微下?lián)舯┝魍话l(fā)狀況下Cessna-C310起飛仿真測試?

趙平文 趙鑫業(yè) 孫光明 梁海明

（1.92060部隊 大連 116018）（2.海軍大連艦艇學(xué)院 大連 116018）（3.海軍航空大學(xué) 煙臺 264001）

1 引言

微下?lián)舯饔址Q微爆流（Microburst）是一種局部性的下沉氣流，氣流到達(dá)地面后會產(chǎn)生一股與龍卷風(fēng)破壞力相約的直線風(fēng)（straight-linewinds）向四方八面擴(kuò)散［1～3］（如圖1所示）。低空風(fēng)切變造成的多起空難事故表明，微下?lián)舯┝鲗︼w機(jī)的起飛和著陸都有著極大的危害，已造成人員和財產(chǎn)的重大損失，而且，它對飛機(jī)運(yùn)動的不利影響已大大超過了具有熟練駕駛技術(shù)的飛行員實(shí)際控制飛機(jī)的能力。大量的統(tǒng)計資料顯示，風(fēng)切變的危害主要發(fā)生在300m以下的低空起飛或進(jìn)場著陸階段［2，4］。

文獻(xiàn)［6］從流體動力學(xué)的角度研究了下?lián)舯┝魈匦裕珱]有分析其對飛機(jī)造成的危險程度；文獻(xiàn)［7］仿真分析了微下?lián)舯┝鞯乃斤L(fēng)的變化規(guī)律，沒有考慮垂直風(fēng)的影響作用［8］。Cessna-C310（如圖2所示）是一種美國產(chǎn)六座雙引擎的單機(jī)翼飛機(jī)。本文假設(shè)C310飛機(jī)起飛時在鉛垂平面內(nèi)飛行，通過數(shù)值仿真研究，對飛機(jī)穿越微下?lián)舯┝髂Ｐ偷捻憫?yīng)特性以及影響因素進(jìn)行了分析。

2 JSBSim飛行動力學(xué)模型框架

飛行仿真是飛行器型號設(shè)計與飛行試驗(yàn)的重要輔助手段，一般包括視景仿真、動力學(xué)模型與飛控仿真、儀表顯示及操縱控制臺等子系統(tǒng)。飛行動力學(xué)模型與飛控系統(tǒng)為飛行仿真的核心部分，負(fù)責(zé)根據(jù)操縱輸入與環(huán)境參數(shù)更新飛行器狀態(tài)。JSB?Sim模型是一個開源的、多平臺支持、由數(shù)據(jù)驅(qū)動的通用飛行動力學(xué)模型。主要功能是根據(jù)飛行控制模塊輸入的數(shù)據(jù)對飛行器的空氣動力特性進(jìn)行計算，解算飛行器的六自由度運(yùn)動方程以及對因大氣環(huán)境變化、飛行器起落架、襟翼收放等［9］。

JSBSim主要運(yùn)行流程如圖3所示，首先創(chuàng)建仿真管理類實(shí)例FGFDMEexc，接著加載飛機(jī)模型，之后加載輸入、大氣、飛行控制、推進(jìn)等各類模型并初始化。大氣類可以計算基本屬性，包括壓力、密度、溫度，大氣屬性值在仿真運(yùn)行每一幀都計算一遍。JSBSim中的函數(shù)規(guī)范非常強(qiáng)大和通用，允許通過配置文件定義代數(shù)函數(shù)，其語法規(guī)則類似MathML（Mathematical Markup Language，數(shù)學(xué)標(biāo)記語言），配置文件中北風(fēng)向速度計算函數(shù)代碼片段如圖4所示。

3 微下?lián)舯┝髂Ｐ?/h2>

本文采用簡化的無環(huán)境風(fēng)場作用的對稱微下?lián)舯┝髂Ｐ?，微下?lián)舯┝鞯娘L(fēng)場強(qiáng)度主要體現(xiàn)在水平和垂直方向的風(fēng)速上。假定微下?lián)舯┝鞯乃剿俣萔x和垂直速度Vy僅與水平距離x有關(guān)，則稱Vx，y=f（x）為微下?lián)舯┝鞯囊痪S模型。若假定水平速度Vx和垂直速度Vy與水平距離x和垂直距離y有關(guān)，則稱Vx，y=f（x，h）為微下?lián)舯┝鞯亩S模型［8，10］。本文只對無環(huán)境風(fēng)場作用的對稱微下?lián)舯┝骶€進(jìn)行了初步模擬，假定飛機(jī)初始航向?yàn)檎狈剑雎燥L(fēng)力擾動，微下?lián)舯┝鞅憋L(fēng)向與下風(fēng)向的速度曲線分別如圖5、圖6所示，北風(fēng)向風(fēng)力由無增至最大，到微下?lián)舯┝髦行氖菧p弱為0，離開中心后轉(zhuǎn)為南風(fēng)向至最大值，微下?lián)舯┝飨嘛L(fēng)向則由0增至最大值，之后減弱。

4 仿真實(shí)驗(yàn)

在JSBSim飛行仿真系統(tǒng)中運(yùn)行C310飛機(jī)的飛行腳本，仿真時間為0～100s，腳本概述如下：C310飛機(jī)初始在機(jī)場準(zhǔn)備起飛，在0.25s啟動引擎，并設(shè)置初始航向，啟動方向保持自動控制功能，預(yù)計在高度大于50ft后收回起落架、在空速超過145ft/s后設(shè)定飛行高度為1000ft；微下?lián)舯┝髟?.25s突然出現(xiàn)在飛機(jī)起飛的跑道空域。

用實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)來建立微下?lián)舯┝鞯哪：壿嬆Ｐ?，并檢驗(yàn)?zāi)Ｐ偷恼_性和辨識方法的可行性實(shí)驗(yàn)結(jié)果。仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果如下：設(shè)定微下?lián)舯┝鞯淖畲箫L(fēng)速分別為3、4、5、6（ft/s），飛行地面高度曲線如圖7所示，最大風(fēng)速為6 ft/s時，飛機(jī)在升至1000ft后調(diào)整至平飛后時出現(xiàn)下墜。攻角曲線圖如圖8所示，可見自動駕駛的高度保持器即使最大限度地調(diào)整了攻角，依然無法阻止飛機(jī)出現(xiàn)下墜，飛機(jī)升力和上升阻力曲線圖分別如圖9、圖10所示。

在地球質(zhì)心坐標(biāo)系（ECEF）中，飛機(jī)北方向和下方向速度曲線如圖11、圖12所示。

C310飛機(jī)起落架主要包括一個前起落架（NOSE）和兩個后起落架（一左一右，LEFT、RIGHT）。從飛機(jī)引擎啟動，到飛機(jī)滑行離開地面，前起落架接觸地面時間為18.1s，右起落架為18.68s，左起落架為18.72s，以前起落架為例，觀察其受力情況，其壓縮力和州滾轉(zhuǎn)力曲線如圖13、圖14所示，可見微下?lián)舯┝髯畲笏俣茸兓瘜ζ鹇浼苁芰τ绊懖淮螅瑢ζ湓斐晌锢硇該p傷的可能性較小。

5 結(jié)語

本文研究了固定翼飛機(jī)起飛過程中突然遭遇微下?lián)舯┝髑樾蜗碌娘w行特性以及飛機(jī)軌跡的變化規(guī)律，以Cessna-C310飛機(jī)為例，測試了飛機(jī)在起飛過程中突遇微下?lián)舯┝鞯目煽癸L(fēng)場強(qiáng)度，并給出了各種飛行狀態(tài)軌跡曲線，為相關(guān)領(lǐng)域的研究提供了有益的參考。在對該機(jī)型的飛行仿真中可見［11］，當(dāng)存在文中所述的微下?lián)舯┝黠L(fēng)場時，當(dāng)微下?lián)舯┝髯畲箫L(fēng)速為6 ft/s以上時，無法完成飛行任務(wù)，從而說明了微下?lián)舯┝鲗︼w行仿真影響的嚴(yán)重性。另外，本文只對無環(huán)境風(fēng)場作用的對稱微下?lián)舯┝鬟M(jìn)行了初步模擬，對環(huán)境風(fēng)切變場中的非對稱微下?lián)舯┝鳎?2］的結(jié)構(gòu)和演變特征的準(zhǔn)確數(shù)值模擬及在此風(fēng)場環(huán)境下的飛行起飛測試仍然是一個急待解決的問題。

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