陳杰，馬存寶，許和勇

（西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，陜西西安 710072）

0 引言

現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)要求大型飛機(jī)具備在各種非正?；蛞皯?zhàn)情況下完成超低空飛行的能力，如要求在較低等級(jí)跑道上（甚至野外平坦路面）完成起飛著陸和超低空空投等。對(duì)于低空飛行特性的研究主要源于地效翼船的興起。由于地面效應(yīng)主要涉及低空粘滯氣流對(duì)翼型的影響，因此翼型和周圍氣流間的相互作用是研究的重點(diǎn)，大量學(xué)者從流體力學(xué)角度，針對(duì)飛行器機(jī)翼構(gòu)型和氣流特性開展了相關(guān)研究［1-5］。

野戰(zhàn)環(huán)境下地面情況的復(fù)雜性給大型飛機(jī)超低空飛行帶來(lái)了諸多不確定性因素，如丘陵地帶的不規(guī)則小山包、構(gòu)筑工事遺留的長(zhǎng)條溝壑、野戰(zhàn)機(jī)場(chǎng)殘留圍墻等。這一系列地面不確定物對(duì)大型飛機(jī)超低空地面效應(yīng)或機(jī)翼下方流場(chǎng)的影響，會(huì)導(dǎo)致飛行模型突變等安全控制問(wèn)題，如超低空飛行過(guò)程中機(jī)翼兩端沿飛行路徑出現(xiàn)不對(duì)稱山包或其他障礙物，飛行器由于機(jī)翼下流場(chǎng)的壓縮，左右機(jī)翼會(huì)出現(xiàn)短時(shí)升力差，而低空飛行速度相對(duì)較小，方向舵阻尼效率較低，尤其是大展弦比機(jī)翼飛機(jī)由于側(cè)向阻尼不足可能導(dǎo)致機(jī)翼?yè)u晃甚至翼尖觸地的危險(xiǎn)?？傮w來(lái)講，在離地高度較低的情況下，飛行員操縱裕度相對(duì)較小，給飛行控制帶來(lái)較大的麻煩，而飛行器常規(guī)風(fēng)洞模型試驗(yàn)中往往不考慮低空飛行，后期控制律試飛中也不考慮3 000 m以下空域，因此，有必要對(duì)此飛行過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)與控制問(wèn)題開展相關(guān)研究。

鑒于低空作戰(zhàn)任務(wù)要求的日益提高和對(duì)低空飛行安全的日趨重視，本文采用Gambit和Fluent流場(chǎng)計(jì)算工具，以某大型飛機(jī)為例對(duì)存在地面障礙物情況下超低空飛行過(guò)程中的地面效應(yīng)問(wèn)題進(jìn)行了仿真，模擬并分析了這一動(dòng)態(tài)過(guò)程對(duì)飛行器各氣動(dòng)參數(shù)的影響，并從飛行控制角度對(duì)由此帶來(lái)的閉環(huán)控制問(wèn)題進(jìn)行了探討。

1 計(jì)算外形

出于研究大型飛機(jī)超低空飛行氣動(dòng)特性的目的，選取目前計(jì)算流體力學(xué)領(lǐng)域進(jìn)行阻力計(jì)算研究用的經(jīng)典跨聲速翼身融合運(yùn)輸機(jī)DLR-F6標(biāo)準(zhǔn)構(gòu)型數(shù)據(jù)為例。DLR-F6是德國(guó)宇航公司（DLR）公布，并以空中客車為背景提出的早期F4飛機(jī)模型的改進(jìn)版，設(shè)計(jì)巡航速度為Ma=0.75，其詳細(xì)參數(shù)見(jiàn)文獻(xiàn)［6］。

本文采用的計(jì)算構(gòu)型數(shù)據(jù)由Gambit生成。為了便于簡(jiǎn)化分析大型飛機(jī)超低空飛行過(guò)程對(duì)氣動(dòng)特性的影響，在采用Gambit進(jìn)行網(wǎng)格建模過(guò)程中將發(fā)動(dòng)機(jī)短艙和掛架去除，并在其主機(jī)翼根部添加整流裝置，得到DLR-F6模型如圖1所示。

圖1 DLR-F6大型飛機(jī)簡(jiǎn)化網(wǎng)格模型Fig.1 Simplified mesh model for large airplane DLR-F6

2 仿真環(huán)境構(gòu)建與網(wǎng)格生成

2.1 飛行狀態(tài)

為了研究野戰(zhàn)等復(fù)雜環(huán)境下大型飛機(jī)超低空飛行氣動(dòng)特性，分析縱橫向各參數(shù)在低空復(fù)雜環(huán)境下的變化特點(diǎn)，設(shè)定DLR-F6飛機(jī)飛行狀態(tài)如下:飛行速度85 m/s；飛行高度4 m；迎角0°。

2.2 縱向障礙

為了模擬戰(zhàn)場(chǎng)工事墻或類似建筑，假定飛行路徑上存在與飛機(jī)x軸垂直的條狀障礙物，其長(zhǎng)度無(wú)限且呈梯形，障礙模擬如圖2所示。

圖2 縱向障礙物示意圖Fig.2 Longitudinal obstacle

由于飛行器超低空飛行，機(jī)身離地面縱向障礙物較近，為了較好地計(jì)算障礙物對(duì)氣動(dòng)性能的影響，在網(wǎng)格點(diǎn)布置時(shí)將障礙網(wǎng)格間距設(shè)置與機(jī)翼網(wǎng)格間距相近。

2.3 側(cè)向障礙

野戰(zhàn)環(huán)境尤其是丘陵地帶，不可避免地存在各種不規(guī)則的地形凸起。大型飛機(jī)在此環(huán)境下超低空飛行必然受到沿翼展兩邊障礙物的不平衡“托起”。與縱向障礙類似，假定飛機(jī)飛行路線左右兩邊存在不對(duì)稱半球形障礙，障礙模擬如圖3所示。

圖3 側(cè)向障礙物示意圖Fig.3 Lateral obstacle

同樣，由于飛行器離地面較近，在網(wǎng)格點(diǎn)布置時(shí)將球面網(wǎng)格間距設(shè)置與機(jī)翼網(wǎng)格接近。

2.4 網(wǎng)格生成

為了詳細(xì)反映大型飛機(jī)超低空飛行過(guò)程中地面復(fù)雜環(huán)境對(duì)氣動(dòng)參數(shù)的影響，在Gambit網(wǎng)格設(shè)置中將飛行器機(jī)翼和地面凸起障礙物部分的網(wǎng)格進(jìn)行了細(xì)分，并主要采用三棱柱網(wǎng)格。在縱向障礙物網(wǎng)格建模中，為了簡(jiǎn)化模型和計(jì)算，設(shè)定了飛行器對(duì)稱面，進(jìn)行半模計(jì)算。圖4和圖5分別為縱向和側(cè)向障礙物與飛行器表面網(wǎng)格示意圖。

圖4 縱向障礙物與飛行器表面網(wǎng)格Fig.4 Surface mesh for longitudinal obstacleand airplane

圖5 側(cè)向障礙物與飛行器表面網(wǎng)格Fig.5 Surface mesh for lateral obstacle and airplane

3 計(jì)算結(jié)果與分析

將Gambit中生成且表示各種不同條件下的飛行網(wǎng)格數(shù)據(jù)導(dǎo)入Fluent進(jìn)行相應(yīng)的數(shù)值模擬計(jì)算，分析復(fù)雜地面環(huán)境下大型飛機(jī)超低空飛行氣動(dòng)特性。本文的計(jì)算狀態(tài)如表1所示。

表1 Fluent計(jì)算狀態(tài)Table 1 Computing parameters of Fluent

3.1 縱向障礙物仿真

為了模擬大型飛機(jī)超低空前向飛行過(guò)程中遭遇地面縱向障礙物的影響，分別在Gambit中建立如圖2所示的障礙物相對(duì)飛行器向后移動(dòng)10個(gè)位置的網(wǎng)格模型，并將其導(dǎo)入Fluent中進(jìn)行迭代計(jì)算（n=1 000步以上），氣動(dòng)參數(shù)收斂歷程如圖6所示（由于篇幅所限，僅給出一個(gè)位置的阻力系數(shù)收斂歷程圖）。從圖6可以看出，迭代計(jì)算有較好的收斂解，在n=500步后阻力系數(shù)就已基本收斂。

圖6 阻力系數(shù)收斂歷程Fig.6 Convergence response for drag coefficient

針對(duì)10個(gè)障礙物位置計(jì)算得到各個(gè)位置點(diǎn)飛行器氣動(dòng)參數(shù)的收斂值，得到隨大型飛機(jī)復(fù)雜野戰(zhàn)環(huán)境下超低空飛行的氣動(dòng)參數(shù)變化曲線如圖7～圖9（第一個(gè)點(diǎn)為不存在障礙物的情況）所示。

由圖7～圖9的升力、俯仰力矩系數(shù)和阻力系數(shù)曲線可見(jiàn):隨著飛行器向前飛行，障礙物尤其對(duì)飛行升力和俯仰力矩系數(shù)產(chǎn)生了較大影響，升力由于機(jī)翼下方的氣流擠壓而增加，地效作用對(duì)飛機(jī)的鏡像托舉力增大，而飛離障礙物后升力又由于其撤出而減小，從全機(jī)來(lái)看產(chǎn)生了隨時(shí)間變化的振蕩升力；而俯仰力矩系數(shù)則相反，出現(xiàn)前減后增的過(guò)程。

圖7 升力系數(shù)曲線Fig.7 Curve of lift coefficient

圖8 俯仰力矩系數(shù)曲線Fig.8 Curve of pitch moment coefficient

圖9 阻力系數(shù)曲線Fig.9 Curve of drag coefficient

由于飛行器超低空飛行過(guò)程中所存在的地面效應(yīng)問(wèn)題，隨著高度的降低，飛機(jī)縱向短周期阻尼會(huì)有所降低［7］，如果在地面飛行軌跡上出現(xiàn)較大縱向障礙，飛行姿態(tài)可能出現(xiàn)短時(shí)點(diǎn)頭現(xiàn)象，而大型飛機(jī)由于機(jī)身細(xì)長(zhǎng)，超低空飛行操縱余度較小，極其容易造成機(jī)頭或機(jī)腹觸地的危險(xiǎn)。

3.2 側(cè)向障礙物仿真

同樣，為了模擬飛機(jī)超低空飛行過(guò)程中遭遇地面?zhèn)认虿粚?duì)稱障礙物的影響，分別在Gambit中建立如圖3所示障礙物相對(duì)飛行器向后移動(dòng)的網(wǎng)格模型，并將其導(dǎo)入Fluent中進(jìn)行迭代計(jì)算，左右兩邊障礙物布置如圖10所示，隨著飛行器的前向飛行，左右兩個(gè)半球形障礙物分別移過(guò)左右機(jī)翼下方。

圖10 側(cè)向障礙物布置圖Fig.10 Lateral obstacle arrangement plan

飛行路徑地面存在側(cè)向不對(duì)稱障礙條件下，氣動(dòng)參數(shù)收斂歷程如圖11所示（由于篇幅所限，僅給出側(cè)力系數(shù)收斂歷程圖）?？梢钥闯?，迭代計(jì)算有較好的收斂解，在n=150步后阻力就已基本收斂。

圖11 側(cè)力系數(shù)收斂歷程Fig.11 Convergence response for lateral force coefficient

針對(duì)障礙物位置計(jì)算得到各個(gè)位置點(diǎn)飛行器氣動(dòng)參數(shù)收斂值，得到隨大型飛機(jī)在復(fù)雜野戰(zhàn)環(huán)境下超低空飛行的氣動(dòng)參數(shù)變化曲線如圖12和圖13所示。

圖12 側(cè)力系數(shù)曲線Fig.12 Curve of lateral force coefficient

圖13 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線Fig.13 Curve of roll moment coefficient

可以看出，隨著飛機(jī)向前飛行，左右兩個(gè)半球形障礙物對(duì)側(cè)力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)產(chǎn)生了較大影響，尤其是滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，由于受到左右機(jī)翼下方氣流的不規(guī)則擠壓，地效作用對(duì)飛機(jī)的鏡像托舉力出現(xiàn)振蕩變化，從而使得飛行器在橫側(cè)向上受力發(fā)生非線性變化，機(jī)翼繞x軸出現(xiàn)搖擺現(xiàn)象。

對(duì)于飛行器地面效應(yīng)問(wèn)題，大多數(shù)學(xué)者認(rèn)為地面效應(yīng)的存在對(duì)橫側(cè)向的擾動(dòng)起到抑制作用，橫側(cè)向的穩(wěn)定問(wèn)題可以忽略不計(jì)［7］，但如果在地面飛行軌跡上出現(xiàn)較大且不對(duì)稱的橫向障礙，飛行姿態(tài)可能出現(xiàn)短時(shí)搖擺現(xiàn)象。大型飛機(jī)翼展較大，超低空飛行操縱余度較小，極易造成機(jī)翼翼尖觸地危險(xiǎn)。

3.3 野戰(zhàn)環(huán)境下超低空飛行控制問(wèn)題

由上述數(shù)值仿真及相關(guān)分析可知:大型飛機(jī)在惡劣戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境下完成超低空飛行動(dòng)作過(guò)程中，飛行高度較低，飛行員操縱余度較小，針對(duì)不可避免的地面障礙物，很容易在縱向和橫向發(fā)生各種觸地危險(xiǎn)，而這將導(dǎo)致機(jī)毀人亡的事故。

由于大多數(shù)飛機(jī)在控制律試飛中不考慮低空情況，這一飛行過(guò)程需要依靠飛行員手動(dòng)完成，風(fēng)險(xiǎn)較大。為了適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中戰(zhàn)機(jī)高復(fù)雜環(huán)境下飛行的要求，需要對(duì)此過(guò)程進(jìn)行控制律的研究，分析飛行過(guò)程特點(diǎn)，針對(duì)地面復(fù)雜環(huán)境的不確定性所造成的模型突變、升力不對(duì)稱，設(shè)計(jì)具有寬適應(yīng)性的控制策略，保證在復(fù)雜非正常環(huán)境下的平穩(wěn)控制和飛行安全，本文的下一步工作將圍繞此方面內(nèi)容開展研究。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)條件下大型飛機(jī)進(jìn)行復(fù)雜超低空飛行任務(wù)，研究地面各種不同障礙物情況下動(dòng)力學(xué)參數(shù)的變化規(guī)律。根據(jù)實(shí)際戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境中常見(jiàn)的地形地貌特征，在Gambit網(wǎng)格建模工具中分別搭建了典型縱向和橫向障礙物的模型，通過(guò)Fluent流體數(shù)值模擬工具對(duì)超低空飛行過(guò)程中幾個(gè)重要?dú)鈩?dòng)參數(shù)進(jìn)行了計(jì)算，并對(duì)數(shù)據(jù)結(jié)果進(jìn)行了分析，指出其物理過(guò)程特點(diǎn)，探討了這一特定飛行過(guò)程的飛行控制方法。研究結(jié)果對(duì)戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境下飛行器超低空飛行特點(diǎn)研究和后續(xù)飛行控制律的設(shè)計(jì)有一定的參考價(jià)值。

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