直升機(jī)低空運(yùn)行飛行數(shù)據(jù)模擬

徐于松，葛紅娟，薛建良，倪優(yōu)揚(yáng)

（南京航空航天大學(xué)民航學(xué)院，南京 211106）

近年來，隨著中國通用航空業(yè)的快速發(fā)展，通用航空事故量也在增加，2010—2017年共發(fā)生通用航空事故96 起。為保障持續(xù)適航，提高直升機(jī)運(yùn)行安全，需進(jìn)行直升機(jī)安全監(jiān)控與預(yù)警技術(shù)研究。直升機(jī)安全監(jiān)控與預(yù)警技術(shù)研究的核心是通過運(yùn)行數(shù)據(jù)分析超限事件的數(shù)據(jù)特征。然而，目前直升機(jī)安全監(jiān)控制度尚未建立，缺乏可靠的運(yùn)行數(shù)據(jù)來源，安全監(jiān)控技術(shù)研究無法開展。因此，需要進(jìn)行直升機(jī)飛行數(shù)據(jù)模擬技術(shù)研究，為直升機(jī)安全監(jiān)控與預(yù)警技術(shù)研究提供數(shù)據(jù)支持。

航空器系統(tǒng)復(fù)雜，難以直接用數(shù)學(xué)模型描述，可使用計(jì)算機(jī)開展仿真和模擬。Xu 等[1]研究了基于飛行員—航空器—環(huán)境復(fù)雜系統(tǒng)仿真的適航驗(yàn)證方法。孟祥光等[2]和涂章杰等[3]使用仿真方法研究了極端條件下復(fù)飛和爬升梯度的符合性驗(yàn)證方法。高振興等[4]研究了民機(jī)自動(dòng)飛行模式下垂向通道的仿真驗(yàn)證方法。Purvis 等[5]使用PenSource 飛行模擬器作為航空器故障診斷和自我修復(fù)的驗(yàn)證平臺，且該仿真技術(shù)還被用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)仿真驗(yàn)證[6]。文獻(xiàn)[7-9]研究了航電傳感器的故障診斷方法和系統(tǒng)仿真驗(yàn)證，同時(shí)，該仿真方法還被用于無人機(jī)故障注入和診斷[10]。以上研究主要用于固定翼航空器和無人機(jī)單一系統(tǒng)或功能仿真驗(yàn)證，直升機(jī)相關(guān)研究較少，且不能反映航空器在實(shí)際運(yùn)行過程中的特定飛行場景。而直升機(jī)安全監(jiān)控需要滿足CCAR-27 和CCAR-29 部中規(guī)定的持續(xù)適航要求，如29.143 條規(guī)定的特定風(fēng)環(huán)境下的直升機(jī)操縱性和機(jī)動(dòng)性要求。飛行數(shù)據(jù)模擬平臺需要提供各種直升機(jī)超限事件的全部運(yùn)行數(shù)據(jù)，用于直升機(jī)安全監(jiān)控與預(yù)警算法研究。因此，飛行數(shù)據(jù)模擬平臺除了需要仿真特定風(fēng)環(huán)境下的直升機(jī)動(dòng)力學(xué)參數(shù)以外，還需要模擬其他重要系統(tǒng)的狀態(tài)數(shù)據(jù)，以供直升機(jī)安全監(jiān)控項(xiàng)目的研究。

針對目前直升機(jī)安全監(jiān)控研究缺乏系統(tǒng)運(yùn)行數(shù)據(jù)的情況，在直升機(jī)飛行仿真的基礎(chǔ)上，增加了用于模擬極端大氣風(fēng)環(huán)境下飛行狀態(tài)的大氣風(fēng)環(huán)境模型，建立了發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵數(shù)據(jù)和航電傳感器模型，模擬發(fā)動(dòng)機(jī)和航電系統(tǒng)的運(yùn)行數(shù)據(jù)，最終建立直升機(jī)低空運(yùn)行飛行數(shù)據(jù)模擬系統(tǒng)，以供直升機(jī)安全監(jiān)控與預(yù)警算法研究。

1 系統(tǒng)架構(gòu)

直升機(jī)安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)模擬，不僅需要符合直升機(jī)實(shí)際運(yùn)行狀態(tài)，而且要考慮模型和系統(tǒng)的復(fù)雜度。因此，選擇反映直升機(jī)實(shí)際運(yùn)行狀態(tài)的部分關(guān)鍵系統(tǒng)作為安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)源，具體包括：控制系統(tǒng)模型、動(dòng)力學(xué)模型、發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵數(shù)據(jù)模型、航電傳感器模型和大氣風(fēng)環(huán)境模型。飛行數(shù)據(jù)模擬系統(tǒng)架構(gòu)如圖1所示。

圖1 飛行數(shù)據(jù)模擬系統(tǒng)架構(gòu)Fig.1 Flight data simulation system framework

其中，控制系統(tǒng)模型通過人機(jī)交互界面輸入目標(biāo)控制參數(shù)，輸出直升機(jī)達(dá)到目標(biāo)狀態(tài)所需的實(shí)際控制量。動(dòng)力學(xué)模型是整個(gè)飛行數(shù)據(jù)模擬系統(tǒng)的核心，其輸入控制系統(tǒng)的控制量、大氣風(fēng)環(huán)境數(shù)據(jù)和發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行數(shù)據(jù)，輸出直升機(jī)的運(yùn)行狀態(tài)數(shù)據(jù)；發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵數(shù)據(jù)模型用于模擬發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩等關(guān)鍵運(yùn)行數(shù)據(jù)。航電傳感器模型包括：大氣數(shù)據(jù)傳感器、組合導(dǎo)航系統(tǒng)、衛(wèi)星導(dǎo)航（GPS）和無線電高度表等，這些航電傳感器模型根據(jù)輸入的直升機(jī)飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，解算出航電系統(tǒng)運(yùn)行數(shù)據(jù)，最終輸出直升機(jī)安全監(jiān)控所需的直升機(jī)運(yùn)行數(shù)據(jù)。大氣風(fēng)環(huán)境模型用于模擬真實(shí)大氣風(fēng)環(huán)境下的直升機(jī)運(yùn)行數(shù)據(jù)，通過向系統(tǒng)輸入大氣速度和方向?qū)崿F(xiàn)模擬不同的大氣風(fēng)。

2 系統(tǒng)構(gòu)成

2.1 動(dòng)力學(xué)模型

使用小擾動(dòng)線性方法建立直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型。首先根據(jù)牛頓運(yùn)動(dòng)定律和牽連運(yùn)動(dòng)，將直升機(jī)在空中的運(yùn)動(dòng)分解為空間平動(dòng)和繞直升機(jī)質(zhì)心的定點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)。建立直升機(jī)動(dòng)力學(xué)方程為

其中：m 為直升機(jī)質(zhì)量；Vx，Vy，Vz為空速在機(jī)體軸x，y，z 方向上的投影；ωx，ωy，ωz為直升機(jī)在x，y，z 方向上繞機(jī)體軸轉(zhuǎn)動(dòng)的角速度；Fx，F(xiàn)y，F(xiàn)z為機(jī)體軸在x，y，z 方向上的力投影。

將各種角加速度投影到直升機(jī)3 個(gè)機(jī)體軸上，由剛體轉(zhuǎn)動(dòng)定律[2]，可建立直升機(jī)繞三軸的力矩平衡方程式為

其中：Ix，Iy，Iz為直升機(jī)的慣量積，因?yàn)橹鄙龣C(jī)對xOz 平面對稱，故慣量積Ixy、Iyz等于0，因此上式中不含二者；Mx，My，Mz為三軸上的力矩。

在小擾動(dòng)情況下，直升機(jī)的各運(yùn)動(dòng)參數(shù)可用其在基本狀態(tài)下的微擾變化表示。直升機(jī)運(yùn)動(dòng)方程經(jīng)降階和線性化后的9 階線性數(shù)學(xué)模型可描述為

其中：X 為飛行狀態(tài)，X=[VxVyVzωxωyωzγ θ ψ]T，γ 為機(jī)體滾轉(zhuǎn)角，θ 為機(jī)體俯仰角，ψ 為機(jī)體航向角；Y為模型輸出量；控制向量U 為相對平衡位置的控制量，U=[δcδaδeδp]T，δc為總距，δa為橫向周期變距，δe為縱向周期總距，δp為尾槳槳距。A、B 為狀態(tài)系數(shù)矩陣和控制系數(shù)矩陣；C 是單位矩陣；D 為Y 對U 的系數(shù)矩陣，D=0。

由于直升機(jī)的特性參數(shù)與飛行狀態(tài)密切相關(guān)，所以直升機(jī)的數(shù)學(xué)模型也不是定常狀態(tài)方程，其A，B 系數(shù)矩陣隨著飛行狀態(tài)的變化而改變。為了避免仿真時(shí)有大量計(jì)算，可將直升機(jī)的配平狀態(tài)按前飛速度分成N個(gè)系數(shù)矩陣，直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型解算時(shí)以該飛行狀態(tài)接近的系數(shù)矩陣為基準(zhǔn)模型，可提高模型解算精度，懸停狀態(tài)看作是前飛速度為0 的狀態(tài)。選取具有代表性的幾個(gè)常用飛行速度加以分析，分別是懸停、30 km/h、60 km/h、90 km/h、125 km/h、150 km/h。

基于直8F 直升機(jī)機(jī)重為5.8 t，重心在-0.050 5 m，垂直速度為0 時(shí)的飛行配平數(shù)據(jù)，建立直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，部分飛行配平數(shù)據(jù)如表1所示。

表1 直8F 飛行配平數(shù)據(jù)Tab.1 Flight data of Z-8F

2.2 大氣風(fēng)環(huán)境模型

大氣風(fēng)環(huán)境是影響直升機(jī)安全運(yùn)行的重要因素。建立大氣風(fēng)環(huán)境模型，以模擬真實(shí)大氣環(huán)境下的直升機(jī)運(yùn)行數(shù)據(jù)，并實(shí)現(xiàn)極端大氣風(fēng)環(huán)境下的直升機(jī)飛行仿真。

使用數(shù)值模擬方法將大氣自然風(fēng)分為基本風(fēng)、陣風(fēng)、漸變風(fēng)和噪聲風(fēng)4 個(gè)組成部分，最終的大氣風(fēng)環(huán)境可由這4 種風(fēng)任意合成。

基本風(fēng)速為

其中：風(fēng)速量為K（m/s）。

陣風(fēng)可分為梯形陣風(fēng)、矩形陣風(fēng)和減余弦陣風(fēng)，是風(fēng)切變的主要表現(xiàn)形式。減余弦陣風(fēng)風(fēng)速為

其中：Vmax為最大風(fēng)速；t 為當(dāng)前時(shí)間；Tr1為風(fēng)起始時(shí)間；Tr為風(fēng)持續(xù)時(shí)間。

漸變風(fēng)速為

其中：ω1為變化速率。

噪聲風(fēng)用于模擬指定相對高度上風(fēng)速變化的隨機(jī)特性。其風(fēng)速可表示為

其中：Sv（ωi）為第i 個(gè)隨機(jī)分量的振幅；ωi為第i 個(gè)分量的角頻率；Δω 為隨機(jī)分量的離散間距，其取值范圍為0.5～2.0 rad/s；φi為在0～2π 之間服從均勻概率分布的隨機(jī)變量；m 可取50，表示50 個(gè)噪聲分量的疊加。

自然風(fēng)由以上4 種風(fēng)重構(gòu)而成，建立實(shí)際風(fēng)速模型為

2.3 控制系統(tǒng)模型

控制模型是直升機(jī)飛行數(shù)據(jù)模擬系統(tǒng)中的關(guān)鍵模塊，決定了飛行仿真的穩(wěn)定性和飛行數(shù)據(jù)的有效性?？刂葡到y(tǒng)通過接收手柄或界面上的輸入信息，確定需要控制的目標(biāo)（姿態(tài)、速度和高度等），相應(yīng)的控制模型會(huì)向直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型輸出控制量（總距、縱向周期變距、橫向周期變距、尾槳槳距），使飛行狀態(tài)符合控制目標(biāo)，保持直升機(jī)的穩(wěn)定運(yùn)行。

設(shè)計(jì)了3 種控制模式，包括：增穩(wěn)、飛控和區(qū)域?qū)Ш侥Ｊ健Ｔ龇€(wěn)模式為手柄直接向直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型輸入控制量，包括：總距、縱向周期變距、橫向周期變距和尾槳槳距；飛控模式是以航向、速度和高度等單個(gè)參數(shù)為控制目標(biāo)的單通道控制模式；區(qū)域?qū)Ш绞且燥w控模式為內(nèi)回路，航線控制為主要目標(biāo)的自動(dòng)導(dǎo)航飛行模式。

具體的控制模型以航向控制為例，需要考慮轉(zhuǎn)彎過程的側(cè)偏問題。消除側(cè)偏的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制模型如圖2所示。

圖2 轉(zhuǎn)彎橫-航向控制Fig.2 Turning cross-heading control diagram

航向通道采用變增益PID 控制方法，當(dāng)需要改變航向時(shí)，航向指令（ψd-ψ）產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)角指令γd，直升機(jī)通過側(cè)向傾斜旋翼獲得偏轉(zhuǎn)航向所需的向心力。滾轉(zhuǎn)傾斜姿態(tài)產(chǎn)生的航向偏轉(zhuǎn)速率ωzd，需要通過尾槳機(jī)動(dòng)使直升機(jī)機(jī)頭與航向保持一致，同時(shí)引入ay（側(cè)向加速度）信號以減小側(cè)滑，從而達(dá)到協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的目的。當(dāng)接近航向時(shí)，滾轉(zhuǎn)角逐漸恢復(fù)到平衡位置，避免滾轉(zhuǎn)角復(fù)位而航向角未到所導(dǎo)致的機(jī)頭快速改變航向及由此產(chǎn)生較大側(cè)滑。

其控制律為

其中：γd為給定的滾轉(zhuǎn)角；ωzd為給定的偏航角速率。

2.4 發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵數(shù)據(jù)模型

發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)是直升機(jī)安全運(yùn)行的關(guān)鍵系統(tǒng)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的復(fù)雜性，模型建立困難且運(yùn)算復(fù)雜，難以應(yīng)用到仿真中，以發(fā)動(dòng)機(jī)功率、扭矩、油門和轉(zhuǎn)速與直升機(jī)前飛速度的數(shù)值關(guān)系，建立發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值模型，以反映飛行過程中發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行參數(shù)響應(yīng)特征。

表2和表3為直8F 在100 m 高度，垂直速度為0，發(fā)動(dòng)機(jī)在額定轉(zhuǎn)速6 000 rpm 時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)功率和前飛速度、油門和可用功率的部分對應(yīng)數(shù)據(jù)。

表2 需用功率與前飛速度關(guān)系Tab.2 Required power vs.forward speed

表3 油門與可用功率關(guān)系Tab.3 Throttle vs.available power

將表2數(shù)據(jù)繪制成數(shù)值曲線，如圖3所示，可見直升機(jī)需用功率與飛行速度成馬鞍形曲線，前飛速度和需用功率為非線性關(guān)系。

同時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩與功率需滿足關(guān)系為

其中：P 為輸出功率；T 為發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩；N 為轉(zhuǎn)速；K 為常數(shù)。由式（10）可知，在發(fā)動(dòng)機(jī)額定轉(zhuǎn)速下，發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩與功率成正比，可建立發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩和功率的線性方程。

圖3 直升機(jī)需用功率隨飛行速度曲線Fig.3 Helicopter required power vs.flying speed

使用線性插值法在發(fā)動(dòng)機(jī)額定轉(zhuǎn)速的前提下建立油門—可用功率—前飛速度的數(shù)值關(guān)系，并計(jì)算對應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩，建立發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值計(jì)算模型。模擬直升機(jī)飛行時(shí)，通過油門控制直升機(jī)飛行速度的過程，達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行數(shù)據(jù)與直升機(jī)飛行狀態(tài)關(guān)聯(lián)的仿真目標(biāo)。

2.5 航電傳感器模型

直升機(jī)飛行數(shù)據(jù)模擬需要模擬多種航電傳感器的運(yùn)行數(shù)據(jù)。根據(jù)相應(yīng)航電傳感器的工作原理，建立了多種航電傳感器的仿真模型，包括：大氣數(shù)據(jù)傳感器、組合導(dǎo)航系統(tǒng)、無線電高度表和衛(wèi)星導(dǎo)航（GPS）等。

以三軸大氣數(shù)據(jù)傳感器為例，大氣數(shù)據(jù)傳感器的主要功能是直接測量直升機(jī)環(huán)境中的動(dòng)壓、靜壓、總溫參數(shù)，并將參數(shù)傳輸給大氣數(shù)據(jù)傳感器，解算出直升機(jī)的空速、迎角和靜溫等關(guān)鍵參數(shù)。而飛行數(shù)據(jù)仿真系統(tǒng)是通過飛行狀態(tài)參數(shù)計(jì)算大氣數(shù)據(jù)傳感器的運(yùn)行參數(shù)，模擬大氣數(shù)據(jù)計(jì)算過程。

靜壓為

其中：pb、Tb、Hb、R、β 和gn都為常數(shù)[11]，且分別等于標(biāo)準(zhǔn)大氣狀態(tài)下各相應(yīng)層中的數(shù)值，可由直升機(jī)高度計(jì)算靜壓量；H 為直升機(jī)飛行高度。

馬赫數(shù)方程為

其中：Vt為真空速；C 為聲速；k 為空氣絕熱系數(shù)，k =14；ρs為對應(yīng)高度的大氣密度。Ts為靜溫，可由以下方程估算，即

其中：β 為大氣垂直溫度梯度。

動(dòng)壓為

其中：Pd為動(dòng)壓量。

總溫為

指示空速為

其中：ρ0為海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的空氣密度。

真空速為

迎角為

其中：Vtx和Vtz為真空速在機(jī)體Ox 軸和Oz 軸上的速度分量。

側(cè)滑角為

其中：Vty為真空速在機(jī)體Oy 軸上的速度分量。

使用Matlab/Simulink 建立上述航電傳感器的仿真模型。該仿真模型通過UDP 網(wǎng)絡(luò)傳輸?shù)确绞綄?shí)時(shí)接收仿真的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，得到動(dòng)壓、靜壓、總溫、靜溫及迎角、側(cè)滑角等航電傳感器運(yùn)行數(shù)據(jù)。

3 系統(tǒng)集成和仿真驗(yàn)證

使用直8F 飛行數(shù)據(jù)建立直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，基于MFC 和C++，在Windows 32 位系統(tǒng)下建立直升機(jī)飛行仿真軟件，在Matlab 7.0 平臺上搭建航電傳感器仿真Simulink 模型，并使用UDP 方法進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸，實(shí)現(xiàn)各個(gè)模塊的功能集成。

圖4 飛行仿真軟件主界面Fig.4 Main interface of flight simulation software

飛行仿真軟件界面如圖4所示，主要分為3 個(gè)模塊。界面左側(cè)是數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)顯示模塊；下方為控制模塊，用于控制指令的輸入；中間為各種信息的顯示模塊，是多個(gè)子頁面的集合，其它頁面還包括：位置、控制量、姿態(tài)和加速度等數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)曲線顯示。

模擬直升機(jī)在30 km/h、60 km/h 和90 km/h 前飛速度時(shí)的穩(wěn)定飛行狀態(tài)，其飛行狀態(tài)參數(shù)如圖5所示。與表1數(shù)據(jù)對比，驗(yàn)證穩(wěn)定前飛時(shí)直升機(jī)配平仿真數(shù)據(jù)與實(shí)際運(yùn)行數(shù)據(jù)的偏差。

圖5 直升機(jī)飛行狀態(tài)參數(shù)Fig.5 Helicopter flight status parameter

由圖5可知，直升機(jī)飛行數(shù)據(jù)模擬系統(tǒng)可以模擬直升機(jī)在不同速度之間轉(zhuǎn)換的動(dòng)態(tài)飛行過程，并保持前飛速度恒定的飛行狀態(tài)。根據(jù)表1數(shù)據(jù)，比較30 km/h、60 km/h 和90 km/h 時(shí)相同的穩(wěn)定前飛速度下的直升機(jī)配平數(shù)據(jù)，偏差均小于0.01°，相對誤差均小于2.6%，仿真數(shù)據(jù)準(zhǔn)確度高，可用于直升機(jī)安全監(jiān)控算法研究。

直升機(jī)安全監(jiān)控算法研究需模擬特定飛行場景下的直升機(jī)飛行數(shù)據(jù)，以直升機(jī)前飛狀態(tài)遭遇陣風(fēng)為例，驗(yàn)證陣風(fēng)場景下飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)是否符合實(shí)際直升機(jī)飛行特點(diǎn)。直升機(jī)在100 m 高度，保持前飛速度36 km/h，遭遇10 m/s 風(fēng)速的垂直向下的陣風(fēng)。直升機(jī)在陣風(fēng)情況下的動(dòng)態(tài)響應(yīng)曲線如圖6所示。

圖6 直升機(jī)陣風(fēng)動(dòng)態(tài)響應(yīng)Fig.6 Dynamic gust response of helicopter

由圖6（b）可知，在52 s 時(shí)，直升機(jī)受陣風(fēng)干擾垂向空速突然變?yōu)?0 m/s，直升機(jī)飛行姿態(tài)受到干擾。直升機(jī)自動(dòng)控制系統(tǒng)響應(yīng)陣風(fēng)干擾，控制總距、發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩等控制量，穩(wěn)定直升機(jī)姿態(tài)，并保持前飛速度。穩(wěn)定過程中，直升機(jī)姿態(tài)仍受到干擾，持續(xù)波動(dòng)，但波動(dòng)幅度逐漸減小。陣風(fēng)消失后，直升機(jī)迅速回到原來的穩(wěn)定飛行狀態(tài)。

由此過程可知，直升機(jī)在陣風(fēng)情況下的飛行仿真數(shù)據(jù)與實(shí)際直升機(jī)運(yùn)行數(shù)據(jù)相符，各模塊的數(shù)據(jù)響應(yīng)與直升機(jī)運(yùn)動(dòng)過程一致，系統(tǒng)仿真準(zhǔn)確度高。

直升機(jī)安全監(jiān)控與預(yù)警算法研究是利用數(shù)據(jù)分析直升機(jī)運(yùn)行過程是否存在安全風(fēng)險(xiǎn)。在陣風(fēng)響應(yīng)這一案例中，可通過調(diào)整控制系統(tǒng)，改變飛行員對陣風(fēng)響應(yīng)的操作程序，分析陣風(fēng)飛行場景下不安全操作的系統(tǒng)運(yùn)行數(shù)據(jù)特征和閾值，如最遲應(yīng)在陣風(fēng)發(fā)生t 時(shí)間內(nèi)進(jìn)行θ 角度的總距操作，否則可能發(fā)生危險(xiǎn)。從而在實(shí)際直升機(jī)運(yùn)行過程中，快速監(jiān)控分析運(yùn)行數(shù)據(jù)中是否發(fā)生過相應(yīng)的潛在風(fēng)險(xiǎn)事件，及時(shí)采取改進(jìn)措施，消除潛在安全風(fēng)險(xiǎn)。

4 結(jié)語

針對直升機(jī)安全監(jiān)控研究缺乏特定飛行場景狀態(tài)數(shù)據(jù)的問題，建立了直升機(jī)低空運(yùn)行飛行數(shù)據(jù)模擬系統(tǒng)，可進(jìn)行不同大氣風(fēng)環(huán)境下飛控、航電傳感器和發(fā)動(dòng)機(jī)部分?jǐn)?shù)據(jù)的綜合仿真。驗(yàn)證結(jié)果表明，該系統(tǒng)模擬的直升機(jī)配平數(shù)據(jù)與實(shí)際直升機(jī)運(yùn)行數(shù)據(jù)相對誤差小于2.6%，模型準(zhǔn)確度高，可模擬陣風(fēng)等不安全飛行場景下的系統(tǒng)運(yùn)行數(shù)據(jù)，輔助直升機(jī)安全監(jiān)控系統(tǒng)確定超限事件的關(guān)鍵運(yùn)行數(shù)據(jù)和閾值特征，為快速分析和確定超限事件提供數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。