俄羅斯飛機模型動態(tài)試驗與失速/過失速模態(tài)研究回顧

顏 巍

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

0 引言

飛機的飛行力學特性是由牛頓第二定律所決定的：即F=m×a，這里加速度“a”綜合了氣動力(升力和阻力)、發(fā)動機推力等，表征了飛機的氣動特性，質(zhì)量“m”糅合了飛機的質(zhì)量與質(zhì)量分布因素，表征了飛機的慣性特性，所以飛機的飛行力學特性由空氣相對運動所作用在機體表面的氣動力特性和由飛機自身所固有的慣性力特性綜合決定，如圖1所示。

圖1 氣動力與慣性力的相互作用

飛機在小攻角條件下直線穩(wěn)態(tài)飛行，飛機的氣動特性取決于飛機的氣動布局、氣動外形、飛行高度、飛行速度等。在正常使用范圍內(nèi)，即使飛機本體短暫地受到外界的小范圍擾動，其本體一般也具備抗拒擾動的能力，所以其氣動力能夠與模擬飛行雷諾數(shù)、相似馬赫數(shù)的風洞試驗結果基本一致，此時飛機本體的慣性特性并不完全展露；但當飛機處于臨界攻角附近或超過/大大超過臨界攻角時，由于飛機已無法保持直線穩(wěn)態(tài)飛行，飛機質(zhì)量特性對飛機運動特性的影響開始展現(xiàn)，即本體慣性特性(質(zhì)量分布)促使繞飛機體軸系下三軸的振蕩逐漸明顯，并伴隨著不同強-弱交替的慣性交感運動。即使通過增壓風洞/低溫風洞獲得模擬飛行雷諾數(shù)、相似馬赫數(shù)條件下的氣動力數(shù)據(jù)，但由于沒有引入(模擬)飛機的質(zhì)量特性，其臨界攻角附近，超臨界攻角條件下的數(shù)據(jù)已不能呈現(xiàn)真實的飛機運動特性，所模擬的過渡過程是有缺陷的[1]。

動態(tài)試驗(模型自由飛試驗)是研究空氣動力學與飛行力學的三大手段之一，通過模型自由飛試驗可以獲得在臨界攻角附近(失速)，超臨界攻角條件下(過失速)真實的飛機動態(tài)失速/過失速(尾旋)特性與完整的過渡過程[2]。

本文重點回顧了前蘇聯(lián)/俄羅斯各飛機設計局利用動態(tài)試驗技術對飛機失速、過失速(尾旋)的研究。

1 本文所涉及的前蘇聯(lián)/俄羅斯各飛機設計局所設計的飛機介紹

前蘇聯(lián)/俄羅斯的飛機設計流程分為四個階段[3]：

1)航空工業(yè)部按照需求下達飛機研制任務；

2)飛機設計局進行飛機設計；

3)風洞試驗機構進行飛機模型風洞試驗研究；

4)飛行試驗機構進行最終試飛鑒定。

下面對本文所涉及的飛機進行簡要的介紹：

Tu-334是由圖波列夫設計局于1990年設計并制造的中型客機，Tu-334為高平尾尾吊發(fā)動機布局，機身為Tu-204客機的縮短版本，采用兩臺扎波羅什-進步設計局研制的D-436T-1渦輪風扇發(fā)動機作為動力，飛機的最大起飛重量為48 t。

IL-62是由伊留申設計局于1962年開始設計并制造的大型遠程客機，可不經(jīng)空中加油從莫斯科直飛紐約，IL-62為高平尾尾吊發(fā)動機布局，采用四臺庫茲涅佐夫設計局研制的HK-8渦輪風扇發(fā)動機作為動力，飛機的最大起飛重量為165 t。

IL-114是由伊留申設計局于1982年設計并制造的中型客機，IL-114為常規(guī)雙發(fā)螺旋槳布局，采用兩臺克里莫夫設計局研制的TV7-117渦輪螺旋槳發(fā)動機作為動力，飛機的最大起飛重量為21 t。

YaK-130是由雅科夫列夫設計局于上世紀末設計并制造的高級教練機，雙發(fā)常規(guī)布局，并具備一定的作戰(zhàn)能力，采用兩臺伊夫琴科-進步設計局研制的AL-222-25渦輪風扇發(fā)動機作為動力，飛機的最大起飛重量為10.3 t。

MC-21是由雅科夫列夫設計局于2010年前后開始設計并制造的大型客機，MC-21為常規(guī)下單翼翼吊發(fā)動機布局，采用兩臺俄羅斯聯(lián)合發(fā)動機集團提供的PD-14渦輪風扇發(fā)動機作為動力，飛機的最大起飛重量為73 t。

Su-27是由蘇霍伊設計局于20世紀70年代設計并制造的第三代重型戰(zhàn)斗機，常規(guī)雙垂尾布局，采用兩臺留里卡-土星設計局研制的AL-31F渦輪風扇發(fā)動機作為動力，飛機的最大起飛重量為33 t。

Su-47是由蘇霍伊設計局于20世紀90年代開始設計并制造的驗證飛機，Su-47為前掠翼布局，采用兩臺留里卡-土星公司研制的AL-41F渦輪風扇發(fā)動機作為動力，飛機的最大起飛重量為34 t。

SSJ-100是由蘇霍伊設計局于2000年前后開始設計并制造的中型客機，SSJ-100為常規(guī)下單翼翼吊發(fā)動機布局，采用兩臺留里卡-土星設計局的SaM146渦輪風扇發(fā)動機作為動力，飛機的最大起飛重量為46 t。

Mig-29是由米高揚設計局于20世紀60年代末設計并制造的第三代重型戰(zhàn)斗機，常規(guī)雙垂尾布局，采用兩臺克里莫夫設計局研制的RD-33渦輪風扇發(fā)動機作為動力，飛機的最大起飛重量為20 t。

Mig-1.44是由米高揚設計局于1983年前后開始設計并制造的隱身戰(zhàn)斗機，Mig-1.44為鴨式布局，采用兩臺留里卡-土星公司研制的AL-41F渦輪風扇發(fā)動機作為動力，飛機的最大起飛重量為35 t。

An-124是由安東諾夫設計局于1972年開始設計并制造的重型運輸飛機，An-124為上單翼翼吊發(fā)動機低平尾布局，采用四臺扎波羅什-進步設計局設計的TRDD D-18T大涵道比渦輪風扇發(fā)動機作為動力，飛機的最大起飛重量為405 t。

An-148是由安東諾夫設計局于2001年設計并制造的中型客機，An-148為上單翼翼吊發(fā)動機高平尾布局，采用兩臺扎波羅什-進步設計局設計的D-436-148渦輪風扇發(fā)動機作為動力，飛機的最大起飛重量為40 t。

2 動態(tài)試驗的模擬飛行階段

飛機在進行失速試飛時，試飛員通過拉桿將飛機帶入失速狀態(tài)，當飛機進入過失速區(qū)域時，由于升力系數(shù)的下降與左、右機翼的不對稱流動使得飛機出現(xiàn)非指令的機翼自轉(zhuǎn)現(xiàn)象，自轉(zhuǎn)現(xiàn)象是飛機初始尾旋的征兆，如果不加干預，在俯仰與滾轉(zhuǎn)的耦合運動下飛機開始出現(xiàn)明顯的非指令偏航運動，經(jīng)過一段時間的發(fā)展直至穩(wěn)定尾旋狀態(tài)[4]。

對于研究飛機的動態(tài)失速-偏離模態(tài)，采用水平風洞模型自由飛試驗技術可以研究，其模擬的范圍如圖2 a)所示，在前蘇聯(lián)/俄羅斯的科研記錄里，沒有采用該試驗技術的任何記錄。

對于研究飛機的動態(tài)過失速(尾旋)特性，采用尾旋風洞模型自由飛試驗技術或旋轉(zhuǎn)天平試驗技術可以研究，其模擬的范圍如圖2 b)所示，在前蘇聯(lián)/俄羅斯的科研記錄里，該項試驗在TsAGI進行。

對于研究飛機的失速-偏離-尾旋-改出的全過程，采用大氣環(huán)境模型自由飛試驗技術可以研究，其模擬的范圍如圖2 c)所示，在前蘇聯(lián)/烏克蘭的科研記錄里，該項試驗由烏克蘭哈爾科夫航空技術研究所牽頭進行。

a)水平風洞模型自由飛試驗模擬范圍

b)尾旋風洞模型自由飛試驗模擬范圍

c)大氣環(huán)境模型自由飛試驗模擬范圍圖2 不同動態(tài)試驗的模擬飛行階段

3 飛機失速/過失速特性與風洞試驗

前蘇聯(lián)/俄羅斯進行動態(tài)失速/過失速研究在TsAGI的T-105 Ф4.5 m尾旋風洞進行，分為兩類試驗：風洞模型自由飛試驗和旋轉(zhuǎn)天平試驗[5]。

戰(zhàn)斗機、殲擊機、教練機在飛行中有過失速機動的戰(zhàn)術動作和特種飛行訓練的要求，按照軍用航空條例強制要求進行尾旋風洞試驗，如圖3～圖4所示。通過尾旋風洞試驗確定飛機的尾旋模態(tài)與最佳改出方式。

商用旅客機在商業(yè)運營中不允許進行大攻角失速/過失速飛行，在鑒定試飛中進行失速演示，但不進行尾旋試飛，但飛機研制單位仍然對過失速(尾旋)特性進行研究，目的在于摸清飛機的過失速模態(tài)，將潛在的不利因素充分的挖掘，針對不安全因素提出正確的處置方式，給試飛員以足夠的試飛信心。部分商用旅客機的尾旋風洞試驗如圖5～圖10所示。

圖3 Mig-29和Su-27戰(zhàn)斗機的旋轉(zhuǎn)天平試驗

a)自由飛尾旋試驗

b)旋轉(zhuǎn)天平試驗圖4 Yak-130教練機尾旋風洞試驗

圖5 IL-62大型客機自由飛尾旋試驗

圖6 IL-114中型客機自由飛尾旋試驗

圖7 An-148中型客機自由飛尾旋試驗

圖8 Tu-334中型客機自由飛尾旋試驗

圖9 SSJ-100支線客機旋轉(zhuǎn)天平試驗

a)自由飛尾旋試驗

b)旋轉(zhuǎn)天平試驗圖10 MC-21大型客機尾旋風洞試驗

除以上兩種過失速(尾旋)試驗方式外，SibNIA的T-203低速風洞利用了風洞虛擬飛行試驗技術研究了飛機的穩(wěn)定尾旋特性[6-7]，如圖11所示。

圖11 Su-27戰(zhàn)斗機模型虛擬飛行試驗

通過以上這些對飛機的最嚴酷狀態(tài)下進行的研究，確定了飛機在某種最嚴酷狀態(tài)下的飛行模態(tài)，以及是否具有改出該嚴酷狀態(tài)的能力。但這種研究方法的缺點是，這些嚴酷狀態(tài)的建立是人為的，并非飛機自然失速后所發(fā)生的連續(xù)現(xiàn)象的結果，所以缺少進入階段的數(shù)據(jù)，對于飛機動態(tài)失速/過失速的研究并不完整。

4 大氣環(huán)境模型自由飛試驗

大氣環(huán)境模型自由飛試驗是檢驗飛機失速-過失速(尾旋)特性完整過程的動態(tài)飛行試驗。通過該項試驗可以考察飛機的失速模態(tài)、偏離特性、過失速尾旋特性、以及飛機失速/尾旋的改出能力。在前蘇聯(lián)航空歷史上采用了火箭助推式和母機帶飛式兩種技術進行模型自由飛試驗。哈爾科夫航空技術研究所擅長采用火箭助推式進行模型自由飛試驗[8]，如圖12所示。

a)Su-27戰(zhàn)斗機模型

b)火箭助推自由飛試驗圖12

通過火箭助推模型自由飛試驗，深入研究了Su-27飛機的失速-過失速(尾旋)特性，并且首次飛出了著名的“眼鏡蛇”動作，比普加喬夫駕駛Su-27原型機飛出“眼鏡蛇”動作還要早。

格羅莫夫飛行試驗研究院和中央流體力學研究院主要采用大型轟炸機和直升機帶飛模型進行自由飛試驗[3][8]，如圖13～圖16所示。

通過模型自由飛試驗不僅獲得了尾旋風洞所能夠獲取的過失速最嚴酷狀態(tài)，也獲得了從自然失速到最嚴酷狀態(tài)的完整過渡過程，從飛行的物理意義上講也是驗證了飛機全域穩(wěn)定性分析的結果[9]，即從低海拔平衡區(qū)域向高海拔平衡區(qū)域的躍遷過程、分支突變點、突變的劇烈程度等，如圖17所示。此外大氣自由飛試驗的模型比例比尾旋風洞試驗模型要大的多，能更加真實的反應飛機的失速/過失速飛行特性。

圖13 Su-27戰(zhàn)斗機模型投放式自由飛試驗(母機：Tu-16LL)

圖14 Mig-1.44模型投放式自由飛試驗(母機：Tu-16LL)

圖15 Su-47驗證機模型投放式自由飛試驗(母機：Mi-24)

圖16 An-124運輸機投放式自由飛試驗模型(母機：固定翼飛機)

圖17 飛機全域穩(wěn)定性分析示意圖

5 動態(tài)試驗的分析流程

飛機模型動態(tài)試驗獲得的是在當?shù)亓鲌鰲l件下的一系列參數(shù)[10]，氣流夾角а、β，模型過載Nx、Ny、Nz，模型角速率p、q、r，模型角加速度dp/dt、dq/dt、dr/dt，模型飛行速度V，模型氣壓高度H，模型GPS定位，模型舵面偏角δ，結合試驗前所進行的模型質(zhì)量特性調(diào)試結果(IXX，IYY，IZZ)，如圖18所示[11]，可以逐步回歸飛機模型在動態(tài)飛行中的氣動力。

以飛機偏航方向的運動為例，如式(1)[12]。

(1)

體軸系下的角速度與歐拉角之間的關系如式(2)所示。

圖18 Su-27飛機18.2%模型質(zhì)量分布

(2)

求取p、q、r對時間的導數(shù)，然后將角速度、角加速度、慣量特性數(shù)據(jù)、模型特征參數(shù)、飛行特征參數(shù)等糅合入偏航力矩公式，如式(3)所示。

(3)

利用該表達式可以還原飛機模型在拉桿失速、偏離、尾旋中偏航力矩總量值隨時間軸的連續(xù)變化趨勢。

在此基礎上還要進行細致的系統(tǒng)辨識技術，將氣動力導數(shù)進行回歸還原。偏航力矩總量的表達式包含了靜態(tài)導數(shù)、動態(tài)導數(shù)、旋轉(zhuǎn)導數(shù)、交叉倒數(shù)和高次項導數(shù)，如式(4)所示。

(4)

在辨識的一開始，可以將交叉項和高次項盡可能的考慮全面，然后用逐步回歸法將表達式中的次要項盡可能的簡化。某飛機模型動態(tài)試驗的失速-過失速過渡過程中偏航力矩經(jīng)過逐步回歸后的計算方式，如式(5)所示。

即：

將所辨識的靜/動導數(shù)與參考值進行對比，參考值中，靜導數(shù)和舵面偏轉(zhuǎn)導數(shù)來源于靜態(tài)測力試驗，動導數(shù)來源于動導數(shù)風洞試驗，如表1所示。

表1 系統(tǒng)辨識與風洞試驗結果比較

表中的誤差表明經(jīng)過逐步回歸后的偏航力矩表達式是可以表征飛機在連續(xù)運動中的氣動力矩的變化。

6 結論

回顧了前蘇聯(lián)/俄羅斯在研制飛機過程中利用動態(tài)試驗技術(尾旋風洞試驗和模型自由飛試驗)來研究飛機的失速、過失速(尾旋)問題，為國內(nèi)研制大型飛機提供參考。不難看出：前蘇聯(lián)/俄羅斯軍機、民機均進行了飛機的失速-過失速(尾旋)研究，均通過了尾旋風洞試驗確定飛機的尾旋模態(tài)與最佳改出措施；通過多種高、低速飛機縮比模型自由飛試驗技術在真實大氣環(huán)境內(nèi)研究飛機的失速-偏離-尾旋-改出的全部過程。通過這些研究確定了原型機邊界/超邊界飛行的可行性，降低了危險科目飛行的風險，增強了試飛員的飛行信心。