一种常规布局民用飞机的动稳定性导数研究

马超, 司江涛, 党亚斌

(上海飞机设计研究院 总体气动部, 上海 201210)

2012-05-28;

2012-09-20; < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间:2012-12-11 12:17

马超(1985-)，男，山东滕州人，助理工程师，硕士研究生，研究方向为民用飞机气动布局设计。

一种常规布局民用飞机的动稳定性导数研究

马超, 司江涛, 党亚斌

(上海飞机设计研究院 总体气动部, 上海 201210)

对动导数的三种获取方法进行了简要描述,主要是风洞试验和工程估算,其次是近几年悄然兴起的数值计算。针对一种常规布局的民用飞机的全机构型,对比分析了工程估算和风洞试验的结果,包括各种姿态振荡,分析了振幅大小、振荡频率和重心变化对动导数的影响,并分析了雷诺数效应对非线性气动特性的影响。通过工程估算的方法对该飞机的动导数进行了估算,采用了欧美和苏俄两种不同类型的方法,交叉验证了工程估算的精准度。

动导数; 工程估算; 风洞试验; 民用飞机

0 引言

在现代民用飞机设计中,要综合考虑飞机的安全性、经济性、舒适性和环保性。其中,安全性是飞机设计首先要保证的指标,是民机研发的重中之重。而飞机的安全性由飞机气动响应的本体和控制系统设计这两方面决定。在具体的型号设计过程中,需要对飞机的气动性能和气动响应进行分析和综合设计。这要求首先了解飞行器在定常和非定常飞行条件下的气动力及力矩特性。与此同时,还要对飞机的稳定性给出预判。这要求气动力表述形式既要给出六分量的气动力,还要能给出气动力相对各种扰动的响应,通常用多个气动导数表达。其中,气动力和力矩关于角位移的导数称为静导数,而气动力和力矩关于角速度的导数称为动导数。

1 动导数简介

动导数用来描述飞行器进行机动飞行和受到扰动时的气动特性。一般来讲,动导数是飞行器所受的气动力和力矩的各个分量,对飞行器各飞行姿态参数的一阶时间变化率的偏导数,其中有阻尼导数、交叉导数、时差导数等。

(1)

2 动导数的获取方法

2.1 动导数的风洞试验方法

2.2 动导数的工程估算方法

动导数的工程估算方法在国外的民机设计中一直处于主导地位,在国内的航空院所中应用也比较频繁,对计算结果的把握更加准确。本文针对同一运输机构型采用两种不同的工程估算方法进行了计算,并和风洞试验的数据进行对比,交叉验证了工程估算方法的精准度。

在工程估算中,全机动导数的大小主要由机翼、机身、平尾和垂尾四部分的贡献叠加而成,其他小部件的贡献可以忽略。为了提高工程估算的可信度,可以用全机测力试验数据获取飞机的静导数,主要是机翼和平、垂尾的升力线斜率,以及机翼的升阻力曲线。这些测力数据随马赫数和迎角变化的准确性是工程估算动导数的关键,需要投入较大的精力。

2.3 动导数的数值计算方法

3 动导数的试验结果和计算结果分析

3.1 动导数的试验结果

3.1.1 随迎角的变化

图1 Cmq随迎角的变化

由于试验的雷诺数为2.3×105,仅为飞机真实雷诺数的三十分之一,其气流分离出现较早。由于没有Re=2.3×105时该型飞机的测力数据,采用已有的较低雷诺数和较高雷诺数时的升力曲线进行定性的分析(见图2)。图中低雷诺数比高雷诺数提前6°左右发生失速,且升力线斜率在迎角为5°时就开始有所降低。

由此可得以下结论:当进行雷诺数较小的动导数试验时,为了考虑雷诺数效应,至少需要测得该试验条件下的纵向和横向的测力数据,以指导分析雷诺数的影响。

图2 雷诺数对升力系数的影响

3.1.2 随频率的变化

巡航构型下振荡频率对组合导数和Cmq的影响如图3和图4所示(其中V=30 m/s,A=5°)。从图中可以看出，巡航构型的俯仰振荡,组合导数随频率有小幅的变化,但形态基本一致。在迎角较大时,频率影响也越大。从频率1.5 Hz到2.0 Hz,组合导数呈现向下一定量的平移,平移幅度在5%以内。起飞、复飞和着陆构型的组合导数随频率的变化幅度更小。整体上,频率对动导数的影响较小,且尚无准确的修正方法。

图3 振荡频率对组合导数的影响

图4 振荡频率对Cmq的影响

对比图4中分离出来的Cmq发现,小迎角和负迎角区,振荡频率对导数测量值的影响较小。考虑相似频率的要求,通过式(2),由飞机真实的俯仰角速度计算出一个谐波振荡频率f,尽量降低频率的影响。

(2)

3.1.3 随振幅的变化

图5 振幅对组合导数的影响

3.1.4 随重心的变化

巡航构型下,重心对Cmq和Cnr的影响如图6和图7所示(其中f=2 Hz,A=5°)。

图6 重心对Cmq的影响

图7 重心对Cnr的影响

由图6可知,重心位置25%cA和44%cA基本吻合,两者和13%cA重心处差异较大,在主要的迎角区间呈现一定的平移。重心位置对Cnr的影响也有类似的现象(见图7)。Cnr随迎角基本维持在同一水平。重心位置25%cA和44%cA时Cnr基本重合,两者和13%cA重心位置呈现一定的平移,同等现象在起飞和着陆构型都有发现。

3.2 结果对比

目前,国内动导数试验的实际条件短期内无法改变,因此本文还采用了两种不同的工程估算方法对动导数进行了计算,目的是交叉验证工程估算方法的精准度,指导对风洞数据的应用,最终从三种结果中综合确定一套可用的动导数数据。采用的两种工程估算方法,一种是基于欧洲国家常用的ESDU方法,另一种是前苏联常用的TSAGI方法[4]。通过对三种途径获取的动导数数据进行对比分析,本文验证了工程估算方法的可靠性。通过对6个核心动导数的结果进行对比可知,总体来说TSAGI方法的精准度和可靠性均较高。以下数据如无特别说明均对应飞机的巡航构型。

3.2.1 估算值和试验值对比

表1 三种方法的Cmq对比

表2 三种方法的对比

表3中风洞试验的Cnr随迎角的增加基本维持同一水平,ESDU的结果随迎角有微弱的减小。TSAGI的结果不随迎角变化。数据变化的一致定性地说明了工程估算的合理性。其中,两种工程估算的偏差在5%左右。风洞试验和工程估算的偏差在40%左右。

表3 三种方法的Cnr对比

图8为三种方法的Clp随迎角变化的对比曲线。由图可知，α=0°～6°的结果差不多,其中TSAGI和风洞试验在趋势上具有一致性。

图8 三种方法的Clp随迎角变化曲线

3.2.2 估算值和参考值对比

因为目前只进行了低速动导数试验,所以动导数随马赫数的变化只能通过工程估算给出。根据已有的某型常规布局民机的动导数资料,类比两种工程估算的动导数随马赫数的变化规律,给出定性的判断。以下数据均是对应巡航构型、迎角为0°时的动导数。图9为Cmq随马赫数的变化曲线。

图9 Cmq随马赫数的变化曲线

由图可知,TSAGI和ESDU的结果在数值上相对接近,TSAGI，ESDU和资料值的形态比较一致。这一点再次验证了工程估算方法的合理性。对其他导数的研究表明,Cnp不随马赫数变化,Cnr随马赫数变化较小,其它导数TSAGI的预测值均和资料值在形态上保持一致。

4 结论

通过本文的仿真研究,可得出如下结论:

(1)动导数试验的结果包含了雷诺数过小、支架干扰、洞壁干扰、扇风效应、谐波振荡的频率和振幅等因素的影响,其测量数据的精准度和稳定性均较差,可减少或取消动导数风洞试验。

(2)ESDU和TSAGI两种工程估算方法对动导数的估算基本一致,和动导数试验数据以及已有的某型飞机的动导数资料在规律上有良好的类比性,验证了工程估算方法对动导数计算的可靠性和精准性。

(3)随着电传飞控和主动控制技术在当代民机设计中的广泛应用,控制律的设计越发重要,它需要更加完整的动导数数据作为支撑,对动导数的获取手段提出了更高的要求,今后必须对动导数的数值计算方法进行深入研究,使其早日达到工程上的使用要求。

[1] 李周复.风洞特种试验技术[M].北京:航空工业出版社,2010:208.

[2] James De Spirito,Sidra I Silton,Paul Weinacht. Navier-Stokes predictions of dynamic stability derivatives:evaluation of steady-state methods[R].AIAA-2008-214,2008.

[3] Bandu N Pamadi.Performance,stability,dynamics, and control of airplanes[M].Second edition.USA:American Institute of Aeronautics and Astronautics,2003:397.

[4] Bruno Mialon,Alex Khrabrov,Saloua Ben Khelil,et al.Validation of numerical prediction of dynamic derivatives: the DLR-F12 and the transcruiser test cases[J].Progress in Aerospace Sciences,2011,47(8):674-694.

Dynamicderivativesinvestigationofaconventionalconfigurationciviltransportaircraft

MA Chao, SI Jiang-tao, DANG Ya-bin

(General Design and Aerodynamic Department, Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

This paper describes three sources of approaches dealing with the determination of dynamic derivatives, mainly wind tunnel experiment and engineering estimation, especially the more and more popular computational fluid dynamics methods. Focused on a conventional configuration civil transport aircraft, this paper documents the dynamic derivatives due to the wind tunnel test and engineering estimation, introduces the test principle for wind tunnel test of dynamic derivatives. After analysis of the Reynolds effect, this paper also calculates the derivatives with two different estimation methods, respectively representng the Russian and European methodologies, cross-verifies the accuracy and reliability of estimation methods.

dynamic derivatives; engineering estimation; wind tunnel test; civil aircraft

V211.4

A

1002-0853(2013)01-0075-05

(编辑：方春玲)