺旋槳飛機(jī)穩(wěn)定性和迎角裕度的影響。上述文獻(xiàn)只是研究了單發(fā)、地效、突風(fēng)等因素下與正常情況的渦槳飛機(jī)的響應(yīng)變化，尚未系統(tǒng)地研究滑流耦合上述因素對(duì)渦槳飛機(jī)橫航向飛行特性的影響。

本文首先分析了不同滑流強(qiáng)度對(duì)渦槳飛機(jī)起飛狀態(tài)下橫航向氣動(dòng)特性的影響；隨后考慮滑流影響建立了渦槳飛機(jī)非線性動(dòng)力學(xué)模型，分別研究了側(cè)風(fēng)、單發(fā)失效情況下滑流效應(yīng)對(duì)渦槳飛機(jī)飛行特性的影響，給出了示例飛機(jī)的橫航向運(yùn)動(dòng)規(guī)律和兩種情況下舵面的操作建議。

1 滑流對(duì)橫航向氣動(dòng)特性的影響

示例飛機(jī)的外形如圖1所示，由于起飛爬升率大，相比一般渦槳飛機(jī)，示例飛機(jī)槳盤面積較大，起飛拉力大，發(fā)動(dòng)機(jī)同向旋轉(zhuǎn)時(shí)滑流效應(yīng)強(qiáng)烈，而滑流使得飛機(jī)呈現(xiàn)非對(duì)稱的橫航向氣動(dòng)特性。

工程上一般用無量綱拉力系數(shù)Tc代表滑流強(qiáng)度，圖2-3為飛機(jī)起飛構(gòu)型下無動(dòng)力狀態(tài)、不同拉力系數(shù)（Tc=0、0.2、0.45）的側(cè)力、偏航系數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)。從中可以看出：

（1）在無動(dòng)力狀態(tài)下，側(cè)力系數(shù)隨側(cè)滑角增大而減小，偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角增大而增大。零側(cè)滑時(shí)，側(cè)力系數(shù)和偏航力矩系數(shù)為0。

（2）滑流影響下，CY，β絕對(duì)值相比無動(dòng)力狀態(tài)增大，側(cè)力曲線更加陡峭。CN，β絕對(duì)值相比無動(dòng)力狀態(tài)減小，偏航力矩曲線更加平緩，且線性度變差。零側(cè)滑時(shí)，側(cè)力系數(shù)CY>0，偏航力矩系數(shù)CN<0。總體而言，飛機(jī)的航向特性變差。

由于CN，β減小，飛機(jī)航向靜穩(wěn)定性降低，導(dǎo)致飛機(jī)橫航向運(yùn)動(dòng)響應(yīng)更加劇烈，給飛機(jī)操縱帶來風(fēng)險(xiǎn)。

2 飛行力學(xué)仿真模型

給定飛機(jī)初始狀態(tài)和操縱面規(guī)律，通過龍格-庫(kù)塔法求解機(jī)體坐標(biāo)系下飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的控制方程［7-8］，可得到示例飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)。具體方程如下：

其中，F(xiàn)T為發(fā)動(dòng)機(jī)推力，此處假定推力線平行飛機(jī)縱軸且對(duì)稱面的投影通過重心，忽略螺旋槳徑向力和帶來的力矩。Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz為氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩在機(jī)體軸系下的投影，可通過氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)插值得到。

3 仿真驗(yàn)證與分析

3.1 仿真條件

側(cè)風(fēng)和發(fā)動(dòng)機(jī)失效是低高度飛行事故的主要原因，會(huì)使飛機(jī)出現(xiàn)側(cè)滑、姿態(tài)滾轉(zhuǎn)和航跡偏移，而威脅飛機(jī)安全。本仿真實(shí)驗(yàn)分別研究了側(cè)風(fēng)、單發(fā)失效等情況下，有、無滑流對(duì)渦槳飛機(jī)橫航向特性的影響。仿真初始條件定義如下：

（1）初始飛行速度為232 km/h，初始航跡角為3.5°；（2）發(fā)動(dòng)機(jī)拉力系數(shù)Tc為0.105；（3）初始高度為180 m；（4）側(cè)風(fēng)速度為6 m/s和12.8 m/s。

3.2 側(cè)風(fēng)響應(yīng)分析

t=1 s時(shí)分別施加v1=6 m/s和12.8 m/s的側(cè)風(fēng)，圖4-8給出了主要橫航向參數(shù)隨時(shí)間的變化曲線，圖例中的Tc代表有滑流影響。從中可以看出：

（1）t=1 s后，在正側(cè)風(fēng)作用下，飛機(jī)出現(xiàn)負(fù)側(cè)滑，由于本體具有橫向穩(wěn)定性和航向穩(wěn)定性，飛機(jī)隨之出現(xiàn)右滾轉(zhuǎn)和左偏航趨勢(shì)，隨后滾轉(zhuǎn)角和偏航角出現(xiàn)振幅逐漸減小的振蕩，大約10 s后收斂，側(cè)滑角衰減到約為0，滾轉(zhuǎn)角和偏航角收斂至常值。

（2）滑流影響下，滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速度峰值更大一些。滑流影響下CN，β減小，“風(fēng)標(biāo)”效應(yīng)減弱，穩(wěn)定后的偏航角更小。此時(shí)，需要協(xié)調(diào)操縱飛機(jī)的副翼和方向舵，使飛機(jī)回歸至初始航向并消除滾轉(zhuǎn)。

3.3 單發(fā)失效響應(yīng)分析

研究單發(fā)失效停車時(shí)，t=1 s后左發(fā)失效，0或2 s后失效發(fā)動(dòng)機(jī)順槳，順槳后風(fēng)車帶來的阻力和阻力矩消失，發(fā)動(dòng)機(jī)失效2.5 s后駕駛員向右壓桿使副翼偏轉(zhuǎn)7°來糾正飛機(jī)姿態(tài)。圖9-13給出了主要橫航向參數(shù)隨時(shí)間的變化曲線，圖例中0和2 s分別代表失效瞬間順槳和失效2 s后順槳，Tc代表有滑流影響。從中可以看出：

（1）左發(fā)失效后，由于右發(fā)推力和左發(fā)風(fēng)車阻力產(chǎn)生的偏航力矩，飛機(jī)出現(xiàn)右側(cè)滑和左滾轉(zhuǎn)，隨后，由于右壓桿的操作，滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)得到了抑制，側(cè)滑角也趨于穩(wěn)定。整個(gè)過程中，飛機(jī)在緩慢地向左偏航運(yùn)動(dòng)。

（2）滑流加劇了左發(fā)失效引起的橫航向運(yùn)動(dòng)。盡管穩(wěn)定后的側(cè)滑角基本相同，但受滑流影響，飛機(jī)穩(wěn)定前的側(cè)滑角峰值增大約3°，滾轉(zhuǎn)角峰值可增大10°～15°，偏航角變化也更快，橫航向特性發(fā)生極大惡化，對(duì)副翼的操縱效能提出了更高要求。

（3）失效發(fā)動(dòng)機(jī)的順槳時(shí)間對(duì)橫航向運(yùn)動(dòng)影響也很大，計(jì)算表明，更長(zhǎng)的順漿時(shí)間導(dǎo)致飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)和姿態(tài)變化更為劇烈，側(cè)滑角、姿態(tài)角和角速度的峰值均會(huì)增大，側(cè)滑角峰值增大約3°，滾轉(zhuǎn)角峰值增大約10°，順槳時(shí)間過長(zhǎng)對(duì)起飛安全產(chǎn)生嚴(yán)重威脅。

4 結(jié) 論

本文研究了強(qiáng)滑流對(duì)渦槳飛機(jī)氣動(dòng)力和飛行特性的影響，并進(jìn)行了滑流作用下側(cè)風(fēng)和單發(fā)失效的仿真分析，主要得到以下結(jié)論：

（1）渦槳飛機(jī)的滑流對(duì)橫航向氣動(dòng)力產(chǎn)生了較大影響，減小了航向靜穩(wěn)定性和偏航力矩曲線的線性度，同時(shí)使飛機(jī)零側(cè)滑時(shí)產(chǎn)生負(fù)的偏航力矩和正的側(cè)力。

（2）在側(cè)風(fēng)情況下，滑流對(duì)氣動(dòng)力的影響使飛機(jī)的橫航向響應(yīng)變差，滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速度振蕩峰值更大，會(huì)增加飛行員的駕駛負(fù)擔(dān)，需要在控制律設(shè)計(jì)中加以解決。

（3）在單發(fā)失效情況下，有無滑流對(duì)仿真結(jié)果的影響很大，滑流使飛機(jī)的側(cè)滑角峰值增大約3°，滾轉(zhuǎn)角峰值增大10°～15°，偏航運(yùn)動(dòng)也更加劇烈，橫航向特性發(fā)生很大惡化，需要更大幅度的副翼操縱和小心操作才能糾正滑流帶來的不利影響。因此，在氣動(dòng)布局和操穩(wěn)設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)予以重點(diǎn)關(guān)注。