飛行失控是造成民機(jī)災(zāi)難性航空事故的重要因素,飛行失控中飛機(jī)難以避免超出正常飛行包線范圍,進(jìn)入具有復(fù)雜非線性和非定常動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性的極限飛行狀態(tài)。本文開(kāi)展典型民機(jī)布局飛機(jī)極限飛行狀態(tài)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)、大振幅試驗(yàn),對(duì)大迎角動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力的參數(shù)影響規(guī)律以及非線性、非定常特性進(jìn)行分析和建模。結(jié)果表明,在飛機(jī)失速到過(guò)失速區(qū)域,飛行姿態(tài)快速變化過(guò)程中動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力的非線性和非定常特征顯著;在動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)和建模中,考慮運(yùn)動(dòng)角速率的影響,可以預(yù)示氣動(dòng)力非線性的迎角范圍,并捕捉到關(guān)于飛機(jī)動(dòng)穩(wěn)定性演化的關(guān)鍵特征;利用Goman-Khrabrov狀態(tài)空間模型結(jié)合大振幅試驗(yàn),可以確定模型中表征非定常特征的關(guān)鍵時(shí)間常數(shù),獲得特定極限飛行狀態(tài)運(yùn)動(dòng)中的非定常動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性。研究方法和結(jié)果為開(kāi)展民機(jī)極限飛行狀態(tài)的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)計(jì)與建模提供了一個(gè)可行途徑,能改進(jìn)飛機(jī)飛行失控預(yù)防、極限狀態(tài)改出、飛行模擬訓(xùn)練和飛行事故分析等。 

【文章來(lái)源】：航空學(xué)報(bào). 2020,41(08)北大核心EICSCD

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【部分圖文】：

俯仰振蕩和滾轉(zhuǎn)振蕩試驗(yàn)

在常規(guī)飛行條件下，利用縮比模型開(kāi)展動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)時(shí)，主要考慮減縮頻率相似[23]，以表征全尺寸飛機(jī)和模型之間關(guān)于剛體運(yùn)動(dòng)和繞流流體運(yùn)動(dòng)在時(shí)域上的同時(shí)性，形如：可見(jiàn)，常規(guī)試驗(yàn)中定義的減縮頻率^ω這個(gè)相似參數(shù)不包含關(guān)于運(yùn)動(dòng)振幅的信息，而從圖3給出的俯仰振蕩試驗(yàn)結(jié)果看，在α≤10°飛機(jī)翼面流動(dòng)未分離或α≥35°飛機(jī)翼面分離流動(dòng)充分發(fā)展（或可認(rèn)為流動(dòng)已經(jīng)完全分離）條件下，俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)隨減縮頻率或振幅均不敏感，因此可以認(rèn)為，在常規(guī)小迎角范圍內(nèi)或者在極限飛行狀態(tài)中迎角特別大時(shí)，采用小振幅振蕩獲取動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)方法可以獲得比較準(zhǔn)確的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性。但是，對(duì)于極限飛行狀態(tài)中10°<α<35°范圍內(nèi)（該范圍通常為飛機(jī)失速到出現(xiàn)穩(wěn)態(tài)尾旋之前），俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)不僅受減縮頻率影響，即使飛機(jī)的減縮頻率相同，運(yùn)動(dòng)的振幅也會(huì)對(duì)阻尼導(dǎo)數(shù)產(chǎn)生顯著影響。可見(jiàn)，常規(guī)飛行條件下僅考慮減縮頻率作為相似參數(shù)的試驗(yàn)方法對(duì)于部分極限飛行狀態(tài)而言是難以捕捉其氣動(dòng)特征的。

圖4中分別給出小迎角（α0=4°）、中大迎角（α0=16°）、大迎角（α0=40°）下，以振蕩頻率f=1Hz、振幅A=5°開(kāi)展動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)時(shí)，繪制的俯仰力矩系數(shù)Cm關(guān)于迎角的遲滯回線，圖中不同“截止頻率”指的是數(shù)據(jù)處理時(shí)的濾波截止頻率。例如，截止頻率為1 Hz（與強(qiáng)迫振蕩頻率相同，即通常說(shuō)的保留1階量），即認(rèn)為繞流流場(chǎng)變化頻率與飛機(jī)剛體運(yùn)動(dòng)頻率一致，遲滯回線為標(biāo)準(zhǔn)橢圓。眾所周知，基于小擾動(dòng)線性化假設(shè)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)就是由該1階量計(jì)算得到的。可以看出，在常規(guī)小迎角范圍或者在迎角特別大時(shí)，保留到高階量（如6階）與只留1階量相比遲滯回線是比較接近的，即表示此時(shí)用動(dòng)導(dǎo)數(shù)就可以比較準(zhǔn)確地描述飛機(jī)的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力，俯仰力矩隨俯仰角速度是接近線性變化的；但是，如圖4(b）所示，在該中大迎角范圍時(shí)，氣動(dòng)力存在明顯的高階量，因此，俯仰力矩隨俯仰角速度變化有明顯的非線性特征，此時(shí)，常規(guī)的線化導(dǎo)數(shù)不能精確反映動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性。從對(duì)氣動(dòng)力的頻譜分析也可以看出，對(duì)應(yīng)的數(shù)據(jù)含有1～6階量（7階以上基本沒(méi)有），一方面說(shuō)明了該區(qū)域動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力存在顯著非線性，另一方面該結(jié)果也表明對(duì)于氣動(dòng)力遲滯回線的計(jì)算，保留到6階（當(dāng)強(qiáng)迫振蕩頻率為1Hz時(shí)，截止頻率為6Hz）是比較合理的。圖4 不同平均迎角下強(qiáng)迫振蕩時(shí)俯仰力矩隨迎角變化的遲滯回線

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]飛機(jī)大迎角非定常氣動(dòng)力建模研究進(jìn)展[J]. 汪清,錢(qián)煒祺,丁娣.  航空學(xué)報(bào). 2016(08)
[2]非定常氣動(dòng)力的結(jié)構(gòu)自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)建模方法[J]. 龔正,沈宏良.  飛行力學(xué). 2007(04)
[3]民機(jī)空難相關(guān)非定常氣動(dòng)力問(wèn)題研究[J]. 伍開(kāi)元.  流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量. 2003(02)
[4]飛機(jī)大攻角非定常氣動(dòng)力建模與辨識(shí)[J]. 汪清,蔡金獅.  航空學(xué)報(bào). 1996(04)



本文編號(hào)：3268808