基于Simulink 的反尾旋傘系統(tǒng)建模與仿真

相 梅，李玉飛，武 琳，黃勇強(qiáng)

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引 言

失速/尾旋是飛機(jī)最復(fù)雜的飛行狀態(tài)之一，在新型戰(zhàn)斗機(jī)試飛時(shí)，尾旋及其改出是飛行試驗(yàn)不可缺少的項(xiàng)目。反尾旋傘系統(tǒng)是進(jìn)行飛機(jī)大迎角失速/尾旋試驗(yàn)時(shí)，保證飛機(jī)飛行安全必備的一套應(yīng)急保障系統(tǒng)。

由于失速/尾旋飛行現(xiàn)象的復(fù)雜性、危險(xiǎn)性，為了確保飛行試驗(yàn)的安全，飛機(jī)的大迎角失速/尾旋飛行試驗(yàn)必須加裝應(yīng)急反尾旋裝置。當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入尾旋狀態(tài)，而飛行員用操縱面無(wú)法改出時(shí)，可以使用反尾旋傘強(qiáng)行使飛機(jī)從失控的尾旋狀態(tài)中改出到正常飛行狀態(tài)。

反尾旋傘技術(shù)目前在國(guó)外航空發(fā)達(dá)國(guó)家已屬成熟技術(shù)，并已形成系列產(chǎn)品。我國(guó)于20 世紀(jì)90年代末，曾在失速尾旋領(lǐng)域取得重大理論突破。1999年4月，試飛員分別從正飛尾旋和倒飛尾旋中改出，填補(bǔ)了我國(guó)航空領(lǐng)域的空白。但由于當(dāng)時(shí)我國(guó)還沒(méi)有完全掌握 “反尾旋傘” 技術(shù)，試飛沒(méi)有深入下去，就此擱淺。2007年，試飛院終于成功研制了反尾旋傘，自此填補(bǔ)了國(guó)內(nèi)反尾旋傘研制的空白，為后續(xù)進(jìn)行高風(fēng)險(xiǎn)的失速尾旋試飛提供了安全保障。

本文以某型高級(jí)教練機(jī)為例，在大迎角飛行仿真過(guò)程中，增加反尾旋傘模型，驗(yàn)證飛機(jī)尾旋發(fā)展、進(jìn)入及使用反尾旋傘后的尾旋改出過(guò)程的仿真驗(yàn)證。

1 反尾旋傘建模

根據(jù)尾旋中反尾旋傘的動(dòng)力學(xué)機(jī)理，建立傘-機(jī)一體的動(dòng)力學(xué)方程。

1.1 反尾旋傘的動(dòng)力學(xué)原理

飛機(jī)尾旋改出的關(guān)鍵在于產(chǎn)生制止飛機(jī)偏航和滾轉(zhuǎn)的力矩，產(chǎn)生使飛機(jī)減小迎角的力矩。

反尾旋傘系統(tǒng)一般安裝在飛機(jī)的尾部，尾旋試飛時(shí)，當(dāng)試飛員決定用反尾旋傘改出尾旋時(shí)，按壓反尾旋傘系統(tǒng)的開(kāi)傘按鈕，控制系統(tǒng)就會(huì)啟動(dòng)相應(yīng)的開(kāi)傘機(jī)構(gòu)，把傘系統(tǒng)從傘艙中射出到自由流中，隨著傘衣和傘連接繩的拉出，在空氣動(dòng)力作用下，傘衣迅速充氣張開(kāi)，產(chǎn)生與飛機(jī)飛行速度相反的制動(dòng)阻力，形成很大的制止飛機(jī)偏航和俯仰運(yùn)動(dòng)的制動(dòng)力矩，從而使飛機(jī)從尾旋中改出。

1.2 反尾旋傘作用力模型

某型高級(jí)教練機(jī)配備的反尾旋傘具體參數(shù)如下：

傘繩鎖鉤（傘鉤）作用點(diǎn)：飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)距機(jī)頭距離lp，距水平基準(zhǔn)線距離yp，反尾旋傘面積S，傘阻力系數(shù)CD。

根據(jù)阻力傘產(chǎn)生阻力的基本原理，傘的阻力一般可表示為：CDSQ，在考慮開(kāi)傘動(dòng)態(tài)過(guò)程時(shí)，傘阻力可進(jìn)一步表示為：CDSQKp。圖1 示出利用反尾旋傘改出尾旋的動(dòng)力學(xué)作用原理。

圖1 反尾旋傘工作機(jī)理示意圖

傘鉤作用點(diǎn)處的局部迎角和側(cè)滑角與作用點(diǎn)處的三軸速度分量Vx、Vy、Vz有關(guān)，具體如下：

由式（1）-式（3）可以得到：

式中：

αs—反尾旋傘作用點(diǎn)處的局部迎角，rad；

βs—反尾旋傘作用點(diǎn)處的側(cè)滑角，rad。

由圖1 可以看出，可把反尾旋傘產(chǎn)生的傘阻力CDSQKp分解為飛機(jī)受到的力和力矩：

式中：

Q—?jiǎng)訅海琸gf/m2；

Kp—開(kāi)傘沖擊系數(shù)（開(kāi)傘過(guò)程中，動(dòng)態(tài)載荷與相同速度下的穩(wěn)定載荷之比，一般取1.2）。

將反尾旋傘工作時(shí)形成的氣動(dòng)力和力矩即式（6）-式（11）加入飛機(jī)機(jī)體-機(jī)體動(dòng)力學(xué)方程組，形成尾旋飛行時(shí)飛機(jī)反尾旋傘系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程組。

根據(jù)公式（1）-（11）建立Simulink 模型，并添加至飛機(jī)仿真模型中，即得到帶有反尾旋傘系統(tǒng)的飛機(jī)仿真模型。

2 六自由度仿真計(jì)算

由前面分析可知，當(dāng)傘所產(chǎn)生的偏航和俯仰力矩大于飛機(jī)的慣性力矩時(shí)，飛機(jī)即可停止旋轉(zhuǎn)，減小迎角，進(jìn)入正常飛行狀態(tài)。

以某型高級(jí)教練機(jī)為例，在飛機(jī)+飛控系統(tǒng)狀態(tài)下，選取狀態(tài)點(diǎn)10km、0.38M，飛機(jī)平飛狀態(tài)，仿真時(shí)間10s 釋放反尾旋傘，仿真時(shí)間20s 斷開(kāi)反尾旋傘，如圖2 所示，在開(kāi)傘后由于傘產(chǎn)生的力和力矩影響，飛機(jī)低頭減速（由于純數(shù)字仿真，無(wú)橫航向擾動(dòng)，因此橫航向無(wú)響應(yīng)），在斷開(kāi)反尾旋傘后飛機(jī)俯沖增速，直至航跡穩(wěn)定飛行。

圖2 帶系統(tǒng)平飛釋放反尾旋傘并切斷仿真結(jié)果

由于飛機(jī)+飛控系統(tǒng)的數(shù)字仿真中飛機(jī)無(wú)法進(jìn)入偏離、尾旋模態(tài)，而為了模擬飛機(jī)的尾旋模態(tài)，在純飛機(jī)下進(jìn)行尾旋狀態(tài)的數(shù)學(xué)仿真，選取狀態(tài)點(diǎn)10km、0.38M，配平迎角13.9°，在仿真時(shí)間2～15s 偏轉(zhuǎn)平尾至-30°，使飛機(jī)迎角持續(xù)增大，當(dāng)迎角達(dá)到35°左右時(shí)，向左偏轉(zhuǎn)方向舵至30°（仿真時(shí)間3～18s），使飛機(jī)向右偏航，逆旋轉(zhuǎn)方向偏轉(zhuǎn)副翼至30°(仿真時(shí)間3～15s)，使飛機(jī)右滾，在仿真時(shí)間18s 時(shí)停止三軸操縱，飛機(jī)進(jìn)入穩(wěn)定右尾旋，如圖3 實(shí)線所示。

在上述尾旋仿真模型基礎(chǔ)上增加反尾旋傘模型，進(jìn)行相同操縱，停止三軸操縱后飛機(jī)穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)兩周左右，在仿真時(shí)間25s 時(shí)打開(kāi)反尾旋傘，仿真結(jié)果如圖3 虛線所示，可以看出，飛機(jī)在仿真時(shí)間35s 左右時(shí)成功改出穩(wěn)定尾旋狀態(tài)，改出延遲圈為2 圈。

圖3 飛機(jī)尾旋仿真對(duì)比結(jié)果

3 結(jié) 論

本文通過(guò)分析反尾旋傘與飛機(jī)作用力的動(dòng)力學(xué)機(jī)理，建立尾旋模型及反尾旋傘模型，并進(jìn)行Simulink 環(huán)境下的數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證，分析認(rèn)為該反尾旋傘建模準(zhǔn)確可信，可用于尾旋過(guò)程分析及地面飛行模擬體驗(yàn)訓(xùn)練。