俄羅斯飛機(jī)模型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)與失速/過(guò)失速模態(tài)研究回顧

顏 巍

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

0 引言

飛機(jī)的飛行力學(xué)特性是由牛頓第二定律所決定的：即F=m×a，這里加速度“a”綜合了氣動(dòng)力(升力和阻力)、發(fā)動(dòng)機(jī)推力等，表征了飛機(jī)的氣動(dòng)特性，質(zhì)量“m”糅合了飛機(jī)的質(zhì)量與質(zhì)量分布因素，表征了飛機(jī)的慣性特性，所以飛機(jī)的飛行力學(xué)特性由空氣相對(duì)運(yùn)動(dòng)所作用在機(jī)體表面的氣動(dòng)力特性和由飛機(jī)自身所固有的慣性力特性綜合決定，如圖1所示。

圖1 氣動(dòng)力與慣性力的相互作用

飛機(jī)在小攻角條件下直線穩(wěn)態(tài)飛行，飛機(jī)的氣動(dòng)特性取決于飛機(jī)的氣動(dòng)布局、氣動(dòng)外形、飛行高度、飛行速度等。在正常使用范圍內(nèi)，即使飛機(jī)本體短暫地受到外界的小范圍擾動(dòng)，其本體一般也具備抗拒擾動(dòng)的能力，所以其氣動(dòng)力能夠與模擬飛行雷諾數(shù)、相似馬赫數(shù)的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果基本一致，此時(shí)飛機(jī)本體的慣性特性并不完全展露；但當(dāng)飛機(jī)處于臨界攻角附近或超過(guò)/大大超過(guò)臨界攻角時(shí)，由于飛機(jī)已無(wú)法保持直線穩(wěn)態(tài)飛行，飛機(jī)質(zhì)量特性對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)特性的影響開(kāi)始展現(xiàn)，即本體慣性特性(質(zhì)量分布)促使繞飛機(jī)體軸系下三軸的振蕩逐漸明顯，并伴隨著不同強(qiáng)-弱交替的慣性交感運(yùn)動(dòng)。即使通過(guò)增壓風(fēng)洞/低溫風(fēng)洞獲得模擬飛行雷諾數(shù)、相似馬赫數(shù)條件下的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，但由于沒(méi)有引入(模擬)飛機(jī)的質(zhì)量特性，其臨界攻角附近，超臨界攻角條件下的數(shù)據(jù)已不能呈現(xiàn)真實(shí)的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)特性，所模擬的過(guò)渡過(guò)程是有缺陷的[1]。

動(dòng)態(tài)試驗(yàn)(模型自由飛試驗(yàn))是研究空氣動(dòng)力學(xué)與飛行力學(xué)的三大手段之一，通過(guò)模型自由飛試驗(yàn)可以獲得在臨界攻角附近(失速)，超臨界攻角條件下(過(guò)失速)真實(shí)的飛機(jī)動(dòng)態(tài)失速/過(guò)失速(尾旋)特性與完整的過(guò)渡過(guò)程[2]。

本文重點(diǎn)回顧了前蘇聯(lián)/俄羅斯各飛機(jī)設(shè)計(jì)局利用動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)對(duì)飛機(jī)失速、過(guò)失速(尾旋)的研究。

1 本文所涉及的前蘇聯(lián)/俄羅斯各飛機(jī)設(shè)計(jì)局所設(shè)計(jì)的飛機(jī)介紹

前蘇聯(lián)/俄羅斯的飛機(jī)設(shè)計(jì)流程分為四個(gè)階段[3]：

1)航空工業(yè)部按照需求下達(dá)飛機(jī)研制任務(wù)；

2)飛機(jī)設(shè)計(jì)局進(jìn)行飛機(jī)設(shè)計(jì)；

3)風(fēng)洞試驗(yàn)機(jī)構(gòu)進(jìn)行飛機(jī)模型風(fēng)洞試驗(yàn)研究；

4)飛行試驗(yàn)機(jī)構(gòu)進(jìn)行最終試飛鑒定。

下面對(duì)本文所涉及的飛機(jī)進(jìn)行簡(jiǎn)要的介紹：

Tu-334是由圖波列夫設(shè)計(jì)局于1990年設(shè)計(jì)并制造的中型客機(jī)，Tu-334為高平尾尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)布局，機(jī)身為T(mén)u-204客機(jī)的縮短版本，采用兩臺(tái)扎波羅什-進(jìn)步設(shè)計(jì)局研制的D-436T-1渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，飛機(jī)的最大起飛重量為48 t。

IL-62是由伊留申設(shè)計(jì)局于1962年開(kāi)始設(shè)計(jì)并制造的大型遠(yuǎn)程客機(jī)，可不經(jīng)空中加油從莫斯科直飛紐約，IL-62為高平尾尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)布局，采用四臺(tái)庫(kù)茲涅佐夫設(shè)計(jì)局研制的HK-8渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，飛機(jī)的最大起飛重量為165 t。

IL-114是由伊留申設(shè)計(jì)局于1982年設(shè)計(jì)并制造的中型客機(jī)，IL-114為常規(guī)雙發(fā)螺旋槳布局，采用兩臺(tái)克里莫夫設(shè)計(jì)局研制的TV7-117渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，飛機(jī)的最大起飛重量為21 t。

YaK-130是由雅科夫列夫設(shè)計(jì)局于上世紀(jì)末設(shè)計(jì)并制造的高級(jí)教練機(jī)，雙發(fā)常規(guī)布局，并具備一定的作戰(zhàn)能力，采用兩臺(tái)伊夫琴科-進(jìn)步設(shè)計(jì)局研制的AL-222-25渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，飛機(jī)的最大起飛重量為10.3 t。

MC-21是由雅科夫列夫設(shè)計(jì)局于2010年前后開(kāi)始設(shè)計(jì)并制造的大型客機(jī)，MC-21為常規(guī)下單翼翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)布局，采用兩臺(tái)俄羅斯聯(lián)合發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán)提供的PD-14渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，飛機(jī)的最大起飛重量為73 t。

Su-27是由蘇霍伊設(shè)計(jì)局于20世紀(jì)70年代設(shè)計(jì)并制造的第三代重型戰(zhàn)斗機(jī)，常規(guī)雙垂尾布局，采用兩臺(tái)留里卡-土星設(shè)計(jì)局研制的AL-31F渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，飛機(jī)的最大起飛重量為33 t。

Su-47是由蘇霍伊設(shè)計(jì)局于20世紀(jì)90年代開(kāi)始設(shè)計(jì)并制造的驗(yàn)證飛機(jī)，Su-47為前掠翼布局，采用兩臺(tái)留里卡-土星公司研制的AL-41F渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，飛機(jī)的最大起飛重量為34 t。

SSJ-100是由蘇霍伊設(shè)計(jì)局于2000年前后開(kāi)始設(shè)計(jì)并制造的中型客機(jī)，SSJ-100為常規(guī)下單翼翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)布局，采用兩臺(tái)留里卡-土星設(shè)計(jì)局的SaM146渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，飛機(jī)的最大起飛重量為46 t。

Mig-29是由米高揚(yáng)設(shè)計(jì)局于20世紀(jì)60年代末設(shè)計(jì)并制造的第三代重型戰(zhàn)斗機(jī)，常規(guī)雙垂尾布局，采用兩臺(tái)克里莫夫設(shè)計(jì)局研制的RD-33渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，飛機(jī)的最大起飛重量為20 t。

Mig-1.44是由米高揚(yáng)設(shè)計(jì)局于1983年前后開(kāi)始設(shè)計(jì)并制造的隱身戰(zhàn)斗機(jī)，Mig-1.44為鴨式布局，采用兩臺(tái)留里卡-土星公司研制的AL-41F渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，飛機(jī)的最大起飛重量為35 t。

An-124是由安東諾夫設(shè)計(jì)局于1972年開(kāi)始設(shè)計(jì)并制造的重型運(yùn)輸飛機(jī)，An-124為上單翼翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)低平尾布局，采用四臺(tái)扎波羅什-進(jìn)步設(shè)計(jì)局設(shè)計(jì)的TRDD D-18T大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，飛機(jī)的最大起飛重量為405 t。

An-148是由安東諾夫設(shè)計(jì)局于2001年設(shè)計(jì)并制造的中型客機(jī)，An-148為上單翼翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)高平尾布局，采用兩臺(tái)扎波羅什-進(jìn)步設(shè)計(jì)局設(shè)計(jì)的D-436-148渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，飛機(jī)的最大起飛重量為40 t。

2 動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的模擬飛行階段

飛機(jī)在進(jìn)行失速試飛時(shí)，試飛員通過(guò)拉桿將飛機(jī)帶入失速狀態(tài)，當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入過(guò)失速區(qū)域時(shí)，由于升力系數(shù)的下降與左、右機(jī)翼的不對(duì)稱(chēng)流動(dòng)使得飛機(jī)出現(xiàn)非指令的機(jī)翼自轉(zhuǎn)現(xiàn)象，自轉(zhuǎn)現(xiàn)象是飛機(jī)初始尾旋的征兆，如果不加干預(yù)，在俯仰與滾轉(zhuǎn)的耦合運(yùn)動(dòng)下飛機(jī)開(kāi)始出現(xiàn)明顯的非指令偏航運(yùn)動(dòng)，經(jīng)過(guò)一段時(shí)間的發(fā)展直至穩(wěn)定尾旋狀態(tài)[4]。

對(duì)于研究飛機(jī)的動(dòng)態(tài)失速-偏離模態(tài)，采用水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)可以研究，其模擬的范圍如圖2 a)所示，在前蘇聯(lián)/俄羅斯的科研記錄里，沒(méi)有采用該試驗(yàn)技術(shù)的任何記錄。

對(duì)于研究飛機(jī)的動(dòng)態(tài)過(guò)失速(尾旋)特性，采用尾旋風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)或旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)技術(shù)可以研究，其模擬的范圍如圖2 b)所示，在前蘇聯(lián)/俄羅斯的科研記錄里，該項(xiàng)試驗(yàn)在TsAGI進(jìn)行。

對(duì)于研究飛機(jī)的失速-偏離-尾旋-改出的全過(guò)程，采用大氣環(huán)境模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)可以研究，其模擬的范圍如圖2 c)所示，在前蘇聯(lián)/烏克蘭的科研記錄里，該項(xiàng)試驗(yàn)由烏克蘭哈爾科夫航空技術(shù)研究所牽頭進(jìn)行。

a)水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)?zāi)M范圍

b)尾旋風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)?zāi)M范圍

c)大氣環(huán)境模型自由飛試驗(yàn)?zāi)M范圍圖2 不同動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的模擬飛行階段

3 飛機(jī)失速/過(guò)失速特性與風(fēng)洞試驗(yàn)

前蘇聯(lián)/俄羅斯進(jìn)行動(dòng)態(tài)失速/過(guò)失速研究在TsAGI的T-105 Ф4.5 m尾旋風(fēng)洞進(jìn)行，分為兩類(lèi)試驗(yàn)：風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)和旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)[5]。

戰(zhàn)斗機(jī)、殲擊機(jī)、教練機(jī)在飛行中有過(guò)失速機(jī)動(dòng)的戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作和特種飛行訓(xùn)練的要求，按照軍用航空條例強(qiáng)制要求進(jìn)行尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)，如圖3～圖4所示。通過(guò)尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)確定飛機(jī)的尾旋模態(tài)與最佳改出方式。

商用旅客機(jī)在商業(yè)運(yùn)營(yíng)中不允許進(jìn)行大攻角失速/過(guò)失速飛行，在鑒定試飛中進(jìn)行失速演示，但不進(jìn)行尾旋試飛，但飛機(jī)研制單位仍然對(duì)過(guò)失速(尾旋)特性進(jìn)行研究，目的在于摸清飛機(jī)的過(guò)失速模態(tài)，將潛在的不利因素充分的挖掘，針對(duì)不安全因素提出正確的處置方式，給試飛員以足夠的試飛信心。部分商用旅客機(jī)的尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)如圖5～圖10所示。

圖3 Mig-29和Su-27戰(zhàn)斗機(jī)的旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)

a)自由飛尾旋試驗(yàn)

b)旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)圖4 Yak-130教練機(jī)尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)

圖5 IL-62大型客機(jī)自由飛尾旋試驗(yàn)

圖6 IL-114中型客機(jī)自由飛尾旋試驗(yàn)

圖7 An-148中型客機(jī)自由飛尾旋試驗(yàn)

圖8 Tu-334中型客機(jī)自由飛尾旋試驗(yàn)

圖9 SSJ-100支線客機(jī)旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)

a)自由飛尾旋試驗(yàn)

b)旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)圖10 MC-21大型客機(jī)尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)

除以上兩種過(guò)失速(尾旋)試驗(yàn)方式外，SibNIA的T-203低速風(fēng)洞利用了風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)研究了飛機(jī)的穩(wěn)定尾旋特性[6-7]，如圖11所示。

圖11 Su-27戰(zhàn)斗機(jī)模型虛擬飛行試驗(yàn)

通過(guò)以上這些對(duì)飛機(jī)的最嚴(yán)酷狀態(tài)下進(jìn)行的研究，確定了飛機(jī)在某種最嚴(yán)酷狀態(tài)下的飛行模態(tài)，以及是否具有改出該嚴(yán)酷狀態(tài)的能力。但這種研究方法的缺點(diǎn)是，這些嚴(yán)酷狀態(tài)的建立是人為的，并非飛機(jī)自然失速后所發(fā)生的連續(xù)現(xiàn)象的結(jié)果，所以缺少進(jìn)入階段的數(shù)據(jù)，對(duì)于飛機(jī)動(dòng)態(tài)失速/過(guò)失速的研究并不完整。

4 大氣環(huán)境模型自由飛試驗(yàn)

大氣環(huán)境模型自由飛試驗(yàn)是檢驗(yàn)飛機(jī)失速-過(guò)失速(尾旋)特性完整過(guò)程的動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)。通過(guò)該項(xiàng)試驗(yàn)可以考察飛機(jī)的失速模態(tài)、偏離特性、過(guò)失速尾旋特性、以及飛機(jī)失速/尾旋的改出能力。在前蘇聯(lián)航空歷史上采用了火箭助推式和母機(jī)帶飛式兩種技術(shù)進(jìn)行模型自由飛試驗(yàn)。哈爾科夫航空技術(shù)研究所擅長(zhǎng)采用火箭助推式進(jìn)行模型自由飛試驗(yàn)[8]，如圖12所示。

a)Su-27戰(zhàn)斗機(jī)模型

b)火箭助推自由飛試驗(yàn)圖12

通過(guò)火箭助推模型自由飛試驗(yàn)，深入研究了Su-27飛機(jī)的失速-過(guò)失速(尾旋)特性，并且首次飛出了著名的“眼鏡蛇”動(dòng)作，比普加喬夫駕駛Su-27原型機(jī)飛出“眼鏡蛇”動(dòng)作還要早。

格羅莫夫飛行試驗(yàn)研究院和中央流體力學(xué)研究院主要采用大型轟炸機(jī)和直升機(jī)帶飛模型進(jìn)行自由飛試驗(yàn)[3][8]，如圖13～圖16所示。

通過(guò)模型自由飛試驗(yàn)不僅獲得了尾旋風(fēng)洞所能夠獲取的過(guò)失速最嚴(yán)酷狀態(tài)，也獲得了從自然失速到最嚴(yán)酷狀態(tài)的完整過(guò)渡過(guò)程，從飛行的物理意義上講也是驗(yàn)證了飛機(jī)全域穩(wěn)定性分析的結(jié)果[9]，即從低海拔平衡區(qū)域向高海拔平衡區(qū)域的躍遷過(guò)程、分支突變點(diǎn)、突變的劇烈程度等，如圖17所示。此外大氣自由飛試驗(yàn)的模型比例比尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵蟮亩?，能更加真?shí)的反應(yīng)飛機(jī)的失速/過(guò)失速飛行特性。

圖13 Su-27戰(zhàn)斗機(jī)模型投放式自由飛試驗(yàn)(母機(jī)：Tu-16LL)

圖14 Mig-1.44模型投放式自由飛試驗(yàn)(母機(jī)：Tu-16LL)

圖15 Su-47驗(yàn)證機(jī)模型投放式自由飛試驗(yàn)(母機(jī)：Mi-24)

圖16 An-124運(yùn)輸機(jī)投放式自由飛試驗(yàn)?zāi)Ｐ?母機(jī)：固定翼飛機(jī))

圖17 飛機(jī)全域穩(wěn)定性分析示意圖

5 動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的分析流程

飛機(jī)模型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)獲得的是在當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)條件下的一系列參數(shù)[10]，氣流夾角а、β，模型過(guò)載Nx、Ny、Nz，模型角速率p、q、r，模型角加速度dp/dt、dq/dt、dr/dt，模型飛行速度V，模型氣壓高度H，模型GPS定位，模型舵面偏角δ，結(jié)合試驗(yàn)前所進(jìn)行的模型質(zhì)量特性調(diào)試結(jié)果(IXX，IYY，IZZ)，如圖18所示[11]，可以逐步回歸飛機(jī)模型在動(dòng)態(tài)飛行中的氣動(dòng)力。

以飛機(jī)偏航方向的運(yùn)動(dòng)為例，如式(1)[12]。

(1)

體軸系下的角速度與歐拉角之間的關(guān)系如式(2)所示。

圖18 Su-27飛機(jī)18.2%模型質(zhì)量分布

(2)

求取p、q、r對(duì)時(shí)間的導(dǎo)數(shù)，然后將角速度、角加速度、慣量特性數(shù)據(jù)、模型特征參數(shù)、飛行特征參數(shù)等糅合入偏航力矩公式，如式(3)所示。

(3)

利用該表達(dá)式可以還原飛機(jī)模型在拉桿失速、偏離、尾旋中偏航力矩總量值隨時(shí)間軸的連續(xù)變化趨勢(shì)。

在此基礎(chǔ)上還要進(jìn)行細(xì)致的系統(tǒng)辨識(shí)技術(shù)，將氣動(dòng)力導(dǎo)數(shù)進(jìn)行回歸還原。偏航力矩總量的表達(dá)式包含了靜態(tài)導(dǎo)數(shù)、動(dòng)態(tài)導(dǎo)數(shù)、旋轉(zhuǎn)導(dǎo)數(shù)、交叉倒數(shù)和高次項(xiàng)導(dǎo)數(shù)，如式(4)所示。

(4)

在辨識(shí)的一開(kāi)始，可以將交叉項(xiàng)和高次項(xiàng)盡可能的考慮全面，然后用逐步回歸法將表達(dá)式中的次要項(xiàng)盡可能的簡(jiǎn)化。某飛機(jī)模型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的失速-過(guò)失速過(guò)渡過(guò)程中偏航力矩經(jīng)過(guò)逐步回歸后的計(jì)算方式，如式(5)所示。

即：

將所辨識(shí)的靜/動(dòng)導(dǎo)數(shù)與參考值進(jìn)行對(duì)比，參考值中，靜導(dǎo)數(shù)和舵面偏轉(zhuǎn)導(dǎo)數(shù)來(lái)源于靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)，動(dòng)導(dǎo)數(shù)來(lái)源于動(dòng)導(dǎo)數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)，如表1所示。

表1 系統(tǒng)辨識(shí)與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果比較

表中的誤差表明經(jīng)過(guò)逐步回歸后的偏航力矩表達(dá)式是可以表征飛機(jī)在連續(xù)運(yùn)動(dòng)中的氣動(dòng)力矩的變化。

6 結(jié)論

回顧了前蘇聯(lián)/俄羅斯在研制飛機(jī)過(guò)程中利用動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)(尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)和模型自由飛試驗(yàn))來(lái)研究飛機(jī)的失速、過(guò)失速(尾旋)問(wèn)題，為國(guó)內(nèi)研制大型飛機(jī)提供參考。不難看出：前蘇聯(lián)/俄羅斯軍機(jī)、民機(jī)均進(jìn)行了飛機(jī)的失速-過(guò)失速(尾旋)研究，均通過(guò)了尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)確定飛機(jī)的尾旋模態(tài)與最佳改出措施；通過(guò)多種高、低速飛機(jī)縮比模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)在真實(shí)大氣環(huán)境內(nèi)研究飛機(jī)的失速-偏離-尾旋-改出的全部過(guò)程。通過(guò)這些研究確定了原型機(jī)邊界/超邊界飛行的可行性，降低了危險(xiǎn)科目飛行的風(fēng)險(xiǎn)，增強(qiáng)了試飛員的飛行信心。