地面效應(yīng)對(duì)艦載機(jī)著艦點(diǎn)的影響及補(bǔ)償方法研究

倪金付，黃 琪，江 維，劉 晗

(航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024)

0 引 言

飛機(jī)在起飛或著陸過程中作近地面飛行時(shí)，繞機(jī)翼與繞水平尾翼的氣流流動(dòng)因受地面的影響而改變了原有的流動(dòng)狀態(tài)，從而使飛機(jī)上的氣動(dòng)力特性發(fā)生改變，這種現(xiàn)象稱為地面效應(yīng)[1]。對(duì)于艦載機(jī)，在進(jìn)場(chǎng)著艦的末端，即接近航母甲板時(shí)，艦載機(jī)會(huì)受到航母甲板的地面效應(yīng)影響。艦載機(jī)采用等軌跡角下滑著艦，著艦時(shí)不存在平飄段，因此地面效應(yīng)作用的時(shí)間和距離均較短，但考慮到航母甲板空間非常有限，艦載機(jī)對(duì)著艦精度的要求非常高。一般認(rèn)為，理想著艦點(diǎn)應(yīng)在第二與第三根攔阻索中間的跑道中心線上，若艦載機(jī)著艦點(diǎn)偏離理想著艦點(diǎn)小于3m，則認(rèn)為是較理想的;若偏差量大于7.6m，飛機(jī)可能會(huì)產(chǎn)生大量逃逸或短著陸[2]。因此，有必要開展地面效應(yīng)對(duì)艦載機(jī)著艦點(diǎn)的影響研究。

文獻(xiàn)[3]和文獻(xiàn)[4]開展了地面效應(yīng)對(duì)著艦精度的影響研究，但在計(jì)算著艦偏差量時(shí)僅考慮了某一固定升力增量的影響，該估算方法還不夠準(zhǔn)確。實(shí)際上，地面效應(yīng)改變了全機(jī)的氣動(dòng)特性，包括升阻特性、力矩特性，地面效應(yīng)帶來(lái)了升力增量，同時(shí)又改變了飛機(jī)的縱向力矩特性，因此，必須綜合考慮氣動(dòng)特性的變化對(duì)著艦點(diǎn)的影響。需要指出的是，氣動(dòng)特性的變化與飛機(jī)和效應(yīng)面的距離密切相關(guān)，飛機(jī)和效應(yīng)面的距離h 越小，或者相對(duì)運(yùn)動(dòng)高度hˉ=h/cA越?。╤ 為與效應(yīng)面的距離，cA為平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)），則地面效應(yīng)就越強(qiáng)烈[5]。

本文基于MATLAB/Simulink 建立了飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)著艦六自由度飛行動(dòng)力學(xué)仿真模型，仿真模型綜合考慮了地面效應(yīng)導(dǎo)致的升阻特性、力矩特性等因素的變化，通過飛行動(dòng)態(tài)仿真計(jì)算地面效應(yīng)對(duì)著艦偏差量的影響。最后，基于飛行仿真分析，提出一種平尾偏度補(bǔ)償方法來(lái)減小地面效應(yīng)帶來(lái)的著艦偏差量。

1 飛行動(dòng)力學(xué)仿真模型

仿真模型主要由操縱模塊、氣動(dòng)模塊、發(fā)動(dòng)機(jī)模塊、運(yùn)動(dòng)方程模塊、環(huán)境參數(shù)模塊等組成。圖1 給出飛行仿真模型架構(gòu)示意圖。

圖1 飛行仿真模型架構(gòu)

相比工程估算法，建立六自由度飛行動(dòng)力學(xué)方程能較真實(shí)地分析飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)特性。飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程建立在機(jī)體坐標(biāo)系下，其質(zhì)心動(dòng)力學(xué)方程為

式中，F(xiàn)X、FY、FZ分別為合外力在機(jī)體軸上的分量；u、v、w 分別為線速度在機(jī)體軸上的分量； u˙、v˙、w˙分別為線加速度在機(jī)體軸上的分量；p、q、r 分別為滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度。

機(jī)體坐標(biāo)系下的轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程為

式中，L、M、N 分別為合力矩在機(jī)體軸上的分量；Ix、Iy、Iz分別為飛機(jī)的慣性矩；Ixz為飛機(jī)的慣性積； p˙、q˙、r˙分別為角加速度在機(jī)體軸上的分量。

機(jī)體坐標(biāo)系下的轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為

在解算六自由度動(dòng)力學(xué)方程前，需要獲取飛機(jī)在機(jī)體坐標(biāo)系下的合外力和力矩。其中，最重要的一步是計(jì)算飛機(jī)的氣動(dòng)力和力矩，飛機(jī)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)一般是多維的，它與馬赫數(shù)、迎角、側(cè)滑角以及舵偏角等參數(shù)相關(guān)，通過這些參數(shù)插值計(jì)算出仿真過程中的氣動(dòng)力和力矩。

需要指出的是，在解算帶地效氣動(dòng)數(shù)據(jù)時(shí)，仿真應(yīng)實(shí)時(shí)計(jì)算飛機(jī)離地面的高度，圖2 為接艦過程中，飛機(jī)離地面的高度變化示意圖，對(duì)于不同的高度，仿真采用不同的氣動(dòng)模型，在不同的氣動(dòng)模型之間采取線性插值的方式求解氣動(dòng)力。

圖2 飛行接艦過程中高度變化示意圖

2 地面效應(yīng)對(duì)著艦點(diǎn)的影響研究

以某型機(jī)為例開展進(jìn)場(chǎng)著艦飛行仿真計(jì)算，仿真的初始條件：飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)迎角為11°，理想下滑航跡角為-3°，飛機(jī)各操縱舵面處于配平狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力處于進(jìn)場(chǎng)平衡需用推力狀態(tài)。

假設(shè)在地面效應(yīng)產(chǎn)生之前，飛機(jī)按照理想下滑軌跡著艦，若不考慮地面效應(yīng)影響，則飛機(jī)落在理想著艦點(diǎn)。在實(shí)際著艦仿真中，飛機(jī)下滑至地面效應(yīng)開始影響的高度，隨著高度繼續(xù)下降，仿真實(shí)時(shí)計(jì)算對(duì)應(yīng)高度的帶地效氣動(dòng)數(shù)據(jù)。相比理想著艦軌跡，地面效應(yīng)使飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)特性發(fā)生變化，從而影響了著艦點(diǎn)位置。圖2 分別給出了無(wú)地面效應(yīng)和帶地面效應(yīng)情況下著艦飛機(jī)下滑高度Hm（主輪離艦面高度）與水平距離L 的變化關(guān)系，以及速度V、迎角α、俯仰角速度ωz與時(shí)間t 的變化關(guān)系。

圖3 有、無(wú)地效的著艦相關(guān)參數(shù)對(duì)比

從圖3 可以看出，考慮地面效應(yīng)后，著艦點(diǎn)偏離理想著艦點(diǎn)約12m。地面效應(yīng)使飛機(jī)產(chǎn)生低頭的俯仰力矩，飛機(jī)的迎角減小，但由于地面效應(yīng)帶來(lái)較顯著的升力系數(shù)增量，全機(jī)的升力增加較多，從而引起較明顯的著艦偏差量。

若按照文獻(xiàn)[2]和文獻(xiàn)[3]的計(jì)算方法，在相同初始條件下，單獨(dú)考慮地面效應(yīng)引起的升力系數(shù)增量，著艦偏差量可達(dá)36m，這與仿真結(jié)果相差較多。相比工程估算法，采用六自由度飛行動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算獲取的著艦偏差量更符合實(shí)際情況。

2.1 著艦重量影響分析

假定進(jìn)場(chǎng)下滑角-3.0°，對(duì)不同著艦重量下地面效應(yīng)對(duì)著艦點(diǎn)的影響開展了仿真計(jì)算，仿真結(jié)果如表1 所示。對(duì)于某型機(jī)，在典型進(jìn)場(chǎng)重量范圍內(nèi)，地面效應(yīng)帶來(lái)的著艦偏差量在12m～13m，重量每增加1000kg，地面效應(yīng)影響的著艦偏差量有所減小，但總體上影響較小。

表1 不同重量下地面效應(yīng)引起的著艦偏差

2.2 下滑角影響分析

考慮在相同的著艦重量下，對(duì)不同下滑角情況下地面效應(yīng)對(duì)著艦點(diǎn)的影響開展了仿真計(jì)算，仿真結(jié)果如表2 所示。艦載機(jī)常用的進(jìn)場(chǎng)著艦下滑角為-3°～-4°，從仿真結(jié)果可以看出，下滑角越大，地面效應(yīng)影響的著艦偏差量越小。其主要原因在于下滑角越大，飛機(jī)的下沉速度越大，地面效應(yīng)作用的時(shí)間越短。

表2 不同下滑角下地面效應(yīng)引起的著艦偏差

3 平尾偏度補(bǔ)償方法

根據(jù)仿真結(jié)果，地面效應(yīng)產(chǎn)生的時(shí)間非常短，約為1s，考慮到著艦環(huán)境復(fù)雜，艦載機(jī)又處在著艦的末端時(shí)刻，飛行員隨時(shí)可能面臨逃逸的情況，因此，注意力分配有限，沒有足夠的時(shí)間和精力操縱駕駛桿或油門補(bǔ)償?shù)孛嫘?yīng)帶來(lái)的著艦偏差量。

因此，本文提出一種帶反饋的平尾偏度補(bǔ)償方法，在著艦的末端，應(yīng)引入反饋，通過補(bǔ)償平尾偏度，增加平尾負(fù)偏度，一方面降低了全機(jī)的升力系數(shù)，另一方面增加了全機(jī)的俯仰力矩，使得此時(shí)的全機(jī)氣動(dòng)特性更接近無(wú)地效時(shí)的氣動(dòng)特性，減小了地面效應(yīng)帶來(lái)的著艦偏差量。

平尾偏度補(bǔ)償量應(yīng)根據(jù)飛行仿真實(shí)時(shí)計(jì)算的俯仰角和俯仰角速度進(jìn)行反饋，其與俯仰角、俯仰角速度的關(guān)系如下：

式中，θtrim為配平狀態(tài)下的俯仰角，K1，K2為常數(shù)項(xiàng)。

按照第2 節(jié)中的仿真初始條件開展仿真計(jì)算，仿真結(jié)果見圖4。仿真結(jié)果表明，在引入平尾偏度補(bǔ)償后，減小了地面效應(yīng)帶來(lái)的著艦偏差量，相比理想著艦點(diǎn)，著艦偏差量約為3m。

圖4 考慮平尾補(bǔ)償?shù)闹瀰?shù)對(duì)比

4 結(jié) 論

本文通過建立六自由度飛行動(dòng)力學(xué)模型開展了地面效應(yīng)對(duì)著艦偏差量的影響研究，并提出了一種平尾偏度補(bǔ)償方法來(lái)減小著艦偏差量，仿真結(jié)果表明，該方法能減小地面效應(yīng)帶來(lái)的著艦偏差量?？紤]到飛機(jī)在不同外掛構(gòu)形、不同下滑角下著艦，地面效應(yīng)的影響也有所不同，因此何時(shí)何條件下引入平尾偏度補(bǔ)償是能否最優(yōu)減小著艦偏差量的關(guān)鍵。需要指出的是，艦載機(jī)著艦時(shí)還受到航母甲板運(yùn)動(dòng)、艦尾流等因素的影響，因此補(bǔ)償方法應(yīng)在權(quán)衡各個(gè)因素的影響量后開展大量的優(yōu)化設(shè)計(jì)，并得到試飛驗(yàn)證后才能進(jìn)行工程應(yīng)用。