張佳龍, 姚宏, 姜久龍

(1.空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 陜西 西安 710038;2.空軍工程大學(xué) 理學(xué)院, 陜西 西安 710051)

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先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)大迎角機(jī)動(dòng)仿真研究

張佳龍1, 姚宏2, 姜久龍1

(1.空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 陜西 西安 710038;2.空軍工程大學(xué) 理學(xué)院, 陜西 西安 710051)

摘要:考慮戰(zhàn)機(jī)非線性運(yùn)動(dòng)建模中推力矢量、非定常氣動(dòng)力等因素,建立了適合戰(zhàn)機(jī)大迎角機(jī)動(dòng)縱向動(dòng)力學(xué)模型和非定常氣動(dòng)力模型,采用數(shù)值仿真對(duì)速度、平尾偏角、推力矢量舵偏角及俯仰角速度動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行了分析?；谀承蛻?zhàn)機(jī)大迎角機(jī)動(dòng)的仿真結(jié)果表明:各參數(shù)的變化符合實(shí)際情況,能夠有效地反映真實(shí)機(jī)動(dòng)狀態(tài),為大迎角機(jī)動(dòng)飛行操穩(wěn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。

關(guān)鍵詞:大迎角機(jī)動(dòng); 仿真分析; 非定常氣動(dòng)力; 操穩(wěn)系統(tǒng)

0引言

高性能戰(zhàn)機(jī)在進(jìn)行大迎角過失速飛行時(shí),采用可控的戰(zhàn)術(shù)機(jī)動(dòng)飛行,可以實(shí)現(xiàn)先敵瞄準(zhǔn)、獲得位置優(yōu)勢(shì),同時(shí)還有較強(qiáng)的航跡變向能力[1],在近距離空戰(zhàn)中占有絕對(duì)優(yōu)勢(shì),尤其在大迎角機(jī)動(dòng)飛行中能夠使得戰(zhàn)機(jī)迅速定位并指向開火,從而極大地提高了作戰(zhàn)效能。但是現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)在大迎角機(jī)動(dòng)時(shí),機(jī)動(dòng)的強(qiáng)耦合使得戰(zhàn)機(jī)的機(jī)動(dòng)變化和操控性變得異常復(fù)雜。

為使戰(zhàn)機(jī)具備過失速機(jī)動(dòng)能力[2],需要提高大迎角條件下飛行的操縱效率。當(dāng)戰(zhàn)機(jī)處于大迎角狀態(tài)時(shí),其氣動(dòng)的非線性、不對(duì)稱性、交叉耦合及遲滯特性[3]都使得戰(zhàn)機(jī)處于非平穩(wěn)狀態(tài)、動(dòng)態(tài)特性降低、操控性降低及穩(wěn)定性變差,同時(shí)會(huì)出現(xiàn)如機(jī)翼?yè)u晃、上仰、過失速等情況,此時(shí)迎角的微小變化,就可能引起飛行參數(shù)的很大變化,甚至?xí)箲?zhàn)機(jī)從動(dòng)穩(wěn)定變?yōu)閯?dòng)不穩(wěn)定[4],導(dǎo)致戰(zhàn)機(jī)振動(dòng)失穩(wěn),釀成飛行事故。

在大迎角狀態(tài)的非定常氣動(dòng)力建模中,設(shè)計(jì)人員提出了許多大迎角非定常氣動(dòng)力建模方法,如Fourier函數(shù)建模方法[5]、多項(xiàng)式建模方法、積分和微分方程建模方法[6]、模糊邏輯建模[7]等。在此基礎(chǔ)上,通過參數(shù)辨識(shí)得到一個(gè)確定的氣動(dòng)力模型,避免了多項(xiàng)式模型人為設(shè)定影響、模糊等智能方法帶來(lái)的物理意義不明確的問題[8]。

本文提出了在大迎角機(jī)動(dòng)過程中,針對(duì)速度限制引起戰(zhàn)機(jī)因失速導(dǎo)致的失穩(wěn)問題,分析了具有推力矢量戰(zhàn)機(jī)大機(jī)動(dòng)階段空氣動(dòng)力學(xué)機(jī)理,建立了戰(zhàn)機(jī)大迎角機(jī)動(dòng)縱向動(dòng)力學(xué)模型和非定常氣動(dòng)力數(shù)學(xué)模型,并對(duì)戰(zhàn)機(jī)的空戰(zhàn)大機(jī)動(dòng)進(jìn)行了仿真驗(yàn)證,為大迎角階段飛行品質(zhì)的改善提供了理論依據(jù)。

1大機(jī)動(dòng)機(jī)理分析

1.1非定常氣動(dòng)力分析

在大機(jī)動(dòng)飛行過程中,隨著速度不斷增大,迎角也逐漸增大。當(dāng)增大到失速迎角時(shí),繞戰(zhàn)機(jī)的氣流將在戰(zhàn)機(jī)背風(fēng)面產(chǎn)生強(qiáng)烈漩渦和分離流動(dòng)[9]。漩渦和分離流動(dòng)使得戰(zhàn)機(jī)的升力損失程度不同,兩翼的升力不等,進(jìn)而產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)。通過風(fēng)洞試驗(yàn)可以測(cè)出大迎角機(jī)動(dòng)過程中氣動(dòng)力、氣動(dòng)力矩等參數(shù)。在大機(jī)動(dòng)動(dòng)態(tài)過程變化中,戰(zhàn)機(jī)表面的氣流分離、漩渦生成與破碎的過程將由于動(dòng)態(tài)效應(yīng)變得非常復(fù)雜[9]。戰(zhàn)機(jī)漩渦流動(dòng)分離如圖1所示。

圖1　漩渦主導(dǎo)戰(zhàn)機(jī)大迎角流動(dòng)分離Fig.1　Separation of vortex flow in the high AOA attack maneuver of aircraft

在小迎角飛行時(shí),戰(zhàn)機(jī)氣流沒有分離,氣動(dòng)力響應(yīng)可以分解為靜態(tài)氣動(dòng)力分量與由定常旋轉(zhuǎn)和下洗遲滯等產(chǎn)生的氣動(dòng)力增加之和。在大迎角飛行時(shí)流動(dòng)發(fā)生分離,形成一個(gè)或多個(gè)渦系。隨著迎角的增加,渦結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性喪失,直至在尾中破裂,破裂點(diǎn)由尾跡向翼尖移動(dòng);當(dāng)迎角減小時(shí),破裂點(diǎn)反向運(yùn)動(dòng)。流動(dòng)顯示表明,在非定常運(yùn)動(dòng)中,迎角增加時(shí)渦的破裂和迎角減小時(shí)渦的恢復(fù)存在滯后反向運(yùn)動(dòng)，從而產(chǎn)生氣動(dòng)力的附加值。側(cè)滑角的存在使得左、右渦破裂位置點(diǎn)不對(duì)稱,其變化也將導(dǎo)致左、右渦破裂點(diǎn)位置非定常變化,從而產(chǎn)生非定常氣動(dòng)力。此時(shí),定常旋轉(zhuǎn)和下洗遲滯等因素依然存在,但是其影響比渦破裂點(diǎn)本身的非定常效應(yīng)小得多[10]。因此,氣動(dòng)力由三部分組成:靜態(tài)氣動(dòng)力分量,以及由定常旋轉(zhuǎn)和下洗遲滯產(chǎn)生的氣動(dòng)力。因而,在大機(jī)動(dòng)過程中,受氣流影響,戰(zhàn)機(jī)操穩(wěn)性是很難控制的。

1.2動(dòng)力學(xué)分析

在大迎角機(jī)動(dòng)過程中,戰(zhàn)機(jī)先進(jìn)入失速狀態(tài),進(jìn)一步會(huì)進(jìn)入深失速區(qū)域內(nèi),戰(zhàn)機(jī)的空間位置、旋向及姿態(tài)角劇烈變化引發(fā)尾旋事故。戰(zhàn)機(jī)失速后會(huì)同時(shí)繞其三個(gè)體軸自轉(zhuǎn),重心沿小半徑螺旋軌跡進(jìn)行陡下降的自發(fā)運(yùn)動(dòng)[11]。這些運(yùn)動(dòng)由機(jī)翼造成。機(jī)翼是提供升力的主要部件,但戰(zhàn)機(jī)在失速后,左、右機(jī)翼氣流發(fā)生不對(duì)稱分離,兩機(jī)翼所產(chǎn)生的升力也就不對(duì)稱[11]，且兩機(jī)翼的升力損失程度也不相同,升力損失大的機(jī)翼就會(huì)發(fā)生機(jī)翼下沉,并繞縱軸滾轉(zhuǎn)。這種滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)會(huì)使翼截面出現(xiàn)附加速度,使下沉半翼各截面的迎角增大,而上升半翼各截面的迎角減小,此時(shí)戰(zhàn)機(jī)的操縱性顯著變壞,甚至可能完全喪失。

在縱向大迎角機(jī)動(dòng)過程中,從進(jìn)入失速到改出,戰(zhàn)機(jī)能量損失非常大,損失率約為75.93%,此時(shí)俯仰角和迎角必須盡快恢復(fù),這使戰(zhàn)機(jī)在大迎角機(jī)動(dòng)階段能夠保持動(dòng)態(tài)穩(wěn)定,滿足過失速機(jī)動(dòng)飛行要求。在進(jìn)行大迎角機(jī)動(dòng)飛行時(shí),受氣流擾動(dòng),戰(zhàn)機(jī)處于非平穩(wěn)狀態(tài),使得戰(zhàn)機(jī)的穩(wěn)定性極大降低,對(duì)于應(yīng)對(duì)戰(zhàn)爭(zhēng)極為不利,這就要求戰(zhàn)機(jī)要有很好的增穩(wěn)控制系統(tǒng)。

2大機(jī)動(dòng)氣動(dòng)力建模

具有推力矢量的戰(zhàn)機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)非線性數(shù)學(xué)模型為:

sinαcosθ)

cosαcosθ)

大迎角非定常氣動(dòng)力的狀態(tài)空間數(shù)學(xué)模型為:

(1)

(2)

(3)

式中:m,n,p,q,r分別為狀態(tài)向量、輸入向量、向量函數(shù)、輸出向量和向量函數(shù)的維數(shù)。文獻(xiàn)[6]將上式用于描述戰(zhàn)機(jī)大迎角非定常氣動(dòng)特性,輸入為迎角、俯仰角、偏航角等狀態(tài)參數(shù)及其時(shí)間的變化率,輸出為非定常氣動(dòng)系數(shù),即升力、阻力以及俯仰力矩系數(shù)等。對(duì)于流動(dòng)分離的翼型和前緣分離破裂的三角翼,分別取翼型分離點(diǎn)和三角翼渦破裂位置作為內(nèi)在狀態(tài)變量,建立了繞翼型和三角翼流動(dòng)的大迎角非定常氣動(dòng)力的狀態(tài)空間模型[12],并將此狀態(tài)空間模型的形式推廣到全機(jī)構(gòu)型[13]:

(4)

(5)

(6)

(7)

3縱向大迎角機(jī)動(dòng)仿真分析

如圖2所示,某型戰(zhàn)機(jī)大迎角機(jī)動(dòng)全過程為:飛

行員迅速拉桿到底,戰(zhàn)機(jī)以350～500 km/h 的速度等高定直平飛，機(jī)頭上仰后迅速進(jìn)入垂直向上位置,此時(shí)迎角達(dá)到 90°～100°,俯仰角最大可達(dá)到 100°～120°。由于大迎角機(jī)動(dòng)過程中,戰(zhàn)機(jī)失速后速度很快在3～4 s 內(nèi)減小到 110～122 km/h;本模型的氣動(dòng)數(shù)據(jù)是戰(zhàn)機(jī)在迎角55°以下得到的,受氣動(dòng)模型限制,本文數(shù)值仿真結(jié)果為迎角60°時(shí)所得，與Su-27縱向動(dòng)態(tài)大迎角機(jī)動(dòng)情況類似。

圖2　戰(zhàn)機(jī)縱向大迎角機(jī)動(dòng)示意圖Fig.2　Diagram of aircraft longitudinal high AOA maneuver

圖3　仿真曲線Fig.3　Simulation curves

由圖可知,戰(zhàn)機(jī)以100 m/s的速度進(jìn)入機(jī)動(dòng),隨著迎角的增加,戰(zhàn)機(jī)高度增加,速度下降很快。到5.3 s時(shí),戰(zhàn)機(jī)迎角達(dá)到55°,遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過常規(guī)戰(zhàn)機(jī)機(jī)動(dòng)中最大限制迎角30°[14]。隨著戰(zhàn)機(jī)的速度降到最小,約為49 m/s,高度增加到最大約2 030 m。此后操控戰(zhàn)機(jī)減小迎角,增大速度,減小高度,增加速度,約在8.3 s時(shí),戰(zhàn)機(jī)迎角變化達(dá)到44°,速度恢復(fù)到53 m/s,隨后戰(zhàn)機(jī)逐漸增大速度,恢復(fù)到正常穩(wěn)定飛行狀態(tài),與實(shí)際機(jī)動(dòng)基本接近。

在大迎角機(jī)動(dòng)過程中,戰(zhàn)機(jī)平尾偏角、推力矢量舵偏角均未超過規(guī)定上限。速度逐漸增大時(shí),戰(zhàn)機(jī)平尾偏角和推力矢量舵偏角緩慢增大,3 s時(shí),推力矢量舵偏角達(dá)到最大,此時(shí)戰(zhàn)機(jī)的速度也達(dá)到最大,處于失速的臨界狀態(tài)。7 s后,戰(zhàn)機(jī)做大機(jī)動(dòng),平尾偏角和推力矢量舵偏角處于動(dòng)態(tài)變化,最后逐漸趨于0°,說(shuō)明戰(zhàn)機(jī)在機(jī)動(dòng)過程中保持良好的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性。俯仰角速度在剛開始的1 s數(shù)值為0,隨著速度增大,3.2 s時(shí)達(dá)到最大,之后逐漸減小,7 s時(shí)達(dá)到最小,此時(shí)速度最小,戰(zhàn)機(jī)處于失速狀態(tài),7 s之后,速度逐漸恢復(fù)到穩(wěn)定飛行狀態(tài),俯仰角速度也逐漸趨向于零。說(shuō)明戰(zhàn)機(jī)在機(jī)動(dòng)過程中能夠保持航向穩(wěn)定。

仿真結(jié)果顯示,在大迎角縱向機(jī)動(dòng)過程中,隨著俯仰角、迎角的增大,戰(zhàn)機(jī)的飛行速度降低,在到達(dá)最大迎角時(shí),戰(zhàn)機(jī)速度從100 m/s降到了49 m/s,7 s后俯仰角速度恢復(fù),速度也開始增加?？梢?現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)在縱向大迎角機(jī)動(dòng)過程中能量損失非常大,損失率約75.93%,此時(shí)迎角必須及時(shí)恢復(fù)到穩(wěn)定飛行狀態(tài)的大小,因此現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能提出了更高要求,要求發(fā)動(dòng)機(jī)具有較大的推重比,同時(shí)飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)也同樣重要。

4結(jié)束語(yǔ)

現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)大迎角機(jī)動(dòng)階段是一個(gè)獲得位置優(yōu)勢(shì)、先敵瞄準(zhǔn)、指向的過程。在近距空戰(zhàn)中,迎角的增大和速度方向推力矢量的減小,極易使戰(zhàn)機(jī)失速進(jìn)而失穩(wěn)。對(duì)于大迎角機(jī)動(dòng)階段戰(zhàn)機(jī)失速問題,本文的研究結(jié)果表明:在大迎角機(jī)動(dòng)過程中,戰(zhàn)機(jī)速度、平尾偏角、推力矢量舵偏角、俯仰角速度動(dòng)態(tài)特性變化較大,能夠真實(shí)地反映實(shí)際機(jī)動(dòng)狀態(tài)。由此得出,在近距離空戰(zhàn)大迎角機(jī)動(dòng)時(shí),戰(zhàn)機(jī)能夠保持動(dòng)態(tài)穩(wěn)定,滿足過失速機(jī)動(dòng)飛行,為改善其飛行品質(zhì)、提高作戰(zhàn)效能提供了理論依據(jù)。

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(編輯：方春玲)

Research on the simulation of advanced fighter maneuvers at high AOA

ZHANG Jia-long1, YAO Hong2, JIANG Jiu-long1

(1.Aeronautics and Astronautics Engineering College,AFEU, Xi’an 710038, China;2.College of Science, AFEU, Xi’an 710051, China)

Abstract:By taking into consideration of the thrust vector and unsteady aerodynamic, aerodynamics and unsteady aerodynamic models are set up for the longitudinal maneuver of an advanced fighter. The numerical simulation is applied to analyze the speed, horizontal tail deflection, rudder deflection caused by thrust vector, pitching angle rate characteristics. The results show the parameters switching are consistent with real situation, and can effectively reflect the actual maneuvering conditions, thus providing the reference for the design of controllability and stability system.

Key words:high angle of attack; the simulation analysis; the unsteady aerodynamic; controllability and stability system

中圖分類號(hào)：V212.1

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1002-0853(2016)01-0010-04

作者簡(jiǎn)介:張佳龍(1988-)，男，陜西楊凌人，碩士研究生，研究方向?yàn)橄冗M(jìn)控制理論。

基金項(xiàng)目:航空科學(xué)基金資助(20111396)

收稿日期:2015-07-29;

修訂日期:2015-10-15; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2015-10-26 09:33