飛機(jī)方向舵故障建模與側(cè)風(fēng)著陸仿真

雒東超, 袁東, 劉超, 王文星

(中航工業(yè)飛行仿真航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710089)

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飛機(jī)方向舵故障建模與側(cè)風(fēng)著陸仿真

雒東超, 袁東, 劉超, 王文星

(中航工業(yè)飛行仿真航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710089)

基于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)和CFD數(shù)據(jù),建立了某型飛機(jī)上、下兩片方向舵在松浮、卡滯和脫落等故障的數(shù)學(xué)模型；針對(duì)方向舵脫落故障，在飛行模擬器上進(jìn)行了人在環(huán)的側(cè)風(fēng)著陸仿真試驗(yàn),驗(yàn)證了模型的準(zhǔn)確性,得到了與實(shí)際側(cè)風(fēng)響應(yīng)相吻合的故障模型；最后，基于此模型探討了方向舵故障下的側(cè)風(fēng)著陸安全性與駕駛員負(fù)荷。

故障建模; 側(cè)風(fēng)著陸; 仿真; 駕駛員負(fù)荷

0 引言

在眾多飛行事故中,由操縱面的結(jié)構(gòu)性故障引起的事故占很大比例[1]。1983年5月1日,以色列一架F-15戰(zhàn)斗機(jī)在適應(yīng)性訓(xùn)練中右側(cè)機(jī)翼折斷，飛行員通過(guò)加大油門增加飛行速度的方法成功保持飛機(jī)以平穩(wěn)速度降落。由此可見,研究飛機(jī)操縱面故障甚至脫落情況的飛機(jī)動(dòng)力學(xué)建模和響應(yīng)計(jì)算分析方法并掌握其處置措施是非常必要的。

在進(jìn)行飛行動(dòng)力學(xué)建模時(shí),需要大量的氣動(dòng)數(shù)據(jù),常常依賴于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù),此方法成本較高。而進(jìn)行故障建模需要的氣動(dòng)數(shù)據(jù)較少,若單獨(dú)為此進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)得不償失。造成這種局面的主要原因是故障種類繁多,理論分析困難,試驗(yàn)成本又相當(dāng)高昂,所以很難得到具有較高逼真度的故障數(shù)學(xué)模型[2-3]。目前,幾乎所有的故障模擬應(yīng)用研究人員都是在已有故障數(shù)學(xué)模型的基礎(chǔ)上或自己建立簡(jiǎn)化模型開展應(yīng)用研究,這種研究的難度相對(duì)較小[1]。同樣,本文采用CFD方法獲得了必要的氣動(dòng)數(shù)據(jù),在已有的飛行動(dòng)力學(xué)模型上建立了較為精確的方向舵故障模型。通過(guò)對(duì)不同種類、不同程度故障下的飛機(jī)特性的分析[4-5],建立了某型飛機(jī)方向舵松浮、卡滯、脫落故障的動(dòng)力學(xué)模型,并進(jìn)行了側(cè)風(fēng)著陸仿真試驗(yàn),驗(yàn)證了模型的準(zhǔn)確性,在此基礎(chǔ)上探討了方向舵脫落狀態(tài)下的側(cè)風(fēng)著陸安全性及駕駛員負(fù)荷。

1 方向舵故障分類與建模

本文主要研究了某型飛機(jī)上、下兩片方向舵分別松浮、卡滯和脫落等9種故障。

方向舵脫落的飛機(jī),其質(zhì)量特性模型、飛行控制系統(tǒng)模型和起落架模型等均與原機(jī)差異不大,故均可采用原機(jī)相應(yīng)的模型,而由于方向舵的缺失,橫航向氣動(dòng)力損失較大,且航向操縱效能喪失,所以要重新建立故障飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)模型(見圖1)。

氣動(dòng)力系數(shù)基本為飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)、飛行狀態(tài)的線性函數(shù)[5]:

Ci=Ci0(α,β,Ma)+CiCS(α,β,Ma)+

CiM(Ma)+CiGE+CiCF+CiES

(1)

式中:Ci0(α,β,Ma)為全機(jī)氣動(dòng)系數(shù)基本項(xiàng);CiCS(α,β,Ma)為操縱面偏轉(zhuǎn)所引起的氣動(dòng)系數(shù);CiM(Ma)為飛機(jī)運(yùn)動(dòng)引起的氣動(dòng)系數(shù);CiGE為地效引起的氣動(dòng)系數(shù);CiCF為構(gòu)型變化所引起的氣動(dòng)系數(shù);CiES為外掛物引起的氣動(dòng)系數(shù)。

圖1 方向舵故障飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型建模思路Fig.1 Flight dynamics modeling methods of aircraft with the rudder fallen off

在整個(gè)飛行包線范圍內(nèi),氣動(dòng)力和力矩通常采用非線性系數(shù)形式。系數(shù)包括升力系數(shù)、阻力系數(shù)和側(cè)力系數(shù)，以及俯仰力矩系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和偏航力矩系數(shù)。氣動(dòng)系數(shù)一般是飛行狀態(tài)、迎角、側(cè)滑角、操縱面偏轉(zhuǎn)角的函數(shù)[1，5]。當(dāng)某型飛機(jī)方向舵發(fā)生脫落故障時(shí),氣動(dòng)系數(shù)基本項(xiàng)會(huì)產(chǎn)生一個(gè)增量ΔCi0(H,α,β,Ma),并且方向舵偏轉(zhuǎn)引起的氣動(dòng)系數(shù)增量為零;當(dāng)某型飛機(jī)的方向舵發(fā)生卡滯故障時(shí),方向舵偏轉(zhuǎn)引起的氣動(dòng)系數(shù)為一常值;當(dāng)某型飛機(jī)方向舵發(fā)生松浮故障時(shí),發(fā)生故障的方向舵偏轉(zhuǎn)角近似為側(cè)滑角[4]。氣動(dòng)系數(shù)的數(shù)學(xué)模型如下：

Ci=Ci0(α,β,Ma)+k1ΔCi0(H,α,β,Ma)+

k2Cir(α,δr)+CiGE+CiLG+CiOC

(2)

式中:k1為氣動(dòng)系數(shù)基本項(xiàng)影響因子;k2為方向舵偏轉(zhuǎn)引起的氣動(dòng)系數(shù)的影響因子;δr為方向舵偏度；CiOC為除方向舵外其他操縱面偏轉(zhuǎn)引起的氣動(dòng)系數(shù)。

2 氣動(dòng)數(shù)據(jù)的獲取

2.1 靜力系數(shù)

本文建立氣動(dòng)力模型所需的氣動(dòng)數(shù)據(jù),大部分已通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)獲得。方向舵脫落所引起的氣動(dòng)系數(shù)基本項(xiàng)增量,需通過(guò)CFD方法計(jì)算得到。將原機(jī)和方向舵脫落飛機(jī)的三維模型分別帶入到CFD求解器中,計(jì)算得出氣動(dòng)力之差就是方向舵脫落前后的氣動(dòng)力損失。

利用ANSYS ICEM CFD網(wǎng)格劃分軟件,生成非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,在機(jī)身表面進(jìn)行加密處理。

求解方程為守恒形式的N-S方程:

(3)

式中:U,F,G,H和J均為列向量。有:

采用有限體積法離散控制方程,其空間離散網(wǎng)格采用四面體網(wǎng)格。定義來(lái)流為可壓縮的理想氣體,湍流模型采用k-ω模型。

(4)

飛機(jī)表面采用固壁無(wú)滑邊界,來(lái)流馬赫數(shù)和方向、靜壓根據(jù)飛機(jī)使用狀態(tài)來(lái)確定,流場(chǎng)邊界設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)。

2.2 方向舵脫落對(duì)偏航阻尼的影響

假設(shè)氣流以正側(cè)滑流過(guò)垂尾(βvt>0),同時(shí)受翼身融合體渦系的影響,將產(chǎn)生側(cè)偏,用側(cè)洗角σ表示,且當(dāng)側(cè)洗速度沿Oy軸正向時(shí),σ為正值。垂尾處的側(cè)滑角為:

βvt=(1-?σ/?β)β

(5)

作用在垂尾上的偏航力矩系數(shù)可以表示為:

(6)

式中:Avt=Svtlvt/(Sb)為垂尾靜面矩系數(shù)。對(duì)β求導(dǎo):

(7)

(8)

故偏航阻尼與垂尾的面積成正比,安定面占垂尾面積的百分比為λr≈0.773,即方向舵脫落飛機(jī)的偏航阻尼系數(shù)為原機(jī)的0.773倍。

3 人在環(huán)的側(cè)風(fēng)著陸仿真及駕駛員負(fù)荷分析

3.1 側(cè)風(fēng)著陸仿真

由于方向舵脫落,橫向靜穩(wěn)定性降低,方向舵脫落后飛機(jī)在側(cè)風(fēng)下的響應(yīng)要比原機(jī)劇烈[6]。在本文研究過(guò)程中,進(jìn)行了多組人在環(huán)的側(cè)風(fēng)著陸試驗(yàn)，在不同側(cè)風(fēng)和操縱下，飛機(jī)響應(yīng)大致相同[7-8]。

限于篇幅,本文選取某型飛機(jī)抗側(cè)風(fēng)極限30 kn作為研究對(duì)象,風(fēng)向90°。在30 kn側(cè)風(fēng)下,由于風(fēng)速較大,飛機(jī)航跡較難控制,因此在著陸過(guò)程中,通常使用側(cè)滑-偏航結(jié)合法進(jìn)行側(cè)風(fēng)著陸。為了方便比較和分析,原機(jī)在進(jìn)行側(cè)風(fēng)著陸時(shí)同樣采用側(cè)滑-偏航結(jié)合法。由于風(fēng)速較快,偏流角在10.6°以上。側(cè)風(fēng)響應(yīng)曲線如圖2～圖4所示。

圖2 橫航向響應(yīng)Fig.2 Lateral and directional responses

圖3 縱向響應(yīng)Fig.3 Longitudinal responses

圖4 下滑軌跡Fig.4 Gliding trajectories

3.2 駕駛員負(fù)荷分析

駕駛員的俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航操縱功率譜密度如圖5所示。由圖可知,在30 kn側(cè)風(fēng)中,方向舵脫落后飛機(jī)未操縱腳蹬,而原機(jī)會(huì)采用腳蹬來(lái)修正航向,故原機(jī)負(fù)荷較大。俯仰操縱頻率維持在0～0.2 Hz,操縱次數(shù)明顯增多;滾轉(zhuǎn)操縱的頻率較原機(jī)增大,方向舵脫落后飛機(jī)的操縱速率加快,并且小幅滾轉(zhuǎn)操作較多。

圖5 駕駛員俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航操縱功率譜密度Fig.5 Power spectral density of pilot’s longitudinal,lateral and directional control

4 結(jié)束語(yǔ)

本文以某型飛機(jī)為研究對(duì)象,建立了某型飛機(jī)方向舵卡滯、松浮及脫落故障的動(dòng)力學(xué)模型,并在飛行模擬器上進(jìn)行了速度30 kn、側(cè)風(fēng)90°下的著陸仿真試驗(yàn),驗(yàn)證了該數(shù)學(xué)模型的準(zhǔn)確性,并在此基礎(chǔ)上研究了駕駛員的操縱負(fù)荷。

發(fā)生方向舵脫落故障的飛機(jī)側(cè)風(fēng)著陸駕駛方法總結(jié)如下:當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入五邊并開始下滑,先采用航向、法向、側(cè)風(fēng)來(lái)向壓坡度轉(zhuǎn)彎,使空速方向和機(jī)頭方向同時(shí)改變。航向角的改變量要與偏流角一致,使飛機(jī)航跡保持預(yù)定方向；然后回盤回舵,使飛機(jī)不帶側(cè)滑和坡度,保持飛機(jī)航跡對(duì)準(zhǔn)預(yù)定下降點(diǎn)下降。在著陸前的瞬間,如果操縱桿過(guò)量,會(huì)使飛機(jī)同時(shí)帶有小量滾轉(zhuǎn)，所以要協(xié)調(diào)桿和油門以控制飛機(jī)以平穩(wěn)姿態(tài)下滑。

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(編輯：方春玲)

Modeling of aircraft rudder faults and simulation of landing in crosswind

LUO Dong-chao, YUAN Dong, LIU Chao, WANG Wen-xing

(AVIC Aeronautical Science and Technology Key Laboratory of Flight Simulation, Xi’an 710089, China)

Based on the data of wind tunnel experiments and CFD, the model of some aircraft’s rudder faults is built, such as loosing, jamming and falling off of each rudder. By conducting pilot-in-loop simulation tests with the rudder falling off using a high-level flight simulator, this paper verifies the accuracy of the model. The fault models matching the crosswind response are also given. In the end, this paper discusses the safety of landing and pilot load in the crosswind with the rudder failed.

modeling of faults; landing in crosswind; simulation; pilot load

2016-03-15;

2016-08-11;

時(shí)間:2016-09-22 14:55

雒東超(1990-)，男，遼寧朝陽(yáng)人，碩士，研究方向?yàn)轱w行動(dòng)力學(xué)建模與飛行控制。

V212.1

A

1002-0853(2016)06-0082-04