第22卷第3期
2004年9月
FLIG~T DYNAMICS VOl .22NO .3
Sep
测量空间
.2004
收稿日期:2003-10-20；修订日期:2004-06-24
作者简介：钟长生(1945-) 男 四川自贡人 副教授 研究方向为飞行力学与飞机系统G 文章编号:1002-0853(2004)03-0064-05
钟长生1 杜
亮2 洪冠新2
(1.中国民航飞行学院飞行技术与航空工程学院 四川广汉618307;
2.北京航空航天大学航空科学与工程学院 北京100083)
摘
要：飞机在结冰后 飞行性能~稳定性~操纵性都受到不同程度的影响 对这些问题进行了阐述 并分
析了其原因G 为定性地说明问题 给出了一些算例和试飞数据G 最后 概要性地分析了结冰后的飞行动力学问题 并展望了以后的研究方向G
关
键
词：飞机结冰；飞行力学；稳定性；操纵性
中图分类号:V 212-1
文献标识码:A
引言
飞机结冰是飞机在飞行中经常可能遇到的表面某些部位聚集冰层的现象G 结冰后会对飞机飞行产生不利的影响 如飞机损伤甚至机毁人亡G 据美国国家运输安全委员会(NTSB )统计:1976至1979年间 美国共发生178起民用飞机因结冰而引起的飞行事故 其中灾难性事故100起 占结冰引起的飞机事故总数的56%G 我国幅员辽阔 南北~东西气温变化很大 高寒地区~山地~大面积水域的国土面积占有相当大的比例 气象条件十分复杂 飞机结冰现象比较常见G 而且随着我国航空事业的发展~飞行密度的提高和对全天候飞行的需求 飞行中遇到结冰气象的几率将大大地增加G 根据以前的教训 应该对飞机结冰问题的研究给予高度的重视 了解飞机结冰的条件~机理 并对结冰导致飞行性能~飞行品质的变化有明确的认识和把握G
1
飞机结冰机理
飞机结冰是指飞机表面某些部位聚集了冰层的
现象G 如图1所示:t =0时刻 大气静止(忽略大气扰动) 大气中含有相当数量的过冷水滴 且假设两者相对静止G 飞机以U O 飞来 在机体系上观察 空气和
过冷水滴一起以U O 流向飞机G 空气受到飞机的扰动 流动发生变化 因此空气与过冷水滴产生相对运动G 因为空气有粘性 所以空气对水滴有摩擦力的作用 从而改变了水滴的运动轨迹 但由于过冷水滴的惯性比空气要大 不能像空气那样完全的绕过飞机 从而撞击在飞机表面上立即冻结 发生结冰G 由于结冰改变了飞机的气动外形 对飞机的飞行性能~稳定性和操纵性都产生一定的影响 G怎么做一支解压笔
图1
飞机结冰过程示意图
2
硒肥料
结冰对飞机的影响
(1)失速特性
增大G 这是因为机翼气动外形遭到破坏：气流绕前缘冰角流动时 速度迅速增大 前缘处上翼面压力下降得更低 且在冰角后流动脱体 形成前缘气泡 严重
时在冰角后即分离 破坏了整个翼形的流动 使升力下降 在较小迎角下气流即分离 造成飞机失速 图2为NLF -04l 4翼形结槽形冰以后流场速度分布(白为结冰后翼形形状 速度分布由红(浅)到蓝(深)速度依次降低[l ]) 图3为结冰后升力系数曲线的变化[2](Ma =0.29 Re =6.4>l06) 一般情况下 失速速度增加l0%~20%
图2
翼型结冰后的绕流图画
图3
翼型结冰后的升力系数曲线
(2)起飞性能
飞机在带冰条件下起飞时 离地速度~滑跑距离~滑跑时间~达到安全高度的时间和水平距离都增加 起飞
爬升困难 这是因为：结冰使飞机的升力系数减小 原来的起飞速度不足以使升力和重力平衡 必须增加速度才能使飞机起飞；升力减小~飞机重量增大使得地面支持力增加 从而增加了地面的摩擦力 并且阻力也增加 这就减小了起飞的加速度 使滑跑距离~时间都增加；起飞空中段飞机迎角很大 而速度很小 这使得飞机很容易失速 在由于结冰造成的飞行事故中 起飞阶段约占33%
(3)爬升性能
在结冰条件下 飞机的爬升率~爬升角下降 上升经过的水平距离增加 这是因为：结冰使飞机的阻力增大 如果发动机结冰则可用推力减小 即剩余推力减小 使得飞机爬升困难 如果爬升距离比较长的话 飞机十分容易坠毁
(4)续航性能
在结冰条件下 飞机的航程~航时~活动半径都要减小 这是因为：飞机的阻力增加~升力减小 在相同的飞行条件下 就要求加大发动机推力 这就增加
了发动机的耗油率 不利于续航 对于民航飞机来说 经济性就变差了
(5)着陆性能
飞机带冰着陆 着陆速度增大~着陆滑跑距离~时间增大 平尾配平困难 这是因为：失速速度的增加 使得着陆速度呈线性增加；近似认为滑跑减速为匀减速运动 则着陆滑跑距离~时间都随之增加；由于着陆速度大 并且平尾也有可能结冰 平尾配平比较困难 操纵杆力增加 如果为了减小着陆速度而增加升力 放下襟翼 则平尾处的下洗更加严重 产生附加的抬头力矩 在飞机因结冰造成的事故中 着陆阶段占总数的33%
(6)发动机性能
发动机积冰使飞机需用推力增大~发动机的可用推力减小~工作性能变差~易喘振 这是因为：进气道积冰时 改变了原先流线型的外型 发动机附加阻力增大；结冰改变了发动机进气道和压气机通道内的气动特性 空气流量减小 进气的流动特征发生变化 产生的推力减小；使气流速度场分布不均 产生涡流 改变了发动机的喘振边界线 影响发动机的正常工作 如果发动机喘振 由于振动原因致使冰层~冰块脱落 随气流进入发动机内 打坏打伤叶片 有可能对发动机造成致命的损害 使其空中停车
(7)稳定性
飞机结冰后 纵向~横航向的静稳定性和动稳定性都受到相应的影响 由于飞机结冰后改变了翼形的气动外形 因而改变了翼形焦点的位置；并且结冰改变了飞机的质量分布 对质心的位置也有一定的影响 这两项都会改变飞机的纵向静稳定性 结冰后气动外形的变化也改变了飞机纵向的各个气动导数 这使得
飞机的纵向动稳定性发生了变化 响应的时间~峰值都有变化 但具体变化多少 要根据不同的飞机及其结冰状况来确定 结冰后横航向稳定性的变化与纵向稳定性有相似之处 但具体哪项指标发生变化 则要根据实际情况(飞机自身参数~结冰程度)来确定
(8)平尾失速特性
平尾结冰时 临界迎角减小 操纵效率下降 产生非操纵性的低头力矩 这是因为：结冰改变了平尾的气动外形 在速度较大~较小负迎角时 气流即分离 而且机翼的下洗作用更强 平尾处的洗流角增大 有效迎角减小
(9)操纵性
操纵面结冰后 操纵的杆力~操纵的效率都会发生变化 而且有时操纵面的缝隙结冰 不仅降低操纵
5
6第3期钟长生等.
飞机结冰引起的飞行动力学问题探讨
效率9严重时会出现卡死现象9使操纵性能完全失效O 飞行试验表明Z 飞机结冰会导致升降舵的杆力增加9但不会影响飞行员对杆力的操纵感受9当飞行速度偏离配平速度时9驾驶员有明显的杆力变化感受O 图4为 12- 型飞机试飞时9结冰对升降舵操纵力的影响(S j =0 D 3]O 图中9P Z 为驾驶杆力9U 为飞行速度O
3
算例和试飞数据
图4
结冰对升降舵操纵力的影响
(1D 性能
12- 型飞机结冰对失速速度和着陆性能的影响如表1~表2所示 3]
O 表中9S 为机翼表面的结冰厚度O
表1
结冰对失速速度的影响(S j =0 D
冰型m /kg U s /km h -1
C lmax Ah /m P Z / 无
冰
5000133.5 1.70120*140-206自然结冰(S =20mm D 5000145.0 1.44180*200-294临界冰型(S =63mm D
5000149.0
1.36
208*262
-363
表2
规整填料
结冰对着陆性能的影响(S j =0 D
冰型m /kg P Z / S Z /( D U TD /km h
-1
无
冰
5000-98*-147-8139自然结冰(S =20mm D 5000-98*-167-6*-13151自然结冰(S =50mm D 5000-176*-265-7*-15159自然结冰(S =63mm D
5000
-118*-186
-6*-12
166
(2D 稳定性能
选用的飞机为DHC -6(双水獭D 多用途短距起降运输机O 计算得到飞机的时间历程如图5所示O
图5飞机各个状态变量的时间历程(注Z 虚线表示结冰后9实线为未结冰D
(3D 操纵性能
双水獭飞机各气动导数见表3 4]O
表3
各个气动系数对操纵面的导数结冰情况C ZSe K C mSe C
ST C ZSO C ZST C HST C HSO 未结冰-0.6080.052-1.7400.150-0.1500.0150-0.12-0.001结冰后
-0.550
0.057
-1.566
0.138
-0.135
0.0138
-0.11
-0.001
6
6飞行力学
第22
卷
4结果分析
由第3节(1)可知9结冰使失速速度变大~最大升力系数减小9结冰对飞行性能产生十分不利的影响9使飞行性能指标变差S由第3节(2)可知9结冰使部分的状态变量在时域的响应变差9使得超调量变大9响应时间变长9如滚转角S但也有部分状态变量的超调量变小9如偏航角速度9因此不能简单地断定结冰对稳定性的影响是好是坏9而是要根据结冰对气动导数的影响来具体地分析问题S由第3节(3)与第2节(9)可知9结冰使得操纵力增加9操纵的效率降低9使操纵性变差G
综上所述9结冰后飞机的气动系数~气动导数有一个增量(可正可负)9从而使飞机的性能~品质有了不同程度的变化9飞行力学方程的结构无变化G设C A为某一个气动系数(导数)9则结冰以后C/A可表
示为[5 :C/
A=(1+K)C A G 式中9K为比例系数9可
解耦为K=K
atm K plane9其中K
atm
为外界气象因素的
影响9K
plane
为具体飞机对水滴的收集特性9即飞机容易结冰与否的一个标志G
K atm=K atm(大气温度~液态水含量~水滴直径~云层范围 )
K plane=K plane(速度~迎风面积~翼形~后掠角~布置形式 )
这样9以后在研究结冰问题时9可以分开考虑飞机和大气环境对飞机结冰的影响9以便采取不同的对策G
5讨论与建议
(1)结冰相似理论
即AC
A
的来源问题G根据气象条件~飞机参数估计结冰对气动系数导数的影响9固然可以通过试飞和风洞实验
获得数据9但不仅试飞的费用十分高(一小时结冰的数据9可能要飞几十个小时)9而且9在要进行试飞之前的理论估算以及分析试飞中将要出现的问题时9则无先验的数据可利用G要分析飞行力学中的问题9气动数据的获得是最根本的G根据物理现象的相似性9可根据以往已有的实验和试飞结果9通过相似分析的量纲9来计算未实验飞机的气动系数和导数9目前美国已用神经网络的方法获得了一定的成果G
(2)失速问题
飞机失速(包括平尾失速)是事故发生最多的~对飞机危害最大的问题9应该单独地拿出来予以分析研究9研究应根据结冰形状进行气动分析9并从稳定性理论(全局稳定和局部稳定)来探讨失速的机理9并给出相应的控制规律G
(3)控制规律设计
飞机结冰后性能~品质等均有一定的变化9例如：各个状态变量在时域的响应均有不同程度的变化9可设计增稳回路9或其他控制规律使飞机保持原有的安全性~稳定性~舒适性G从第3节(2)的结果来看9飞机的稳定性变化约为10%~20%的量级9对飞机的影响不大9可设计增稳反馈回路9来减小动态响应的超调量~稳态时间9改善动态特性G因为结冰后飞机机翼~尾翼上的压力分布发生变化9铰链力矩的值也发生变化9可以此为信号来感受结冰的程度9传感到各个舵面9设计控制规律G
(4)鲁棒性问题
飞机结冰后9设计的参数发生偏差9特别是有不确定的偏差或输入9飞机是否能保持原有的稳定性9这是在工程实践中很重要的一个问题G
(5)结冰逆问题
在一定程度的结冰条件下9飞机能够承受9可以分析它的性能~品质变化问题9但是飞机能承受多大程度的结冰9安全的极限是多少9在一种结冰气象条件下飞机最多能飞多久9所设计的控制规律在多严重的结冰条件下还能够适用9这些问题同样是飞机设计和使用单位所关心的重要问题G
(6)适航性问题
飞机的设计和使用单位最终的目的是：飞机在结冰条件下的飞行是符合适航规定的9这样的飞行才是被认可的G因此9对<；中国民用航空条例第25部运输类飞机适航标准>中与结冰关系密切的条例进行细致地分析9并根据相应的计算给出定量的结果9再与条例中的规定进行比较9才能得出合适的结论G
参考文献:
[1 Shim]9Chung]9Lee K D.A Computational Investiga-
tion of Ice Geometry Effects on Airfoil Performances [R.AIAA-2001-054092001.
[2 Harold E Addy9]r]ames]Chung.A Wind tunnel
Study of Icing Effects on a Natural Laminar FloW Air-foil[R.AIAA-2000-009592000.
[3 于庆芳.Y12-I型飞机结冰对其飞行特性影响的试飞
研究[].飞行力学91995913(2):63-70.
[4 Bragg M B9Hutchison t9Merret]9et al.Effects of Ice
Accretion on Aircraft Flight Dynamics[R.AIAA Pa-
76
第3期钟长生等.飞机结冰引起的飞行动力学问题探讨
per No.2000-0360,2000.
[5]Pokhariyal D,Bragg M B,~utchison T,et al.Aircraft Flight Dynamics With Simulated Ice Accretion[R].A-IAA-2001-0541,2001.
The Exploration of Flight Dynamics Problem on Aircraf t Icing
Z~ONG Chang-sheng1,DU Liang2,~ONG Guan-xin2
(1.Flzght TechnzGue and Auzatzon ngznee1zng ollege,zuzl Auzatzon Flzght ollege
o hzna,uanghan61307,hzna
2.chool o Ae1onautzc S czence and Technolog y,AA,ez zng10003,hzna
Abstract The performance,sta b ility and controlla b ility of an aircraft Were all affected after icing,in different degree.This paper expatiates on these effects and analy Z es the causes of them.
The simulation and flight test results Were presented to illuminate the pro b lem.At last,the flight dynamics pro b lem on iced aircraft and future research Were analy Z ed.
K ey W or d s aircraft icing flight dynamics sta b ility controlla b ility
(编辑王育林(上接第63页
参考文献
[1]蒋维安.智能非线性PID控制器在高速导弹控制中的
应用[D].西安西北工业大学,2003.
[2]薛定宇.控制系统计算机辅助设计[M].北京清华大
学出版社,1996.253-2 2.[3]atsuhiko Ogata.Modern Control ngineering(3rd
dition[M].卢伯英，于海勋译.北京电子工业出版社,2000.
[4]周凤岐，强文鑫，阙志宏.现代控制理论及其应用[M].
西安西北工业大学,1992.7 .
[5]杨军.导弹控制系统设计原理[M].西安西北工业
大学,1997.42.
A N e W K in d of Intelligence-N onlinear-PID C ontroller
W ith Excellent Perf ormance
回收太阳能电池片
J IANG W ei-an1,Z~OU J un2
(1.Flzght TechnzGue and Auzatzon ngznee1zng ollege,zuzl Auzatzon Flzght ollege
o hzna,uanghan61307,hzna
2.ollege o A S t1onautzc S,N o1th z e S te1n P ol y technzcal nzue1S zt y,X z an710072,hzna
Abstract The paper presents a neW kind of V aria b le-structure controller With excellent per-formance,intelligence nonlinear PID(INPID controller.The simulation results of typical1st-order o bj ect and2nd-order o bj ect controlled b y classical PID,com b ined nonlinear PID and INPID controllers are compared.It indicates the excellent control performances and extremely Wide adapti V e capacity of INPID controller.Simulation on control of hypersonic-missile rigid-model
gi V es exciting results the more restrictions of control V aria b le b oundary or the more complex the
o bj ect is,the more the ad V antages that INPID o V er con V entional PID.
矿物泥浆面膜
K ey W or d s control intelligence nonlinear PID simulation ro b ustness V aria b le-structure
(编辑姚妙慧6飞行力学第22卷
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