先进战机大迎角机动仿真研究

张佳龙, 姚宏, 姜久龙

(1.空军工程大学 航空航天工程学院, 陕西 西安 710038;2.空军工程大学 理学院, 陕西 西安 710051)



先进战机大迎角机动仿真研究

张佳龙1, 姚宏2, 姜久龙1

(1.空军工程大学 航空航天工程学院, 陕西 西安 710038;2.空军工程大学 理学院, 陕西 西安 710051)

摘要:考虑战机非线性运动建模中推力矢量、非定常气动力等因素,建立了适合战机大迎角机动纵向动力学模型和非定常气动力模型,采用数值仿真对速度、平尾偏角、推力矢量舵偏角及俯仰角速度动态特性进行了分析。基于某型战机大迎角机动的仿真结果表明:各参数的变化符合实际情况,能够有效地反映真实机动状态,为大迎角机动飞行操稳系统的设计提供了依据。

关键词:大迎角机动; 仿真分析; 非定常气动力; 操稳系统

0引言

高性能战机在进行大迎角过失速飞行时,采用可控的战术机动飞行,可以实现先敌瞄准、获得位置优势,同时还有较强的航迹变向能力[1],在近距离空战中占有绝对优势,尤其在大迎角机动飞行中能够使得战机迅速定位并指向开火,从而极大地提高了作战效能。但是现代战机在大迎角机动时,机动的强耦合使得战机的机动变化和操控性变得异常复杂。

为使战机具备过失速机动能力[2],需要提高大迎角条件下飞行的操纵效率。当战机处于大迎角状态时,其气动的非线性、不对称性、交叉耦合及迟滞特性[3]都使得战机处于非平稳状态、动态特性降低、操控性降低及稳定性变差,同时会出现如机翼摇晃、上仰、过失速等情况,此时迎角的微小变化,就可能引起飞行参数的很大变化,甚至会使战机从动稳定变为动不稳定[4],导致战机振动失稳,酿成飞行事故。

在大迎角状态的非定常气动力建模中,设计人员提出了许多大迎角非定常气动力建模方法,如Fourier函数建模方法[5]、多项式建模方法、积分和微分方程建模方法[6]、模糊逻辑建模[7]等。在此基础上,通过参数辨识得到一个确定的气动力模型,避免了多项式模型人为设定影响、模糊等智能方法带来的物理意义不明确的问题[8]。

本文提出了在大迎角机动过程中,针对速度限制引起战机因失速导致的失稳问题,分析了具有推力矢量战机大机动阶段空气动力学机理,建立了战机大迎角机动纵向动力学模型和非定常气动力数学模型,并对战机的空战大机动进行了仿真验证,为大迎角阶段飞行品质的改善提供了理论依据。

1大机动机理分析

1.1非定常气动力分析

在大机动飞行过程中,随着速度不断增大,迎角也逐渐增大。当增大到失速迎角时,绕战机的气流将在战机背风面产生强烈漩涡和分离流动[9]。漩涡和分离流动使得战机的升力损失程度不同,两翼的升力不等,进而产生滚转。通过风洞试验可以测出大迎角机动过程中气动力、气动力矩等参数。在大机动动态过程变化中,战机表面的气流分离、漩涡生成与破碎的过程将由于动态效应变得非常复杂[9]。战机漩涡流动分离如图1所示。

图1　漩涡主导战机大迎角流动分离Fig.1　Separation of vortex flow in the high AOA attack maneuver of aircraft

在小迎角飞行时,战机气流没有分离,气动力响应可以分解为静态气动力分量与由定常旋转和下洗迟滞等产生的气动力增加之和。在大迎角飞行时流动发生分离,形成一个或多个涡系。随着迎角的增加,涡结构稳定性丧失,直至在尾中破裂,破裂点由尾迹向翼尖移动;当迎角减小时,破裂点反向运动。流动显示表明,在非定常运动中,迎角增加时涡的破裂和迎角减小时涡的恢复存在滞后反向运动，从而产生气动力的附加值。侧滑角的存在使得左、右涡破裂位置点不对称,其变化也将导致左、右涡破裂点位置非定常变化,从而产生非定常气动力。此时,定常旋转和下洗迟滞等因素依然存在,但是其影响比涡破裂点本身的非定常效应小得多[10]。因此,气动力由三部分组成:静态气动力分量,以及由定常旋转和下洗迟滞产生的气动力。因而,在大机动过程中,受气流影响,战机操稳性是很难控制的。

1.2动力学分析

在大迎角机动过程中,战机先进入失速状态,进一步会进入深失速区域内,战机的空间位置、旋向及姿态角剧烈变化引发尾旋事故。战机失速后会同时绕其三个体轴自转,重心沿小半径螺旋轨迹进行陡下降的自发运动[11]。这些运动由机翼造成。机翼是提供升力的主要部件,但战机在失速后,左、右机翼气流发生不对称分离,两机翼所产生的升力也就不对称[11]，且两机翼的升力损失程度也不相同,升力损失大的机翼就会发生机翼下沉,并绕纵轴滚转。这种滚转运动会使翼截面出现附加速度,使下沉半翼各截面的迎角增大,而上升半翼各截面的迎角减小,此时战机的操纵性显著变坏,甚至可能完全丧失。

在纵向大迎角机动过程中,从进入失速到改出,战机能量损失非常大,损失率约为75.93%,此时俯仰角和迎角必须尽快恢复,这使战机在大迎角机动阶段能够保持动态稳定,满足过失速机动飞行要求。在进行大迎角机动飞行时,受气流扰动,战机处于非平稳状态,使得战机的稳定性极大降低,对于应对战争极为不利,这就要求战机要有很好的增稳控制系统。

2大机动气动力建模

具有推力矢量的战机纵向运动非线性数学模型为:

sinαcosθ)

cosαcosθ)

大迎角非定常气动力的状态空间数学模型为:

(1)

(2)

(3)

式中:m,n,p,q,r分别为状态向量、输入向量、向量函数、输出向量和向量函数的维数。文献[6]将上式用于描述战机大迎角非定常气动特性,输入为迎角、俯仰角、偏航角等状态参数及其时间的变化率,输出为非定常气动系数,即升力、阻力以及俯仰力矩系数等。对于流动分离的翼型和前缘分离破裂的三角翼,分别取翼型分离点和三角翼涡破裂位置作为内在状态变量,建立了绕翼型和三角翼流动的大迎角非定常气动力的状态空间模型[12],并将此状态空间模型的形式推广到全机构型[13]:

(4)

(5)

(6)

(7)

3纵向大迎角机动仿真分析

如图2所示,某型战机大迎角机动全过程为:飞

行员迅速拉杆到底,战机以350～500 km/h 的速度等高定直平飞，机头上仰后迅速进入垂直向上位置,此时迎角达到 90°～100°,俯仰角最大可达到 100°～120°。由于大迎角机动过程中,战机失速后速度很快在3～4 s 内减小到 110～122 km/h;本模型的气动数据是战机在迎角55°以下得到的,受气动模型限制,本文数值仿真结果为迎角60°时所得，与Su-27纵向动态大迎角机动情况类似。

图2　战机纵向大迎角机动示意图Fig.2　Diagram of aircraft longitudinal high AOA maneuver

图3　仿真曲线Fig.3　Simulation curves

由图可知,战机以100 m/s的速度进入机动,随着迎角的增加,战机高度增加,速度下降很快。到5.3 s时,战机迎角达到55°,远远超过常规战机机动中最大限制迎角30°[14]。随着战机的速度降到最小,约为49 m/s,高度增加到最大约2 030 m。此后操控战机减小迎角,增大速度,减小高度,增加速度,约在8.3 s时,战机迎角变化达到44°,速度恢复到53 m/s,随后战机逐渐增大速度,恢复到正常稳定飞行状态,与实际机动基本接近。

在大迎角机动过程中,战机平尾偏角、推力矢量舵偏角均未超过规定上限。速度逐渐增大时,战机平尾偏角和推力矢量舵偏角缓慢增大,3 s时,推力矢量舵偏角达到最大,此时战机的速度也达到最大,处于失速的临界状态。7 s后,战机做大机动,平尾偏角和推力矢量舵偏角处于动态变化,最后逐渐趋于0°,说明战机在机动过程中保持良好的动态稳定性。俯仰角速度在刚开始的1 s数值为0,随着速度增大,3.2 s时达到最大,之后逐渐减小,7 s时达到最小,此时速度最小,战机处于失速状态,7 s之后,速度逐渐恢复到稳定飞行状态,俯仰角速度也逐渐趋向于零。说明战机在机动过程中能够保持航向稳定。

仿真结果显示,在大迎角纵向机动过程中,随着俯仰角、迎角的增大,战机的飞行速度降低,在到达最大迎角时,战机速度从100 m/s降到了49 m/s,7 s后俯仰角速度恢复,速度也开始增加。可见,现代战机在纵向大迎角机动过程中能量损失非常大,损失率约75.93%,此时迎角必须及时恢复到稳定飞行状态的大小,因此现代战机对发动机性能提出了更高要求,要求发动机具有较大的推重比,同时飞行控制系统的设计也同样重要。

4结束语

现代战机大迎角机动阶段是一个获得位置优势、先敌瞄准、指向的过程。在近距空战中,迎角的增大和速度方向推力矢量的减小,极易使战机失速进而失稳。对于大迎角机动阶段战机失速问题,本文的研究结果表明:在大迎角机动过程中,战机速度、平尾偏角、推力矢量舵偏角、俯仰角速度动态特性变化较大,能够真实地反映实际机动状态。由此得出,在近距离空战大迎角机动时,战机能够保持动态稳定,满足过失速机动飞行,为改善其飞行品质、提高作战效能提供了理论依据。

参考文献：

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(编辑：方春玲)

Research on the simulation of advanced fighter maneuvers at high AOA

ZHANG Jia-long1, YAO Hong2, JIANG Jiu-long1

(1.Aeronautics and Astronautics Engineering College,AFEU, Xi’an 710038, China;2.College of Science, AFEU, Xi’an 710051, China)

Abstract:By taking into consideration of the thrust vector and unsteady aerodynamic, aerodynamics and unsteady aerodynamic models are set up for the longitudinal maneuver of an advanced fighter. The numerical simulation is applied to analyze the speed, horizontal tail deflection, rudder deflection caused by thrust vector, pitching angle rate characteristics. The results show the parameters switching are consistent with real situation, and can effectively reflect the actual maneuvering conditions, thus providing the reference for the design of controllability and stability system.

Key words:high angle of attack; the simulation analysis; the unsteady aerodynamic; controllability and stability system

中图分类号：V212.1

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)01-0010-04

作者简介:张佳龙(1988-)，男，陕西杨凌人，硕士研究生，研究方向为先进控制理论。

基金项目:航空科学基金资助(20111396)

收稿日期:2015-07-29;

修订日期:2015-10-15; 网络出版时间:2015-10-26 09:33