1、第 55 卷第 2 期2023 年 4 月Vol.55 No.2Apr.2023南 京 航 空 航 天 大 学 学 报Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics机翼前缘结冰对大飞机纵向模态特性的影响伍强1，孔满昭2，徐浩军1，裴彬彬1，周景锋2（1.空军工程大学航空工程学院，西安 710038；2.航空工业第一飞机设计研究院，西安 710089）摘要：结冰导致飞机气动特性恶化，进而影响飞行品质。针对机翼前缘结冰条件下飞机全包线范围飞行品质评估问题，提出了基于自适应拟配初值的等效系统拟配方法，构建了机翼前缘结冰构型，并通过数
2、值模拟得到背景飞机机翼前缘结冰气动数据。建立了飞机系统模型，进行升降舵倍脉冲操纵，进而得到飞机的响应数据。分析数据特征计算了自适应拟配初值，在飞机全包线范围内干净构型及不同结冰严重程度条件下进行了等效系统拟配，获得了纵向短周期飞行模态特性参数，进而得出相应的飞行品质等级。仿真结果表明：结冰会对飞机模态特性造成影响，使得飞行品质降低，严重时可能导致飞行品质发生降级。关键词：飞行器设计；品质评估；短周期模态；等效系统拟配；拟配初值中图分类号：V 212 文献标志码：A 文章编号：10052615（2023）02024108Influence of Wing Leading Edge Icing o
3、n Longitudinal Modal Characteristics of Large AircraftWU Qiang1，KONG Manzhao2，XU Haojun1，PEI Binbin1，ZHOU Jingfeng2（1.Aeronautics Engineering College，Air Force Engineering University，Xi an 710038，China；2.AVIC The First Aircraft Institute，Xi an 710089，China）Abstract:Icing leads to the deterioration o
4、f aircraft aerodynamic characteristics，which affects the flight quality.Aiming at the problem of aircraft flight quality evaluation in the full envelope range under the condition of wing leading edge icing，an equivalent system fitting method based on adaptive fitting initial value is proposed.The ic
5、ing configuration of the wing leading edge is constructed，and the aerodynamic data of the background aircraft are obtained through numerical simulation.The aircraft system model is established and the elevator pulse doubling operation is conducted to obtain the response data of the aircraft.The data
6、 characteristics are analyzed to calculate the initial value of adaptive fitting.The equivalent system fitting is carried out under the conditions of clean configuration and different icing severity within the full envelope of the aircraft.The modal characteristic parameters of longitudinal short pe
7、riod flight are obtained，and the corresponding flight quality level is obtained.The simulation results show that icing will affect the modal characteristics and reduce the flight quality of the aircraft，and may lead to the degradation of flight quality in serious cases.Key words:aircraft design；qual
8、ity evaluation；short period mode；equivalent system fitting；initial value of fitting结冰会影响飞机的气动特性及飞行动力学特性，严重时还可能诱发飞行失控1。在 20032008DOI：10.16356/j.10052615.2023.02.009基金项目：国家自然科学基金（62103440）。收稿日期：20220426；修订日期：20220620通信作者：裴彬彬，男，讲师，Email：。引用格式：伍强，孔满昭，徐浩军，等.机翼前缘结冰对大飞机纵向模态特性的影响 J.南京航空航天大学学报，2023，55（2）：241
9、248.WU Qiang，KONG Manzhao，XU Haojun，et al.Influence of wing leading edge icing on longitudinal modal characteristics of large aircraft J.Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics，2023，55（2）：241248.第 55 卷南 京 航 空 航 天 大 学 学 报年期间发生由结冰引起的飞行事故达到了 380起2。结冰是持续威胁安全的最重要外部环境因素之一3。通过飞行动力学仿真方法研究结
10、冰相关飞行安全问题的前提是获得飞机结冰条件下的气动数据。目前主要有 3 类方法：（1）建立结冰气动参量模型，其中 Bragg 等提出的模型应用最为广泛4，后续学者也不断在此基础上进行了改进56，但由于结冰的复杂性和随机性，直到目前仍然没有能够准确预测结冰后气动参数的通用模型。（2）通过飞行试验获得结冰气动数据，美国 Lewis研究中心利用双水獭飞机开展了一系列结冰飞行试验和结冰风洞试验，积累了大量结冰气动数据78，中国空气动力研究与发展中心为了验证数值模拟计算结果的准确性，开展了相应风洞测力试验9，但试验成本高、风险大，难以获得飞机在全包线范围内的结冰气动数据。（3）通过高精度数值模拟计算飞机
11、结冰后气动特性，数值模拟是结冰问题研究极其重要的途径1012。研究结冰对飞机飞行品质的影响可以为评估飞行安全提供依据13。Cunningham 等基于 Matlab/Simulink建立了商用喷气客机在结冰时变条件下的飞行动力学仿真模型，分析了结冰对纵向和横航向飞行品质、配平特性的影响14。王良禹等15通过数值仿真对飞机结冰后的滚转角变化进行了分析，发现结冰后飞机飞行品质发生了降级。但是，现有研究主要针对特定状态点进行分析，鲜有对全包线范围内飞行品质变化的研究16。常用的飞行品质评估方法主要通过等效系统拟配得到飞机运动模态特性参数，再按照飞行品质评价准则的相应条款进行评定与分析。最小二乘法原理
12、简单且运算效率快，得到了广泛的采用17，但其存在较大初值敏感性，不同的飞行状态下需要找到相应最合适的初值18，导致通常只在某特定飞行状态点下通过等效系统拟配进行飞机的模态特性分析及飞行品质评估。王小龙等19采用遗传算法获得拟配初值，但其本质上是随机生成多组初值后进行迭代计算，计算效率不高，还可能出现不满足实际情况的情形。本文通过数值模拟得到了背景飞机在不同结冰严重程度条件下的气动数据，建立了飞机系统模型，通过飞行动力学仿真方法得到飞机的响应数据，提出了基于自适应拟配初值的等效系统拟配方法，在对飞机响应数据特征分析的基础上实现自动计算各种飞行状态下的拟配初值，将基于最小二乘法的等效系统应用到飞机
13、全飞行包线范围。在此基础上，本文开展了背景飞机全包线范围内纵向短周期模态特性分析及飞行品质评估，同时也验证所提出的自适应等效系统拟配方法的有效性。1 结冰气动数据1.1不同结冰严重程度结冰构型表 1 为某结冰风洞试验的工况。根据运输类飞机适航标准（CCAR25）附录 C 中规定的飞机结冰的大气环境条件可知，该实验工况具有代表性，在此基础上得到的冰形数据是可靠的。根据相关型号结冰风洞试验数据形成了典型结冰环境下的背景飞机全翼展三维角状冰几何数模，完成了背景飞 机 机 翼 重 度 和 中 度 结 冰 构 型 的 构 建，如 图 1所示。1.2数值模拟本文采用目前在工程领域应用最多的基于雷诺平均方法
14、，该方法模化了所有尺度的湍流结构，仅对流场平均量求解，计算量相对较小，且能够保证一定的精度。采用 SA 一方程湍流模型模拟湍流效应。图 2 为背景飞机在干净构型（Clean）、中度结冰构型（IceB）、重度结冰构型（IceA）条件下，马赫数 Ma=0.4，升降舵偏角为 0 时的升力系数 CL、阻力系数 CD与俯仰力矩系数 Cm的变化曲线。表 1 结冰风洞试验条件Table1 Icing wind tunnel test conditions参数温度/C液态水含量/（gm-3）平均水滴直径/m中度结冰持续时间/min重度结冰持续时间/min数值-100.45291022.5图 1 重度结冰和中度
15、结冰的几何模型Fig.1 Geometric models of heavy icing and moderate icing242第 2 期伍强，等：机翼前缘结冰对大飞机纵向模态特性的影响1.3计算结果验证通过与中国空气动力研究与发展中心 3.2 m的低速风洞开展的背景飞机动力学相似缩比模型的静态测力试验结果进行对比，从而验证 1.2 节中所述数值模拟方法的准确性，如图 3 所示。从图 3可以看到，通过数值模拟得到的气动数据与试验结果吻合良好。2 飞机系统模型2.1飞机本体模型飞机本体动力学模型可表示为20 x?=f(x，u)（1）式中：x为状态向量，包含飞行速度、迎角、侧滑角、四元数、俯仰
16、角速率、滚转角速率、偏航角速率和空间位置参数x=V，q0，q1，q2，q3，p，q，r，xg，yg，zgT（2）u为控制向量，包括油门偏度指令、升降舵偏度指令、副翼偏度指令和方向舵偏度指令u=th，e，a，rT（3）2.2纵向电传操纵系统模型本文基于 Simulink平台，对背景飞机纵向电传操纵系统进行建模21，纵向通道结构图如图 4 所示。图 4 中，K0为杆位移信号 Xz的放大系数，K1为杆位移与平尾偏角间传动比，K2为杆位移与平尾偏角间传动比的修正值随动压的改变量，K3为杆位移与平尾偏角间传动比的修正值随静压的改变量，K4为平尾偏角放大系数，K5为动压修正系数，K6为俯仰角速度传递系数，K7为法向过载传递系数，K8为动压均衡信号。num1/den1为一个惯性环节，起 到 过 滤 掉 高 频 信 号 和 增 加 延 迟 的 作 用；num2/den2、num3/den3 为弯曲振动滤波器起到过滤掉机体弯曲振动的高频信号作用；num4/den4为图 3 计算结果与试验结果对比曲线Fig.3 Comparison curves between calculation results a