飛機方向舵故障建模與側風著陸仿真

雒東超, 袁東, 劉超, 王文星

(中航工業飛行仿真航空科技重點實驗室, 陜西 西安 710089)

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飛機方向舵故障建模與側風著陸仿真

雒東超, 袁東, 劉超, 王文星

(中航工業飛行仿真航空科技重點實驗室, 陜西 西安 710089)

基于風洞試驗數據和CFD數據,建立了某型飛機上、下兩片方向舵在松浮、卡滯和脫落等故障的數學模型；針對方向舵脫落故障，在飛行模擬器上進行了人在環的側風著陸仿真試驗,驗證了模型的準確性,得到了與實際側風響應相吻合的故障模型；最后，基于此模型探討了方向舵故障下的側風著陸安全性與駕駛員負荷。

故障建模; 側風著陸; 仿真; 駕駛員負荷

0 引言

在眾多飛行事故中,由操縱面的結構性故障引起的事故占很大比例[1]。1983年5月1日,以色列一架F-15戰斗機在適應性訓練中右側機翼折斷，飛行員通過加大油門增加飛行速度的方法成功保持飛機以平穩速度降落。由此可見,研究飛機操縱面故障甚至脫落情況的飛機動力學建模和響應計算分析方法并掌握其處置措施是非常必要的。

在進行飛行動力學建模時,需要大量的氣動數據,常常依賴于風洞試驗數據,此方法成本較高。而進行故障建模需要的氣動數據較少,若單獨為此進行風洞試驗得不償失。造成這種局面的主要原因是故障種類繁多,理論分析困難,試驗成本又相當高昂,所以很難得到具有較高逼真度的故障數學模型[2-3]。目前,幾乎所有的故障模擬應用研究人員都是在已有故障數學模型的基礎上或自己建立簡化模型開展應用研究,這種研究的難度相對較小[1]。同樣,本文采用CFD方法獲得了必要的氣動數據,在已有的飛行動力學模型上建立了較為精確的方向舵故障模型。通過對不同種類、不同程度故障下的飛機特性的分析[4-5],建立了某型飛機方向舵松浮、卡滯、脫落故障的動力學模型,并進行了側風著陸仿真試驗,驗證了模型的準確性,在此基礎上探討了方向舵脫落狀態下的側風著陸安全性及駕駛員負荷。

1 方向舵故障分類與建模

本文主要研究了某型飛機上、下兩片方向舵分別松浮、卡滯和脫落等9種故障。

方向舵脫落的飛機,其質量特性模型、飛行控制系統模型和起落架模型等均與原機差異不大,故均可采用原機相應的模型,而由于方向舵的缺失,橫航向氣動力損失較大,且航向操縱效能喪失,所以要重新建立故障飛機的空氣動力學模型(見圖1)。

氣動力系數基本為飛機運動參數、飛行狀態的線性函數[5]:

Ci=Ci0(α,β,Ma)+CiCS(α,β,Ma)+

CiM(Ma)+CiGE+CiCF+CiES

(1)

式中:Ci0(α,β,Ma)為全機氣動系數基本項;CiCS(α,β,Ma)為操縱面偏轉所引起的氣動系數;CiM(Ma)為飛機運動引起的氣動系數;CiGE為地效引起的氣動系數;CiCF為構型變化所引起的氣動系數;CiES為外掛物引起的氣動系數。

圖1 方向舵故障飛機動力學模型建模思路Fig.1 Flight dynamics modeling methods of aircraft with the rudder fallen off

在整個飛行包線范圍內,氣動力和力矩通常采用非線性系數形式。系數包括升力系數、阻力系數和側力系數，以及俯仰力矩系數、滾轉力矩系數和偏航力矩系數。氣動系數一般是飛行狀態、迎角、側滑角、操縱面偏轉角的函數[1，5]。當某型飛機方向舵發生脫落故障時,氣動系數基本項會產生一個增量ΔCi0(H,α,β,Ma),并且方向舵偏轉引起的氣動系數增量為零;當某型飛機的方向舵發生卡滯故障時,方向舵偏轉引起的氣動系數為一常值;當某型飛機方向舵發生松浮故障時,發生故障的方向舵偏轉角近似為側滑角[4]。氣動系數的數學模型如下：

Ci=Ci0(α,β,Ma)+k1ΔCi0(H,α,β,Ma)+

k2Cir(α,δr)+CiGE+CiLG+CiOC

(2)

式中:k1為氣動系數基本項影響因子;k2為方向舵偏轉引起的氣動系數的影響因子;δr為方向舵偏度；CiOC為除方向舵外其他操縱面偏轉引起的氣動系數。

2 氣動數據的獲取

2.1 靜力系數

本文建立氣動力模型所需的氣動數據,大部分已通過風洞試驗獲得。方向舵脫落所引起的氣動系數基本項增量,需通過CFD方法計算得到。將原機和方向舵脫落飛機的三維模型分別帶入到CFD求解器中,計算得出氣動力之差就是方向舵脫落前后的氣動力損失。

利用ANSYS ICEM CFD網格劃分軟件,生成非結構網格,在機身表面進行加密處理。

求解方程為守恒形式的N-S方程:

(3)

式中:U,F,G,H和J均為列向量。有:

采用有限體積法離散控制方程,其空間離散網格采用四面體網格。定義來流為可壓縮的理想氣體,湍流模型采用k-ω模型。

(4)

飛機表面采用固壁無滑邊界,來流馬赫數和方向、靜壓根據飛機使用狀態來確定,流場邊界設置為壓力遠場。

2.2 方向舵脫落對偏航阻尼的影響

假設氣流以正側滑流過垂尾(βvt>0),同時受翼身融合體渦系的影響,將產生側偏,用側洗角σ表示,且當側洗速度沿Oy軸正向時,σ為正值。垂尾處的側滑角為:

βvt=(1-?σ/?β)β

(5)

作用在垂尾上的偏航力矩系數可以表示為:

(6)

式中:Avt=Svtlvt/(Sb)為垂尾靜面矩系數。對β求導:

(7)

(8)

故偏航阻尼與垂尾的面積成正比,安定面占垂尾面積的百分比為λr≈0.773,即方向舵脫落飛機的偏航阻尼系數為原機的0.773倍。

3 人在環的側風著陸仿真及駕駛員負荷分析

3.1 側風著陸仿真

由于方向舵脫落,橫向靜穩定性降低,方向舵脫落后飛機在側風下的響應要比原機劇烈[6]。在本文研究過程中,進行了多組人在環的側風著陸試驗，在不同側風和操縱下，飛機響應大致相同[7-8]。

限于篇幅,本文選取某型飛機抗側風極限30 kn作為研究對象,風向90°。在30 kn側風下,由于風速較大,飛機航跡較難控制,因此在著陸過程中,通常使用側滑-偏航結合法進行側風著陸。為了方便比較和分析,原機在進行側風著陸時同樣采用側滑-偏航結合法。由于風速較快,偏流角在10.6°以上。側風響應曲線如圖2～圖4所示。

圖2 橫航向響應Fig.2 Lateral and directional responses

圖3 縱向響應Fig.3 Longitudinal responses

圖4 下滑軌跡Fig.4 Gliding trajectories

3.2 駕駛員負荷分析

駕駛員的俯仰、滾轉、偏航操縱功率譜密度如圖5所示。由圖可知,在30 kn側風中,方向舵脫落后飛機未操縱腳蹬,而原機會采用腳蹬來修正航向,故原機負荷較大。俯仰操縱頻率維持在0～0.2 Hz,操縱次數明顯增多;滾轉操縱的頻率較原機增大,方向舵脫落后飛機的操縱速率加快,并且小幅滾轉操作較多。

圖5 駕駛員俯仰、滾轉、偏航操縱功率譜密度Fig.5 Power spectral density of pilot’s longitudinal,lateral and directional control

4 結束語

本文以某型飛機為研究對象,建立了某型飛機方向舵卡滯、松浮及脫落故障的動力學模型,并在飛行模擬器上進行了速度30 kn、側風90°下的著陸仿真試驗,驗證了該數學模型的準確性,并在此基礎上研究了駕駛員的操縱負荷。

發生方向舵脫落故障的飛機側風著陸駕駛方法總結如下:當飛機進入五邊并開始下滑,先采用航向、法向、側風來向壓坡度轉彎,使空速方向和機頭方向同時改變。航向角的改變量要與偏流角一致,使飛機航跡保持預定方向；然后回盤回舵,使飛機不帶側滑和坡度,保持飛機航跡對準預定下降點下降。在著陸前的瞬間,如果操縱桿過量,會使飛機同時帶有小量滾轉，所以要協調桿和油門以控制飛機以平穩姿態下滑。

[1] Nguyen N,Krishnakumar K,Kaneshige J,et al.Dynamics and adaptive control for stability recovery of damaged asymmetric aircraft[R].AIAA-2006-6049,2006.

[2] Sun J,Joshi S.An indirect adaptive control scheme in the presence of actuator/sensor failures[R].AIAA-2009-5740,2009.

[3] Ahmed-Zaid F,Ioannou P A,Gousman K,et al.Accommodation of failures in the flight control system of the F-16 aircraft using adaptive control[J].IEEE Control Systems,1991,11(1):73-78.

[4] 張平,陳宗基.飛機操縱面故障研究及其補償重構[J].飛行力學,1997,15(3):67-72.

[5] 袁東.先進戰斗機地面飛行模擬器的建模與仿真[D].西安: 西北工業大學,2005.

[6] 周自全,張子彥.飛行品質與飛行安全[J].飛行力學,2009,27(2):1-6.

[7] 張立彬,蘇勝昔.關于飛機側風著陸問題的分析[J].飛行力學,2002,20(4):51-55.

[8] 楊一棟.飛機抗側風著陸系統[J].航空學報,1988,9(7):393-397.

(編輯：方春玲)

Modeling of aircraft rudder faults and simulation of landing in crosswind

LUO Dong-chao, YUAN Dong, LIU Chao, WANG Wen-xing

(AVIC Aeronautical Science and Technology Key Laboratory of Flight Simulation, Xi’an 710089, China)

Based on the data of wind tunnel experiments and CFD, the model of some aircraft’s rudder faults is built, such as loosing, jamming and falling off of each rudder. By conducting pilot-in-loop simulation tests with the rudder falling off using a high-level flight simulator, this paper verifies the accuracy of the model. The fault models matching the crosswind response are also given. In the end, this paper discusses the safety of landing and pilot load in the crosswind with the rudder failed.

modeling of faults; landing in crosswind; simulation; pilot load

2016-03-15;

2016-08-11;

時間:2016-09-22 14:55

雒東超(1990-)，男，遼寧朝陽人，碩士，研究方向為飛行動力學建模與飛行控制。

V212.1

A

1002-0853(2016)06-0082-04