非對稱結(jié)冰條件下的飛機(jī)飛行動力學(xué)仿真

陳威, 徐浩軍, 王小龍, 裴彬彬, 王健名

(空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 陜西 西安 710038)

非對稱結(jié)冰條件下的飛機(jī)飛行動力學(xué)仿真

陳威, 徐浩軍, 王小龍, 裴彬彬, 王健名

(空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 陜西 西安 710038)

飛機(jī)結(jié)冰是威脅飛行安全的重要因素之一,因此對結(jié)冰問題的研究顯得尤為重要?；诜菍ΨQ結(jié)冰模型,對飛機(jī)在結(jié)冰條件下的飛行動力學(xué)特性進(jìn)行了仿真研究。提出了一種精確的結(jié)冰程度計(jì)算模型,建立了飛機(jī)非對稱結(jié)冰模型,模擬了飛機(jī)在非對稱結(jié)冰狀態(tài)、不同結(jié)冰嚴(yán)重程度以及不同飛行階段對結(jié)冰引起的滾轉(zhuǎn)及偏航力矩的動態(tài)響應(yīng)特性,并探討了結(jié)冰對飛機(jī)飛行性能的影響。仿真結(jié)果表明,非對稱結(jié)冰使飛機(jī)飛行性能惡化,而且飛機(jī)在非對稱結(jié)冰狀態(tài)下極易偏離正常飛行狀態(tài),對飛行安全造成巨大威脅。

非對稱結(jié)冰; 不同飛行階段; 不同結(jié)冰嚴(yán)重程度; 飛行動力學(xué)仿真

0 引言

結(jié)冰是飛機(jī)在結(jié)冰氣象條件下飛行時(shí),大氣中的液態(tài)水在部件表面凍結(jié)并累積成冰的一種物理過程,是飛行中廣泛存在的一種現(xiàn)象[1]。飛機(jī)結(jié)冰后不僅會改變飛機(jī)的氣動外形而使飛行品質(zhì)和飛行性能惡化,還會增加飛機(jī)的重量,脫落的冰層也經(jīng)常會打壞飛機(jī)的機(jī)體結(jié)構(gòu)或運(yùn)動部件。目前,對于飛機(jī)結(jié)冰后的飛行動力學(xué)特性研究主要有計(jì)算模擬和試驗(yàn)研究兩種方法[2]。由于試驗(yàn)研究風(fēng)險(xiǎn)大、費(fèi)用高且周期長,因此大部分情況下還需要采用計(jì)算模擬的方法作為補(bǔ)充研究。國外在飛機(jī)結(jié)冰后飛行動力學(xué)仿真方面取得了不少突破性的進(jìn)展,Bragg等[3]建立了一種飛機(jī)結(jié)冰參量模型,對飛機(jī)在結(jié)冰條件下的飛行動力學(xué)特性進(jìn)行了研究;Lampton等[4-6]采用飛機(jī)結(jié)冰參量模型,基于小擾動理論研究了結(jié)冰對輕型飛機(jī)縱向及橫航向的操縱響應(yīng)特性。國內(nèi)在這一領(lǐng)域起步相對較晚,周莉等[7]基于飛機(jī)本體非線性動力學(xué)模型，建立了不同狀態(tài)的結(jié)冰模型,并計(jì)算了結(jié)冰前后飛機(jī)對駕駛員操縱的動態(tài)響應(yīng)特性;張強(qiáng)等[8]提出了一種飛機(jī)結(jié)冰參量模型的參數(shù)計(jì)算方法,對飛機(jī)的結(jié)冰嚴(yán)重程度進(jìn)行了評估,并分析了不同結(jié)冰嚴(yán)重程度對飛機(jī)造成的影響以及所應(yīng)采取的對策。

上述工作主要針對飛機(jī)在對稱結(jié)冰狀態(tài)下的飛行動力學(xué)特性進(jìn)行研究,而當(dāng)某一側(cè)機(jī)翼除冰設(shè)備發(fā)生故障時(shí),機(jī)翼容易出現(xiàn)非對稱結(jié)冰,此時(shí)飛機(jī)飛行動力學(xué)特性會發(fā)生較大改變。為了對非對稱結(jié)冰狀態(tài)下的飛行動力學(xué)特性有一個(gè)更全面的認(rèn)識,本文在前人工作的基礎(chǔ)上,建立了飛機(jī)非對稱結(jié)冰模型,基于該模型模擬了飛機(jī)在非對稱結(jié)冰狀態(tài)、不同結(jié)冰嚴(yán)重程度以及不同飛行階段對結(jié)冰引起的滾轉(zhuǎn)及偏航力矩的動態(tài)響應(yīng)特性,并探討了不同嚴(yán)重程度結(jié)冰對飛機(jī)飛行性能的影響。

1 結(jié)冰程度計(jì)算模型

對于對稱結(jié)冰狀態(tài)下的飛機(jī)氣動參數(shù),利用以下模型進(jìn)行計(jì)算[3]:

C(A)iced=(1+ηKCA)C(A)

(1)

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

表1 飛機(jī)氣動導(dǎo)數(shù)的結(jié)冰系數(shù)值Table 1 Icing factors of aerodynamic derivative

影響飛機(jī)結(jié)冰因子η的氣象因素主要有三個(gè):水滴直徑(MVD)、液態(tài)水含量(LWC)及云層溫度(T)。η與MVD,LWC及T的對應(yīng)關(guān)系如下[3]:

η=f(E,n,Ac)

(2)

式中:E為收集效率;n為凍結(jié)系數(shù);Ac為累積參數(shù)。其中:

E=mi/mp

(3)

式中:mi為參加撞擊的水量;mp為機(jī)體投影面內(nèi)的水量。

n=mf/mi

(4)

式中:mf為發(fā)生結(jié)冰的水量。

Ac=(LWC)V∞t/(ρc)

(5)

式中:V∞為來流速度;t為結(jié)冰時(shí)間;ρ為冰的密度;c為機(jī)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(jié)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(yīng)的關(guān)系,設(shè)為η=g(MVD,LWC,T),把飛機(jī)結(jié)冰時(shí)的氣象條件代入此關(guān)系的精確模型,就能得到飛機(jī)結(jié)冰嚴(yán)重程度的準(zhǔn)確值。

2 結(jié)冰對飛機(jī)飛行性能影響的建模

在實(shí)際飛行過程中,機(jī)翼除冰系統(tǒng)總會存在一側(cè)發(fā)生故障的可能,該側(cè)機(jī)翼在結(jié)冰條件下極可能結(jié)冰,導(dǎo)致左右機(jī)翼升力及阻力改變,出現(xiàn)升力、阻力差,并由此產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)及偏航力矩。這種結(jié)冰情形與均勻結(jié)冰不同,因此,有必要針對不對稱結(jié)冰單獨(dú)構(gòu)建模型。以下基于飛機(jī)六自由度全量微分方程組建立不對稱結(jié)冰模型。

假設(shè)飛機(jī)在結(jié)冰條件下飛行時(shí),右側(cè)機(jī)翼的除冰系統(tǒng)出現(xiàn)故障不能正常除冰,則左右機(jī)翼產(chǎn)生升力差和阻力差,由此產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩。左右機(jī)翼的升力及阻力系數(shù)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(jié)冰后的升力系數(shù);CL為結(jié)冰前的升力系數(shù);CDice為結(jié)冰后的阻力系數(shù);CD為結(jié)冰前的阻力系數(shù)。

左右機(jī)翼產(chǎn)生升力及阻力差,導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)角加速度及偏航角加速度發(fā)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(jī)中心線的距離。

將式(8)和式(9)代入飛機(jī)六自由度全量微分方程組,通過仿真計(jì)算,即可得到飛機(jī)在不同結(jié)冰嚴(yán)重程度以及不同飛行階段的狀態(tài)變化。

3 仿真計(jì)算結(jié)果及分析

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

為研究不同結(jié)冰嚴(yán)重程度以及不同飛行階段對結(jié)冰引起的滾轉(zhuǎn)及偏航力矩的動態(tài)響應(yīng)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(tài)下飛機(jī)不對稱結(jié)冰

飛機(jī)初始狀態(tài)為平飛狀態(tài)，0 s出現(xiàn)不對稱結(jié)冰，圖1為巡航狀態(tài)下飛機(jī)不對稱結(jié)冰的動態(tài)響應(yīng)曲線。

圖1 巡航狀態(tài)下的動態(tài)響應(yīng)曲線Fig.1 Dynamic response curves of cruise stage

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

3.2 爬升狀態(tài)下飛機(jī)不對稱結(jié)冰

飛機(jī)初始狀態(tài)為平飛狀態(tài),0 s出現(xiàn)不對稱結(jié)冰,且0 s開始推油門進(jìn)入爬升階段,圖2為爬升狀態(tài)下飛機(jī)不對稱結(jié)冰的動態(tài)響應(yīng)曲線。

圖2 爬升狀態(tài)下的動態(tài)響應(yīng)曲線Fig.2 Dynamic response curves of climb stage

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

3.3 下滑狀態(tài)下飛機(jī)不對稱結(jié)冰

飛機(jī)初始狀態(tài)為平飛狀態(tài),0 s出現(xiàn)了不對稱結(jié)冰,且0 s開始收油門進(jìn)入下滑階段,圖3為下滑狀態(tài)下飛機(jī)不對稱結(jié)冰的動態(tài)響應(yīng)曲線。

由圖3可以看出,未結(jié)冰飛機(jī)在平穩(wěn)地下滑,下滑率Vyxh=-2 m/s;當(dāng)飛機(jī)出現(xiàn)不對稱結(jié)冰后,H在前10 s內(nèi)與未結(jié)冰飛機(jī)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(dǎo)致Vyxh逐漸增大,V在前10 s內(nèi)平穩(wěn)減小,而在10 s后以逐漸增加的速率增大,可見結(jié)冰使飛機(jī)的下滑性能下降。此外,通過與圖1的比較可以發(fā)現(xiàn),出現(xiàn)不對稱結(jié)冰后,下滑狀態(tài)下的H,α,φ及β與巡航狀態(tài)下的數(shù)值很接近,這同樣也說明下滑操縱對飛機(jī)飛行狀態(tài)的影響不大,起主導(dǎo)作用的是結(jié)冰不對稱所導(dǎo)致的滾轉(zhuǎn)力矩及偏航力矩。

圖3 下滑狀態(tài)下的動態(tài)響應(yīng)曲線Fig.3 Dynamic response curves of descent stage

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

4 結(jié)論

本文通過建立非對稱結(jié)冰模型,并基于該模型對飛機(jī)在不同結(jié)冰嚴(yán)重程度以及不同飛行階段的飛行動力學(xué)特性進(jìn)行了仿真研究,得出以下結(jié)論:

(1)不對稱結(jié)冰使飛機(jī)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(tài)的影響不大,起主要作用的是結(jié)冰不對稱所導(dǎo)致的滾轉(zhuǎn)力矩及偏航力矩。

(2)不對稱結(jié)冰的影響隨η的增大而加劇,當(dāng)η較大時(shí),飛機(jī)極易進(jìn)入失控狀態(tài),尤其是滾轉(zhuǎn)失控,對飛行安全造成巨大威脅。對此,駕駛員應(yīng)當(dāng)高度重視并采取適當(dāng)?shù)牟呗詠硇迯?fù)。

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

[2] 朱東宇.翼型結(jié)冰過程的數(shù)值模擬[D].南京:南京航空航天大學(xué),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(jié)冰對飛機(jī)動態(tài)響應(yīng)特性的影響[J].飛行力學(xué),2011,29(4):32-36.

[8] 張強(qiáng),劉艷,高正紅.結(jié)冰條件下的飛機(jī)飛行動力學(xué)仿真[J].飛行力學(xué),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(shí)間:2015-08-17 11:04

國家自然科學(xué)基金資助(61374145);國家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計(jì)劃基金資助(2015CB755802)

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

V212.1

A

1002-0853(2015)06-0491-04