基于Simulink 的反尾旋伞系统建模与仿真

2020-08-17李玉飞黄勇强

教练机 2020年2期

关键词：迎角力矩阻力

相梅，李玉飞，武琳，黄勇强

（航空工业洪都，江西南昌，330024）

0 引言

失速/尾旋是飞机最复杂的飞行状态之一，在新型战斗机试飞时，尾旋及其改出是飞行试验不可缺少的项目。反尾旋伞系统是进行飞机大迎角失速/尾旋试验时，保证飞机飞行安全必备的一套应急保障系统。

由于失速/尾旋飞行现象的复杂性、危险性，为了确保飞行试验的安全，飞机的大迎角失速/尾旋飞行试验必须加装应急反尾旋装置。当飞机进入尾旋状态，而飞行员用操纵面无法改出时，可以使用反尾旋伞强行使飞机从失控的尾旋状态中改出到正常飞行状态。

反尾旋伞技术目前在国外航空发达国家已属成熟技术，并已形成系列产品。我国于20 世纪90年代末，曾在失速尾旋领域取得重大理论突破。1999年4月，试飞员分别从正飞尾旋和倒飞尾旋中改出，填补了我国航空领域的空白。但由于当时我国还没有完全掌握 “反尾旋伞” 技术，试飞没有深入下去，就此搁浅。2007年，试飞院终于成功研制了反尾旋伞，自此填补了国内反尾旋伞研制的空白，为后续进行高风险的失速尾旋试飞提供了安全保障。

本文以某型高级教练机为例，在大迎角飞行仿真过程中，增加反尾旋伞模型，验证飞机尾旋发展、进入及使用反尾旋伞后的尾旋改出过程的仿真验证。

1 反尾旋伞建模

根据尾旋中反尾旋伞的动力学机理，建立伞-机一体的动力学方程。

1.1 反尾旋伞的动力学原理

飞机尾旋改出的关键在于产生制止飞机偏航和滚转的力矩，产生使飞机减小迎角的力矩。

反尾旋伞系统一般安装在飞机的尾部，尾旋试飞时，当试飞员决定用反尾旋伞改出尾旋时，按压反尾旋伞系统的开伞按钮，控制系统就会启动相应的开伞机构，把伞系统从伞舱中射出到自由流中，随着伞衣和伞连接绳的拉出，在空气动力作用下，伞衣迅速充气张开，产生与飞机飞行速度相反的制动阻力，形成很大的制止飞机偏航和俯仰运动的制动力矩，从而使飞机从尾旋中改出。

1.2 反尾旋伞作用力模型

某型高级教练机配备的反尾旋伞具体参数如下：

伞绳锁钩（伞钩）作用点：飞机对称面内距机头距离lp，距水平基准线距离yp，反尾旋伞面积S，伞阻力系数CD。

根据阻力伞产生阻力的基本原理，伞的阻力一般可表示为：CDSQ，在考虑开伞动态过程时，伞阻力可进一步表示为：CDSQKp。图1 示出利用反尾旋伞改出尾旋的动力学作用原理。

图1 反尾旋伞工作机理示意图

伞钩作用点处的局部迎角和侧滑角与作用点处的三轴速度分量Vx、Vy、Vz有关，具体如下：

由式（1）-式（3）可以得到：

式中：

αs—反尾旋伞作用点处的局部迎角，rad；

βs—反尾旋伞作用点处的侧滑角，rad。

由图1 可以看出，可把反尾旋伞产生的伞阻力CDSQKp分解为飞机受到的力和力矩：

式中：

Q—动压，kgf/m2；

Kp—开伞冲击系数（开伞过程中，动态载荷与相同速度下的稳定载荷之比，一般取1.2）。

将反尾旋伞工作时形成的气动力和力矩即式（6）-式（11）加入飞机机体-机体动力学方程组，形成尾旋飞行时飞机反尾旋伞系统动力学方程组。

根据公式（1）-（11）建立Simulink 模型，并添加至飞机仿真模型中，即得到带有反尾旋伞系统的飞机仿真模型。

2 六自由度仿真计算

由前面分析可知，当伞所产生的偏航和俯仰力矩大于飞机的惯性力矩时，飞机即可停止旋转，减小迎角，进入正常飞行状态。

以某型高级教练机为例，在飞机+飞控系统状态下，选取状态点10km、0.38M，飞机平飞状态，仿真时间10s 释放反尾旋伞，仿真时间20s 断开反尾旋伞，如图2 所示，在开伞后由于伞产生的力和力矩影响，飞机低头减速（由于纯数字仿真，无横航向扰动，因此横航向无响应），在断开反尾旋伞后飞机俯冲增速，直至航迹稳定飞行。

图2 带系统平飞释放反尾旋伞并切断仿真结果

由于飞机+飞控系统的数字仿真中飞机无法进入偏离、尾旋模态，而为了模拟飞机的尾旋模态，在纯飞机下进行尾旋状态的数学仿真，选取状态点10km、0.38M，配平迎角13.9°，在仿真时间2～15s 偏转平尾至-30°，使飞机迎角持续增大，当迎角达到35°左右时，向左偏转方向舵至30°（仿真时间3～18s），使飞机向右偏航，逆旋转方向偏转副翼至30°(仿真时间3～15s)，使飞机右滚，在仿真时间18s 时停止三轴操纵，飞机进入稳定右尾旋，如图3 实线所示。

在上述尾旋仿真模型基础上增加反尾旋伞模型，进行相同操纵，停止三轴操纵后飞机稳定旋转两周左右，在仿真时间25s 时打开反尾旋伞，仿真结果如图3 虚线所示，可以看出，飞机在仿真时间35s 左右时成功改出稳定尾旋状态，改出延迟圈为2 圈。