一種縮比模型自由飛試驗失速判斷方法

粟建波，張甲奇，邱宇豪，王錦錦

(1. 桂林電子科技大學，廣西 桂林 541704；2. 中國飛行試驗研究院中航工業飛行仿真航空科技重點實驗室，陜西 西安710089)

1 引言

縮比模型自由飛試驗是遵循幾何、質量特性、動力相似準則關系，使用全尺寸飛機縮比模型，在真實大氣環境中開展的飛行試驗，主要用于飛機失速速度、失速特性以及尾旋特性研究，其試驗結果與全尺寸飛機具有很好的相關性，在國內外航空研究院所獲得廣泛的認可[1]。美國NASA曾利用縮比模型自由飛試驗完成了F-15、F-16、F-117、F-18等多型飛機的大迎角特性研究[2-3]，國內航空工業試飛中心也先后完成了運-10、ARJ、HO300、C919、AG600等飛機的縮比模型自由飛試驗研究，試驗結果降低了新機研制風險和成本，為全尺寸飛機的試飛和適航提供了重要的技術支持。

CCAR-23中，23.201(b)條款規定了機翼水平失速要求：飛機的機翼水平失速特性必須按下述要求在飛行中進行演示：在至少高于失速速度10 節開始，必須先拉升降舵操縱器件使減速率不超過每秒一節，直到失速發生，可用下列任一表明：①飛機出現不可控制的下俯運動；②防失速裝置(如：推桿器)激發了飛機的下俯運動；③操縱器件達到止動點[4-5]。條款中規定“飛機出現不可控的下俯運動”即可判斷飛機失速，在全尺寸飛機的失速試驗中，駕駛員可以實時感知飛機的過載、姿態、聲音、機體抖震等變化，分析飛機出現不可控的下俯運動，進而判斷飛機失速。而在模型自由飛試驗中，地面操縱手主要依靠目視和下傳的飛行參數對飛機模型狀態進行判斷，存在較大的視覺誤差和時間延遲，不能及時準確地判斷出飛機模型出現了不可控的下俯運動。在多個飛機型號的模型自由飛試驗中發現，依靠操縱手目視和下傳的飛行參數進行飛機失速的判斷，再進行改出操作，此過程存在3～5s的時間延遲，飛機可能進入過失速或深失速[5]。因此，國內外各研究院所和機構均在探索利用飛行控制系統自主實現模型失速判斷的方法。

本文依據CCAR-23中，23.201(b)條款要求，創新性的設計了一種基于俯仰角速率判斷飛機模型失速的方法，并通過飛行仿真和縮比模型飛行試驗對此方法進行了驗證，獲得了可信的試驗結果。

2 失速判斷方法

(1)

當飛機失速特性不佳時，失速后模型可能會先出現劇烈滾轉的現象，而不會先出現不可控的下俯運動。CCAR-23中，23.201(d)條款規定了機翼水平失速：在進入和改出機動時，必須有可能使用正常的操縱手段就能防止大于 15°的滾轉和偏航[4]。自由飛模型的姿態角與真實飛機對應關系為1：1，因此可以沿用該標準作為模型失速的一項判斷依據。

迎角是飛機失速試飛的一個重要參數，通過風洞試驗可以得到飛機的失速迎角，而失速一般提前或略晚于達到該失速迎角時發生。飛機失速后，可能會出現異常的機頭上仰。此時，通過俯仰角速率和滾轉角均無法準確判斷失速。因此，在模型自由飛試驗中，為保證飛行安全，可以將迎角作為失速判定的一項基本條件，即在迎角達到某個預設值(一般大于失速迎角3°左右)，認為飛機模型已經進入失速，可開始執行失速改出動作，迎角預設超限值可根據前期飛行試驗結果進行調整。

某通航類飛機模型自由飛失速判斷如圖1所示。

圖1 模型失速判斷流程圖

3 控制律設計

3.1 縱向控制律

以往模型自由飛失速試飛方法是由地面操縱手緩慢拉桿，控制模型緩慢抬頭進入失速。依靠操縱手控制進入失速過程中，受操縱人員能力限制和遙控器駕駛桿的操縱特點限制，無法充分地實現精準而緩慢的控制，因此實際拉桿過程一般比理論拉桿過程更加劇烈，導致減速率和過載偏大。為此，本文采用自主拉桿失速控制律[6]，首先采集模型失速試驗前配平時的升降舵值作為初始值de0，輸入為升降舵隨時間變化的舵面增量，反饋為俯仰角速率，輸出為升降舵偏轉指令，模擬地面操縱手緩慢拉桿的過程，實現自主拉桿進入失速。控制律構型如圖2所示。

圖2 自主拉桿控制律結構框圖

3.2 橫航向控制律

在機翼水平失速的過程中，通過副翼控制滾轉角符合23部條款中不超過15°的要求。該控制律構型以滾轉角指令 作為輸入信號，引入滾轉角 和滾轉角速率 作為反饋信號，解算得到副翼輸出指令，實現了滾轉角的保持功能。于此同時，在方向舵回路引入了偏航角速率，用以增大飛機模型的荷蘭滾阻尼比以及降低滾轉時產生的側滑角。控制律構型見圖3。

圖3 滾轉角保持回路控制律結構框圖

4 飛行仿真及試飛驗證

4.1 相似參數

縮比模型自由飛試驗為了能夠真實反映全尺寸飛機本體的失速特性，必須滿足相似準則關系。縮比模型與全尺寸飛機不僅要滿足幾何外形相似，同時還要滿足弗勞德數 相似和質量分布相似準則，關鍵參數的相似關系見表1。

表1 縮比模型與全尺寸飛機參數相似關系

表中：K為縮比系數，Kρ為模型試驗高度和飛機飛試驗高度的密度比。

4.2 試驗對象

根據某通航類飛機三維數模，按照全尺寸飛機縮比進行模型的制造，并與全尺寸飛機具有幾何相似的槳葉、襟翼、升降舵、副翼和方向舵，模型螺旋槳按照動力相似關系進行模擬。縮比模型的基本參數為機身長L=2.5565m，質量M=50kg，翼展b=2.7705m，機翼面積S=0.9287m2，平均氣動弦長MAC=0.3455m。

4.3 飛行仿真

依據某型飛機縮比模型氣動數據，由力方程組、力矩方程組、運動方程組和導航方程組十二個狀態方程，建立了高精度六自由度非線性仿真模型。

1)力方程組：

2)力矩方程組

3)運動方程組

4)導航方程組

(5)

使用Matlab2015a建立仿真模型，電腦處理器為Intel(R)Core(TM)i5-6500CPU。基于建立的六自由度非線性仿真模型進行縱向和橫航向控制律設計，并通過反復迭代確定控制律參數。同時，通過飛行仿真充分驗證了俯仰角速率判斷縮比模型失速方法的可行性。

4.4 試飛流程

某通航類飛機模型自由飛試驗流程如下[7]

1)飛行前，預設自動開傘高度、滾轉角超限值、迎角超限值、失速改出俯仰角速率值；

2)通過載機將縮比模型運載升空，到達指定的拉距空域后，縮比模型上電，地面操縱手操縱完成空中拉距試驗，確認遙控遙測系統和各個舵面出舵正常；

3)載機到達指定的投放空域后，地面操縱手縱桿推桿指令俯仰角為-20°，同時側桿中立指令滾轉角為0°，在模型與載機安全分離后，縱桿回中指令俯仰角為0°。

4)待模型配平后，地面操縱手切換到失速模態，此時飛行控制系統縱向自主拉桿進入失速，橫向自主修正滾轉保持機翼水平；而一旦出現不可控的下俯運動、迎角限或滾轉角超限三個條件之一，飛行控制系統判斷模型失速，自動指令所有舵面在0.5s內回到氣動零位，執行改出操縱；待模型改出失速后，操縱手依據任務單和模型當前狀況，判斷進入下一個動作或執行回收操縱；

5)完成所有試飛任務后，地面操縱手發出開傘指令，傘降回收模型。當高度低于設定值時，自動開傘回收模型。

4.5 試飛結果

某通航類飛機共進行了19個架次投放模型自由飛試驗。試飛構型：巡航、著陸構型，重心位置：前重心、中重心和后重心，發動機功率：25%、75%，試飛內容：機翼水平失速試飛。

設置滾轉角超限值15°，迎角超限值13°，0.3秒內60個采樣點失速改出俯仰角速率均值-2deg/s，延遲改出時間1秒。圖4為巡航構型后重心75%功率機翼水平失速試飛曲線。

圖4 巡航構型后重心機翼水平失速試飛曲線

由圖4試飛曲線可以看出，某通航類飛機模型自由飛試驗結果如下：

1)試驗從第0s開始，飛行控制系統縱向自主拉桿，模擬飛行員拉桿進入失速過程，自主拉桿升降舵速率為-0.45deg/s，此時飛機模型開始減速，俯仰角速率緩慢增大，模型抬頭并且迎角緩慢增加，同時出現左滾趨勢，副翼自動出舵模擬飛行員右壓桿修正滾轉；

2)第5.3s時，俯仰角速率平均值到達最大值8.01deg/s，而后逐漸減小并在7.56秒時變為0；此時，迎角持續增大，副翼舵效降低，滾轉角亦持續緩慢增大。

3)第8s時，迎角10.78°接近理論計算失速迎角，滾轉角-9.31°，俯仰角速率平均值小于-2deg/s，俯仰角速率平均值超限，飛行控制系統判斷模型失速，此時，繼續拉桿1s，模擬飛行員1s失速改出反應時間，俯仰角速率和俯仰角持續減小，迎角持續增大；

4)第9s時，飛行控制系統自動推桿回中，模型迎角和俯仰角迅速降低，模型開始俯沖增速改出失速。

由飛行試驗數據可知，在持續拉桿進入失速的過程中，迎角和滾轉角均未超限，當俯仰角速率平均值超限時，實際飛行迎角與理論計算失速迎角非常接近，同時飛機出現低頭趨勢，因此，該方法能夠準確的判斷飛機模型出現不可控的下俯運動，進而判斷模型失速，符合23部相關條款要求。

5 結束語

本文提出了一種基于俯仰角速率判斷縮比模型失速的方法。通過飛行試驗可以看出，該方法能夠準確的判斷飛機模型進入失速狀態，提高了縮比模型自由飛試驗的精準度。同時，通過飛行控制系統自動進入失速，自動判斷失速，自動改出失速的方式，大大降低了地面操縱手的操縱難度，提高了數據的一致性、模型的安全性和試飛動作的準確性。