一種常規(guī)布局民用飛機的動穩(wěn)定性導數(shù)研究

馬超, 司江濤, 黨亞斌

(上海飛機設計研究院 總體氣動部, 上海 201210)

2012-05-28;

2012-09-20; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡出版時間

時間:2012-12-11 12:17

馬超(1985-)，男，山東滕州人，助理工程師，碩士研究生，研究方向為民用飛機氣動布局設計。

一種常規(guī)布局民用飛機的動穩(wěn)定性導數(shù)研究

馬超, 司江濤, 黨亞斌

(上海飛機設計研究院 總體氣動部, 上海 201210)

對動導數(shù)的三種獲取方法進行了簡要描述,主要是風洞試驗和工程估算,其次是近幾年悄然興起的數(shù)值計算。針對一種常規(guī)布局的民用飛機的全機構(gòu)型,對比分析了工程估算和風洞試驗的結(jié)果,包括各種姿態(tài)振蕩,分析了振幅大小、振蕩頻率和重心變化對動導數(shù)的影響,并分析了雷諾數(shù)效應對非線性氣動特性的影響。通過工程估算的方法對該飛機的動導數(shù)進行了估算,采用了歐美和蘇俄兩種不同類型的方法,交叉驗證了工程估算的精準度。

動導數(shù); 工程估算; 風洞試驗; 民用飛機

0 引言

在現(xiàn)代民用飛機設計中,要綜合考慮飛機的安全性、經(jīng)濟性、舒適性和環(huán)保性。其中,安全性是飛機設計首先要保證的指標,是民機研發(fā)的重中之重。而飛機的安全性由飛機氣動響應的本體和控制系統(tǒng)設計這兩方面決定。在具體的型號設計過程中,需要對飛機的氣動性能和氣動響應進行分析和綜合設計。這要求首先了解飛行器在定常和非定常飛行條件下的氣動力及力矩特性。與此同時,還要對飛機的穩(wěn)定性給出預判。這要求氣動力表述形式既要給出六分量的氣動力,還要能給出氣動力相對各種擾動的響應,通常用多個氣動導數(shù)表達。其中,氣動力和力矩關(guān)于角位移的導數(shù)稱為靜導數(shù),而氣動力和力矩關(guān)于角速度的導數(shù)稱為動導數(shù)。

1 動導數(shù)簡介

動導數(shù)用來描述飛行器進行機動飛行和受到擾動時的氣動特性。一般來講,動導數(shù)是飛行器所受的氣動力和力矩的各個分量,對飛行器各飛行姿態(tài)參數(shù)的一階時間變化率的偏導數(shù),其中有阻尼導數(shù)、交叉導數(shù)、時差導數(shù)等。

(1)

2 動導數(shù)的獲取方法

2.1 動導數(shù)的風洞試驗方法

2.2 動導數(shù)的工程估算方法

動導數(shù)的工程估算方法在國外的民機設計中一直處于主導地位,在國內(nèi)的航空院所中應用也比較頻繁,對計算結(jié)果的把握更加準確。本文針對同一運輸機構(gòu)型采用兩種不同的工程估算方法進行了計算,并和風洞試驗的數(shù)據(jù)進行對比,交叉驗證了工程估算方法的精準度。

在工程估算中,全機動導數(shù)的大小主要由機翼、機身、平尾和垂尾四部分的貢獻疊加而成,其他小部件的貢獻可以忽略。為了提高工程估算的可信度,可以用全機測力試驗數(shù)據(jù)獲取飛機的靜導數(shù),主要是機翼和平、垂尾的升力線斜率,以及機翼的升阻力曲線。這些測力數(shù)據(jù)隨馬赫數(shù)和迎角變化的準確性是工程估算動導數(shù)的關(guān)鍵,需要投入較大的精力。

2.3 動導數(shù)的數(shù)值計算方法

3 動導數(shù)的試驗結(jié)果和計算結(jié)果分析

3.1 動導數(shù)的試驗結(jié)果

3.1.1 隨迎角的變化

圖1 Cmq隨迎角的變化

由于試驗的雷諾數(shù)為2.3×105,僅為飛機真實雷諾數(shù)的三十分之一,其氣流分離出現(xiàn)較早。由于沒有Re=2.3×105時該型飛機的測力數(shù)據(jù),采用已有的較低雷諾數(shù)和較高雷諾數(shù)時的升力曲線進行定性的分析(見圖2)。圖中低雷諾數(shù)比高雷諾數(shù)提前6°左右發(fā)生失速,且升力線斜率在迎角為5°時就開始有所降低。

由此可得以下結(jié)論:當進行雷諾數(shù)較小的動導數(shù)試驗時,為了考慮雷諾數(shù)效應,至少需要測得該試驗條件下的縱向和橫向的測力數(shù)據(jù),以指導分析雷諾數(shù)的影響。

圖2 雷諾數(shù)對升力系數(shù)的影響

3.1.2 隨頻率的變化

巡航構(gòu)型下振蕩頻率對組合導數(shù)和Cmq的影響如圖3和圖4所示(其中V=30 m/s,A=5°)。從圖中可以看出，巡航構(gòu)型的俯仰振蕩,組合導數(shù)隨頻率有小幅的變化,但形態(tài)基本一致。在迎角較大時,頻率影響也越大。從頻率1.5 Hz到2.0 Hz,組合導數(shù)呈現(xiàn)向下一定量的平移,平移幅度在5%以內(nèi)。起飛、復飛和著陸構(gòu)型的組合導數(shù)隨頻率的變化幅度更小。整體上,頻率對動導數(shù)的影響較小,且尚無準確的修正方法。

圖3 振蕩頻率對組合導數(shù)的影響

圖4 振蕩頻率對Cmq的影響

對比圖4中分離出來的Cmq發(fā)現(xiàn),小迎角和負迎角區(qū),振蕩頻率對導數(shù)測量值的影響較小?？紤]相似頻率的要求,通過式(2),由飛機真實的俯仰角速度計算出一個諧波振蕩頻率f,盡量降低頻率的影響。

(2)

3.1.3 隨振幅的變化

圖5 振幅對組合導數(shù)的影響

3.1.4 隨重心的變化

巡航構(gòu)型下,重心對Cmq和Cnr的影響如圖6和圖7所示(其中f=2 Hz,A=5°)。

圖6 重心對Cmq的影響

圖7 重心對Cnr的影響

由圖6可知,重心位置25%cA和44%cA基本吻合,兩者和13%cA重心處差異較大,在主要的迎角區(qū)間呈現(xiàn)一定的平移。重心位置對Cnr的影響也有類似的現(xiàn)象(見圖7)。Cnr隨迎角基本維持在同一水平。重心位置25%cA和44%cA時Cnr基本重合,兩者和13%cA重心位置呈現(xiàn)一定的平移,同等現(xiàn)象在起飛和著陸構(gòu)型都有發(fā)現(xiàn)。

3.2 結(jié)果對比

目前,國內(nèi)動導數(shù)試驗的實際條件短期內(nèi)無法改變,因此本文還采用了兩種不同的工程估算方法對動導數(shù)進行了計算,目的是交叉驗證工程估算方法的精準度,指導對風洞數(shù)據(jù)的應用,最終從三種結(jié)果中綜合確定一套可用的動導數(shù)數(shù)據(jù)。采用的兩種工程估算方法,一種是基于歐洲國家常用的ESDU方法,另一種是前蘇聯(lián)常用的TSAGI方法[4]。通過對三種途徑獲取的動導數(shù)數(shù)據(jù)進行對比分析,本文驗證了工程估算方法的可靠性。通過對6個核心動導數(shù)的結(jié)果進行對比可知,總體來說TSAGI方法的精準度和可靠性均較高。以下數(shù)據(jù)如無特別說明均對應飛機的巡航構(gòu)型。

3.2.1 估算值和試驗值對比

表1 三種方法的Cmq對比

表2 三種方法的對比

表3中風洞試驗的Cnr隨迎角的增加基本維持同一水平,ESDU的結(jié)果隨迎角有微弱的減小。TSAGI的結(jié)果不隨迎角變化。數(shù)據(jù)變化的一致定性地說明了工程估算的合理性。其中,兩種工程估算的偏差在5%左右。風洞試驗和工程估算的偏差在40%左右。

表3 三種方法的Cnr對比

圖8為三種方法的Clp隨迎角變化的對比曲線。由圖可知，α=0°～6°的結(jié)果差不多,其中TSAGI和風洞試驗在趨勢上具有一致性。

圖8 三種方法的Clp隨迎角變化曲線

3.2.2 估算值和參考值對比

因為目前只進行了低速動導數(shù)試驗,所以動導數(shù)隨馬赫數(shù)的變化只能通過工程估算給出。根據(jù)已有的某型常規(guī)布局民機的動導數(shù)資料,類比兩種工程估算的動導數(shù)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律,給出定性的判斷。以下數(shù)據(jù)均是對應巡航構(gòu)型、迎角為0°時的動導數(shù)。圖9為Cmq隨馬赫數(shù)的變化曲線。

圖9 Cmq隨馬赫數(shù)的變化曲線

由圖可知,TSAGI和ESDU的結(jié)果在數(shù)值上相對接近,TSAGI，ESDU和資料值的形態(tài)比較一致。這一點再次驗證了工程估算方法的合理性。對其他導數(shù)的研究表明,Cnp不隨馬赫數(shù)變化,Cnr隨馬赫數(shù)變化較小,其它導數(shù)TSAGI的預測值均和資料值在形態(tài)上保持一致。

4 結(jié)論

通過本文的仿真研究,可得出如下結(jié)論:

(1)動導數(shù)試驗的結(jié)果包含了雷諾數(shù)過小、支架干擾、洞壁干擾、扇風效應、諧波振蕩的頻率和振幅等因素的影響,其測量數(shù)據(jù)的精準度和穩(wěn)定性均較差,可減少或取消動導數(shù)風洞試驗。

(2)ESDU和TSAGI兩種工程估算方法對動導數(shù)的估算基本一致,和動導數(shù)試驗數(shù)據(jù)以及已有的某型飛機的動導數(shù)資料在規(guī)律上有良好的類比性,驗證了工程估算方法對動導數(shù)計算的可靠性和精準性。

(3)隨著電傳飛控和主動控制技術(shù)在當代民機設計中的廣泛應用,控制律的設計越發(fā)重要,它需要更加完整的動導數(shù)數(shù)據(jù)作為支撐,對動導數(shù)的獲取手段提出了更高的要求,今后必須對動導數(shù)的數(shù)值計算方法進行深入研究,使其早日達到工程上的使用要求。

[1] 李周復.風洞特種試驗技術(shù)[M].北京:航空工業(yè)出版社,2010:208.

[2] James De Spirito,Sidra I Silton,Paul Weinacht. Navier-Stokes predictions of dynamic stability derivatives:evaluation of steady-state methods[R].AIAA-2008-214,2008.

[3] Bandu N Pamadi.Performance,stability,dynamics, and control of airplanes[M].Second edition.USA:American Institute of Aeronautics and Astronautics,2003:397.

[4] Bruno Mialon,Alex Khrabrov,Saloua Ben Khelil,et al.Validation of numerical prediction of dynamic derivatives: the DLR-F12 and the transcruiser test cases[J].Progress in Aerospace Sciences,2011,47(8):674-694.

Dynamicderivativesinvestigationofaconventionalconfigurationciviltransportaircraft

MA Chao, SI Jiang-tao, DANG Ya-bin

(General Design and Aerodynamic Department, Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

This paper describes three sources of approaches dealing with the determination of dynamic derivatives, mainly wind tunnel experiment and engineering estimation, especially the more and more popular computational fluid dynamics methods. Focused on a conventional configuration civil transport aircraft, this paper documents the dynamic derivatives due to the wind tunnel test and engineering estimation, introduces the test principle for wind tunnel test of dynamic derivatives. After analysis of the Reynolds effect, this paper also calculates the derivatives with two different estimation methods, respectively representng the Russian and European methodologies, cross-verifies the accuracy and reliability of estimation methods.

dynamic derivatives; engineering estimation; wind tunnel test; civil aircraft

V211.4

A

1002-0853(2013)01-0075-05

(編輯：方春玲)