民机极限飞行状态的动态气动力试验与建模

发布时间：2021-07-06 19:06

　　飞行失控是造成民机灾难性航空事故的重要因素,飞行失控中飞机难以避免超出正常飞行包线范围,进入具有复杂非线性和非定常动态气动特性的极限飞行状态。本文开展典型民机布局飞机极限飞行状态的动导数、大振幅试验,对大迎角动态气动力的参数影响规律以及非线性、非定常特性进行分析和建模。结果表明,在飞机失速到过失速区域,飞行姿态快速变化过程中动态气动力的非线性和非定常特征显著;在动导数试验和建模中,考虑运动角速率的影响,可以预示气动力非线性的迎角范围,并捕捉到关于飞机动稳定性演化的关键特征;利用Goman-Khrabrov状态空间模型结合大振幅试验,可以确定模型中表征非定常特征的关键时间常数,获得特定极限飞行状态运动中的非定常动态气动力特性。研究方法和结果为开展民机极限飞行状态的动态气动力风洞试验设计与建模提供了一个可行途径,能改进飞机飞行失控预防、极限状态改出、飞行模拟训练和飞行事故分析等。 

【文章来源】：航空学报. 2020,41(08)北大核心EICSCD

【文章页数】：12 页

【部分图文】：

俯仰振荡和滚转振荡试验

在常规飞行条件下，利用缩比模型开展动导数试验时，主要考虑减缩频率相似[23]，以表征全尺寸飞机和模型之间关于刚体运动和绕流流体运动在时域上的同时性，形如：可见，常规试验中定义的减缩频率^ω这个相似参数不包含关于运动振幅的信息，而从图3给出的俯仰振荡试验结果看，在α≤10°飞机翼面流动未分离或α≥35°飞机翼面分离流动充分发展（或可认为流动已经完全分离）条件下，俯仰阻尼导数随减缩频率或振幅均不敏感，因此可以认为，在常规小迎角范围内或者在极限飞行状态中迎角特别大时，采用小振幅振荡获取动导数试验方法可以获得比较准确的动态气动力特性。但是，对于极限飞行状态中10°<α<35°范围内（该范围通常为飞机失速到出现稳态尾旋之前），俯仰阻尼导数不仅受减缩频率影响，即使飞机的减缩频率相同，运动的振幅也会对阻尼导数产生显著影响。可见，常规飞行条件下仅考虑减缩频率作为相似参数的试验方法对于部分极限飞行状态而言是难以捕捉其气动特征的。

图4中分别给出小迎角（α0=4°）、中大迎角（α0=16°）、大迎角（α0=40°）下，以振荡频率f=1Hz、振幅A=5°开展动导数试验时，绘制的俯仰力矩系数Cm关于迎角的迟滞回线，图中不同“截止频率”指的是数据处理时的滤波截止频率。例如，截止频率为1 Hz（与强迫振荡频率相同，即通常说的保留1阶量），即认为绕流流场变化频率与飞机刚体运动频率一致，迟滞回线为标准椭圆。众所周知，基于小扰动线性化假设的动导数就是由该1阶量计算得到的。可以看出，在常规小迎角范围或者在迎角特别大时，保留到高阶量（如6阶）与只留1阶量相比迟滞回线是比较接近的，即表示此时用动导数就可以比较准确地描述飞机的动态气动力，俯仰力矩随俯仰角速度是接近线性变化的；但是，如图4(b）所示，在该中大迎角范围时，气动力存在明显的高阶量，因此，俯仰力矩随俯仰角速度变化有明显的非线性特征，此时，常规的线化导数不能精确反映动态气动力特性。从对气动力的频谱分析也可以看出，对应的数据含有1～6阶量（7阶以上基本没有），一方面说明了该区域动态气动力存在显著非线性，另一方面该结果也表明对于气动力迟滞回线的计算，保留到6阶（当强迫振荡频率为1Hz时，截止频率为6Hz）是比较合理的。图4 不同平均迎角下强迫振荡时俯仰力矩随迎角变化的迟滞回线

【参考文献】：
期刊论文
[1]飞机大迎角非定常气动力建模研究进展[J]. 汪清,钱炜祺,丁娣.  航空学报. 2016(08)
[2]非定常气动力的结构自适应神经网络建模方法[J]. 龚正,沈宏良.  飞行力学. 2007(04)
[3]民机空难相关非定常气动力问题研究[J]. 伍开元.  流体力学实验与测量. 2003(02)
[4]飞机大攻角非定常气动力建模与辨识[J]. 汪清,蔡金狮.  航空学报. 1996(04)



本文编号：3268808