加裝吊艙對飛機操穩(wěn)特性的影響及其尺寸界定

顏凱, 郝琳召, 張鋒

(中國飛行試驗研究院 試驗機設(shè)計改裝研究部, 陜西 西安 710089)

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加裝吊艙對飛機操穩(wěn)特性的影響及其尺寸界定

顏凱, 郝琳召, 張鋒

(中國飛行試驗研究院 試驗機設(shè)計改裝研究部, 陜西 西安 710089)

摘要:在機身等部位加裝吊艙會導(dǎo)致飛機氣動外形發(fā)生變化,為保證飛行安全,需要評估吊艙對飛機操穩(wěn)特性的影響。通過CFD方法計算了某型飛機在加裝不同尺寸吊艙下的氣動特性,在原型機基礎(chǔ)上通過增量法建立飛機飛行動力學模型,以必要的操穩(wěn)特性指標為依據(jù),評估加裝吊艙對原型機操穩(wěn)特性的影響,并結(jié)合飛行品質(zhì)標準及飛機使用限制,給出了吊艙尺寸界限。結(jié)果表明,加裝吊艙對原型機短周期模態(tài)、螺旋模態(tài)、定常直線平飛和俯仰拉升時的操縱有一定的影響,依據(jù)影響繪制尺寸界定區(qū)域圖可為飛機改裝提供依據(jù)。

關(guān)鍵詞:氣動增量; 操穩(wěn)特性; 尺寸界定; 飛機改裝

0引言

在航空設(shè)備的研制過程中,由于設(shè)備性能的估算涉及到許多未知因素,最終的性能必須通過試驗和試飛來評估[1]。在進行試飛評估時,需要將航空設(shè)備加裝到飛機上合適的位置以保證設(shè)備性能的試驗要求，由于受到結(jié)構(gòu)限制,通常會在飛機上加裝外掛吊艙。吊艙裝機會對載機氣動特性產(chǎn)生影響[2-4],引起飛機操穩(wěn)特性的變化。為了保證飛行安全,獲得飛機加裝外掛后的安全使用條件,需要評估外掛物對飛機操穩(wěn)特性的影響。

本文以某型運輸機為研究對象,在機身兩側(cè)增加不同尺寸的吊艙。以原型機氣動特性為基礎(chǔ),通過CFD方法計算增加不同尺寸吊艙后飛機的氣動特性,在此基礎(chǔ)上建立原型機及增加吊艙后飛機的飛行動力學模型。選取必要的、影響飛行安全的操縱性、穩(wěn)定性指標,計算飛機的操穩(wěn)特性,評估增加不同尺寸的吊艙對原型機操穩(wěn)特性的影響。在此基礎(chǔ)上,結(jié)合飛行品質(zhì)相關(guān)規(guī)范以及飛機使用限制,給出吊艙尺寸界限,可為以后的飛機改裝和試飛提供參考。

1加裝吊艙的飛機動力學建模

選取某型運輸機為研究對象,機長33.6 m,翼展38 m,平均氣動弦長3.45 m。如圖1所示,吊艙加裝位置位于機身中后部,前整流罩為橢圓型,后整流罩為拋物線型,深色部分為所加裝的吊艙,吊艙特征尺寸用當量直徑Dd和長度L表示。

圖1　吊艙布局圖Fig.1　Pod layout

考慮飛行品質(zhì)計算需要,飛機飛行動力學模型包括:本體幾何質(zhì)量特性、地效、發(fā)動機模型、氣動模型。根據(jù)動量和動量矩定理,飛機六自由度動力學方程組為:

(1)

式中:m為飛機質(zhì)量;V為飛機空速;ω為飛機繞體軸系角速度;h為飛機總動量矩;Fall為飛機受到的合力;Mall為飛機受到的合力矩。

飛機氣動力、力矩由兩部分構(gòu)成:原型機氣動力、力矩以及加裝吊艙后引起的飛機氣動力、力矩增量[4]。

(2)

式中:[D0,C0,L0]T,[L0,M0,N0]T為原型機氣動力和力矩;[ΔD,ΔC,ΔL]T,[ΔL,ΔM,ΔN]T為加裝吊艙引起的飛機氣動力和力矩增量。

通過增量表示飛機氣動特性在試飛中被證明是行之有效的,能夠獲得加裝吊艙后飛機較為準確的氣動模型[4-5]。以式(1)為基礎(chǔ),采用小擾動理論對方程組進行線化,研究加裝吊艙對飛機操穩(wěn)特性的影響,進而根據(jù)飛行品質(zhì)規(guī)范及飛機使用限制,給出吊艙尺寸界限。

2飛機縱向操穩(wěn)特性

2.1縱向靜穩(wěn)定性

計算后重心狀態(tài)飛機加裝吊艙縱向靜穩(wěn)定性的變化,結(jié)果如圖2所示。

從計算結(jié)果可以看出,飛機縱向靜穩(wěn)定性略有減小,這是由于機身兩側(cè)加裝的吊艙對機翼流場幾乎沒有影響,僅使機身局部流場發(fā)生變化,全機氣動焦點前移。

圖2　加裝吊艙對飛機縱向靜穩(wěn)定性影響Fig.2　Aircraft’s longitudinal static stability with pods

2.2縱向模態(tài)特性

縱向運動模態(tài)包括短周期模態(tài)和長周期模態(tài)?？v向模態(tài)特性評估公式為:

(3)

(4)

式中:ωsp,ζsp為短周期模態(tài)無阻尼自振頻率和阻尼比;ωp,ζp為長周期模態(tài)無阻尼自振頻率和阻尼比。

通過式(3)計算飛機加裝不同尺寸吊艙后的短周期模態(tài)阻尼比,結(jié)果如圖3所示。計算結(jié)果表明,加裝吊艙后飛機短周期模態(tài)阻尼比略有增加,在0.47～0.65之間,均在1級飛行品質(zhì)范圍內(nèi)。

圖3　短周期模態(tài)阻尼比Fig.3　Damping ratio of the short period mode

原型機長周期模態(tài)特性位于3級飛行品質(zhì)范圍內(nèi)。通過式(4)評估長周期模態(tài)特性的變化,計算結(jié)果如圖4所示。

計算結(jié)果表明,飛機加裝吊艙后長周期模態(tài)阻尼比增加。根據(jù)GJB 185-1986飛行品質(zhì)規(guī)范標準,考慮長周期模態(tài)阻尼比要求,得出飛機加裝的吊艙尺寸界限如下:吊艙當量直徑0.6 m,長度12 m時,長周期模態(tài)特性位于2級飛行品質(zhì)范圍內(nèi);吊艙當量直徑1.6 m,長度10 m時,長周期模態(tài)特性位于1級飛行品質(zhì)范圍內(nèi)。

圖4　長周期模態(tài)阻尼比Fig.4　Damping ratio of the long period mode

2.3縱向操縱特性

考慮縱向典型運動,如定常直線平飛、俯仰拉升運動。定常直線平飛按如下公式配平:

(5)

配平結(jié)果如圖5所示。

圖5　飛機定常直線平飛配平結(jié)果Fig.5　Trim results of steady level flight

為保留一定的操作裕度,升降舵偏角不能超過±20°。計算結(jié)果表明:升降舵偏角在使用范圍內(nèi);試驗機低速運動舵偏效能不足,為保證升降舵有足夠的操縱效能,吊艙當量直徑不得超過1.6 m,長度不得超過12 m。

評估飛機俯仰拉升運動用?δe/?nn表示:

(6)

?δe/?nn<0符合駕駛員正常操縱習慣。過小的?δe/?nn容易引起大的法向過載;過大的?δe/?nn則限制了飛行器的機動能力。根據(jù)飛行品質(zhì)規(guī)范評估吊艙尺寸界限,結(jié)果如圖6所示。

綜上所述，糖尿病并發(fā)肺結(jié)核診斷實行CT檢查的效果顯著，能充分發(fā)揮CT檢查多樣性的作用，大大提高干酪樣病變及空洞形成的診斷檢出率，值得在臨床領(lǐng)域中使用及推廣。

圖6　 ?δe/?nn隨馬赫數(shù)的變化Fig.6　Variation of ?δe/?nn with Ma

計算結(jié)果表明:加裝吊艙后,?δe/?nn數(shù)值增大;當?shù)跖摦斄恐睆綖?.0 m,長度為10 m時,飛行品質(zhì)降級。

3飛機橫航向操穩(wěn)特性

3.1橫航向靜穩(wěn)定性

橫航向靜穩(wěn)定性計算結(jié)果如圖7所示。

圖7　橫航向靜穩(wěn)定性Fig.7　Lateral-directional static stability

加裝吊艙后,飛機橫向靜穩(wěn)定性降低,航向靜穩(wěn)定性增加。其主要原因是由于加裝的吊艙位于機身尾部,對機身尾部流場影響較大,改變了試驗機艙門兩側(cè)鼓包的尾渦能量[8-9],使得試驗機偏航力矩導(dǎo)數(shù)增大,滾轉(zhuǎn)力矩導(dǎo)數(shù)減小。

3.2橫航向模態(tài)特性

橫航向模態(tài)包括滾轉(zhuǎn)模態(tài)、荷蘭滾模態(tài)和螺旋模態(tài)。橫航向模態(tài)特性評估公式如下:

(7)

(8)

(9)

根據(jù)式(8)計算飛機荷蘭滾模態(tài)特性,結(jié)果如圖8所示。

圖8　飛機荷蘭滾模態(tài)特性Fig.8　Dutch-roll mode characteristic

計算結(jié)果表明,飛機在低空和巡航高度的阻尼比略有下降。根據(jù)飛行品質(zhì)規(guī)范,加裝吊艙后飛機荷蘭滾模態(tài)特性均在1級品質(zhì)范圍內(nèi),加裝吊艙沒有引起明顯的飛行品質(zhì)降級。

根據(jù)式(9)計算飛機螺旋模態(tài)特性,計算結(jié)果如圖9所示。

圖9　飛機螺旋模態(tài)特性Fig.9　Spiral mode characteristic

計算結(jié)果表明:加裝吊艙后飛機螺旋模態(tài)特性略有下降。起降階段,原型機位于1級飛行品質(zhì)范圍內(nèi);吊艙當量直徑0.6 m,長度8 m時,下降到2級飛行品質(zhì);吊艙當量直徑1.6 m,長度12 m時,下降到3級飛行品質(zhì)。巡航階段,原型機位于1級飛行品質(zhì)范圍內(nèi)。吊艙當量直徑1.6 m,長度12 m時,下降到2級飛行品質(zhì)。

3.3橫航向操縱特性

計算定常直線側(cè)滑飛行、定常協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎、滾轉(zhuǎn)運動的舵面需求。

飛機進行定常直線側(cè)滑飛行的配平公式為:

(10)

根據(jù)式(10),計算結(jié)果如圖10所示。

圖10　定常直線側(cè)滑飛行配平結(jié)果Fig.10　Trim results of steady sideslip flight

計算結(jié)果表明:隨著吊艙尺寸增加,受方向舵舵效限制的最大側(cè)滑角減小,加裝吊艙后飛機定常直線側(cè)滑飛行能力下降。原型機副翼舵效不能滿足試驗機以最大側(cè)滑角作定常直線側(cè)滑飛行時的操縱需求,加裝吊艙后,正是由于最大側(cè)滑角減小,飛機作定常直線側(cè)滑飛行所需副翼舵效降低,當?shù)跖摦斄恐睆?.6 m,長度8 m時,副翼舵效能夠全部滿足需求。

飛機從水平定常直線平飛轉(zhuǎn)入定常協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時,法向過載為:nn=1/cosμ,μ為航跡滾轉(zhuǎn)角。一方面要平衡過載增量Δnn=nn-1產(chǎn)生的氣動力矩,另一方面要平衡角速度引起的氣動力矩,于是有:

(11)

其中:

根據(jù)式(11),計算飛機從定常直線平飛轉(zhuǎn)入定常協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎狀態(tài)的舵面偏度。計算結(jié)果表明,飛機加裝吊艙后舵面偏轉(zhuǎn)與原型機差別很小。這是由于橫航向氣動力矩增量主要由角速度引起,而在機身部位加裝吊艙對飛機橫航向阻尼導(dǎo)數(shù)影響很小[7]。

由于吊艙對副翼附近流場幾乎沒有干擾,對方向舵附近流場干擾也非常小,飛機加裝吊艙后橫航向操縱導(dǎo)數(shù)與原型機基本相同。飛機加裝吊艙前后橫航向氣動力矩增量、操縱導(dǎo)數(shù)基本相同,綜合作用下飛機加裝吊艙后定常協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎操縱與原型機基本一致。

對于飛機的滾轉(zhuǎn)運動,按照單自由度滾轉(zhuǎn)近似運動,動力學方程為:

(12)

根據(jù)上面的分析,飛機在機身后部加裝吊艙對滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)、滾轉(zhuǎn)操縱導(dǎo)數(shù)幾乎沒有影響,加裝吊艙后滾轉(zhuǎn)操縱性能與原型機基本相同,計算結(jié)果也表明加裝吊艙對飛機滾轉(zhuǎn)操縱性能幾乎沒有影響。

4吊艙尺寸界定

綜合吊艙對飛機縱向操穩(wěn)特性、橫航向操穩(wěn)特性的影響,吊艙尺寸界定如圖11～圖13所示。

圖11　考慮穩(wěn)定性的吊艙尺寸界定Fig.11　Pod’s dimensional limits with stability considered

可以看出:受長周期模態(tài)飛行品質(zhì)影響,在深灰色區(qū)域，全包線滿足1級飛行品質(zhì)要求;在淺灰色區(qū)域，包線部分區(qū)域滿足2級飛行品質(zhì)要求;在白色區(qū)域,包線部分區(qū)域滿足3級飛行品質(zhì)要求。

圖12　考慮縱向操縱性的吊艙尺寸界定Fig.12　Pod’s dimensional limits with longitudinal controllability considered

在圖12中,受定直平飛和拉升運動操縱性限制,在白色區(qū)域,全包線范圍內(nèi)定直平飛和拉升運動均滿足操縱性要求;在淺灰色區(qū)域,定直平飛全包線范圍內(nèi)滿足操縱性要求,拉升運動包線局部范圍受限;在深灰色區(qū)域,定直平飛和拉升運動包線范圍局部受限。

圖13　考慮橫航向操穩(wěn)特性的吊艙尺寸界定Fig.13　Pod’s dimensional limits lateral-directional 　　controllability and stability considered

橫航向吊艙尺寸受螺旋模態(tài)和定常直線側(cè)滑平飛限制。在圖13中,區(qū)域①螺旋模態(tài)為1級飛行品質(zhì),定直側(cè)滑平飛全包線使用受限;區(qū)域②螺旋模態(tài)為2級飛行品質(zhì),定直側(cè)滑平飛全包線使用受限;區(qū)域③螺旋模態(tài)為2級飛行品質(zhì),定直側(cè)滑平飛全包線滿足要求;區(qū)域④螺旋模態(tài)為3級飛行品質(zhì),定直側(cè)滑平飛全包線滿足要求。

5結(jié)束語

本文將加裝吊艙后飛機氣動模型分為原型機與加裝吊艙后的增量兩部分,通過CFD方法計算飛機氣動特性,在此基礎(chǔ)上進行飛行動力學建模，選取必要的操穩(wěn)特性指標,評估加裝吊艙對飛機操穩(wěn)特性的影響。計算結(jié)果表明:在機身中后段加裝吊艙,飛機縱向長周期模態(tài)出現(xiàn)品質(zhì)降級,縱向定常直線平飛操縱效能下降,拉升運動時的縱向操縱效能下降;橫航向螺旋模態(tài)出現(xiàn)品質(zhì)降級,定常直線側(cè)滑飛行由于能夠保持側(cè)滑飛行的最大側(cè)滑角下降,副翼操縱效能變得能夠滿足包線使用要求。根據(jù)吊艙尺寸對飛機操穩(wěn)特性的影響,繪制了吊艙的尺寸界定圖,可為該型飛機的改裝提供參考。

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(編輯：崔立峰)

Influence of pod on controllability and stability of aircraft and its dimensional limits

YAN Kai, HAO Lin-zhao, ZHANG Feng

(Experimental Aircraft Design and Modification Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

Abstract:Installing pods in fuselage and other parts will cause the change of aircraft’s aerodynamic shape, it’s necessary to evaluate the influence of pod on maneuverability and stability of aircraft to ensure flight safety. In the paper, the aerodynamic characteristics of an aircraft with pods of different sizes were calculated using CFD, the flight dynamic model was established based on the prototype with incremental method. Then the influence was evaluated based on the essential subjects of maneuverability and stability, the pod’s dimensional limits were given by combining the flying quality specification with the influence. The results show that the short period mode, the spiral mode, the control in steady level flight and pitch-up maneuvers are all influenced with pods installed. The figures for dimensional limits plotted according to the influence could provide the basis for further modification of aircraft.

Key words:aerodynamic increment; controllability and stability; dimensional limits; aircraft modification

中圖分類號：V212.1

文獻標識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)01-0072-05

作者簡介:顏凱(1988-)，男，江蘇淮安人，助理工程師，碩士，研究方向為試驗機設(shè)計改裝、飛行性能/品質(zhì)和飛行控制。

收稿日期:2015-06-15;

修訂日期:2015-09-14; 網(wǎng)絡(luò)出版時間:2015-10-30 08:57