徐彥軍，王 瑞

(海軍航空兵學(xué)院飛行理論系，遼寧 葫蘆島 125001)

運(yùn)輸機(jī)在中、高空遇大氣擾動(dòng)，就會引起顛簸。當(dāng)大氣擾動(dòng)強(qiáng)烈、飛行員處置不當(dāng)時(shí)，顛簸會加劇甚至危及飛行安全。此種情況應(yīng)該引起有關(guān)人員的關(guān)注。某支線運(yùn)輸飛機(jī)的巡航飛行高度屬于大氣紊流較強(qiáng)的區(qū)間，本文以此型飛機(jī)為例，對于一定大氣紊流條件下飛機(jī)的響應(yīng)情況進(jìn)行數(shù)值仿真分析，以幫助飛行員對于顛簸飛行有更為清晰的認(rèn)識。

1 大氣紊流引起的飛機(jī)顛簸

不規(guī)則的擾動(dòng)氣流(大氣紊流)是形成飛機(jī)顛簸的主要原因。飛機(jī)在飛行中，由于遇到了時(shí)大時(shí)小的上升、下降氣流或水平氣流對飛機(jī)的沖擊，使飛機(jī)的升力發(fā)生不規(guī)則的變化，從而造成飛機(jī)的顛簸、搖擺、以及局部抖動(dòng)等現(xiàn)象，這就是飛機(jī)顛簸。

雖然顛簸時(shí)的飛行狀態(tài)有著種種變化，但是多數(shù)飛行員主要是依據(jù)垂直方向上顛簸的劇烈程度來估計(jì)顛簸強(qiáng)度的。因此，飛機(jī)的法向過載n的均方差是衡量顛簸強(qiáng)度的重要參數(shù)。大量的統(tǒng)計(jì)及實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表明:當(dāng)σn=0.2時(shí)，飛行員會感到操縱飛機(jī)不舒服;當(dāng)σn=0.5時(shí)，則操縱飛機(jī)已相當(dāng)困難。一般規(guī)定，σn=0.2是弱顛簸與中度顛簸的分界，σn=0.5是中、強(qiáng)顛簸的分界線，σn=1時(shí)，則為極強(qiáng)顛簸。

2 大氣紊流條件下的數(shù)值仿真分析

2.1 仿真模型的建立

飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)方程采用建立在航跡軸系的縱向小擾動(dòng)方程［1］，將其寫成標(biāo)準(zhǔn)的矩陣形式為

式(1)中:狀態(tài)向量x=［ΔV Δα Δq Δθ］，分別為飛行速度、迎角、俯仰角速度和俯仰角的變化量;輸出向量y=［Δh Δn Δq Δθ］，分別為高度 、法向過載、俯仰角速度和俯仰角的變化量;控制向量u=［δeuWwW］，分別代表升降舵偏轉(zhuǎn)角、切向和法向的風(fēng)速分量;A，B，C和 D為常值矩陣。

飛機(jī)的基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)為在一定高度的等速平飛，紊流飛行中假設(shè)飛行員不實(shí)施操縱，當(dāng)考慮飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀影響時(shí)，飛機(jī)的縱向飛控系統(tǒng)方框圖如圖1所示。

圖1 飛機(jī)的縱向飛控系統(tǒng)方框圖

圖1中的大氣紊流為Dryden模型［2］，是用白噪聲生成器信號經(jīng)轉(zhuǎn)化而形成的。紊流強(qiáng)度是超越概率的函數(shù)。本算例采用的紊流強(qiáng)度為σw=3 m/s，σw為紊流速度的均方差，其超越概率為10-3，這表明飛行中遇到這樣紊流強(qiáng)度情況是可能的。反饋通道的參數(shù)包括俯仰角、俯仰角速度、高度差和高度變化量。

圖2、圖3分別為大氣紊流模型的切向和法向速度在紊流區(qū)內(nèi)的變化情況，由于高空大氣的各向同性假設(shè)，沿飛行速度方向紊流的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)與法向是一樣的。

圖2 水平大氣紊流

圖3 垂直大氣紊流

2.2 計(jì)算分析

下面利用上述仿真模型針對自動(dòng)駕駛儀開通和斷開兩種情況進(jìn)行數(shù)字仿真計(jì)算，分析紊流引起顛簸后飛機(jī)兩個(gè)最關(guān)鍵的參數(shù)，過載和高度的變化。飛行高度3000 m，飛行真速400 km/h時(shí)飛機(jī)經(jīng)歷40 km紊流區(qū)。

圖4為接通縱向自動(dòng)駕駛儀回路時(shí)飛機(jī)的法向過載響應(yīng)。圖5為斷開縱向自動(dòng)駕駛儀回路時(shí)飛機(jī)的法向過載響應(yīng)。在此紊流強(qiáng)度和飛行速度下，飛機(jī)在紊流中基本處于輕度顛簸狀態(tài)。

利用公式

計(jì)算圖4、圖5兩種情況法向過載的均方差σn，結(jié)果是與斷開自動(dòng)駕駛儀相比，自動(dòng)駕駛儀接通會使法向過載的均方差σn增加21%。

運(yùn)輸類飛機(jī)大多在亞音速范圍飛行，具有良好的操、穩(wěn)特性，因此，一般并不加裝增穩(wěn)系統(tǒng)，其加裝的自動(dòng)駕駛儀具有航跡保持和姿態(tài)保持的功能。由于沒有迎角(過載)反饋，自動(dòng)駕駛儀的開通并沒有使飛機(jī)的穩(wěn)定性得到增強(qiáng)，飛機(jī)受到風(fēng)(特別是垂直風(fēng))擾動(dòng)時(shí)，其自身保持迎角(過載)的能力也沒有加強(qiáng)，因此，其法向過載的均方差不會減小。如果飛機(jī)遇到的紊流強(qiáng)度比較弱，利用自動(dòng)駕駛儀飛行員可以很容易地在紊流前后保持飛機(jī)的航跡和姿態(tài)。但如果遇到強(qiáng)烈的顛簸，考慮自動(dòng)駕駛儀對飛機(jī)的顛簸并沒有明顯的抑制作用，并且考慮到大氣紊流頻率范圍的不規(guī)則性，為了避免造成危險(xiǎn)過載，必須斷開自動(dòng)駕駛儀。這里強(qiáng)調(diào)一點(diǎn)，對于帶有自動(dòng)增穩(wěn)功能的現(xiàn)代高速作戰(zhàn)飛機(jī)來講，其自動(dòng)增穩(wěn)系統(tǒng)對于大氣紊流具有明顯的抑制作用。

圖4 自動(dòng)駕駛儀開通時(shí)的過載

圖5 自動(dòng)駕駛儀斷開時(shí)的過載

下面再來討論紊流中飛行高度的變化，一般飛機(jī)在一定高度飛行時(shí)其自動(dòng)駕駛儀的高度保持狀態(tài)通路是打開的，這種情況下飛機(jī)顛簸過程中的高度變化幅度并不大(圖6)，發(fā)生顛簸時(shí)，常感到的是飛機(jī)的“抖動(dòng)”或“振蕩”。計(jì)算表明:在自動(dòng)駕駛儀的高度保持狀態(tài)通路斷開，紊流區(qū)內(nèi)飛行員不及時(shí)調(diào)整飛機(jī)姿態(tài)的情況下，飛機(jī)通過40 km的紊流區(qū)后，其高度可能偏離進(jìn)入高度數(shù)10 m(圖7)。如果紊流范圍較大的話，飛機(jī)高度變化的范圍會更大。曾經(jīng)發(fā)生過民航客機(jī)在太平洋上空遇到強(qiáng)烈紊流，偏離航線高度數(shù)千米的狀況。因此，在遇到較強(qiáng)大氣擾動(dòng)，斷開自動(dòng)駕駛儀的情況下，飛機(jī)顛簸時(shí)，飛行員應(yīng)注意觀察飛機(jī)高度的變化。

圖6 自動(dòng)駕駛儀接通時(shí)的高度變化

圖7 自動(dòng)駕駛儀斷開時(shí)的高度變化

3 結(jié)束語

顛簸對于飛機(jī)的儀表指示、飛行員操縱飛機(jī)、飛機(jī)結(jié)構(gòu)、飛行員完成飛行任務(wù)均有不同程度的影響。有關(guān)飛機(jī)在飛行中發(fā)生強(qiáng)烈顛簸情況的發(fā)生大都是由于各種氣象原因引起的強(qiáng)烈大氣擾動(dòng)作用的結(jié)果。結(jié)合前面算例分析，建議在遇到顛簸時(shí)采取如下措施:

1)運(yùn)輸機(jī)本身具有較好縱向和側(cè)向穩(wěn)定性，加之?dāng)_動(dòng)氣流的變化具有較大的隨機(jī)性，不易把握，所以在輕度的顛簸氣流中飛行，只需要握桿、抵舵，靠飛機(jī)本身的穩(wěn)定性和自動(dòng)駕駛儀來保持飛行狀態(tài)。

2)遇到強(qiáng)烈的顛簸氣流，必須斷開自動(dòng)駕駛儀，以免造成危險(xiǎn)過載。當(dāng)飛機(jī)姿態(tài)或航跡變化較大時(shí)，應(yīng)適當(dāng)修正，修正操縱動(dòng)作要柔和，因?yàn)閿_動(dòng)氣流很不規(guī)則，粗猛和過于緊張的操縱動(dòng)作很可能產(chǎn)生不良結(jié)果。

3)采用適當(dāng)?shù)乃俣?。由飛行動(dòng)力學(xué)理論可知，垂直于飛行速度方向的法向氣流速度對飛行的影響最大。飛行速度越大，飛機(jī)法向過載的變化越大，飛機(jī)的顛簸強(qiáng)度也隨之增強(qiáng)。

4)不要在中等顛簸以上的擾動(dòng)氣流中飛行，應(yīng)適當(dāng)?shù)母淖兏叨群秃骄€，避開或脫離顛簸區(qū)。有關(guān)飛行資料表明［3］，顛簸區(qū)厚度800 m以下占多數(shù)，水平范圍以60～80 km居多。一般飛行應(yīng)在低空向上脫離;在高空向下脫離;在云中或云旁應(yīng)迅速脫離云體。

［1］肖業(yè)倫.航空航天器運(yùn)動(dòng)的建模［M］.北京:北京航空航天大學(xué)出版社，2003.

［2］肖業(yè)倫，金長江.大氣擾動(dòng)中的飛行原理［M］.北京:國防工業(yè)出版社，1993.

［3］航空氣象學(xué)［M］.中國人民解放軍空軍司令部出版，1991.

［4］程釗，于方圓.受油機(jī)擾動(dòng)特性的建模與仿真［J］.兵工自動(dòng)化，2013(10):8-11.