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    慣量特性對(duì)飛機(jī)尾旋特性及改出的影響研究

    2020-01-08 07:26:32段義乾韓濤鋒馬經(jīng)忠
    教練機(jī) 2019年4期
    關(guān)鍵詞:平尾升降舵慣量

    段義乾,韓濤鋒,楊 廣,馬經(jīng)忠

    (航空工業(yè)洪都,江西 南昌,330024)

    0 引言

    尾旋是飛機(jī)的一種特殊的、危險(xiǎn)的、非正常飛行狀態(tài),也是飛機(jī)的極限飛行狀態(tài)之一。從人類最早嘗試飛行開始,失速/尾旋事故就一直困擾著各種飛機(jī)的發(fā)展。盡管人們一直在探索防止飛機(jī)失速/尾旋的措施,但目前還不能保證飛機(jī)在任何情況下都不會(huì)進(jìn)入尾旋。因此,研究飛機(jī)的尾旋特性及其影響因素,獲得可靠的尾旋改出方法,一直是飛機(jī)設(shè)計(jì)過程中一項(xiàng)非常重要的研究工作。

    尾旋運(yùn)動(dòng)的機(jī)理是氣動(dòng)力矩和慣性力矩的平衡,尾旋改出則是打破該平衡狀態(tài)。由于各種飛機(jī)的氣動(dòng)布局和質(zhì)量分布不同,其氣動(dòng)特性和慣量也不同,因此各自的尾旋特性和尾旋改出方法也各有差異。20世紀(jì)40年代,美國(guó)NASA曾針對(duì)重心位置、質(zhì)量分布等因素對(duì)飛機(jī)尾旋特性的影響進(jìn)行了大量的研究[1-4],研究結(jié)果表明,飛機(jī)的質(zhì)量分布對(duì)尾旋特性和改出特性有重大影響。國(guó)內(nèi)方面,20世紀(jì)90年代以來,借助空中模型自由飛試驗(yàn)和垂直風(fēng)洞自由飛試驗(yàn),針對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)和大型民機(jī)開展了重心位置對(duì)尾旋特性及改出特性影響的研究[5-6];文獻(xiàn)[7]分析了慣性交感力矩對(duì)采用細(xì)長(zhǎng)機(jī)身和中小展弦比機(jī)翼布局的現(xiàn)代飛機(jī)的尾旋特性的影響,但國(guó)內(nèi)針對(duì)慣量特性對(duì)尾旋特性影響的研究偏少。

    本文從尾旋運(yùn)動(dòng)的機(jī)理和慣性力矩產(chǎn)生的物理原因出發(fā),通過研究質(zhì)量分布對(duì)慣性力矩的影響,分析了慣量特性對(duì)飛機(jī)尾旋特性及尾旋改出操縱方法的影響。

    1 尾旋運(yùn)動(dòng)機(jī)理

    尾旋是飛機(jī)在同時(shí)相對(duì)于它的三個(gè)體軸旋轉(zhuǎn)的自轉(zhuǎn)狀態(tài)下,沿小半徑陡的下降的螺旋軌跡的自發(fā)運(yùn)動(dòng)。失速后機(jī)翼產(chǎn)生自轉(zhuǎn)是飛機(jī)發(fā)生尾旋的主要原因。當(dāng)飛機(jī)迎角超過失速迎角后,機(jī)翼表面氣流出現(xiàn)嚴(yán)重分離,升力隨迎角增大呈下降趨勢(shì)。當(dāng)出現(xiàn)擾動(dòng)或偏轉(zhuǎn)副翼導(dǎo)致飛機(jī)有繞縱軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí),上升半翼的迎角減小,下沉半翼的迎角增大,所產(chǎn)生的氣動(dòng)力矩將加速飛機(jī)的滾轉(zhuǎn),稱為“機(jī)翼自轉(zhuǎn)”。由于飛機(jī)在大迎角狀態(tài),因此飛機(jī)的“自轉(zhuǎn)”運(yùn)動(dòng)并不僅是繞飛機(jī)體軸的橫向滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng),而是橫、航向耦合的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng),繞體軸的滾轉(zhuǎn)和偏航則會(huì)產(chǎn)生慣性俯仰力矩使飛機(jī)抬頭。當(dāng)達(dá)到某個(gè)特定的旋轉(zhuǎn)速率和迎角時(shí),慣性俯仰抬頭力矩與氣動(dòng)低頭力矩達(dá)到平衡狀態(tài),慣性旋轉(zhuǎn)力矩與氣動(dòng)阻尼力矩達(dá)到平衡狀態(tài),則飛機(jī)進(jìn)入穩(wěn)定尾旋狀態(tài),如圖1所示。需要說明的是,該平衡狀態(tài)是一個(gè)動(dòng)態(tài)平衡,飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)(迎角、側(cè)滑角、旋轉(zhuǎn)速率等)是在動(dòng)態(tài)變化的,若俯仰力矩平衡和旋轉(zhuǎn)力矩的平衡無法同時(shí)獲得,就會(huì)發(fā)生不穩(wěn)定尾旋,如“落葉飄”。

    圖1 穩(wěn)態(tài)尾旋形成過程

    為說明產(chǎn)生繞三個(gè)軸的慣性力矩的物理原因,把飛機(jī)的質(zhì)量分布簡(jiǎn)化為沿縱軸集中于A1、A2兩點(diǎn),沿立軸集中于B1、B2兩點(diǎn),沿橫軸集中于C1、C2兩點(diǎn),如圖2所示。飛機(jī)同時(shí)出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)和偏航,導(dǎo)致慣性俯仰力矩。如圖2所示,當(dāng)飛機(jī)右滾、右偏航時(shí),飛機(jī)實(shí)際是繞著合角速度ω旋轉(zhuǎn),此時(shí)質(zhì)量A1、A2產(chǎn)生的慣性離心力FA1、FA2對(duì)橫軸形成慣性上仰力矩,質(zhì)量B1、B2產(chǎn)生的慣性離心力FB1、FB2對(duì)橫軸形成慣性低頭力矩。上述兩個(gè)力矩之和就是飛機(jī)繞橫軸的慣性俯仰力矩MI。同理,飛機(jī)同時(shí)出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)和俯仰,導(dǎo)致慣性偏航力矩NI;飛機(jī)同時(shí)出現(xiàn)俯仰和偏航,導(dǎo)致慣性滾轉(zhuǎn)力矩LI。

    作用在飛機(jī)上的完整慣性力矩表達(dá)式可直接由飛機(jī)動(dòng)力學(xué)方程組力矩方程慣性項(xiàng)寫出,表達(dá)式如式(1):

    式中:p、q、r分別為飛機(jī)繞三個(gè)機(jī)體軸的旋轉(zhuǎn)角速度。從式(1)可以看出,慣性力矩的大小和方向,與飛機(jī)的慣量特性密切相關(guān)。

    圖2 慣性力矩產(chǎn)生的物理原因

    2 慣量特性對(duì)尾旋特性的影響

    慣量特性對(duì)飛機(jī)尾旋特性的影響,是通過慣性力矩的作用產(chǎn)生的。為研究慣性力矩對(duì)尾旋特性的影響,先介紹尾旋運(yùn)動(dòng)中的旋轉(zhuǎn)角速度分解。尾旋旋轉(zhuǎn)總角速率ω,飛機(jī)迎角α,坡度γ,沿機(jī)體軸旋轉(zhuǎn)角速度分量如式(2):

    2.1 慣性滾轉(zhuǎn)力矩

    在俯仰角速率上疊加一個(gè)偏航運(yùn)動(dòng),將產(chǎn)生一個(gè)慣性滾轉(zhuǎn)力矩,飛機(jī)的慣性滾轉(zhuǎn)力矩表達(dá)式如式(3)所示:

    由于飛機(jī)分布于橫向的質(zhì)量比垂直方向的大,該力矩將對(duì)抗機(jī)翼傾斜。發(fā)生尾旋時(shí),產(chǎn)生一個(gè)正穩(wěn)定性。

    2.2 慣性俯仰力矩

    飛機(jī)的慣性俯仰力矩表達(dá)式如式(4)所示:

    當(dāng)飛機(jī)存在旋轉(zhuǎn)速率時(shí),就存在慣性俯仰力矩。由于飛機(jī)的長(zhǎng)度大于高度,通常Iz>Ix,因此一般產(chǎn)生慣性抬頭力矩。在失速迎角附近,飛機(jī)可能會(huì)出現(xiàn)縱向安定性降低,甚至喪失。因此當(dāng)飛機(jī)出現(xiàn)“自轉(zhuǎn)”現(xiàn)象時(shí),產(chǎn)生的慣性抬頭會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)抬頭,迎角進(jìn)一步增大。

    飛機(jī)在大迎角范圍,氣動(dòng)俯仰力矩一般為低頭力矩。隨著飛機(jī)旋轉(zhuǎn)速率的增加,慣性抬頭力矩增大。當(dāng)慣性抬頭力矩與氣動(dòng)俯仰力矩達(dá)到平衡時(shí),形成穩(wěn)定尾旋。由此可得尾旋的旋轉(zhuǎn)速度:

    若在大迎角范圍,飛機(jī)升降舵(平尾)仍具有效率,則升降舵(平尾)上偏時(shí),產(chǎn)生抬頭的氣動(dòng)力矩,為保持俯仰力矩平衡,尾旋旋轉(zhuǎn)速率降低;反之,升降舵下偏時(shí),產(chǎn)生低頭的氣動(dòng)力矩,為保持俯仰力矩平衡,尾旋旋轉(zhuǎn)速率增加。

    圖3給出了某飛機(jī)不同平尾偏度下垂直風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)結(jié)果。由于該飛機(jī)在大迎角下平尾仍具有一定的操縱效率,平尾后緣上偏時(shí),可產(chǎn)生一定的抬頭力矩。因此,平尾向上滿偏狀態(tài)下,其尾旋旋轉(zhuǎn)速率遠(yuǎn)低于平尾中立狀態(tài)。

    2.3 慣性偏航力矩

    飛機(jī)的慣性偏航力矩表達(dá)式如式(6)所示:

    圖3 某飛機(jī)不同平尾偏度下尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果

    圖4 不同質(zhì)量分布飛機(jī)的慣性偏航力矩在尾旋中的作用

    當(dāng)飛機(jī)出現(xiàn)坡度時(shí),俯仰角速率也會(huì)與滾轉(zhuǎn)角速率結(jié)合,產(chǎn)生一個(gè)慣性偏航力矩。假設(shè)內(nèi)翼向下時(shí),質(zhì)量主要分布于機(jī)身的慣性力矩與尾旋方向相反,質(zhì)量主要分布于機(jī)翼的慣性力矩與尾旋方向相同,如圖4所示??梢?,慣性偏航力矩的方向,取決于飛機(jī)慣性分布和機(jī)翼傾斜方向,見表1。

    表1 慣性偏航力矩與質(zhì)量分布的關(guān)系

    3 慣量特性對(duì)尾旋改出方法的影響

    尾旋改出是要打破氣動(dòng)力矩與慣性力矩的平衡狀態(tài),制止飛機(jī)的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng),將迎角降低至失速迎角以內(nèi),使飛機(jī)恢復(fù)至可控飛行狀態(tài)。飛機(jī)一般需借用各操縱舵面的偏轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的力矩,來改出尾旋。飛機(jī)的慣量特性不同,尾旋改出時(shí)所采用的舵面偏轉(zhuǎn)方向可能會(huì)存在差異。本節(jié)從各舵面在尾旋改出時(shí)的作用出發(fā),研究慣量特性對(duì)尾旋改出方法的影響。

    3.1 方向舵

    飛機(jī)尾旋改出,最重要的是制止飛機(jī)的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng),方向舵是飛機(jī)產(chǎn)生偏航力矩的主要操縱舵面,因此尾旋改出通常要求蹬反舵,產(chǎn)生阻止飛機(jī)旋轉(zhuǎn)的阻尼力矩。

    現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的氣動(dòng)布局及質(zhì)量分布導(dǎo)致其尾旋一般為平尾旋,尾旋平均迎角通常在60°以上,甚至達(dá)80°~90°。在該迎角范圍,方向舵的效率一般會(huì)出現(xiàn)明顯下降,甚至喪失。所以,現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)生尾旋時(shí),通常需借用其他舵面來產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)阻尼力矩,用以制止旋轉(zhuǎn),改出尾旋。

    3.2 升降舵(平尾)

    升降舵(平尾)的偏轉(zhuǎn),主要產(chǎn)生俯仰力矩。使飛機(jī)低頭,降低迎角至失速迎角以內(nèi),是尾旋改出的重要環(huán)節(jié)之一,這需要借助升降舵(平尾)來實(shí)現(xiàn)。若升降舵(平尾)產(chǎn)生的低頭力矩足夠強(qiáng)勁,可以迅速打破旋轉(zhuǎn)平衡,迫使飛機(jī)改出。

    但由于升降舵(平尾)的偏轉(zhuǎn),同時(shí)會(huì)對(duì)慣性力矩產(chǎn)生影響,從而影響升降舵(平尾)在尾旋改出時(shí)的作用。推桿產(chǎn)生低頭俯仰角速率及相應(yīng)的外翼下傾現(xiàn)象,這將產(chǎn)生一個(gè)慣性偏航力矩,該慣性偏航力矩的方向與飛機(jī)的質(zhì)量分布有關(guān)(見表2)。若飛機(jī)質(zhì)量主要分布于機(jī)翼時(shí),Iy<Ix,則該力矩為反尾旋方向,推桿有利于改出尾旋;若飛機(jī)質(zhì)量主要分布于機(jī)身時(shí),Iy>Ix,則力矩順反尾旋方向,推桿將增大旋轉(zhuǎn)角速度,不利于尾旋改出。

    表2 不同質(zhì)量分布情況下升降舵(平尾)偏轉(zhuǎn)對(duì)尾旋特性的影響

    3.3 副翼

    副翼同時(shí)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩,分別從慣性力矩和氣動(dòng)力矩兩個(gè)方面對(duì)尾旋造成影響。

    副翼產(chǎn)生的偏航力矩,直接作用于飛機(jī),這將加速飛機(jī)的旋轉(zhuǎn)或?qū)πD(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生阻尼。對(duì)于現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī),由于在大迎角區(qū)域方向舵效率急劇下降,副翼產(chǎn)生的偏航力矩是影響飛機(jī)尾旋的一個(gè)重要因素。其次,副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)角速率,和俯仰角速率耦合產(chǎn)生慣性偏航力矩,對(duì)尾旋產(chǎn)生的作用,取決于飛機(jī)的質(zhì)量分布(Iy與Ix的關(guān)系),如表3所示。

    表3 不同質(zhì)量分布情況下副翼偏轉(zhuǎn)對(duì)尾旋特性的影響

    綜上所述,飛機(jī)的慣量特性對(duì)其尾旋改出方法的影響主要表現(xiàn)為升降舵(平尾)和副翼在尾旋改出時(shí)的作用的差異。Iy與Ix的大小關(guān)系不同,升降舵(平尾)和副翼在尾旋改出時(shí)甚至可能產(chǎn)生相反的作用。

    對(duì)于現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)而言,其質(zhì)量分布特點(diǎn)一般為Iy>Ix。若其尾旋改出時(shí)需要借助升降舵(平尾)和副翼的力量,則一般需進(jìn)行壓順桿和延遲推桿的操縱。

    4 結(jié)論

    本文分析總結(jié)了不同質(zhì)量分布情況下飛機(jī)的慣量特性對(duì)尾旋特性及尾旋改出操縱的影響,可以得出以下結(jié)論:

    1)慣量特性通過影響慣性力矩的大小和方向,對(duì)飛機(jī)的尾旋特性產(chǎn)生影響。其中,滾轉(zhuǎn)力矩產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)阻尼作用,抑制飛機(jī)自轉(zhuǎn);慣性俯仰力矩主要影響飛機(jī)尾旋的旋轉(zhuǎn)速度;慣性偏航力矩的作用則與飛機(jī)質(zhì)量主要分布于機(jī)身還是機(jī)翼有關(guān)。

    2)飛機(jī)的慣量特性對(duì)其尾旋改出方法的影響主要表現(xiàn)為升降舵(平尾)和副翼在尾旋改出時(shí)的作用的差異。Iy與Ix的大小關(guān)系不同,升降舵(平尾)和副翼在尾旋改出時(shí)甚至可能產(chǎn)生相反的作用。

    3)飛機(jī)質(zhì)量分布對(duì)慣性力矩和舵面偏度規(guī)律的影響機(jī)理具有物理普適性,所以對(duì)于飛機(jī)方案階段的尾旋特性及改出特性設(shè)計(jì)具有重要的指導(dǎo)意義。

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