某型電動飛機大迎角失速/尾旋特性及試飛研究

李亞東, 張鈞堯, 楊鳳田, 陳永亮

(1.沈陽航空航天大學 遼寧通用航空研究院, 遼寧 沈陽 110136;2.南京航空航天大學 航空宇航學院, 江蘇 南京 210016)

由于失速對飛機性能和使用安全的影響，自第一架飛機問世以來失速速度和失速/尾旋特性就是研究的重點。對于通用飛機，失速速度與失速/尾旋是飛機設計完成后最先進行的試驗項目。在適航取證過程中，失速速度的大小影響著飛行的各個階段[1]。同時，失速/尾旋試驗相對于常規飛行試驗項目更容易發生安全事故，安全性較低，是飛行試驗I類危險試飛科目[2-3]。因此研究失速/尾旋特性是十分有意義的，研究飛機尾旋的原理既可以降低意外事故發生的概率還可以使飛機在可控的范圍內改出失速/尾旋[4]。

目前，研究飛機失速/尾旋特性的方法主要包括：數值仿真法、模型自由飛行試驗法、尾旋風洞試驗法以及外場飛行試驗法。在適航取證前，飛機設計研究院所一般不會進行飛機失速特性及尾旋試驗，因為尾旋試驗危險性太大，且需要經驗豐富的試飛員把控飛行。因此在取證試飛前應該在計算機上進行飛機失速/尾旋特性的仿真研究，為下一步正式飛行做好鋪墊。尾旋風洞試驗的主要目的是分析尾旋特性，再根據試驗結果確定合理的改出方案，但該試驗也存在一些問題，例如難以測得整個尾旋過程的動態特性。模型自由飛試驗雖然可以獲取失速/尾旋全過程的數據，但自由飛試驗昂貴且耗時，而且難度也很大，尤其是慣性矩方面很難達到與原型機相似[5]。數值仿真法可模擬整個失速/尾旋過程，并且成本較低。但是因為失速/尾旋運動十分復雜難以預測，需要在仿真中采用先進的預測技術才能得到飛機的失速尾旋特性[6]。根據仿真計算的結果分析，如果完全滿足失速/尾旋的飛行條件，下一步就是進行飛行試驗前的準備工作。我國在大迎角領域的試驗開始于20世紀70年代，由于對失速/尾旋重視不夠，這方面的研究進展十分緩慢。最近幾年，國內通用飛機僅有運12、小鷹500以及銳翔電動飛機進行過失速/尾旋試飛研究。失速/尾旋特性在很大程度上影響著通用飛機的性能和飛行安全，由于其搭載乘客，需要的安全系數更高，通常應有十分滿意的失速/尾旋特性。因此按照適航條例及取證要求，通用類飛機進行失速/尾旋試飛是非常必要的[7]。

本文以某型電動飛機為例，依據適航條款ASTM(美國試驗和材料標準協會)[8]的要求開展失速特性/尾旋科目的仿真模擬，失速/尾旋仿真的結果可以作為飛行試驗的一種參考，同時失速/尾旋的模擬仿真計算及飛行試驗是適航符合性驗證的必要條件，對于獲取型號證書有重大意義[9]。本文研究成果為新型號飛機研制積累經驗的同時，也能縮短研制周期。

1 研究對象

隨著環保意識的提高,通用類飛機開始從油動向電動過渡,新能源電動飛機,噪音低,無直接的環境污染,隨著電池儲能技術的發展從續航時間上將具備代替油動飛機的潛力,因此許多國家投入大量資源進行電動飛機研制工作[10-13],但是,通用類電動飛機的發展也遇到了技術瓶頸,與油動飛機相比,電池能量密度較低,航時航程的較短,為了克服航程和航時的不足,采用大展弦比的氣動布局。某型雙座電動飛機的總體參數如表1所示。由于此雙座電動飛機儲能為固體電池,在釋放電量過程中,質量不發生任何改變,電動飛機基本為標準面對稱,其慣性積IXY和IYZ的數值較小,忽略不計。實物圖見圖1。

表1 某型電動飛機總體參數[14]

圖1 飛機實物圖

2 氣動力建模

在大迎角飛行時,氣流分離和非對稱流動難以避免,這導致大迎角飛行氣動性能與小迎角飛行區別顯著:大迎角時,所有氣動力和力矩都是迎角、側滑角和滾轉角變量的非線性函數;另一方面飛機大迎角飛行時,處于非對稱流動,此時縱向運動參數(迎角)對橫航向空氣動力和力矩產生影響,同時橫航向運動參數(側滑角和滾轉角速度)也對縱向空氣動力和力矩產生影響[15-16]。

式中:V為飛機速度,單位為m/s;α,β分別為迎角和側滑角,單位為°;δe,δa,δr分別為升降舵偏度、副翼偏度、方向舵偏度,單位為(°);λ為無量綱量旋轉速度;p,q,r分別為振蕩角速度矢量在機體坐標系x,y,z軸上的投影,單位為(°)/s;bA為平均氣動弦長,單位為m;L為機翼展長,單位為m;Cx0,Cy0,Cz0,Cl0,Cm0,Cn0為p,q,r控制面均為0時(α,β)對應的氣動力系數[17]。

3 飛機動力學建模

3.1 動力學模型

不考慮飛機彈性變形和風的影響,依據牛頓第二定律,飛機質心的動力學方程可以描述如下[18-19]

3.2 轉動運動學方程

聯立地軸系中飛機重心位置和速度的關系求解方程組[24],獲得飛機位置與狀態的關系。質心運動方程為

(9)

式中,θ,φ,φ分別為機體坐標系下的俯仰角、偏航角、滾轉角,單位為°。

3.3 飛機質心運動方程

(10)

式中

x,y,z為飛機質心在地軸系下的位置坐標。

4 失速/尾旋仿真計算結果

由于該電動飛機采用大展弦比機翼,升阻比較大,故不必加裝襟翼提升升力,起飛、巡航和著陸皆為一種構型。圖2和圖3是通過風洞試驗得到不同升降舵下的俯仰力矩系數和升力系數隨迎角變化曲線。

圖2 力矩系數Cm

圖3 升力系數Cy

由圖2可知,升降舵偏轉角增大的同時力矩也增大,飛機抬頭,同一舵偏角情況下,隨迎角增大,力矩在小迎角呈現線性下降,但在失速迎角前后,出現非線性減小。在升降舵偏角達到-30°,由圖3知,迎角14°為失速迎角,在此迎角下俯仰力矩處于負值,表明該迎角下,飛機不再抬頭,從風洞數據分析,飛機即使拉到升降舵偏最大后,也達不到失速迎角14°。從圖3可知,隨著迎角的增大,升力系數先增大后減小。同一舵偏角情況下,迎角在-6°～8°之間,升力系數隨迎角增加呈線性增加,在8°～14°之間,升力系數非線性增加,超過14°迎角后,隨迎角增加,其升力系數下降,但未出現斷崖式的下降,這就是此型號電動飛機與其他通用類飛機不同之處。

4.1 失速及失速特性仿真

從配平曲線圖4上可以看出,升降舵上偏到底時,對應的配平迎角為12.1°,由于受升降舵操縱效能的限制,升降舵偏角達到最大時,飛機并不能達到最大失速迎角,這就出現了失速判定的特殊情況,升降舵偏達到上偏極限,迎角不再增加,而速度穩定在21.7 m/s附近振蕩。

圖4 縱向配平曲線

圖5至7為縱向和橫航向模態特性,從平飛時的特征根變化曲線可以看出,在整個平飛過程中,短周期模態、滾轉模態、長周期模態和荷蘭滾模態始終穩定,除螺旋模態在大迎角達到二級飛行品質外,其它都滿足一級品質要求[25-27]。滾轉模態的時間常數在0.09～0.33 s之間,滿足一級飛行品質要求。螺旋模態不穩定主要是由于該型飛機采用上單翼、大展弦比構型,橫向靜穩定性相對航向靜穩定性過大造成的,其倍幅時間在3.5～69.3 s之間。在迎角12.1°、速度21.7 m/s時倍幅時間最小,為3.5 s左右,隨著速度增加,倍幅時間增加。飛機出現這種特殊的失速特性的原因是飛機采用大展弦比上單翼氣動布局,在機翼的每一側,機翼由兩段組成且扭轉角相反,靠近翼根的部分為矩形,翼尖部分為梯形。

圖6 縱向模態

圖7 橫航向模態

4.2 尾旋特性仿真

尾旋是大迎角飛行時特殊的非線性動力學特性,在歷來的尾旋特性現象中,很少出現相同的尾旋特征,說明尾旋特征的隨機性。尾旋的特征現象大致從4個方面分析:出現尾旋時迎角大于靜態失速迎角;具有連續的滾轉和偏航運動;尾旋半徑極小,甚至僅有幾米;另外出現尾旋后,其速度方向接近于垂直下落。尾旋的種類也很多,根據適航要求與飛行試驗相對應,本文僅對左尾旋和右尾旋做了分析。左、右尾旋仿真計算輸入參數與飛行試驗輸入參數保持一致,主要目的是為了更好地驗證數學模型的準確性與可靠性。

4.2.1 左尾旋

整個左尾旋仿真模擬過程中,副翼保持中立,為了保證飛機失速的真實性,升降舵偏以線性方式增加舵偏角,直到升降舵偏到限位點位置,此時刻方向舵左偏滿偏,保持5s,模擬仿真的計算結果見圖8至12。方向舵滿偏位置后,側滑角達到20°,迎角不升反降,飛機最大俯仰角-48.6°,左滾角度-65.7°,在旋轉180°后,方向舵回復到中立位置,下降高度110m。從理論模擬仿真分析可知,迎角小于失速迎角,半徑超過50m,速度方向也未出現明顯的垂直下落,種種跡象表明,尾旋特征不明顯。

圖8 左尾旋舵偏角

圖9 左尾旋迎角α和側滑角β的變化曲線 圖10 左尾旋速度增量 圖11 左尾旋俯仰角θ和滾轉角φ的變化曲線

圖12 左尾旋三方向位置

4.2.2 右尾旋

圖13至17為右尾旋特性模擬仿真結果,通過理論模擬仿真,與左尾旋計算結果相似,說明飛機氣動特性具有左右對稱性。

圖13 右尾旋舵偏角

圖14 右尾旋迎角α和側滑角β的變化曲線 圖15 右尾旋速度增量 圖16 右尾旋俯仰角θ和滾轉角φ的變化曲線

圖17 右尾旋三方向位置

5 飛行試驗結果

5.1 失速特性

該型電動飛機失速特性飛行試驗在海拔高度1 000 m進行,進入失速是根據ASTM適航條例的要求,采用機翼水平減速法進入失速,失速后施加持續的長時間拉桿,檢查和發現飛機失速特性[28]。圖18是失速特性飛行試驗許多架次中之一,參數是通過機載設備實時發送到地面接收系統,包括失速速度、滾轉角、俯仰角以及升降舵偏角等關鍵參數。升降舵偏達到最大值后持續抱桿,速度不增加或減小,基本維持在平均速度21.7 m/s上下振蕩,此速度則為失速速度。在抱桿期間,俯仰角呈正弦波抬頭低頭交替出現,俯仰角的大小平均在12°上下震蕩,在平飛過程中,不考慮風的影響,迎角與俯仰角相等。在沒有橫側操縱只有縱向操縱的情況下做小振幅滾轉和偏航振蕩,這是由于失速迎角附近橫縱耦合影響。由圖18可知,在副翼和方向舵中立時,飛機左右振蕩,其振蕩幅度平均3°,在不施加干擾情況下,滾轉阻尼較大,說明飛機不易進入側偏。松桿后,飛機速度增加,縱向穩定性良好。

圖18 失速特性飛行試驗結果

5.2 尾旋試驗

尾旋飛行試驗是最危險的科目之一,但飛機作為一種商品交付客戶,必須得保證飛機在任何狀態下具有安全性,為了取得適航證,局方要求必須按照ASTM適航條款進行尾旋飛行試驗,以驗證飛機的尾旋特性,尾旋試驗共完成了左尾旋和右尾旋。

5.2.1 左尾旋

由圖19、圖20可知,飛機進入失速前,副翼和方向舵處于中立位置,橫向有較小的滾轉振蕩運動,因此飛機此時運動為非指令性的,飛行參數記錄儀記錄的空速速度為21.4 m/s,與圖4和圖10理論模擬仿真速度相吻合。抱桿持續,瞬時蹬方向舵達到最大滿偏,此時飛機產生側滑,出現嚴重的滾轉,滾轉角達到-74°,側滑角和滾轉角同時達到峰值,但俯仰角峰值延遲4 s。與圖9和圖11數值模擬仿真滾轉角、俯仰角和側滑角規律相似,但峰值響應時間未達同步。試驗結果速度增加較快,滾轉角較大,與尾旋的特性不太符合。

圖19 左尾旋時速度V與升降舵偏角δe

圖20 左尾旋時滾轉角φ、俯仰角θ和側滑角β

5.2.2 右尾旋

由圖21、圖22可知,與強制進入左尾旋動作一致,飛機進入失速前,副翼和方向舵處于中立位置,橫向滾轉振蕩運動相比于左尾旋前明顯增大,飛機此時運動為非指令性的,飛行參數記錄儀記錄的失速速度為19.8 m/s,由升降舵偏角的變化率分析,拉桿的速度較快,造成速度減速率過大,產生的失速速度較小。與圖4和圖15理論模擬仿真速度相吻合。抱桿持續,瞬時蹬方向舵達到最大滿偏,此時飛機產生側滑,出現嚴重的滾轉,滾轉角達到-97.4°,側滑角和滾轉角同時達到峰值,但俯仰角峰值延遲2 s。與圖14和圖16數值模擬仿真滾轉角、俯仰角和側滑角規律相似,但峰值響應時間未達同步。試驗的結果速度增加較快,經過4 s時間速度從18.5 m/s增加到50.9 m/s,滾轉角較大,與尾旋特征不太相符。

圖21 右尾旋時速度V與升降舵偏角δe

圖22 右尾旋時滾轉角φ、俯仰角θ和側滑角β

6 結 論

本文對銳翔通用電動飛機大迎角失速特性和尾旋特性進行了仿真研究,并與飛行試驗結果進行了比較,結論如下:

1) 不同配平迎角下的模態分析結果表明,該通用電動飛機的短周期模態、滾轉模態和荷蘭滾模態具有良好的飛行品質。這說明采用上單翼大展弦比、扭轉角相反的兩段機翼氣動布局是成功的。但由于橫向靜穩定性相對航向靜穩定性較大,存在螺旋模態緩慢發散現象。

2) 平飛失速特性的分析結果與試飛結果一致,說明本文所建立的非線性飛行動力學模型在縱向靜態氣動特性是比較準確的,與實際情況比較吻合。

3) 仿真和飛行試驗結果均表明,在尾旋操縱輸入作用下,飛機主要表現為盤旋下降,沒有明顯的尾旋特征,失速后機頭未下沉,說明該型飛機不易進入尾旋。根據飛參數據隨時間的變化歷程可以看出,仿真結果與飛行試驗結果具有相同的變化趨勢,同時也說明了本文建立的飛行動力學模型能夠反映飛機的主要運動特征。仿真與飛行試驗的結果有所不同,主要是飛參數據在量值上存在一定的差異,說明本文所建飛行動力學模型的精準性還存在欠缺,比如未考慮彈性變形和非定常氣動力影響等。在后續研究中,需要進一步開展相關風洞試驗補充新的氣動數據,或者采用氣動參數辨識方法根據飛行試驗數據提取相關氣動參數,從而對飛行動力學模型進行修正和完善,以提高地面仿真模型的逼真度,從而為實際飛行前開展飛行員訓練提供基礎,也為新型號電動飛機的設計積累經驗。