平尾结冰对飞机动力学特性影响的仿真研究

王健名, 徐浩军, 裴彬彬, 王小龙, 陈威

(空军工程大学 航空航天工程学院, 陕西 西安 710038)



平尾结冰对飞机动力学特性影响的仿真研究

王健名, 徐浩军, 裴彬彬, 王小龙, 陈威

(空军工程大学 航空航天工程学院, 陕西 西安 710038)

摘要:针对某型飞机平尾结冰后的动态响应问题,利用结冰参数建立的平尾结冰参量模型,仿真分析了无操纵情况下平尾结冰对巡航特性的影响,以及平尾结冰后升降舵单位阶跃的纵向操纵响应,并研究了不同平尾结冰严重程度下飞机在进近与着陆过程中的动态响应及平尾失速特性,获得了平尾结冰对飞机动力学特性的影响规律。

关键词:进近与着陆; 动态响应; 平尾失速; 动力学特性

0引言

平尾结冰是飞机结冰的典型方式之一,它改变了平尾操纵效能,影响飞行安全,甚至可能造成平尾失速,通常发生在飞机进近与着陆阶段,由于飞机高度低,飞行员处置时间过短,极易造成飞行事故。在2001年,空军两架Y-8飞机在进行云中仪表飞行训练过程中坠毁,机内人员全部牺牲。事后调查表明:事故原因是飞机在进近与着陆过程中平尾结冰,当飞行员在下放大角度襟翼后直接导致平尾失速,飞机急剧俯冲,最后失控坠地。

到目前为止,针对平尾结冰的研究主要有飞行试验和风洞实验两种方式[1-2]。考虑到结冰过程的多样性,以及飞行试验周期较长、技术复杂、费用昂贵等缺点,因此不能被广泛实施,多数情况下还需要通过建模仿真的手段来补充。目前,国内关于平尾结冰的研究还不是很成熟,正在国外研究成果[2-4]的基础上进行相关仿真研究。文献[5-6]分别研究分析了平尾结冰导致的飞行事故,以及平尾结冰对飞行特性和平尾失速的影响;文献[7]利用飞机结冰参数模型,通过参数识别技术定量检测飞机结冰前后的气动导数变化;文献[8]则研究了结冰对飞机纵向操稳特性的影响。

本文主要研究平尾结冰对飞机动态响应的影响,而这部分内容是飞行试验、风洞实验以及仿真分析中涉及较少的内容。

1平尾结冰参量模型

采用平尾结冰后的气动参数模型[9]如下:

(1)

(2)

式中:KCA表示气动导数对结冰的敏感性,只与飞机有关而与气象条件无关,对于给定的飞机为常值;η和ηice相似,只是采用实际飞机平尾气动弦长和相应飞行速度进行计算。

由上述两式可得:

(3)

2仿真计算与分析

2.1平尾结冰巡航状态仿真

算例仿真了某型飞机在初始高度3 000 m,初始速度120 m/s的巡航状态下(经配平得到升降舵偏角为0.736 9°),当平尾结冰严重程度η=0.15时对飞行特性的影响。

在仿真过程中,飞机保持升降舵偏角不变,图1～图3分别为飞机是否结冰对平尾迎角(αt)、速度和高度的影响情况。

图1　平尾迎角响应Fig. 1　Tail angle of attack responses

图2　速度响应Fig.2　Velocity responses

图3　高度响应Fig.3　Height responses

可以看出：平尾结冰后,平尾迎角响应幅值产生了0.14°左右的变化,对平尾失速特性影响不大;但由于平尾结冰,导致平尾提供的负升力减小,飞机平衡状态被破坏,进入俯冲阶段,高度由3 000 m迅速降到2 650 m左右;飞行速度增加,最高达到近123.5 m/s,对飞机安全性能构成了较大威胁。

2.2平尾结冰升降舵单位阶跃操纵仿真

图4～图7的算例仿真分析了某型飞机在巡航过程中,在10 s时刻给该机升降舵一个单位阶跃响应,结冰程度η分别为0,0.15,0.30,0.45,初始高度为3 000 m,初始速度为120 m/s时飞机飞行特性的变化。

可以看出：随着η值增大,飞机短周期模态的主要扰动变量迎角和俯仰角速度的响应周期增大,响应变慢;飞机长周期模态的主要扰动变量俯仰角和速度的响应幅值减小,表征升降舵效率降低。

图4　迎角响应Fig.4　Angle of attack responses

图5　俯仰角响应Fig.5　Pitch angle responses

图6　俯仰角速度响应Fig.6　Pitch angle rate responses

图7　速度响应Fig.7　Velocity responses

2.3平尾结冰进近与着陆过程失速仿真

平尾结冰会降低平尾负升力的大小,从而降低平尾配平俯仰力矩。考虑到本文飞机气动结构与DHC-6相近,依据相关文献[2,9-10]可得该飞机平尾结冰严重程度η=0.2时,平尾配平俯仰力矩系数和升力系数分别减少10%,阻力系数增大40%。根据式(3),也可以分别求得η=0.5和0.8的气动导数变化量。

平尾迎角αt和机翼下洗角ε的计算公式为:

(4)

(5)

式中:αw为机翼迎角;ε0为零度迎角的下洗角;iw和it分别为机翼和尾翼的安装角。

俯仰力矩系数计算公式为:

(6)

升力系数计算公式为:

(7)

阻力系数计算公式为:

(8)

以平尾结冰最易发生的飞机进近着陆过程为例进行仿真。机场高度500 m,飞机初始高度1 000 m,速度为75 m/s,襟翼角度25°,在飞机航迹俯仰角保持-3°且操纵量保持不变的情况下,1 s时释放襟翼到35°。

图8为平尾无结冰时飞机的飞行轨迹。图9～图11为平尾结冰情况下飞机的失速特性曲线。

图8　平尾无结冰的飞行轨迹Fig.8　Flight trajectory with clean tailplane

图9　平尾结冰情况下的飞行轨迹Fig.9　Flight trajectories with tailplane icing

图10　平尾迎角响应Fig.10　Tail angle of attack responses

图11　飞行速度响应Fig.11　Flight velocity responses

可以看出:平尾无结冰时,飞机匀速下滑,水平距离约为9 500 m,平尾负迎角保持在-5.78°,下滑速度始终为75 m/s;当η=0.2时,飞机进近与着陆时间为19.1 s,在1 s襟翼释放到35°时(释放襟翼会使气流下洗角增大,进而导致平尾负迎角增大),飞行速度减小,平尾负迎角由-6.3°迅速下降至-8.0°,最终平尾负迎角幅值达到-9.8°,平尾没有失速(平尾结冰后的临界负迎角为-10°～-12°),最终在水平位移1 649.1 m时落地,落地速度103.3 m/s;当η=0.5时,飞机高度下降较快,飞机进近与着陆时间为10.1 s,在1 s襟翼释放到35°时,飞行速度减小,平尾负迎角由-8.4°迅速下降至-10.1°,平尾失速,飞机最终坠地,此过程水平位移为732.0 m,坠地速度为108.3 m/s;η=0.8时,飞机进近与着陆时间为8.8 s,在1 s襟翼释放到35°时,飞行速度减小,平尾负迎角由-9.8°迅速下降至-11.5°,超过平尾临界迎角,平尾失速,飞机最终垂直坠地,此过程水平位移为490.7 m,飞机落地速度为108.2 m/s。

综上所述,在进近与着陆过程中,当平尾发生结冰并释放大角度襟翼时,会使平尾负迎角迅速增大,因为平尾结冰使平尾临界负迎角减小,所以当平尾结冰达到一定严重程度时,会发生平尾失速现象;随着失速加剧,平尾负升力急剧减小,从而失去配平能力,导致飞机急速俯冲,高度急剧下降,最终飞机坠毁,会极大影响飞机的着陆安全性能。

3结论

(1)巡航状态时,保持升降舵偏角不变,如果平尾发生结冰,飞机将快速进入俯冲状态,平尾负迎角增大,飞行高度急剧下降,速度增加,从而对飞机安全造成极大危害。

(2)不同平尾结冰严重程度下,随着平尾结冰程度的增大,迎角和俯仰角速度的响应变慢,速度和俯仰角的响应幅值减小,对飞机的飞行特性影响加剧,使升降舵效率降低。

(3)当平尾结冰达到一定严重程度并释放大角度襟翼时,会发生平尾失速现象,进而导致安全事故的发生,因此针对我军某型飞机而言,平尾结冰对其安全威胁很大,应该加强预防,并加装一定的防、除冰装置。

参考文献：

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[2]Ratvasky T P,Vanzante J F.NASA/FAA tailplane icing program:flight test report [R].NASA/TP-2000-209908,2000.

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[4]Ratvasky T P,Vanzante J F.In-flight aerodynamic measurements of an iced horizontal tailplane [R].AIAA-99-0638,1999.

[5]史刚,李云.Y-8飞机平尾-积冰导致的飞行事故分析[J].飞行力学,2011,29(5):84-86.

[6]钟长生,张斌,洪冠新.结冰对平尾性能的影响及平尾失速分析[J].中国民航飞行学院学报,2004,15(6):6-9.

[7]应思斌,葛彤,艾剑良.飞机结冰时不变参数识别技术[J].指挥控制与仿真,2012,34(4):55-60.

[8]王明丰,王立新,黄成涛.积冰对飞机纵向操稳特性的量化影响[J].北京航空航天大学学报,2008,34(5):592-595.

[9]Bragg M B,Hutchison T,Merret J,et al.Effect of ice accretion on aircraft flight dynamics [R].AIAA-2000-0360,2000.

[10]苏媛,徐忠达,吴祯龙.飞机积冰后若干飞行力学问题综述[J].航空动力学报,2014,29(8):1878-1893.

(编辑：崔立峰)

Simulation of tailplane icing effect on aircraft dynamic characteristics

WANG Jian-ming, XU Hao-jun, PEI Bin-bin, WANG Xiao-long, CHEN Wei

(Aeronautics and Astronautics Engineering College, Air Force Engineering University, Xi’an 710038, China)

Abstract:This paper mainly analyzed the flight dynamic response on tailplane icing. Based on simple parameter model of tailplane icing, the cruise features with no control and the elevator step response were simulated. Then tailplane stall characteristics and dynamic response during approaching and landing were researched through different icing severity configurations. Finally, the regularity of the influence of tailplane icing on aircraft dynamic characteristics was obtained.

Key words:approaching and landing; dynamic response; tailplane stall; dynamic characteristics

中图分类号：V212.1

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)01-0018-04

作者简介:王健名(1991-)，男，吉林白山人，硕士研究生，研究方向为飞行仿真与飞行安全；徐浩军(1965-)，男，浙江余姚人，教授，博士生导师，研究方向为飞行安全及等离子体隐身。

基金项目:国家自然科学基金资助(61374145);国家重点基础研究发展基金资助(2015CB755802)

收稿日期:2015-05-11;

修订日期:2015-08-27; 网络出版时间:2015-09-11 16:18