倪金付，黃 琪，江 維，劉 晗

(航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024)

0 引 言

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

文獻[3]和文獻[4]開展了地面效應(yīng)對著艦精度的影響研究，但在計算著艦偏差量時僅考慮了某一固定升力增量的影響，該估算方法還不夠準確。實際上，地面效應(yīng)改變了全機的氣動特性，包括升阻特性、力矩特性，地面效應(yīng)帶來了升力增量，同時又改變了飛機的縱向力矩特性，因此，必須綜合考慮氣動特性的變化對著艦點的影響。需要指出的是，氣動特性的變化與飛機和效應(yīng)面的距離密切相關(guān)，飛機和效應(yīng)面的距離h 越小，或者相對運動高度hˉ=h/cA越?。╤ 為與效應(yīng)面的距離，cA為平均氣動弦長），則地面效應(yīng)就越強烈[5]。

本文基于MATLAB/Simulink 建立了飛機進場著艦六自由度飛行動力學仿真模型，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，通過飛行動態(tài)仿真計算地面效應(yīng)對著艦偏差量的影響。最后，基于飛行仿真分析，提出一種平尾偏度補償方法來減小地面效應(yīng)帶來的著艦偏差量。

1 飛行動力學仿真模型

仿真模型主要由操縱模塊、氣動模塊、發(fā)動機模塊、運動方程模塊、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力學方程能較真實地分析飛機的運動特性。飛機運動方程建立在機體坐標系下，其質(zhì)心動力學方程為

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

機體坐標系下的轉(zhuǎn)動動力學方程為

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

機體坐標系下的轉(zhuǎn)動運動學方程為

在解算六自由度動力學方程前，需要獲取飛機在機體坐標系下的合外力和力矩。其中，最重要的一步是計算飛機的氣動力和力矩，飛機的氣動數(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)插值計算出仿真過程中的氣動力和力矩。

需要指出的是，在解算帶地效氣動數(shù)據(jù)時，仿真應(yīng)實時計算飛機離地面的高度，圖2 為接艦過程中，飛機離地面的高度變化示意圖，對于不同的高度，仿真采用不同的氣動模型，在不同的氣動模型之間采取線性插值的方式求解氣動力。

圖2 飛行接艦過程中高度變化示意圖

2 地面效應(yīng)對著艦點的影響研究

以某型機為例開展進場著艦飛行仿真計算，仿真的初始條件：飛機進場迎角為11°，理想下滑航跡角為-3°，飛機各操縱舵面處于配平狀態(tài)，發(fā)動機推力處于進場平衡需用推力狀態(tài)。

假設(shè)在地面效應(yīng)產(chǎn)生之前，飛機按照理想下滑軌跡著艦，若不考慮地面效應(yīng)影響，則飛機落在理想著艦點。在實際著艦仿真中，飛機下滑至地面效應(yīng)開始影響的高度，隨著高度繼續(xù)下降，仿真實時計算對應(yīng)高度的帶地效氣動數(shù)據(jù)。相比理想著艦軌跡，地面效應(yīng)使飛機的動力學特性發(fā)生變化，從而影響了著艦點位置。圖2 分別給出了無地面效應(yīng)和帶地面效應(yīng)情況下著艦飛機下滑高度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與時間t 的變化關(guān)系。

圖3 有、無地效的著艦相關(guān)參數(shù)對比

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

若按照文獻[2]和文獻[3]的計算方法，在相同初始條件下，單獨考慮地面效應(yīng)引起的升力系數(shù)增量，著艦偏差量可達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力學仿真計算獲取的著艦偏差量更符合實際情況。

2.1 著艦重量影響分析

假定進場下滑角-3.0°，對不同著艦重量下地面效應(yīng)對著艦點的影響開展了仿真計算，仿真結(jié)果如表1 所示。對于某型機，在典型進場重量范圍內(nèi)，地面效應(yīng)帶來的著艦偏差量在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，對不同下滑角情況下地面效應(yīng)對著艦點的影響開展了仿真計算，仿真結(jié)果如表2 所示。艦載機常用的進場著艦下滑角為-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，飛機的下沉速度越大，地面效應(yīng)作用的時間越短。

表2 不同下滑角下地面效應(yīng)引起的著艦偏差

3 平尾偏度補償方法

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

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

平尾偏度補償量應(yīng)根據(jù)飛行仿真實時計算的俯仰角和俯仰角速度進行反饋，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。

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

圖4 考慮平尾補償?shù)闹瀰?shù)對比

4 結(jié) 論

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