短距起飛垂直降落飛行器飛行品質(zhì)研究

陳坤，史志偉，陳永亮

(南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院，江蘇 南京210016)

0 引言

短距起飛垂直降落(STOVL)飛行器與常規(guī)飛機的主要區(qū)別在于:它不僅可以如同常規(guī)飛機一樣飛行，而且能夠進行空中懸停、垂直著陸、加減速過渡、側(cè)移和短距/垂直起飛等。這些特殊的性能，使STOVL飛行器在狹小的場地或惡劣的氣候條件下比常規(guī)飛機具有更強的生存能力，是下一代飛行器的發(fā)展方向之一。推力矢量技術(shù)是實現(xiàn)STOVL的最佳手段［1-3］。目前，帶推力矢量的STOVL飛行器主要有:英國的“鷂”式，美國海軍陸戰(zhàn)隊的AV-8A和AV-8B，美國最新研制的F-35B，原蘇聯(lián)和西德分別研制過的雅克-38、雅克-141和VAK-191B垂直/短距起落飛機［4-8］。

在過渡和懸停階段，STOVL飛行器擁有特殊的飛行品質(zhì)要求，是常規(guī)飛機所不具有的［9］。國際上現(xiàn)行的關(guān)于STOVL飛行器的飛行品質(zhì)規(guī)范主要使用的是 AGARD 577［10］和 MIL-F-83300［11］。目前我國尚沒有關(guān)于STOVL飛行器的飛行品質(zhì)規(guī)范，相關(guān)研究資料也較少。本文在研究國外STOVL飛行器飛行品質(zhì)規(guī)范的基礎(chǔ)上，分析了在過渡和懸停狀態(tài)下俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航軸的控制效能、縱向與橫向特征根，并給出了一些過渡或懸停狀態(tài)下對STOVL飛行器的特殊要求。

1 過渡狀態(tài)下的飛行品質(zhì)要求

在過渡飛行狀態(tài)下，AGARD 577和 MIL-F-83300對俯仰軸控制效能的定義如圖1所示。圖中:θ(1)表示當(dāng)操縱位移(δ)在0.3 s達到最大值后，1 s時刻俯仰角的變化值;θ¨max表示初始時刻的最大俯仰角加速度。滾轉(zhuǎn)軸和偏航軸也采取同樣的定義方法。

圖1 過渡狀態(tài)下俯仰控制效能定義Fig.1 Definition of pitch control effectiveness in transition

表1～表3給出了過渡飛行狀態(tài)下AGARD 577和MIL-F-83300對俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航控制效能的具體要求。俯仰控制效能要求如表1所示，AGARD 577 給出了 θ(1)和 θ¨max的參考值，MIL-F-83300 則要求平尾用于配平后需留有50%以上的操縱裕度。

表1 過渡狀態(tài)下俯仰控制效能要求Table 1 Requirements of pitch control effectiveness in transition

表2給出了滾轉(zhuǎn)控制效能。可以看出，AGARD 577給出了對 φ(1)和的參考值，MIL-F-83300則以滾轉(zhuǎn)30°所需要的時間tφ=30°作為準(zhǔn)則，它們都要求橫向操縱除了用于滾轉(zhuǎn)控制以外要留有50%的操縱裕度，用于抑制方向舵偏轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的側(cè)滑。

表2 過渡狀態(tài)下滾轉(zhuǎn)控制效能要求Table 2 Requirements of roll control effectiveness in transition

表3 過渡狀態(tài)下偏航控制效能要求Table 3 Requirements of yaw control effectiveness in transition

表4給出了在過渡狀態(tài)下進場時，對飛行航跡控制效能的要求。要求過渡過程中具有穩(wěn)定爬升和下降能力，要求飛行器在以某一推力狀態(tài)下進場時，在不改變構(gòu)型的情況下，通過改變發(fā)動機推力，能夠?qū)崿F(xiàn)平飛或比進場航跡角低4°的飛行，從而能夠?qū)崿F(xiàn)航跡跟蹤。

表4 過渡狀態(tài)下飛行航跡控制效能要求Table 4 Requirements of flight path effectiveness in transition

以XV-15為例，圖2給出了STOVL飛行器的過渡飛行包線。如過渡包線越狹窄，則過渡過程中對推力矢量偏轉(zhuǎn)角的要求越嚴格，操縱越不容易。AGARD 577要求在整個過渡包線內(nèi)能夠連續(xù)加速或減速，加減速能力要能達到0.5g，MIL-F-83300則要求能夠快速地從任何配平點進行加速或減速，它們都要求過渡過程中航向應(yīng)較容易保持。

圖2 STOVL飛行器過渡飛行包線Fig.2 STOVL aircraft flight envelope in transition

圖3 和圖4給出了過渡飛行條件下對縱向和橫向特征根的要求，分為儀表飛行和目視飛行，對縱向振蕩根的要求轉(zhuǎn)化成固有頻率阻尼比形式。圖中的黑色三角代表AV-8A的特征根，這些特征根都是在沒有施加控制增穩(wěn)系統(tǒng)下得到的。由于AV-8A在過渡狀態(tài)下縱向特征根達不到2級飛行品質(zhì)，因此并未顯示在圖中，可見過渡飛行時其縱向是不穩(wěn)定的。AV-8A橫向滾轉(zhuǎn)和螺旋模態(tài)都是穩(wěn)定的，荷蘭滾模態(tài)稍微發(fā)散。在沒有控制增穩(wěn)條件下，AV-8A在過渡狀態(tài)下是難以操縱的。

圖3 過渡狀態(tài)下縱向振蕩根要求Fig.3 Requirements for longitudinal oscillation roots in transition

圖4 過渡狀態(tài)下橫側(cè)向振蕩根要求Fig.4 Requirements of lateral oscillation roots in transition

2 懸停狀態(tài)下的飛行品質(zhì)要求

表5～表7給出了在懸停狀態(tài)下對俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航控制效能的要求。對于俯仰控制效能，AGARD 577 給出了對 θ(1)和的參考值，而MIL-F-83300只給出了對θ(1)的要求;對于滾轉(zhuǎn)控制效能，AGARD 577給出了對φ(1)和的要求，而MIL-F-83300只給出了對φ(1)的要求;對于偏航控制效能，AGARD 577 給出了對和偏航 15°需要的時間tψ=15°的要求，而MIL-F-83300只給出了對ψ(1)的要求。

表5 懸停狀態(tài)下俯仰控制效能要求Table 5 Requirements of pitch control effectiveness in hovering

表6 懸停狀態(tài)下滾轉(zhuǎn)控制效能要求Table 6 Requirements of roll control effectiveness in hovering

表7 懸停狀態(tài)下偏航控制效能要求Table 7 Requirements of pitch control effectiveness in hovering

主要考慮推重比和垂向阻尼之間的關(guān)系，表8給出了對于垂向控制效能要求。由于懸停狀態(tài)下飛行器本體垂向阻尼較小，按1級飛行品質(zhì)要求推重比要達到1.1，可以通過控制增穩(wěn)系統(tǒng)改善垂向阻尼，減少對推重比的要求。

表8 懸停狀態(tài)下垂向運動控制效能要求Table 8 Requirements of vertical motion effectiveness in hovering

圖5給出了懸停狀態(tài)下縱向和橫向特征根的要求，分為儀表飛行和目視飛行。圖中的黑色三角代表AV-8A的縱向特征根，可以看出，其部分特征根沒有達到2級飛行品質(zhì)。在沒有控制增穩(wěn)系統(tǒng)條件下，AV-8A在懸停狀態(tài)下還是較難控制的。

圖5 懸停狀態(tài)下縱向和橫向特征根要求Fig.5 Requirements for longitudinal and lateral characteristic roots in transition

3 STOVL無人飛行器減速過渡品質(zhì)分析

STOVL無人飛行器發(fā)動機推力矢量主要包括兩個前升力矢量噴管和一個主矢量噴管。兩個前升力噴管和主噴管均可以由水平位置向下偏轉(zhuǎn)98°，主要用于短距起飛、過渡和垂直降落所需要的推力矢量控制;另外還有一對前后俯仰姿態(tài)噴管、一對滾轉(zhuǎn)姿態(tài)噴管和一對偏航姿態(tài)噴管，用于垂直降落和過渡段輔助舵面進行姿態(tài)控制。STOVL無人飛行器的常規(guī)控制舵面包括升降舵、方向舵和副翼。

研究中分析該飛行器減速過渡階段的部分品質(zhì)，設(shè)定的減速過渡速度范圍為250～60 km/h。當(dāng)速度低于最小平飛速度(160 km/h)時，必須使用推力矢量才能維持按預(yù)設(shè)航跡的減速過渡飛行。

在減速過渡飛行階段，發(fā)動機始終處于加力狀態(tài)，發(fā)動機推力矢量最大偏轉(zhuǎn)。首先分析減速過渡段在不同推力下所需的時間和飛行距離，以及減速過渡段迎角、升降舵偏角和縱向加速度在不同推力下隨速度的變化，如圖6和圖7所示。

圖6 不同油門下減速過渡所需時間和飛行距離Fig.6 Time and distance required for deceleration transition at different throttle settings

由圖6計算結(jié)果可以看出，推力越小，減速時間越少，減速距離越短，但影響不大。

圖7 減速過渡段迎角、升降舵偏角和縱向加速度在不同油門下隨速度的變化Fig.7 Deceleration transition angle of attack，elevator and longitudinal acceleration at different throttles

由圖7計算結(jié)果可以看出:在不同推力水平下，配平迎角、升降舵偏角以及減速性能的差別只有在低速下才比較明顯，配平迎角越大，阻力越大，減速性能越好;升降舵直到臨界速度前還具有一定的控制效能。

根據(jù)過渡狀態(tài)飛行品質(zhì)的要求，計算在整個過渡飛行包線內(nèi)(250～60 km/h)的縱向和橫向特征根，設(shè)置發(fā)動機油門大小為1.2。將縱向特征根轉(zhuǎn)化為固有頻率阻尼比形式，如圖8所示，橫側(cè)向特征根如圖9所示。

圖8 縱向特征根固有頻率阻尼比形式Fig.8 Natural frequency and damping ratio form of longitudinal characteristic roots

圖9 橫側(cè)向特征根Fig.9 Lateral characteristic roots

將圖8固有頻率阻尼比計算值與圖3過渡狀態(tài)下對縱向特征根要求相比較，在過渡速度較大時，可以滿足2級飛行品質(zhì)，在過渡速度逐漸降低時，縱向特征根的飛行品質(zhì)特性也逐漸變差。

將圖9中橫側(cè)向特征根與圖4過渡狀態(tài)下對橫側(cè)向特征根要求相比較，滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)在整個過渡過程中滿足1級飛行品質(zhì)，荷蘭滾模態(tài)和螺旋模態(tài)在整個過渡過程中速度較高時滿足1級飛行品質(zhì)，當(dāng)速度低于90 km/h時，僅滿足2級飛行品質(zhì)。

由上述的分析可知，隨過渡速度的降低，特征根穩(wěn)定性變差，飛行品質(zhì)惡化。若要提高過渡過程中縱向和橫向飛行品質(zhì)，需施加控制增穩(wěn)系統(tǒng)，改善縱向和橫向的穩(wěn)定特性。

下面分析在減速過渡過程中，升降舵和副翼的最大操縱效能。此時發(fā)動機油門設(shè)為1.2，發(fā)動機矢量噴管全部偏轉(zhuǎn)到最大98°。圖10給出了1 s時間俯仰角和滾轉(zhuǎn)角的最大變化值，圖11給出了俯仰角加速度和滾轉(zhuǎn)角加速度的最大值。

圖10 俯仰角速率和滾轉(zhuǎn)角速率控制效能Fig.10 Pitch and roll angle control effectiveness

圖11 俯仰角加速度和滾轉(zhuǎn)角加速度控制效能Fig.11 Pitch and roll angle acceleration control effectiveness

與表1過渡狀態(tài)下對俯仰控制效能的要求相比:當(dāng)速度大于180 km/h時，滿足AGARD 577對俯仰控制效能的要求;當(dāng)速度逐漸減小，控制效能也變得越來越弱。與表2過渡狀態(tài)下對滾轉(zhuǎn)控制效能的要求相比，也有類似的結(jié)果。可見，在低速情況下，僅靠舵面的操縱，滿足不了俯仰和滾轉(zhuǎn)軸對控制效能的要求，需要姿態(tài)噴管協(xié)同控制。

4 結(jié)論

STOVL飛行器擁有一些特殊的飛行性能和品質(zhì)規(guī)范，分析AGARD R-577和MIL-F-83300可知:

(1)和常規(guī)飛機相比，過渡包線等品質(zhì)指標(biāo)都是STOVL飛行器所特有的，過渡和懸停狀態(tài)的控制效能要求和縱橫向模態(tài)指標(biāo)也與常規(guī)飛機有明顯差別。

(2)通過分析某STOVL無人飛行器過渡性能，發(fā)現(xiàn)其在過渡速度較低階段，品質(zhì)特性逐漸變差，舵面效率變得不足，需要在氣動設(shè)計和控制系統(tǒng)設(shè)計方面予以重視。

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