翼身融合飛機(jī)在風(fēng)場(chǎng)中的建模與Simulink仿真

王瑜嘉 王永國(guó) 魯鵬

摘要：隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)飛機(jī)的性能和隱身要求的提高，翼身融合布局由于更低的雷達(dá)散射面積和更優(yōu)的飛行性能被廣泛應(yīng)用于飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，然而由于特殊的布局也會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)的模態(tài)特性和運(yùn)動(dòng)響應(yīng)與常規(guī)飛機(jī)有所不同，本文對(duì)翼身融合飛機(jī)在風(fēng)場(chǎng)中的橫航向的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行了建立，并利用Simulink對(duì)飛機(jī)在風(fēng)場(chǎng)中的時(shí)域響應(yīng)進(jìn)行了仿真，為該新型布局飛機(jī)的總體設(shè)計(jì)和控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了參考。

關(guān)鍵詞：航空航天;翼身融合;風(fēng)場(chǎng)模型;Simulink仿真;時(shí)域響應(yīng)

1研究對(duì)象

翼身融合飛機(jī)是一種典型的非常規(guī)氣動(dòng)布局飛機(jī)。翼身融合飛機(jī)沒有常規(guī)的桶狀機(jī)身，而是一種機(jī)翼與機(jī)身平滑過渡的飛機(jī)。翼身融合布局飛機(jī)的裝載區(qū)浸沒在了巨大的翼身組合體當(dāng)中，機(jī)翼與機(jī)身組合體形成了一個(gè)巨大的升力面，有利于提升飛機(jī)升力和燃油效率和氣動(dòng)隱身性能。

本文的研究對(duì)象為自行設(shè)計(jì)的翼身融合布局飛機(jī)，其平滑的翼身組合體消除了翼身連接處的直角結(jié)構(gòu)，具有更低的雷達(dá)散射截面積（RCS），隱身性能好，在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中具有較高的生存力。其為大展弦比短機(jī)身構(gòu)型，從而使得其慣性矩與常規(guī)布局飛機(jī)有所差別。其主要包含升降舵、副翼、方向舵三種操縱面，分別控制飛機(jī)的俯仰操縱、滾轉(zhuǎn)操縱和偏航操縱。

翼身融合飛機(jī)相比于常規(guī)布局飛機(jī)主要有以下特點(diǎn)：

（1）機(jī)翼與機(jī)身的融合，使得機(jī)體結(jié)構(gòu)大大得到簡(jiǎn)化，結(jié)構(gòu)重量更輕，剛性也更好，飛機(jī)整體的重量沿著翼展分布，可以有效降低機(jī)翼的彎曲和扭轉(zhuǎn)載荷。簡(jiǎn)單的機(jī)械結(jié)構(gòu)也可以降低生產(chǎn)和維修費(fèi)用。

（2）翼身融合的布局使得氣動(dòng)載荷分布合理，空氣動(dòng)力效率更高，減小了傳統(tǒng)布局飛機(jī)的機(jī)身與機(jī)翼之間產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力和干擾阻力，機(jī)翼與機(jī)身的融合體可以看是一個(gè)巨大的升力面，從而提升了飛機(jī)的升阻比[1]。

（3）根據(jù)大量的分析研究和計(jì)算數(shù)據(jù)，常規(guī)布局飛機(jī)的雷達(dá)罩、進(jìn)氣道、外掛物、尾翼之間的直角結(jié)構(gòu)都具有較大的雷達(dá)散射反射面積較。翼身融合飛機(jī)由于平滑的翼身組合體從而可以提升飛機(jī)的隱身性能，從而在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中具有較高的生存力。

目前國(guó)內(nèi)外對(duì)于翼身融合布局飛機(jī)的研究較多，由于翼身融合飛機(jī)特殊的構(gòu)型和氣動(dòng)布局，它的慣性矩分布、氣動(dòng)特性與常規(guī)飛機(jī)有較大的差異。而且所采用的新型操縱面，由于縱向力臂較短，操縱面尺寸通常較大，氣動(dòng)力和力矩耦合較為明顯。

2飛機(jī)在風(fēng)場(chǎng)中的模型建立

飛機(jī)在飛行過程中，理想的條件是大氣中沒有風(fēng)的存在，而在實(shí)際的飛行中可能遇到各種各樣的風(fēng)場(chǎng)。研究飛機(jī)的穩(wěn)定性，不僅要研究在無(wú)風(fēng)狀態(tài)下的穩(wěn)定性，還要了解其在飛機(jī)的有風(fēng)條件下的穩(wěn)定性和抗風(fēng)能力。為了研究飛機(jī)在風(fēng)場(chǎng)中的運(yùn)動(dòng)學(xué)響應(yīng)特性和大展弦比飛機(jī)在風(fēng)場(chǎng)中飛行時(shí)自身的穩(wěn)定性，這樣就需要建立飛機(jī)在大氣風(fēng)場(chǎng)中動(dòng)力學(xué)模型，并利用Similink對(duì)飛機(jī)在風(fēng)場(chǎng)模型下的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)進(jìn)行仿真分析。

2.1常見的風(fēng)場(chǎng)模型

根據(jù)現(xiàn)有的理論以及大量的實(shí)驗(yàn)觀測(cè)數(shù)據(jù)，大氣的運(yùn)動(dòng)一般可以分解為平均風(fēng)和紊流風(fēng)兩個(gè)部分。在大氣的運(yùn)動(dòng)過程中，風(fēng)速一般圍繞著一個(gè)平均值進(jìn)行波動(dòng)，改值即為平均風(fēng)，它主要體現(xiàn)的是大氣運(yùn)動(dòng)的大體趨勢(shì)。同時(shí)風(fēng)速會(huì)在一個(gè)相對(duì)較小的范圍內(nèi)上下波動(dòng)，這反映了大氣運(yùn)動(dòng)的局部脈動(dòng)現(xiàn)象，稱之為紊流。所以通過合理建立相應(yīng)的時(shí)變平均風(fēng)場(chǎng)模型和時(shí)變紊流模型，便能夠模擬大部分的大氣運(yùn)動(dòng)過程[2]。

GJB18586中提供了組成風(fēng)場(chǎng)部分特性的連續(xù)隨機(jī)紊流模型、離散紊流（或離散突風(fēng)）模型和風(fēng)切變模型，可以用來(lái)檢驗(yàn)飛機(jī)在大氣擾動(dòng)中的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)以及風(fēng)場(chǎng)對(duì)飛機(jī)飛行品質(zhì)的影響。本文選用的風(fēng)場(chǎng)模型為常值風(fēng)模型，是指風(fēng)速和風(fēng)向不隨時(shí)間和地點(diǎn)變化的模型，用一個(gè)固定的數(shù)值即可表示任一方向的風(fēng)速大小。

翼身融合飛機(jī)在飛行過程中會(huì)遇到各種各樣的風(fēng)場(chǎng)。因此在研究了無(wú)風(fēng)條件下的本體特性后，還需了解飛機(jī)在有風(fēng)條件下的穩(wěn)定性和抗風(fēng)能力。因此需要建立相應(yīng)的風(fēng)場(chǎng)模型，對(duì)飛機(jī)在風(fēng)場(chǎng)中的運(yùn)動(dòng)進(jìn)行仿真分析。

大氣運(yùn)動(dòng)的一般形式可以分為平均風(fēng)和紊流風(fēng)。通過合理建立相應(yīng)的時(shí)變平均風(fēng)場(chǎng)模型和時(shí)變紊流風(fēng)場(chǎng)的模型，便可以模擬飛機(jī)在飛行中所受到的大氣運(yùn)動(dòng)過程。根據(jù)飛行品質(zhì)規(guī)范中提供的組成風(fēng)場(chǎng)特性的連續(xù)隨機(jī)紊流模型、離散紊流模型以及風(fēng)切變模型，可以檢驗(yàn)飛機(jī)在大氣擾動(dòng)中的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)。本節(jié)主要選取的風(fēng)場(chǎng)模型為常值風(fēng)模型：風(fēng)速和風(fēng)向不隨時(shí)間和地點(diǎn)變化的模型，用一個(gè)固定的數(shù)值來(lái)表示某一方向的風(fēng)速大小。

2.2考慮風(fēng)場(chǎng)影響的飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型

和常規(guī)布局飛機(jī)一樣，利用六自由度非線性動(dòng)力學(xué)模型，可以對(duì)翼身融合飛機(jī)在任一時(shí)刻的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行仿真分析，用來(lái)反映飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)過程。但是通常得不到解析解，只能進(jìn)行數(shù)值求解，無(wú)法給出具有普遍意義的一般規(guī)律。所以，在研究操穩(wěn)特性時(shí)，通常會(huì)結(jié)合飛機(jī)的特性利用小擾動(dòng)方法對(duì)其非線性動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行線性化，利用解析法進(jìn)行研究，從而得到一般性的規(guī)律。從而飛機(jī)的小擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程分離為縱向和橫航向兩組方程。具體推導(dǎo)過程見參考文獻(xiàn)[3]。

當(dāng)研究風(fēng)場(chǎng)中的飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)特性時(shí)，需要建立風(fēng)場(chǎng)中飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型，根據(jù)無(wú)風(fēng)條件下的飛機(jī)的六自由度方程，通常研究飛機(jī)在無(wú)風(fēng)情況的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型通常采用縱向和橫航向兩組的小擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程。

結(jié)合飛機(jī)的縱向動(dòng)力學(xué)方程和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，忽略掉操縱面偏轉(zhuǎn)對(duì)飛機(jī)的影響，得到氣流坐標(biāo)系下定直平飛狀態(tài)下飛機(jī)的橫航向小擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程：

2.3翼身融合飛機(jī)模態(tài)特性分析

翼身融合飛機(jī)的縱向運(yùn)動(dòng)具有兩個(gè)模態(tài)，長(zhǎng)周期模態(tài)和短周期模態(tài);橫航向運(yùn)動(dòng)具有三種模態(tài)，滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)、螺旋模態(tài)和荷蘭滾模態(tài)。橫航向運(yùn)功的模態(tài)具體的特點(diǎn)和物理成因介紹如下：

（1）滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)對(duì)應(yīng)的是橫航向小擾動(dòng)方程中的模值較大的實(shí)根，衰減速度快，主要的運(yùn)動(dòng)變量為滾轉(zhuǎn)角速度和滾轉(zhuǎn)角。像翼身融合布局這樣的大展弦比的飛機(jī)一般滿足滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)的穩(wěn)定性要求。而小展弦比的飛機(jī)在某些飛行狀態(tài)下滾轉(zhuǎn)阻尼過小，此時(shí)需要橫向阻尼器來(lái)補(bǔ)償。