飞机亚跨声速飞行操纵特性分析

胡国才, 王允良, 刘书岩, 刘湘一

(海军航空工程学院 飞行器工程系, 山东 烟台 264001)



飞机亚跨声速飞行操纵特性分析

胡国才, 王允良, 刘书岩, 刘湘一

(海军航空工程学院 飞行器工程系, 山东 烟台 264001)

针对中等展弦比、中等后掠角机翼布局的超声速飞机在亚跨声速飞行时遇到的操纵特性异常现象,通过估算飞机在海拔5 km高空的气动特性,获得了飞机的纵向平衡性能和静操纵性的变化规律。通过数值计算,得到了飞机在低空跨声速飞行时的操纵特性;分析了造成飞机在某些飞行速度下操纵跟随性较差、大速度飞行时俯仰操纵过于灵敏、不同速度下杆力变化大等现象的原因。针对亚跨声速区的飞行与操纵特点,给出了飞行操纵建议,以提高飞行安全。

亚声速飞行; 跨声速飞行; 飞行安全; 纵向静操纵性

0　引言

飞行实践经验表明,由驾驶员误操纵、操纵不当或操纵面故障等原因造成的操纵安全问题是飞机飞行安全隐患的主要方面之一[1]。在飞机研制过程中必须按照飞行品质规范来开展设计、试验和试飞[2],飞行员需要充分了解飞机存在的飞行品质缺陷。在飞行事故分析过程中,飞行品质也是不可忽略的因素[3]。设计定型的飞机,理论上具有良好的平衡特性,能在整个飞行包线内取得力和力矩的平衡,而且驾驶杆操纵力和杆位移适中。超声速飞机低空飞行时,随着飞行速度的提高,飞机的动压增加,特别是对后掠翼飞机结构弹性变形的影响也增加。因此,最大动压是决定超声速飞机低空飞行最大速度边界的设计依据,对于中等展弦比、中等后掠角机翼布局的超声速飞机,其低空最大马赫数接近当地声速。另一方面,飞机在接近声速的跨声速区飞行时,受到空气压缩性影响,其纵向气动特性会出现显著变化,使得飞机在靠近最大速度边界飞行时会出现许多不寻常的平衡与操纵特性[4-5],从而增加了飞行风险。

本文对某型超声速飞机的纵向气动特性进行了估算。在此基础上,分析了飞机的纵向静稳定性和静操纵性的变化规律,并从力学原理上解释了亚跨声速飞行时会遇到的操纵安全问题。

1　平飞静稳定性和静操纵性

给定飞机定直平飞的海拔高度为5 km,根据飞机的纵向力矩特性和纵向静稳定性,可以确定飞机保持纵向力矩平衡的全动平尾配平偏角、飞机配平迎角、驾驶杆位移和杆力随飞行速度的变化规律[6-7]。

1.1配平升力系数和配平迎角

力矩平衡状态的升力系数称为飞机的配平升力系数CLp。忽略飞机动力装置油门的变化,在飞行速度变化的过程中,不同的配平升力系数CLp对应不同的全动平尾偏角φ。

平飞时,飞机的升力L刚好克服重力G,有:

(1)

式中:ρ为飞机飞行高度处的大气密度;V为飞行速度;S为机翼参考面积。

在已知飞机升力线斜率CLα随飞行Ma变化规律的条件下,根据下式可以计算飞机配平迎角αp:

(2)

式中:CLφ为平尾升力系数对偏角的导数。根据其定义有:

(3)

图1　全动平尾操纵效率曲线Fig.1　Control efficiency curve of all movable stabilizer

1.2全动平尾配平偏角

在定常直线飞行中,作用在飞机上的纵向力矩一部分由迎角产生,另一部分由全动平尾偏角产生。当飞机处于配平状态时,有:

(4)

式中:Cm0为飞机零升俯仰力矩系数;CmCL为飞机纵向静稳定性导数;CL,φ=0为全动平尾无偏转时的飞机升力系数。Cm0和CmCL随Ma的变化分别如图2和图3所示。

由图2可以看出,在跨声速区Ma=0.8～1.2范围内,飞机零升俯仰力矩出现剧烈变化;Ma=0.9～1.1范围内,零升力矩急剧增大,表现为自动抬头趋势;Ma>1.1后,零升力矩迅速下降。显然,这是空气压缩性带来的力矩变化。

由图3可以看出,纵向静稳定性导数和飞机焦点位置与Ma的变化有很大关系。在跨声速区,静稳定性导数随Ma急剧增加,表明飞机的静稳定性也大大提高。

图2　零升俯仰力矩系数随Ma的变化Fig.2　Variation of zero lift pitch moment coefficient with Mach number

图3　纵向静稳定性导数随Ma的变化Fig.3　Variation of longitudinal static stability derivative with Mach number

飞机配平时,考虑平尾升力的影响,则有:

(5)

由式(3)～式(5)可以求得全动平尾配平偏角为:

(6)

平尾配平偏角随Ma的变化如图4所示。可以看出,在Ma=0.9附近的跨声速阶段,全动平尾配平偏角随Ma的变化梯度突然减小,会直接影响飞机操纵性能的变化。在Ma>1.1的跨声速末段,随着Ma的增大,平尾配平偏角减小,会出现“自动俯冲”现象,主要原因是在该速度段内,飞机零升俯仰力矩系数下降较大。

图4　全动平尾配平偏角随Ma的变化Fig.4　Variation of all movable stabilizer trim angle with Mach number

1.3配平驾驶杆位移和杆力

驾驶员对飞行状态的感受直接来自于实现飞行所需的驾驶杆位移和杆力变化。飞机操纵性的好坏常用杆位移Dδm和杆力Fδm特性来表示。显然,不同的飞行状态下,飞机的操纵特性存在显著差异,对驾驶员操纵会产生不良影响[8]。为了尽量降低这些差异性,在平尾操纵系统中根据飞行高度、速度设置了不同的力臂调节器,即自动调节传动比。不同的力臂对应不同的杆力-杆位移变化曲线,名义曲线如图5所示。

图5　平尾操纵系统杆力-杆位移曲线Fig.5　Curves for horizontal tail stick force vs displacement

平尾操纵系统力臂值取决于飞行高度和飞行表速。根据超声速飞机的全动平尾偏角和驾驶杆位移关系,结合图4所示的全动平尾配平偏角,可以得到飞机定常平飞时的配平驾驶杆位移Dδm,p和杆力Fδm,p,如图6所示。

图6　配平驾驶杆位移和杆力随Ma的变化Fig.6　Variation of trim stick force and displacement with Mach number

由图6可以看出,在跨声速段飞行时,驾驶杆位移和杆力的变化趋势与低速飞行时相比有明显不同。在配平Ma=0.7附近,驾驶杆处于中立位置附近,此时驾驶杆名义杆力接近于零。实际操纵时由于摩擦力的存在,驾驶杆在零位附近操纵时,会出现两个异常现象:一是当Ma在某个值附近时,杆力会突然减小,Ma提高时,驾驶杆力却不再增加,一直到更高的Ma时,驾驶杆力才按正常的操纵习惯增加。在此过程中,飞行员感觉飞机对操纵的随动性差,有时对操纵的反应又很灵敏,这个现象是驾驶杆中位附近的杆位移-杆力特性造成的。尤其是在俯冲退出时Ma=0.7附近,拉杆时操纵力很小,可能引起拉杆量过大而导致飞机的迎角或过载急剧增加,进而使飞机失速或过载超过极限值而引发飞行事故。二是在Ma>1.1的跨声速末段,飞机加速过程中要保持平飞,需要往回拉杆,否则飞机会出现自动爬升现象,也就是所谓的反操纵问题。这就解释了空勤人员普遍反映的飞机操纵跟随性较差、空移行程大、不同速度下杆力变化大等现象。

因此,驾驶员必须掌握驾驶杆力及杆位移随不同的飞行状态所具有的变化规律,并理解其内在的力学原理，在操纵上要特别注意,以免出现错误操纵动作,影响飞行安全。

计算可得配平驾驶杆力和配平迎角随飞行马赫数变化的导数∂Fδm,p/∂Ma和∂αp/∂Ma,由此可得:

(7)

根据式(7)可以计算配平驾驶杆力对配平迎角的导数,其变化曲线如图7所示。

图7　驾驶杆力对配平迎角的导数随Ma的变化Fig.7　Variation of derivative of stick force to trim angle of attack with Mach number

2　纵向机动飞行的静操纵性

2.1单位过载平尾偏角

对于全动平尾飞机,考虑到平尾偏转对全机升力系数的影响,在定常拉升运动中,飞机纵向力矩平衡的条件为:

(8)

(9)

其中:

式中:μ为飞机相对密度;m为飞机质量;cA为机翼平均气动弦长。根据式(9)得到单位过载平尾偏角随飞行Ma的变化规律,如图8所示。

图8　单位过载平尾偏角随Ma的变化Fig.8　Variation of horizontal tail angle due to unit load with Mach number

根据法向过载nz和平尾偏角φ的定义,若驾驶杆向后拉,平尾偏角小于0(后缘上偏),飞机产生抬头力矩使过载增加,这与驾驶员的操纵习惯一致。图8表明,飞机的单位过载平尾偏角φnz<0,说明飞机在机动飞行中具有正确的操纵性。但是也需注意到,以不同的Ma飞行时,单位过载的平尾偏角φnz具有不同的值,特别是在Ma=0.8～0.9跨声速区间,φnz的绝对值最小,即在此Ma下飞行时,仅用很小的平尾偏角就能产生相同的法向过载,说明在不同的Ma下飞机具有不同的机动性。

2.2单位过载驾驶杆位移和杆力

图9　单位过载驾驶杆力和杆位移增量随Ma的变化Fig.9　Variation of stick force and displacement increment due to unit load with Mach number

飞行员反映在大马赫数、大表速下,俯仰操纵过于灵敏;速度变化较大时平衡性变化大,突击阶段、增速过程、特技俯冲退出等机动飞行时尤为明显。飞行手册中规定,在0～5 km高度范围内的最大平飞表速限制为1 200 km/h,对应的Ma在0.90～1.35之间。结合图9可以对此现象进行解释。低空大表速飞行时的Ma在0.8～0.9左右,此时单位过载杆位移及单位过载杆力都接近最小,杆位移增量不超过7 mm,杆力增量不超过6 N,因此驾驶员会感觉到飞机操纵过于灵敏。如果以亚声速飞行时的杆位移梯度或杆力梯度进行操纵,飞机的法向过载会迅速增加,容易出现超载现象,严重时甚至超过飞机的强度极限而发生危险。

在突击阶段、增速、特技俯冲退出等飞行过程中,速度变化范围较大。由图6和图7可以看到,杆力随Ma或平尾偏角的梯度会呈现急剧变化的现象,在亚、跨、超声速飞行时,杆力梯度从零变化至负值,再变化到正值,即在速度变化范围较大时,飞机的平衡特性变化非常大。

飞机在不同的飞行状态下,其平衡特性、机动特性、杆位移及杆力特性相差悬殊,会给飞行操纵带来很大困难,甚至危及飞行安全。

针对上述特点,本文从飞行安全角度提出如下建议:

(1)在各种构型下,在靠近右边界表速或Ma情况下,飞机只进行定常直线飞行;

(2)亚声速机动飞行的最大Ma不超过0.8;

(3)在Ma=0.8～1.2跨声速区,可进行有针对性的、有限的机动飞行训练,而不作正常的作战机动飞行;

(4)在Ma=0.7附近,杆力梯度接近于零,飞机对操纵的反应非常灵敏,机动飞行时要特别引起注意。

3　结束语

本文根据某型超声速飞机纵向气动特性,从定常平飞的平衡、定常拉升运动中的杆力及杆位移特性等角度,分析了飞机纵向配平性能、静稳定性和静操纵性变化规律,并从力学原理上解释了亚跨声速飞行时遇到的“自动俯冲”、操纵反效等特殊现象。解释了空勤人员普遍反映的飞机操纵跟随性较差、空移行程大、不同速度下杆力变化大等现象;揭示了大马赫数、大表速下俯仰操纵过于灵敏、速度变化较大时平衡性变化大等问题的实质。针对飞机亚跨声速区飞行与操纵存在的问题,从飞行安全角度提出了相关建议,供相关部门制定飞行训练大纲、飞行科目以及实际飞行训练时参考。

[1]武虎子,唐长红,李伟,等.飞机升降舵非指令偏转对飞行安全的影响分析[J].飞行力学,2012,30(6):507-510.

[2]国防科学技术委员会.有人驾驶飞机(固定翼)飞行品质:GJB 185-86[S].北京:国防科学技术委员会,1986.

[3]周自全,张子彦.飞行品质和飞行安全[J].飞行力学,2009,27(2):1-6.

[4]高金源,李陆豫,冯亚昌,等.飞机飞行品质[M].北京:国防工业出版社,2003:7-49.

[5]陈廷楠.飞机飞行性能品质与控制[M].西安:空军工程大学,2006:87-92.

[6]方振平,陈万春,张曙光.航空飞行器飞行动力学[M].北京:北京航空航天大学,2005:217-241.

[7]Cook M V. Flight dynamics principles[M]. Oxford:Elsevier Ltd,2007:57-64.

[8]谢华,魏自明.飞机操纵系统的发展与飞行安全[J].中国安全科学学报,2000,10(4):59-63.

(编辑：李怡)

Analysis of aircraft subsonic and transonic flight control characteristics

HU Guo-cai, WANG Yun-liang, LIU Shu-yan, LIU Xiang-yi

(Department of Airborne Vehicle Engineering, NAAU, Yantai 264001, China)

For the abnormal control characteristics of the supersonic aircraft which has a middle swept wing with middle aspect ratio in transonic flight, the aerodynamic characteristics of the aircraft at 5 km flight altitude were calculated. And then the longitudinal trimming and static control performance of the aircraft with respect to flight velocity were estimated. With the results of computation, the control characteristics can be observed corresponding to transonic flight at a low altitude. Some fly quality disadvantageous to fight safety are demonstrated such as inferior response to pilot, oversensitive longitudinal control and large stick force variation with flight speed. This paper provides a precise analysis method and a technical support to improve the flight safety and guide the flight operations.

subsonic flight; transonic flight; flight safety; longitudinal static controllability

2015-09-30;

2016-01-04; 网络出版时间:2016-04-22 09:52

国家自然科学基金资助(51505493)

胡国才(1964-)，男，浙江慈溪人，教授，博士生导师，研究方向为飞行器动力学。

V212.12

A

1002-0853(2016)04-0005-05