惡劣氣象環境中低空突防安全約束分析*

武虎子，王瑾，呂新波，黃振威

(中航飛機研發中心，陜西 西安 710089)

惡劣氣象環境中低空突防安全約束分析*

武虎子，王瑾，呂新波，黃振威

(中航飛機研發中心，陜西 西安 710089)

針對惡劣氣象環境中低空突防飛行安全性問題，提出了低空突防安全約束條件。構建了低空突防飛行場景，建立了惡劣氣象環境(微下沖流風切)下的低空突防動力學模型，仿真分析了特定場景中低空突防飛行特性，得到了舵面偏轉規律和不同操縱方法與低空突防安全之間的關系，給出了提高惡劣氣象環境中低空突防安全飛行的措施，為飛機低空突防模態設計提供理論參考。

惡劣氣象；低空突防；飛行安全；約束條件；飛行場景； 飛行特性

0 引言

低空突防是戰斗機或轟炸機所具有的一項能力。但是低空突防對飛機本身也提出了更高的要求。飛行環境、飛機本身、地面防空武器及雷達、地形等均是影響飛行安全的制約因素，所以低空突防飛行是一個多約束飛行問題。從國內外低空突防

術的研究發現：大部分學者把研究的重點放在了飛機航跡優化模型、航跡優化算法、地形跟蹤和規避方法、低空突防威脅建模、低空突防非線性仿真等方面[1-4]。而對惡劣大氣環境下低空突防時的飛機飛行特性研究相對較少，低空突防飛行安全約束分析研究更是少之又少，同時，飛機低空突防作為一

項重要的戰術形式，為飛機低空作戰安全提供了基本保障，很有必要對飛機低空突防飛行安全約束展開詳細的研究。

本文主要以微下沖流工程化模型為例，建立了微下沖流環境中飛機低空突防飛行動力學模型，分析研究了微下沖流風切環境中低空突防飛行特性，結合計算仿真得到的低空突防飛行特性，分析得到了舵面偏轉規律和不同操縱策略與低空突防安全之間的定性關系，提出了低空突防時飛機對大氣環境參數最低的飛行安全的需求以及提高低空突防安全的措施，為飛機低空突防模態設計提供了理論設計依據。

本文的研究主要從自然因素、飛機本身及周圍地形3方面考慮，針對某型轟炸機，通過對地形約束和飛機本身約束條件下的微下沖流環境中的飛機低空突防特性研究，得到了相應定性結論，為飛機低空突防控制律設計提供理論依據。

1 模型描述

1.1 微下沖流模型

微下沖流是風切變最為嚴重的一種形式，由于自身具有強度大、持續時間短(1～5 min)、軸對稱輻散及蘊含能量巨大等特點[5]，一旦飛機遭遇下沖氣流，會大大激發飛機的長周期模態，飛機以振蕩運動形式發散，最后會墜毀失控。即使飛行員能控制，但是也會加大飛行員的操縱負擔?？傊?，微下沖流對飛機的飛行安全會構成嚴重威脅。本文基于流體動力學的方法建立了較為精確的空間三維不可壓渦環微下沖流風切變模型，該模型可用于飛行軌跡優化和飛行仿真。

(1)

式中：(x，y，h)為空間任意一點的坐標；(X，Y，H)為主渦環中心的坐標位置；(XI，YI，-H)為鏡像渦環中心的坐標位置；R為渦環半徑；τ為渦強度；σ為水平風向角；其他參數的計算如下：

(2)

式中：Rc為渦核半徑。

如果若ρ0<ε(ε為任意選定的一個小正數，ε=1)，則認為風速為0。

上述公式中相關參數取值基于參考文獻[5]的統計結果：X=XI=2 805.5 m；Y=YI=0 m；H=688.5 m；R=1 089.5 m；Rc=122 m；τ=41 264 m2/s；σ=0°。

圖1，2分別給出了水平風速Wx和垂直風速Wz的分布示意圖。

圖2 垂直風速Wz分布Fig.2 Distribution of Wz

1.2 飛機動力學模型

飛機動力學模型參照文獻[6-15]，不再詳細贅述。這里僅對風切變影響量如何疊加到飛機動力學方程中進行說明。在基于體軸系下的飛機六自由度運動方程的基礎上疊加風切的一階影響量(風速值)，風速一般在地軸系給出，先把風速轉化到體軸系中再進行疊加，然后實時解算受擾后飛機的合力和合力矩，反映飛機的實時飛行特性。這里規定：順風為正，垂直向下的風為正。

2 低空突防機動場景分析

本文中飛機低空突防場景構建：首先飛機在預定的高度定值平飛，當飛機接近攻擊目標時，飛機突然遭遇微下沖流風切和前方地形約束情況下，要保證飛機成功突防攻擊目標，飛機不但具有越障能力，同時具備抗風切的能力，這給飛機本身和飛行員操縱提出了很大的挑戰。場景示意見圖3。

對于場景中給出的情況，飛行員可以采取2種方法進行安全突防：①縱向拉起機動越過障礙物；②橫航向規避避開障礙物。當然這2種操縱方法不一定能完全保證突防安全，主要有以下幾方面原因：①飛機是否在特定條件下具備越障能力；②地形障礙物距離風切中心位置很近；③風切能量太大。

根據飛行場景看出，飛機遭遇惡劣氣象和前方地形的威脅時，為保證低空突防安全，對飛機飛行有以下幾方面約束：

(1) 高度約束，飛行高度距地形的實時垂直高度必須大于15 m；

(2) 飛機法向過載不能超過飛機設計過載；

(3) 飛機航跡角不能超過15°。

3 計算仿真

3.1 計算仿真狀態

仿真狀態參數如表1所示。

表1 仿真狀態參數

3.2 計算結果分析

針對上述的飛行場景，對某型飛機進行了場景計算仿真，仿真結果分別見圖4～12。

圖4～6分別給出了飛機在惡劣氣象環境中縱向機動和橫航向機動低空突防仿真曲線；圖7～9分別給出了對應的航跡角響應曲線；圖10～12分別給出了對應的法向過載響應曲線。

圖4操縱舵面偏度取值：δe=-5°；圖5操縱作用時間取值：ts=13 s；圖6操縱舵面與作用時間取值：δe=-3°；ts=8 s。

圖4 低空突防縱向機動曲線Fig.4 Curve of longitudinal maneuverability

從圖4仿真結果可知，如果飛機不進行操縱，飛機與障礙物相撞，如果進行縱向操縱，操縱(δe=-5°)越早，即操縱作用時間ts越小，飛機低空突防越障能力越強，飛機低空突防安全性越高。因為ts越小，飛機開始機動越早，越早建立爬升姿態，有利于越障。

圖5 低空突防縱向機動曲線Fig.5 Curve of longitudinal maneuverability

從圖5仿真結果可知，當在ts=13 s開始操縱舵面進行縱向機動時，舵面偏度越大，低空突防越障能力越強，但從高度損失與結構安全(過載)考慮，舵面偏度不能太大，從圖11過載曲線可以看出。

由圖6可以看出，橫向操縱副翼偏度越大，飛機橫航向避障能力越強。當然，除了跟橫向操縱幅度的大小有關，跟橫向操縱的作用時間也有關，作用時間越早，越容易避開障礙物。

圖6 低空突防橫航向機動曲線Fig.6 Curve of lateral maneuverability

從圖7～9航跡角仿真結果可知，在不同的舵面作用時間ts內，航跡角基本在-6.5°～7°之間變化；升降舵偏度δe越大，航跡角增加的越快，不同升降舵偏度δe時的航跡角變化基本介于-8°～12°之間；副翼偏度δa越大，航跡角增加的越慢，這主要是因為副翼偏度帶來的升力損失造成的。

從法向過載仿真結果圖10～12可知，ts=10 s時，法向過載Nz變化范圍-0.7～2.1；ts=12 s時，法向過載nz變化范圍-1.5～2.2；ts=14 s時，法向過載nz變化范圍-1.0～2.2；升降舵偏度δe越大，法向過載變化越大，不利于飛機結構安全；副翼偏度δa的變化對法向過載的變化影響不大，基本介于-1.0～2.2之間。

圖7 航跡角γ響應曲線Fig.7 Path angle γ response curve

圖8 航跡角γ響應曲線Fig.8 Path angle γ response curve

圖9 航跡角γ響應曲線Fig.9 Path angle γ response curve

圖10 法向過載nz響應曲線Fig.10 Vertical load nz response curve

圖11 法向過載nz響應曲線Fig.11 Vertical load nz response curve

圖12 法向過載nz響應曲線Fig.12 Vertical load nz response curve

通過以上曲線變化關系可知，ts在飛機低空突防中的重要意義。主要從舵面響應特性和飛機響應特性2方面考慮。

在給定固定舵面偏度δe=-5°的條件下，通過仿真可知，ts=10 s時，舵面偏轉速率0.50 (°)/s；ts=12 s時，舵面偏轉速率0.42 (°)/s；ts=14 s時，舵面偏轉速率0.36 (°)/s；可知：ts越小，飛機舵面響應能力越強。

在給定固定舵面偏度δe=-5°的條件下，通過仿真可知，ts=10 s時，飛機在水平距離Xe=3 400 m處開始機動爬升；ts=12 s時，飛機在Xe=3 550 m處開始機動爬升；ts=14 s時，飛機在Xe=4 050 m處開始機動爬升；也就是說，ts越小，Xe越小，離障礙物距離越遠，飛機飛行越安全，從航跡角曲線圖7也可以看出。

在給定固定舵面偏度δe=-5°的條件下，通過仿真可知，ts=10 s時，飛機距離地面的高度60 m；ts=12 s時，飛機距離地面的高度45 m；ts=14 s時，飛機距離地面的高度30 m； 換句話說，ts越小，飛機損失的高度越小，距離地面的凈空高度越大，飛行安全性越高。

4 結束語

通過以上分析，可給出如下幾條建議性的結論：

(1) 低空突防縱向機動越障時，從越障能力方面考慮，操縱作用時間ts越短，操縱面偏度越大，說明飛機舵面偏轉速率高，飛機對舵面的響應越早，飛機越早進入機動模式，低空突防安全性越高。

(2) 低空突防橫航向避障時，副翼操縱偏度越大，副翼操縱作用時間ts越短，規避障礙能力越強。

(3) 低空突防時，舵面偏轉規律及操縱方法取決于保證安全低空突防設計參數約束值。

(4) 從飛機本體設計考慮，提高飛機低空突防安全的措施有：增加舵面操縱效能，減小翼載，同時提高飛機探測能力，縮小操縱時間ts等。

(5) 從飛行操縱的角度考慮，要保證低空突防安全性，必須通過氣動操縱和動力操縱相結合的方法。

[1] 姜玲玲，陳懷民，賈寶娟.機動性約束下低空突防航跡規劃算法研究[J].計算機仿真，2011，28(8)：80-82. JIANG Ling- ling，CHEN Huai- min，JIA Bao- juan.Study on Low Altitude Penetration Path Planning Algorithm Under Flexibility Restraints[J].The Computer Simulation，2011，28(8)：80-82.

[2] 蒲宏斌，詹浩.飛機低空突防軌跡優化研究[J].飛行力學，2008，26(3)：26-28. PU Hong- bin，ZHAN Hao.Research on the Trajectory Optimization of Low Altitude Penetration[J].Flight Dynamics，2008，26(3)：26-8.

[3] 馬云紅，周德云.飛行器低空突防威脅建模與航跡優化算法[J].火力與指揮控制，2004，29(5)：31-33. MA Yun- hong，ZHOU De- yun.Research on Route Planning Algorithm and Constructing Threat Modeling for Aircraft in Low Altitude Penetration[J].Fire Control & Command Control，2004，29(5)：31-33.

[4] 陳艷陽，孫寶亭，胡兆豐.飛機突防飛行非線性解禍控制系統的混合仿真研究[J].北京航空航天大學學報，1994，20(3)：287-290. CHEN Yan- yang，SUN Bao- ting，HU Zhao- feng.A Hybrid Simulation Study of Nonlinear Decoupling Control System for Aircraft Penetration[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，1994，20(3)：287-290.

[5] ZHAO Yi- yuan，BRYSON A.A Simplified Ring- Vortex Downburst Model[C]∥28th Aerospace Science Meeting.Reno，Nevada，January 8- 11,1990：1-11.

[6] 肖業倫，金長江.大氣擾動中的飛行原理[M].北京：國防工業出版社，1993. XIAO Ye- lun，JIN Chang- jiang.The Principle of Flight in Disturbance of Atomsphere[M].Beijing：National Defence Industry，1993.

[7] 鄭衍杲.超低空突防中地形跟隨/回避技術[J].航空學報，1985，6(4)：313-320. ZHENG Yan- gao.Tettain Following Avoidance Technique of very Low Altitude Penetration[J].The Journal of Aeronautics，1985，6(4)：313-320.

[8] 徐鑫福.飛機飛行操縱系統[M].北京：北京航空航天出版社，1989. XU Xin- fu.The Flight Control System of Aircraft[M].Beijing：Beijing Aeronautics and Astranautics Press，1989.

[9] 方振平.飛機飛行動力學[M].北京：北京航空航天出版社，2005. FANG Zhen- ping.The Flight Dynamics of Aircraft[M].Beijing：Beijing Aeronautics and Astranautics Press，2005.

[10] VISSER H G.Thrust- Vectored Wind Shear Recovery[R].Netherland，Delft University of Technology，199806.

[11] 熊海泉，范立欽，周士林.飛機穩定性和操縱反應[M].北京：航空工業出版社，1984.

XIONG Hai- quan，FAN Li- qin，ZHOU Shi- lin.Aircraft Stability and Control Response[M].Beijing：Aeronautics Industry Press，1984.

[12] 飛行力學專業組.飛機飛行品質計算手冊[M].北京：航空工業出版社，1983：1-30. The Flighe Mechanics Specialty Group.The Calculation Handbook of Aircraft Flight Quality[M].Beijing：Aeronautics Industry Press，1983：1-30.

[13] 徐軍，歐陽紹修.運輸類飛機自動飛行控制系統[M].北京：國防工業出版社，2013. XU Jun，OU- YANG Shao- xiu.The Transport Aircraft Automatic Flight Control System[M].Beijing：National Defense Industry Press，2013.

[14] 高金源，李陸豫，馮亞昌.飛機飛行品質[M].北京：國防工業出版社，2003. GAO Jin- yuan，LI Lu- yu，FENG Ya- chang.Aircraft Flight Quality[M].Beijing：National Defense Industry Press，2003.

[15] 胡孟權，張登成，董彥非.高等大氣飛行力學[M].北京：航空工業出版社，2007. HU Meng- quan，ZHANG Deng- cheng，DONG Yan- fei.The Super- Atmospheric Dynamics of Flight[M].Beijing：Aviation Industry Press，2007.

Analysis of Safety Constraints with Low Altitude Penetration in Serious Atmosphere

WU Hu- zi，WANG Jin，Lü Xin- bo，HUANG Zhen- wei

(AVIC，The Center of Research and Development，Shaanxi Xi’an 710089，China)

The constraints are proposed based on flight safety of low altitude penetration (LAP) in complicated atmospheric environment. The flight scene is constructed, the flight dynamics model with LAP in serious atmosphere is established, the flight performance in special scene is simulated and analyzed, and the relationships between deflection law of control surface, different approaches of control and safety are obtained. The methods of improving safety with LAP are presented as theory reference for designing of LAP mode.

serious atmosphere；low altitude penetration；flight safety；constraint conditon；flight scene；flight performance

2016-06-23；

2016-12-12 作者簡介：武虎子(1981-),男，陜西富平人。高工，博士，研究方向為飛機飛行控制。

10.3969/j.issn.1009- 086x.2017.04.022

V328.1；V271.4；E915

A

1009- 086X(2017)- 04- 0137- 06

通信地址：710089 陜西省西安市閻良區中航工業第一飛機設計研究院72信箱302分箱 E- mail：whz1981123@126.com