第31卷第7期計(jì)算機(jī)仿真2014年7月文章編號(hào):1006-9348(2014)07-0041-04飛機(jī)下滑對(duì)大氣紊流的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)宋巖,陶楊2,茅樂(lè)1,岳艷麗(1.海軍航空工程學(xué)院基礎(chǔ)實(shí)驗(yàn)部,山東煙臺(tái)264001;2海軍航空工程學(xué)院研究生管理大隊(duì),山東煙臺(tái)264001)摘要:為了仿真大氣紊流下的飛機(jī)著艦下滑過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)響應(yīng),引入了三維的大氣素流模型并將紊流速度以及紊流速度梯度的影響加入到飛機(jī)下滑過(guò)程的動(dòng)力學(xué)模型中,建立了過(guò)程中飛機(jī)的六自由度飛行動(dòng)力學(xué)模型。同時(shí)引入了 Von Karman大氣紊流模型并生成了工程化的紊流風(fēng)場(chǎng)。在建?；A(chǔ)上,分析了紊流速度和紊流速度梯度對(duì)飛機(jī)的影響并采用數(shù)值方法仿真了飛機(jī)下滑穿越紊流的全過(guò)程。結(jié)果表明,大氣紊流的存在會(huì)造成飛機(jī)的飛行姿態(tài)無(wú)法保持穩(wěn)定,并會(huì)最終導(dǎo)致實(shí)際著艦點(diǎn)偏離理想著艦點(diǎn),影響飛機(jī)的安全回收關(guān)鍵詞:大氣紊流;紊流速度;紊流速度梯度;動(dòng)力學(xué)模型中圖分類(lèi)號(hào):V212.11文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:BThe Dynamic Responses of the Aircrafts Glidethrough the Atmospheric TurbulenceSONG Yan', TAO Yang, MAO Le, YUE Yan-Ii'(1. Basic Test Department, Naval Aeronautical and Astronautical University, Yantai Shandong 264001,China2. Postgraduate Training Brigade, Naval Aeronautical and Astronautical University, Yantai Shandong 264001, ChinaABSTRACT: In order to simulate the dynamic responses of the aircraft's approaching and landing on the carrierthrough the atmospheric turbulence, a flight dynamic model of six-degree-of-freedom aircraft is presented. The VonKarman atmospheric turbulence model is implemented, and the engineered turbulence flowthe influence of the velocity and its grads of turbulence is analyzed and the numerical methods are conducted to simu-late the process of the aircrafts flight through the turbulence. The result shows that the existing of the atmospheric tur-bulence will affect the stability of the aircrafts flight posture, and the real landing point will be apart from the idealone and the safety of the aircraft's recovering will be affectedKEYWORDS: Atmospheric turbulence; Velocity of turbulence; Velocity grads of turbulence; Dynamic model1引言過(guò)仿真分析了僅在單一存在大氣紊流條件下飛機(jī)下滑過(guò)程航空母艦是一個(gè)尺度有限的海上浮動(dòng)平臺(tái),飛機(jī)在航母的動(dòng)力學(xué)特性。上的進(jìn)場(chǎng)著艦是一種要求非常嚴(yán)格的飛行任務(wù)。一直以來(lái)飛機(jī)進(jìn)艦著艦安全性是相關(guān)研究者最為關(guān)心的問(wèn)題。而2大氣紊流模型在該階段,飛機(jī)會(huì)遇到大氣紊流的影響。開(kāi)展大氣紊流對(duì)飛大氣紊流是指疊加在平均風(fēng)上的連續(xù)隨機(jī)脈動(dòng),它和風(fēng)機(jī)進(jìn)艦著艦安全性影響的研究,對(duì)于保證飛機(jī)的著艦安全、疊加而成的風(fēng)場(chǎng)是對(duì)飛機(jī)正常飛行作業(yè)有重要影響的一類(lèi)提高著艦精度十分必要。國(guó)外在這一方面起步較早,尤其是大氣、空間環(huán)境2。目前有兩個(gè)較成熟的大氣紊流模型,美國(guó)針對(duì)飛機(jī)海上作業(yè)風(fēng)場(chǎng)對(duì)飛機(jī)著艦的影響進(jìn)行了大量 Dryden模型和 Von Karman模型。雖然按照NS方程連續(xù)的試驗(yàn),并且得出了一系列相應(yīng)的飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)。而國(guó)內(nèi)方程及其它一些條件紊流是確定性的然而實(shí)際上不可能研究多以艦尾流14和側(cè)風(fēng)的影響為主對(duì)大氣素流產(chǎn)生則直接積分來(lái)計(jì)算紊流紊流現(xiàn)象必須用隨機(jī)過(guò)程理論和方法多為建模方面的工作(6,但對(duì)其造成的影響研究較少。來(lái)描述。比較兩種常用的紊流模型, Von Karman模型是基于本文引入了三維的大氣紊流模型并將紊流速度以及紊實(shí)測(cè)大氣紊流而得出的它的頻譜函數(shù)高頻段斜率是-5/3流速度梯度的影響加入到飛機(jī)下滑過(guò)程的動(dòng)力學(xué)模型中,通Drdm模型是中國(guó)煤化工-2,與 Von Kar-man模型相比CNMHG高頻響應(yīng)。因收稿日期:2013-06-24此,對(duì)于高逼真度的飛行仿真而言 Von Karman模型是首選。Von Karman模型的空間頻譜函數(shù)為21中-(-1)2+-(42-4)網(wǎng)++lN(a)1(14-12)p-ln(p2-2)+Meφ(m)=o[1+(2aL、m)2(1)d-[(4-1)l+lq+[-(,-1),門(mén)+L+NΦ(』)=σL1+(8/3)(2aLm)2[1+(2aL)2]另外,還需補(bǔ)充轉(zhuǎn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)微分方程式(5)和角度關(guān)系式(6)來(lái)使模型封閉3飛機(jī)下滑動(dòng)力學(xué)模型dtP tane( gsind coso)考慮到紊流風(fēng)場(chǎng)對(duì)飛機(jī)下滑的影響,在模型建立中需考慮風(fēng)的附加項(xiàng)。為方便表述,定義突風(fēng)迎角a和突風(fēng)側(cè)滑dt- gcos- rsin(5)角Bsing+ rose=a-a4=-/V(2)B, =B-B =-v,/vsinak=I cosy[ cosopsinecos(y-x)+這樣,飛機(jī)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程可用式(3)來(lái)表示sImpsOn(ψ-x)]-dvnycosccos]l/cosBm dt teos(o +a-a )cos(B-B ) Yeos(B-B )sina,sinB. =cosy[ sinapineQ[ sinBsin(B-B,)+cosBcos(B-B)cosa, ]'coSopsIn(ψ-x)]-(6)Z[sin(B-B )cosB-cos(B-B)sinBcosa]n(ψ-x)]mV cosy d=Tl-coyusin(B-B )eos(o+a-a)+cosysinocosel/cosBY[sinuosa. -cousin(B-B.)sina, ]模型求解Q[ sinucosBsina,-couusinBcos(B-B )為了計(jì)算飛機(jī)對(duì)大氣紊流的響應(yīng),需要以時(shí)間頻率a為cousin(B-B)cosBcosa]自變量的時(shí)間頻譜,因此須將給出的空間頻譜轉(zhuǎn)化成時(shí)間頻Z[ cosucosBcos(B-B)+譜。這里,按照文獻(xiàn)[7]的方法,采用 Taylor凍結(jié)場(chǎng)假設(shè),假定紊流場(chǎng)不隨時(shí)間的變化而變化,有cosaφ(a)(7)m d= tlsinusin(-B)cos(o +a-a.)+之后,需將其分解成形如傳遞函數(shù)的成形濾波器,分解式為osusin(o +a-a)]+φ(u)=lG(a)YIsirqusin(B-B)sina,+cosucos通過(guò)將單位功率的白噪聲經(jīng)傳遞函數(shù)濾波后即可模擬e[ sinucos(B-B )sinB出大氣紊流sinucosBsin(B-B)cosa,+由于紊流的加入,會(huì)使飛機(jī)飛行速度、迎角和側(cè)滑角受cosucosBsina]到紊流速度的直接影響。在該問(wèn)題的處理上,本文將飛行速Z[sinqucos(B-B,)cosB度V作為一個(gè)動(dòng)態(tài)量隨整個(gè)飛機(jī)下滑過(guò)程變化,并且考慮vsinsin(B-B )sinBcosar的方向性,即式(7)中V代表該方向的速度分量。cosusinBsinaJ-mgcosy同時(shí),由于紊流速度梯度的存在),除了會(huì)對(duì)飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)(3)角速度產(chǎn)生影響外,紊流速度沿機(jī)體的非均勻分布又會(huì)引起附加的氣動(dòng)力作用,這里主要體現(xiàn)在對(duì)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)C1、俯式中V為飛機(jī)航跡速度T為飛機(jī)推力為發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角,仰力矩系數(shù)Cn和偏航力矩系數(shù)C的影響上。x為航跡方位角,y為航跡角,ψ為偏航角,0為俯仰角,q為滾與速度梯度右關(guān)的氣動(dòng)力系數(shù)可以近似寫(xiě)成轉(zhuǎn)角,為航跡滾轉(zhuǎn)角。中國(guó)煤化工下滑過(guò)程中的質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)方程與一般飛行器的相同,本文CNMHG所選飛機(jī)為軸對(duì)稱(chēng)構(gòu)型,故質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)方向cslC(p-o2+C (r-wm)1b[C(C, :IC(p-o2)+Cu(/-0m)16式中,b為翼展,c4為平均空氣動(dòng)力學(xué)弦長(zhǎng)。大氣紊流的速度梯度頻譜為71+[(4b/丌)(m)1400-1200-1000800-600φn(』)=1+[(3bb/T)a12中a)10)圖2水平距離與橫向距離偏差020.4(mL2L。1+[(4b/此時(shí)的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度q需用該角速度值取代式(4)和式(5)中原有的角速度值。5結(jié)果分析在文獻(xiàn)[3]的近艦區(qū)設(shè)置以及一定的初始條件下得出的仿真結(jié)果如圖1-圖9所示。1200+1000-800600圖1所示為整個(gè)下滑過(guò)程中紊流速度隨時(shí)間的變化,可水平距離/m見(jiàn),水平方向和橫向紊流速度基本相同,且其幅值也較垂直圖3水平距離與高度偏差方向的大。在整個(gè)27s的下滑過(guò)程中,隨著總時(shí)間的推移整個(gè)紊流速度均呈現(xiàn)先增加后減小的趨勢(shì)。并且側(cè)滑角和偏航角在最終位置處與理想情況之間存在較大的偏差木時(shí)間/時(shí)間/圖1下滑總時(shí)間與素流速度的關(guān)系圖4飛行速度隨下滑時(shí)間的變化如圖2~圖3所示,大氣森流的存在會(huì)使飛機(jī)的航跡飛行高度高于預(yù)定航跡并且會(huì)產(chǎn)生飛機(jī)的橫向運(yùn)動(dòng)最終造成6結(jié)束語(yǔ)3066m的高度偏差以及2216m的橫向偏差。本文分析了大氣紊流的成因,引人了工程化的大氣紊流從圖4~圖9可見(jiàn),在大氣森流的作用下,飛機(jī)的飛行速模型,分析了紊流速度以及紊流速度梯度對(duì)飛機(jī)的影響,并度以及各個(gè)姿態(tài)角都會(huì)出現(xiàn)振蕩現(xiàn)象,尤其是飛行速度和迎以此建立了飛機(jī)下滑過(guò)程的動(dòng)力學(xué)模型,對(duì)飛機(jī)下滑過(guò)程中角振蕩劇烈。飛機(jī)的飛行速度迎角和俯仰角的最大幅值都大氣紊流的影響進(jìn)行了仿真研究。結(jié)果可以看出,大氣紊流出現(xiàn)在下滑過(guò)程的前半段,之后隨著飛行高度的降低而著艦的存在會(huì)造成V中國(guó)煤化工橫向偏移同時(shí)也減小,最終與無(wú)風(fēng)的理想狀況下滑情況相差不大,而滾轉(zhuǎn)角、使得整個(gè)飛CNMH定,在這樣的情況側(cè)滑角和偏航角的最大幅值出現(xiàn)在整個(gè)下滑過(guò)程的后半段,下,會(huì)加重飛行員的駕駛負(fù)擔(dān),嚴(yán)重時(shí)會(huì)危及飛機(jī)的安全回模擬素流時(shí)間/圖5迎角隨下滑時(shí)間的變化圖8側(cè)滑角隨下滑時(shí)間的變化模擬素流時(shí)側(cè)/時(shí)間/圖6俯仰角隨下滑時(shí)間的變化圖9偏航角隨下滑時(shí)間的變化[4]彭兢金長(zhǎng)江.航空母艦尾流數(shù)值仿真研究[J.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2000,26(3):340-343[5]馬樹(shù)峰,岳曉奎.大氣紊流的數(shù)字仿真[J.計(jì)算機(jī)輔助工程2008,17(3):54-57[6]張峰汪沛,王沖,謝芳林基于 Von Karman模型的三維大氣紊流仿真[J].計(jì)算機(jī)仿真,2007,24(1):35-38[7]肖業(yè)倫,金長(zhǎng)江.大氣擾動(dòng)中的飛行原理[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,1993:67-70[8]W Frost, R L Bowles. Wind Shear Terms in the Equations of Aircraft Motion[ J]. Journal of Aircraft, 1984, 21(11): 117-125圖7滾轉(zhuǎn)角隨下滑時(shí)間的變化[作者簡(jiǎn)介]收宋巖(1979-),女(漢族),山東省青島市人,講師,碩士研究生,主要研究領(lǐng)域?yàn)轱w行器動(dòng)力學(xué);陶楊(1985-),男(漢族),安徽省蕪湖市人,博土參考文獻(xiàn)研究生,主要研究領(lǐng)域?yàn)轱w行器動(dòng)力學(xué);[1]·曹炎娜李屹東董庚壽周佳.艦載飛機(jī)著艦最佳甲板風(fēng)初步分析[門(mén)].飛行學(xué),1995,13(2):18-24茅樂(lè)(1988-),男(漢族)吉林省長(zhǎng)春市人,本[2] David J Moorhouse, Robert J Woodcock. Background Informat科,主要研究領(lǐng)域?yàn)闄C(jī)械動(dòng)力學(xué);and User Guide for MIL-F-8785C, Military Specification Flying岳艷麗(1989-),女(漢族),山東省威海市人,本科,主要研究領(lǐng)域Qualities of Piloted Airplanes[ R]. ADA119421, 1981: 189-19為機(jī)械動(dòng)力學(xué)。[3]蔣康博劉超,袁東,近艦區(qū)風(fēng)場(chǎng)建模與著艦仿真分析[].飛中國(guó)煤化工行力學(xué),2010,28(6):11-15CNMHG