急滚运动稳定性研究-论文.pdf

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1、中国科技信息2014年第18期’CHINASCIENCEANDTECHNOLOGYINFORMATIONSep．2014基础及前沿程伟豪程伟豪王鹏中国飞行试验研究院飞机所程伟豪(1981一)男，河南许昌人，工程师，研究方向为飞机飞行品质试飞。DOI：10．3969／j．issn．1001-8972．2014．18．003急滚运动稳定性研究概述+6l+62++=0随着航空技术的发展，对所有的新研飞机来说具有超方程左端各项系数取决于飞机的惯性和气动特性，以音速飞行的能力成为最基本的设计要求。相应的超音速飞及滚转运动本身的参

2、数。若不计阻尼和，则特征方机的动静态特性也较以前有很大的不同，其中急滚运动就程为是一个比较显著的例子。大量的试验数据表明，现代超音++64+[一+(AB+1)p2,1A+(+)(啊一)=0(3)速飞机由于其惯性矩分布像拉长的椭圆体(即，<<，对于大多数常规飞机，一般情况0，c0，特征，<<，：)，而且具有较大的横向静稳定性(上反效应)，方程式系数b20，飞机能够实现定常滚转的必要条件是故在急滚机动飞行时可能会丧失运动静稳定性和可操纵=(xp：+#oXSp：一)>0(4)性。其首要原因是惯性耦合的作用因此飞机完成带有急若

3、定义滚的空中机动能力受到限制。实际应用中，将会在飞行员∞—M／A=、3一MfIz—Ix1驾驶手册中，加入一系列的限制要求以避免出现危险。r=●——一r——————————一_本文在对超音速飞机急滚运动的动力学作分析的基础∞B、3Np／B=NBIy—Ix)上，从飞行试验的角度对其进行探索，并以一组数据进行若定义参数识别得到飞机的操纵性参数，为飞行员驾驶手册中安d矿r_—==-—一r—==_———————一全驾驶使用限制提供依据，以期望对以后超音速飞机的试国=—M／A=—M／(zz—Ix、d矿r==——一=————————

4、一飞有所帮助。这些方法还需要在以后的试飞工作中进一步m8=NB

5、B=、3NB

6、u—1验证并加以改进、完善。则条件(3)等效于2／<1【2／p2>1l试飞方法原理；／p<1f或2／p>1f下面具体分析一下急滚运动时的稳定性特点。假设飞下面以Ip,2和／为坐标，作出定常滚转运动稳定机基准飞行是绕水平直线的定常滚转，保持飞行速度V不边界图，如图1所示，由图可见，边界线将整个区域区分变，其滚转角速度保持很大的常值P·且q，=^=口+==0；成四个区域，其中I区和Ⅲ区为稳定区域，Ⅱ区为偏航发迎角Ot和侧滑角变化不大，气动系数可以

7、用线性表达式；散区，Ⅳ区为俯仰发散区。其物理解释如图1。对于急滚运动P。g／V。则重力和气动力下的轨迹弯曲对I区为稳定区域。该区域俯仰和偏航静稳定性均较旋转运动的影响很小；为了简化，还假设不计交叉力矩和大，飞机在滚转运动中俯仰和偏航恢复力矩有保持原有交叉惯积。在这些假设条件下，可以忽略滚转和速度动迎角和侧滑角的趋势；而P+相对较小，『P。l，lP+l09。力学方程，得到急滚扰动运动方程的近似线性方程组如下如果要使迎角和侧滑角增大的惯性耦合力矩(，一，)Ar△矗Aq—PoAfl—ZAct—z6△6e≈Aq—P。和(，一，

8、)△q的作用相对较小，即(，一，)△，<一M△，b=p。一Ar{B七66r≈p一ArAO=。Ar+M,~Aa+△口+MsAS~2010=一·q+NBp+NrAr+N6。6n+Ns,87／~4／,其中(，．)。A=一Ix)／iyB：Iy—Ix1fIz10／／／／／方程组(1)的特征方程如下：／ⅣP。一10l—P．01lI一0一一(2)1020一I=00一NpBp·一Ⅳl(，．)展开后得到四阶方程如下图1飞机急滚稳定边界一29一基础及前沿中国科技信息2014年第18期·CHINASCIENCEANDTECHNOLOGYIN

9、FORMATIONSep．2o14(，一ly)p。AqN，则滚转运动将是稳定的，迎角、侧滑应不仅有滚转，还会有大的角基本保持原状态。偏航和侧滑。阶跃副翼的起Ⅲ区也是稳定区域，该区俯仰和偏航静稳定性较小，始飞行状态可以是等速直线相应的俯仰、偏航恢复力矩很小；而P。相对较大，PJ，或稳定倾斜角飞行状态，也可以是带有规定过载的曲线lP。l09#，惯性耦合力矩相对于恢复力矩极大，飞机在滚转运动中较小的恢复力矩尚来不及发挥作用，因此飞机近似飞行状态。绕主惯性轴旋转，迎角和侧滑角发生周期性交替变化。此阶跃操纵副翼的驾驶方时滚转运动

10、类似于陀螺稳定。法为：在给定的高度和速度(或M数)上配平飞机，Ⅱ区为偏航发散区，该区09#lP小：(oa，飞机在滚转运动中，俯仰恢复力矩较大，产生较大的俯仰角速率，接通记录器开关，保持等速使偏航惯性耦合力矩(，一Iy)Aq随之增加，而偏航恢复力水平直线飞行3至5s；迅速矩较小，不足以平衡，故飞机将出现偏航发散。压杆使副翼由起始平衡