恶劣气象环境中低空突防安全约束分析*

武虎子，王瑾，吕新波，黄振威

(中航飞机研发中心，陕西 西安 710089)

恶劣气象环境中低空突防安全约束分析*

武虎子，王瑾，吕新波，黄振威

(中航飞机研发中心，陕西 西安 710089)

针对恶劣气象环境中低空突防飞行安全性问题，提出了低空突防安全约束条件。构建了低空突防飞行场景，建立了恶劣气象环境(微下冲流风切)下的低空突防动力学模型，仿真分析了特定场景中低空突防飞行特性，得到了舵面偏转规律和不同操纵方法与低空突防安全之间的关系，给出了提高恶劣气象环境中低空突防安全飞行的措施，为飞机低空突防模态设计提供理论参考。

恶劣气象；低空突防；飞行安全；约束条件；飞行场景； 飞行特性

0 引言

低空突防是战斗机或轰炸机所具有的一项能力。但是低空突防对飞机本身也提出了更高的要求。飞行环境、飞机本身、地面防空武器及雷达、地形等均是影响飞行安全的制约因素，所以低空突防飞行是一个多约束飞行问题。从国内外低空突防

术的研究发现：大部分学者把研究的重点放在了飞机航迹优化模型、航迹优化算法、地形跟踪和规避方法、低空突防威胁建模、低空突防非线性仿真等方面[1-4]。而对恶劣大气环境下低空突防时的飞机飞行特性研究相对较少，低空突防飞行安全约束分析研究更是少之又少，同时，飞机低空突防作为一

项重要的战术形式，为飞机低空作战安全提供了基本保障，很有必要对飞机低空突防飞行安全约束展开详细的研究。

本文主要以微下冲流工程化模型为例，建立了微下冲流环境中飞机低空突防飞行动力学模型，分析研究了微下冲流风切环境中低空突防飞行特性，结合计算仿真得到的低空突防飞行特性，分析得到了舵面偏转规律和不同操纵策略与低空突防安全之间的定性关系，提出了低空突防时飞机对大气环境参数最低的飞行安全的需求以及提高低空突防安全的措施，为飞机低空突防模态设计提供了理论设计依据。

本文的研究主要从自然因素、飞机本身及周围地形3方面考虑，针对某型轰炸机，通过对地形约束和飞机本身约束条件下的微下冲流环境中的飞机低空突防特性研究，得到了相应定性结论，为飞机低空突防控制律设计提供理论依据。

1 模型描述

1.1 微下冲流模型

微下冲流是风切变最为严重的一种形式，由于自身具有强度大、持续时间短(1～5 min)、轴对称辐散及蕴含能量巨大等特点[5]，一旦飞机遭遇下冲气流，会大大激发飞机的长周期模态，飞机以振荡运动形式发散，最后会坠毁失控。即使飞行员能控制，但是也会加大飞行员的操纵负担。总之，微下冲流对飞机的飞行安全会构成严重威胁。本文基于流体动力学的方法建立了较为精确的空间三维不可压涡环微下冲流风切变模型，该模型可用于飞行轨迹优化和飞行仿真。

(1)

式中：(x，y，h)为空间任意一点的坐标；(X，Y，H)为主涡环中心的坐标位置；(XI，YI，-H)为镜像涡环中心的坐标位置；R为涡环半径；τ为涡强度；σ为水平风向角；其他参数的计算如下：

(2)

式中：Rc为涡核半径。

如果若ρ0<ε(ε为任意选定的一个小正数，ε=1)，则认为风速为0。

上述公式中相关参数取值基于参考文献[5]的统计结果：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°。

图1，2分别给出了水平风速Wx和垂直风速Wz的分布示意图。

图2 垂直风速Wz分布Fig.2 Distribution of Wz

1.2 飞机动力学模型

飞机动力学模型参照文献[6-15]，不再详细赘述。这里仅对风切变影响量如何叠加到飞机动力学方程中进行说明。在基于体轴系下的飞机六自由度运动方程的基础上叠加风切的一阶影响量(风速值)，风速一般在地轴系给出，先把风速转化到体轴系中再进行叠加，然后实时解算受扰后飞机的合力和合力矩，反映飞机的实时飞行特性。这里规定：顺风为正，垂直向下的风为正。

2 低空突防机动场景分析

本文中飞机低空突防场景构建：首先飞机在预定的高度定值平飞，当飞机接近攻击目标时，飞机突然遭遇微下冲流风切和前方地形约束情况下，要保证飞机成功突防攻击目标，飞机不但具有越障能力，同时具备抗风切的能力，这给飞机本身和飞行员操纵提出了很大的挑战。场景示意见图3。

对于场景中给出的情况，飞行员可以采取2种方法进行安全突防：①纵向拉起机动越过障碍物；②横航向规避避开障碍物。当然这2种操纵方法不一定能完全保证突防安全，主要有以下几方面原因：①飞机是否在特定条件下具备越障能力；②地形障碍物距离风切中心位置很近；③风切能量太大。

根据飞行场景看出，飞机遭遇恶劣气象和前方地形的威胁时，为保证低空突防安全，对飞机飞行有以下几方面约束：

(1) 高度约束，飞行高度距地形的实时垂直高度必须大于15 m；

(2) 飞机法向过载不能超过飞机设计过载；

(3) 飞机航迹角不能超过15°。

3 计算仿真

3.1 计算仿真状态

仿真状态参数如表1所示。

表1 仿真状态参数

3.2 计算结果分析

针对上述的飞行场景，对某型飞机进行了场景计算仿真，仿真结果分别见图4～12。

图4～6分别给出了飞机在恶劣气象环境中纵向机动和横航向机动低空突防仿真曲线；图7～9分别给出了对应的航迹角响应曲线；图10～12分别给出了对应的法向过载响应曲线。

图4操纵舵面偏度取值：δe=-5°；图5操纵作用时间取值：ts=13 s；图6操纵舵面与作用时间取值：δe=-3°；ts=8 s。

图4 低空突防纵向机动曲线Fig.4 Curve of longitudinal maneuverability

从图4仿真结果可知，如果飞机不进行操纵，飞机与障碍物相撞，如果进行纵向操纵，操纵(δe=-5°)越早，即操纵作用时间ts越小，飞机低空突防越障能力越强，飞机低空突防安全性越高。因为ts越小，飞机开始机动越早，越早建立爬升姿态，有利于越障。

图5 低空突防纵向机动曲线Fig.5 Curve of longitudinal maneuverability

从图5仿真结果可知，当在ts=13 s开始操纵舵面进行纵向机动时，舵面偏度越大，低空突防越障能力越强，但从高度损失与结构安全(过载)考虑，舵面偏度不能太大，从图11过载曲线可以看出。

由图6可以看出，横向操纵副翼偏度越大，飞机横航向避障能力越强。当然，除了跟横向操纵幅度的大小有关，跟横向操纵的作用时间也有关，作用时间越早，越容易避开障碍物。

图6 低空突防横航向机动曲线Fig.6 Curve of lateral maneuverability

从图7～9航迹角仿真结果可知，在不同的舵面作用时间ts内，航迹角基本在-6.5°～7°之间变化；升降舵偏度δe越大，航迹角增加的越快，不同升降舵偏度δe时的航迹角变化基本介于-8°～12°之间；副翼偏度δa越大，航迹角增加的越慢，这主要是因为副翼偏度带来的升力损失造成的。

从法向过载仿真结果图10～12可知，ts=10 s时，法向过载Nz变化范围-0.7～2.1；ts=12 s时，法向过载nz变化范围-1.5～2.2；ts=14 s时，法向过载nz变化范围-1.0～2.2；升降舵偏度δe越大，法向过载变化越大，不利于飞机结构安全；副翼偏度δa的变化对法向过载的变化影响不大，基本介于-1.0～2.2之间。

图7 航迹角γ响应曲线Fig.7 Path angle γ response curve

图8 航迹角γ响应曲线Fig.8 Path angle γ response curve

图9 航迹角γ响应曲线Fig.9 Path angle γ response curve

图10 法向过载nz响应曲线Fig.10 Vertical load nz response curve

图11 法向过载nz响应曲线Fig.11 Vertical load nz response curve

图12 法向过载nz响应曲线Fig.12 Vertical load nz response curve

通过以上曲线变化关系可知，ts在飞机低空突防中的重要意义。主要从舵面响应特性和飞机响应特性2方面考虑。

在给定固定舵面偏度δe=-5°的条件下，通过仿真可知，ts=10 s时，舵面偏转速率0.50 (°)/s；ts=12 s时，舵面偏转速率0.42 (°)/s；ts=14 s时，舵面偏转速率0.36 (°)/s；可知：ts越小，飞机舵面响应能力越强。

在给定固定舵面偏度δe=-5°的条件下，通过仿真可知，ts=10 s时，飞机在水平距离Xe=3 400 m处开始机动爬升；ts=12 s时，飞机在Xe=3 550 m处开始机动爬升；ts=14 s时，飞机在Xe=4 050 m处开始机动爬升；也就是说，ts越小，Xe越小，离障碍物距离越远，飞机飞行越安全，从航迹角曲线图7也可以看出。

在给定固定舵面偏度δe=-5°的条件下，通过仿真可知，ts=10 s时，飞机距离地面的高度60 m；ts=12 s时，飞机距离地面的高度45 m；ts=14 s时，飞机距离地面的高度30 m； 换句话说，ts越小，飞机损失的高度越小，距离地面的净空高度越大，飞行安全性越高。

4 结束语

通过以上分析，可给出如下几条建议性的结论：

(1) 低空突防纵向机动越障时，从越障能力方面考虑，操纵作用时间ts越短，操纵面偏度越大，说明飞机舵面偏转速率高，飞机对舵面的响应越早，飞机越早进入机动模式，低空突防安全性越高。

(2) 低空突防横航向避障时，副翼操纵偏度越大，副翼操纵作用时间ts越短，规避障碍能力越强。

(3) 低空突防时，舵面偏转规律及操纵方法取决于保证安全低空突防设计参数约束值。

(4) 从飞机本体设计考虑，提高飞机低空突防安全的措施有：增加舵面操纵效能，减小翼载，同时提高飞机探测能力，缩小操纵时间ts等。

(5) 从飞行操纵的角度考虑，要保证低空突防安全性，必须通过气动操纵和动力操纵相结合的方法。

[1] 姜玲玲，陈怀民，贾宝娟.机动性约束下低空突防航迹规划算法研究[J].计算机仿真，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.飞机低空突防轨迹优化研究[J].飞行力学，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] 马云红，周德云.飞行器低空突防威胁建模与航迹优化算法[J].火力与指挥控制，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] 陈艳阳，孙宝亭，胡兆丰.飞机突防飞行非线性解祸控制系统的混合仿真研究[J].北京航空航天大学学报，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] 肖业伦，金长江.大气扰动中的飞行原理[M].北京：国防工业出版社，1993. XIAO Ye- lun，JIN Chang- jiang.The Principle of Flight in Disturbance of Atomsphere[M].Beijing：National Defence Industry，1993.

[7] 郑衍杲.超低空突防中地形跟随/回避技术[J].航空学报，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.飞机飞行操纵系统[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.飞机飞行动力学[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，范立钦，周士林.飞机稳定性和操纵反应[M].北京：航空工业出版社，1984.

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

[12] 飞行力学专业组.飞机飞行品质计算手册[M].北京：航空工业出版社，1983：1-30. The Flighe Mechanics Specialty Group.The Calculation Handbook of Aircraft Flight Quality[M].Beijing：Aeronautics Industry Press，1983：1-30.

[13] 徐军，欧阳绍修.运输类飞机自动飞行控制系统[M].北京：国防工业出版社，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，李陆豫，冯亚昌.飞机飞行品质[M].北京：国防工业出版社，2003. GAO Jin- yuan，LI Lu- yu，FENG Ya- chang.Aircraft Flight Quality[M].Beijing：National Defense Industry Press，2003.

[15] 胡孟权，张登成，董彦非.高等大气飞行力学[M].北京：航空工业出版社，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 作者简介：武虎子(1981-),男，陕西富平人。高工，博士，研究方向为飞机飞行控制。

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 陕西省西安市阎良区中航工业第一飞机设计研究院72信箱302分箱 E- mail：whz1981123@126.com