粟建波，張甲奇，邱宇豪，王錦錦

(1. 桂林電子科技大學(xué)，廣西 桂林 541704；2. 中國飛行試驗研究院中航工業(yè)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(zhì)量特性、動力相似準(zhǔn)則關(guān)系，使用全尺寸飛機(jī)縮比模型，在真實大氣環(huán)境中開展的飛行試驗，主要用于飛機(jī)失速速度、失速特性以及尾旋特性研究，其試驗結(jié)果與全尺寸飛機(jī)具有很好的相關(guān)性，在國內(nèi)外航空研究院所獲得廣泛的認(rèn)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(jī)的大迎角特性研究[2-3]，國內(nèi)航空工業(yè)試飛中心也先后完成了運(yùn)-10、ARJ、HO300、C919、AG600等飛機(jī)的縮比模型自由飛試驗研究，試驗結(jié)果降低了新機(jī)研制風(fēng)險和成本，為全尺寸飛機(jī)的試飛和適航提供了重要的技術(shù)支持。

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

本文依據(jù)CCAR-23中，23.201(b)條款要求，創(chuàng)新性的設(shè)計了一種基于俯仰角速率判斷飛機(jī)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(jìn)行了驗證，獲得了可信的試驗結(jié)果。

2 失速判斷方法

(1)

當(dāng)飛機(jī)失速特性不佳時，失速后模型可能會先出現(xiàn)劇烈滾轉(zhuǎn)的現(xiàn)象，而不會先出現(xiàn)不可控的下俯運(yùn)動。CCAR-23中，23.201(d)條款規(guī)定了機(jī)翼水平失速：在進(jìn)入和改出機(jī)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(zhuǎn)和偏航[4]。自由飛模型的姿態(tài)角與真實飛機(jī)對應(yīng)關(guān)系為1：1，因此可以沿用該標(biāo)準(zhǔn)作為模型失速的一項判斷依據(jù)。

迎角是飛機(jī)失速試飛的一個重要參數(shù)，通過風(fēng)洞試驗可以得到飛機(jī)的失速迎角，而失速一般提前或略晚于達(dá)到該失速迎角時發(fā)生。飛機(jī)失速后，可能會出現(xiàn)異常的機(jī)頭上仰。此時，通過俯仰角速率和滾轉(zhuǎn)角均無法準(zhǔn)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(dá)到某個預(yù)設(shè)值(一般大于失速迎角3°左右)，認(rèn)為飛機(jī)模型已經(jīng)進(jìn)入失速，可開始執(zhí)行失速改出動作，迎角預(yù)設(shè)超限值可根據(jù)前期飛行試驗結(jié)果進(jìn)行調(diào)整。

某通航類飛機(jī)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(shè)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(jìn)入失速。依靠操縱手控制進(jìn)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(xiàn)精準(zhǔn)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(dǎo)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(zhuǎn)指令，模擬地面操縱手緩慢拉桿的過程，實現(xiàn)自主拉桿進(jìn)入失速?？刂坡蓸?gòu)型如圖2所示。

圖2 自主拉桿控制律結(jié)構(gòu)框圖

3.2 橫航向控制律

在機(jī)翼水平失速的過程中，通過副翼控制滾轉(zhuǎn)角符合23部條款中不超過15°的要求。該控制律構(gòu)型以滾轉(zhuǎn)角指令 作為輸入信號，引入滾轉(zhuǎn)角 和滾轉(zhuǎn)角速率 作為反饋信號，解算得到副翼輸出指令，實現(xiàn)了滾轉(zhuǎn)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(jī)模型的荷蘭滾阻尼比以及降低滾轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的側(cè)滑角?？刂坡蓸?gòu)型見圖3。

圖3 滾轉(zhuǎn)角保持回路控制律結(jié)構(gòu)框圖

4 飛行仿真及試飛驗證

4.1 相似參數(shù)

縮比模型自由飛試驗為了能夠真實反映全尺寸飛機(jī)本體的失速特性，必須滿足相似準(zhǔn)則關(guān)系?？s比模型與全尺寸飛機(jī)不僅要滿足幾何外形相似，同時還要滿足弗勞德數(shù) 相似和質(zhì)量分布相似準(zhǔn)則，關(guān)鍵參數(shù)的相似關(guān)系見表1。

表1 縮比模型與全尺寸飛機(jī)參數(shù)相似關(guān)系

表中：K為縮比系數(shù)，Kρ為模型試驗高度和飛機(jī)飛試驗高度的密度比。

4.2 試驗對象

根據(jù)某通航類飛機(jī)三維數(shù)模，按照全尺寸飛機(jī)縮比進(jìn)行模型的制造，并與全尺寸飛機(jī)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(guān)系進(jìn)行模擬?？s比模型的基本參數(shù)為機(jī)身長L=2.5565m，質(zhì)量M=50kg，翼展b=2.7705m，機(jī)翼面積S=0.9287m2，平均氣動弦長MAC=0.3455m。

4.3 飛行仿真

依據(jù)某型飛機(jī)縮比模型氣動數(shù)據(jù)，由力方程組、力矩方程組、運(yùn)動方程組和導(dǎo)航方程組十二個狀態(tài)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(yùn)動方程組

4)導(dǎo)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?；诮⒌牧杂啥确蔷€性仿真模型進(jìn)行縱向和橫航向控制律設(shè)計，并通過反復(fù)迭代確定控制律參數(shù)。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(jī)模型自由飛試驗流程如下[7]

1)飛行前，預(yù)設(shè)自動開傘高度、滾轉(zhuǎn)角超限值、迎角超限值、失速改出俯仰角速率值；

2)通過載機(jī)將縮比模型運(yùn)載升空，到達(dá)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(rèn)遙控遙測系統(tǒng)和各個舵面出舵正常；

3)載機(jī)到達(dá)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(cè)桿中立指令滾轉(zhuǎn)角為0°，在模型與載機(jī)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(tài)，此時飛行控制系統(tǒng)縱向自主拉桿進(jìn)入失速，橫向自主修正滾轉(zhuǎn)保持機(jī)翼水平；而一旦出現(xiàn)不可控的下俯運(yùn)動、迎角限或滾轉(zhuǎn)角超限三個條件之一，飛行控制系統(tǒng)判斷模型失速，自動指令所有舵面在0.5s內(nèi)回到氣動零位，執(zhí)行改出操縱；待模型改出失速后，操縱手依據(jù)任務(wù)單和模型當(dāng)前狀況，判斷進(jìn)入下一個動作或執(zhí)行回收操縱；

5)完成所有試飛任務(wù)后，地面操縱手發(fā)出開傘指令，傘降回收模型。當(dāng)高度低于設(shè)定值時，自動開傘回收模型。

4.5 試飛結(jié)果

某通航類飛機(jī)共進(jìn)行了19個架次投放模型自由飛試驗。試飛構(gòu)型：巡航、著陸構(gòu)型，重心位置：前重心、中重心和后重心，發(fā)動機(jī)功率：25%、75%，試飛內(nèi)容：機(jī)翼水平失速試飛。

設(shè)置滾轉(zhuǎn)角超限值15°，迎角超限值13°，0.3秒內(nèi)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(gòu)型后重心75%功率機(jī)翼水平失速試飛曲線。

圖4 巡航構(gòu)型后重心機(jī)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(jī)模型自由飛試驗結(jié)果如下：

1)試驗從第0s開始，飛行控制系統(tǒng)縱向自主拉桿，模擬飛行員拉桿進(jìn)入失速過程，自主拉桿升降舵速率為-0.45deg/s，此時飛機(jī)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(xiàn)左滾趨勢，副翼自動出舵模擬飛行員右壓桿修正滾轉(zhuǎn)；

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

3)第8s時，迎角10.78°接近理論計算失速迎角，滾轉(zhuǎn)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(tǒng)判斷模型失速，此時，繼續(xù)拉桿1s，模擬飛行員1s失速改出反應(yīng)時間，俯仰角速率和俯仰角持續(xù)減小，迎角持續(xù)增大；

4)第9s時，飛行控制系統(tǒng)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(shù)據(jù)可知，在持續(xù)拉桿進(jìn)入失速的過程中，迎角和滾轉(zhuǎn)角均未超限，當(dāng)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(jī)出現(xiàn)低頭趨勢，因此，該方法能夠準(zhǔn)確的判斷飛機(jī)模型出現(xiàn)不可控的下俯運(yùn)動，進(jìn)而判斷模型失速，符合23部相關(guān)條款要求。

5 結(jié)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(zhǔn)確的判斷飛機(jī)模型進(jìn)入失速狀態(tài)，提高了縮比模型自由飛試驗的精準(zhǔn)度。同時，通過飛行控制系統(tǒng)自動進(jìn)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(shù)據(jù)的一致性、模型的安全性和試飛動作的準(zhǔn)確性。