[科普中国]-深失速

简介

现代民航飞机采用了发动机后安装的T形平尾新型布局，该型布局的飞机在试飞中，曾多次出现深失速，并造成严重飞行事故。

所谓深失速，就是飞机失速后，迎角自动增大，到远超过临界迎角的某一迎角被紧锁，前进速度急剧减少，下沉速度急剧增大的一种失速状态。被紧锁的迎角，称为深失速迎角，该角远远大于临界迎角。

在深失速状态下，即使驾驶员推杆到底，升降舵下偏最大，也很难使飞机迎角减小而退出深失速状态。因此，它是一种失控和危险的飞行状态。

为了避免飞机发生深失速事故，该类飞机采取了一系列预防措施，使深失速事故概率大幅度降低。但要真正理解、自觉落实这些预防措施，甚至设法消除深失速，还须深刻理解其机理。1

相关研究带有升力面的飞机，随着飞行迎角的不断提高，当飞机达到最大可用升力系数所对应的飞行状态，必然进入失速状态。若不进行纠正再提高攻角，则会进入过失速，甚至锁定在深失速状态。

飞机正常飞行时，如果增加攻角，升力会提高，同时也会产生一个低头力矩，也称为恢复力矩。此时新的平衡的实现需要施加纵向操纵。但是当攻角提高到一定的程度后，气流面内逆压梯度会逐渐增强，机翼上也相应会出现局部气流分离。这种初始的分离是不稳定的，升力随着不稳定的分离产生抖动，升力曲线开始变弯，斜率变小，线性也会变差。在这个阶段的飞行过程中，飞机就有可能进入到不稳定的飞行状态中，左右机翼开始出现升力的不平衡。如果再增加攻角，当飞机达到最大升力点，这时分离区已扩大到很大的范围，升力将不再随攻角而增加，力矩曲线也会或前或后出现反向，飞机已经进入不稳定飞行状态。如果此时驾驶员不加操作，飞机攻角会自动增加而锁定在深失速状态。此时飞行高度急剧下降，最终可能导致坠机事故。

飞机失速攻角的提高、最大升力系数的增加、深失速的防止和推迟以及深失速的改出是不少空气动力工作者和飞机设计者们的研究目标。由于飞机布局、结构的差异和时代前进对飞机提出的更新更高要求，失速和深失速的问题也一直是气动工作者和飞机设计师研究的课题。新机研制中，需要了解该机的失速、深失速及其气动力特性。能改善飞机失速后的气动力特性、提供深失速的预防措施及其进入深失速后的改出控制律，是飞机研制成败的关键因素之一。

关于深失速特性的研究开始于T型尾翼布局的运输机。T型尾翼布局的飞机是一种比较常见的大型民用飞机。这种飞机由于平尾离机翼比较远，在正常飞行状况下，气流作用于平尾的下洗和动压损失也较小，飞行比较平稳，并且可以获得很好的平尾和升降舵效率。但是，深失速的流动状况是T型尾翼飞机在大迎角下比较容易出现的问题。当机翼失速后，飞机到达一定的迎角范围(深失速迎角范围)内，平尾将会因为机翼的尾流而导致升降舵的效率降低，这就使深失速状态的改出变得非常困难。为了保证飞行安全，深失速的特性及其改出是T型尾翼飞机在设计过程中必须要考虑的问题。Lina等通过对T型尾翼飞机的深失速特性进行研究，结果发现，俯仰阻尼对深失速及改出特性的影响非常大，增大飞机阻尼将使深失速的改出更加困难。

后来，随着现代歼击机高机动性、高敏捷性的要求，也出现了深失速的问题。现代歼击机由于某些战术的需求，如规避来袭的导弹，需要一些机动动作如跃升，跃降和侧移等，这就要求歼击机具有较高的机动能力。为了提高其机动性能，对于某些歼击机，在亚音速时采用了放宽静稳定性（RSS）的设计，将其设计为纵向静不稳定的，飞机的稳定性主要依靠歼击机的飞行控制系统来满足。放宽静稳定性设计的歼击机只在大迎角范围内有一个稳定平衡点，在小迎角下有一个不稳定的平衡点。这类歼击机在大迎角下飞行时很容易进入深失速锁定状态。

歼击机深失速原因造成歼击机在大迎角时进入深失速区的原因主要有两种:第一种原因是歼击机大迎角机动过程中的运动祸合和惯性耦合，由于运动祸合，当带有有利侧滑的滚转时，会产生很大的迎角增量。由于惯性祸合，歼击机在大迎角下绕稳定轴滚转，也会产生很大的上仰力矩。由于这种原因造成的深失速可以通过设计控制系统予以消除;第二种可能进入深失速的原因是歼击机进入到急剧的上仰。自动抬头，减速爬升。在爬升结束后由于速度降到很低，也会造成深失速。由第二种原因造成的深失速是无法通过控制系统防止的。飞机一旦进入深失速状态，动压的损失会使迎角限制器的功能丧失，并且用常规的推杆方法是不能改出的。

深失速改出特性研究由于深失速状态是危险、失控的，可能导致机毁人亡，造成非常严重的后果。因此，为了预防进入深失速，许多飞机上都有防止措施。一些飞机安装有皮托管和攻角传感器的装置，当飞机攻角达到或接近抖振攻角时，就会通过灯光和声响来警告驾驶员。还有不少飞机装有“抖杆器”，当飞机进入抖振状态时，驾驶杆会自动抖动，提醒驾驶员调整飞行姿态以避免进入深失速，驾驶员感知到机翼自然抖动后，需要尽快采取措施，推杆低头。如果驾驶员收到警告后仍然没有采取措施防止进入深失速，飞机上还装备有“自动推杆器”。即使在抖振后驾驶员没有处理，飞机也会自动推杆、低头、加速，防止进入深失速。还有些飞机装有迎角限制器，将其迎角限制某一固定值内，防止飞机迎角过大而进入深失速。

尽管加入了这些措施防止深失速，但是，由于现代歼击机高性能的要求需要大迎角飞行，甚至是过失速机动。歼击机在大迎角失速状态下，如果驾驶员操作失误或突然遭遇强烈的垂直阵风等其他因素使歼击机迎角持续增大，也可能造成歼击机进入深失速。如果已经进入了深失速状态，上述措施就失去了作用。因此，在歼击机气动设计时就必须考虑深失速改出问题。这对歼击机操作性、安全性、机动性，以及取得空战优势有着非常重大的意义。

深失速改出控制研究也开始于T型尾翼飞机，郑贤芬等建立了考虑驾驶员模型在内的某T型尾翼飞机数学模型，通过分析发现，升降舵操纵规律、驾驶员数学模型参数和气动力矩对深失速改出特性也有重要影响。发动机的位置对深失速也具有一定的影响，对于发动机后装的T型尾翼飞机，胡传哗通过建立其大迎角失速后的平尾力矩系数表达式，分析了气流对飞机平尾的影响，并揭示了这种类型飞机的深失速机理，研究了深失速预防和消除方法。陈永亮等提出了一种改出深失速的滑模反控制方法，在深失速区域内设计一个不稳定的滑模控制器，使飞机的运动远离深失速平衡点，跳出深失速走廊，最后推杆使飞机回到正常的迎角范围，从而改出深失速。刘志涛等对民用飞机的大攻角深失速状态下复杂的空间流场特性进行了研究，结果发现，通过增加短舱上移和阻力板能够对平尾处的气体流动带来很大影响，从而使飞机的深失速改出特性发生很大变化。

现代高性能的歼击机在大迎角飞行时也会存在深失速的问题，这使得深失速的研究对提高歼击机的机动性获得空战优势有着重要的意义。Gousman等研究了某放宽静稳定性飞机的深失速特性，通过分支分析方法计算了飞机纵向平衡分支面发现，该飞机只有一个大迎角稳定的深失速平衡点。最后，计算了大迎角下的深失速平衡点吸引区，设计了深失速改出的俯仰振荡控制律。辛建华等对飞机的深失速进行了深入研究，使用相轨迹的方法分析了深失速的吸引域，用分支分析方法讨论了静态和动态方法改出深失速的条件，并对深失速的改出的影响因素进行了研究。余勇军等对F-16战斗机的深失速运动特性进行了深入的讨论与研究，由平尾连续变化得到平衡点的平衡面，分析了飞机的两个平衡点分别是小迎角时的不稳定平衡点和大迎角下的稳定平衡点，确定了飞机具有深失速的特性。接着运用反向积分方法计算了飞机深失速平衡点的吸引域，设计了深失速改出的俯仰震荡控制律，分析研究了飞机在滚转过程中，由于惯性祸合引起的深失速运动现象。周欲晓等对带控制系统的放宽静稳定性飞机的深失速运动进行了研究，运用分支突变理论方法，得出了飞机的平衡分支图，分析了飞机的平衡面及飞机进入深失速的可能性，用俯仰震荡法改出了深失速的状态。分析讨论了系统可变参数发生变化对飞机深失速特性的影响[}ts}。飞机在大迎角下具有稳定的配平点，且配平迎角受升降舵偏转的影响不大，表明飞机具有大迎角下的深失速特性。在此基础上运用动态改出法改出了深失速，仿真结果表明，放宽静稳定性的F-16战斗机具有潜在的深失速特性，若飞机进入深失速可通过俯仰震荡的动态方法改出。

由以上分析可知，深失速改出主要通过俯仰震荡法增大飞机的纵向扰动实现的。随着现代计算机技术的持续发展和现代控制方法的研究深入，又催生出一些新的改出控制方法。有人采用粒子群优化算法和模糊控制算法进行深失速改出控制律的设计，也取得了良好的改出效果。2