陳杰，馬存寶，許和勇

（西北工業(yè)大學航空學院，陜西西安 710072）

0 引言

現(xiàn)代戰(zhàn)爭要求大型飛機具備在各種非正?；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。由于地面效應主要涉及低空粘滯氣流對翼型的影響，因此翼型和周圍氣流間的相互作用是研究的重點，大量學者從流體力學角度，針對飛行器機翼構型和氣流特性開展了相關研究［1-5］。

野戰(zhàn)環(huán)境下地面情況的復雜性給大型飛機超低空飛行帶來了諸多不確定性因素，如丘陵地帶的不規(guī)則小山包、構筑工事遺留的長條溝壑、野戰(zhàn)機場殘留圍墻等。這一系列地面不確定物對大型飛機超低空地面效應或機翼下方流場的影響，會導致飛行模型突變等安全控制問題，如超低空飛行過程中機翼兩端沿飛行路徑出現(xiàn)不對稱山包或其他障礙物，飛行器由于機翼下流場的壓縮，左右機翼會出現(xiàn)短時升力差，而低空飛行速度相對較小，方向舵阻尼效率較低，尤其是大展弦比機翼飛機由于側向阻尼不足可能導致機翼搖晃甚至翼尖觸地的危險?？傮w來講，在離地高度較低的情況下，飛行員操縱裕度相對較小，給飛行控制帶來較大的麻煩，而飛行器常規(guī)風洞模型試驗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，有必要對此飛行過程中的動力學與控制問題開展相關研究。

鑒于低空作戰(zhàn)任務要求的日益提高和對低空飛行安全的日趨重視，本文采用Gambit和Fluent流場計算工具，以某大型飛機為例對存在地面障礙物情況下超低空飛行過程中的地面效應問題進行了仿真，模擬并分析了這一動態(tài)過程對飛行器各氣動參數(shù)的影響，并從飛行控制角度對由此帶來的閉環(huán)控制問題進行了探討。

1 計算外形

出于研究大型飛機超低空飛行氣動特性的目的，選取目前計算流體力學領域進行阻力計算研究用的經(jīng)典跨聲速翼身融合運輸機DLR-F6標準構型數(shù)據(jù)為例。DLR-F6是德國宇航公司（DLR）公布，并以空中客車為背景提出的早期F4飛機模型的改進版，設計巡航速度為Ma=0.75，其詳細參數(shù)見文獻［6］。

本文采用的計算構型數(shù)據(jù)由Gambit生成。為了便于簡化分析大型飛機超低空飛行過程對氣動特性的影響，在采用Gambit進行網(wǎng)格建模過程中將發(fā)動機短艙和掛架去除，并在其主機翼根部添加整流裝置，得到DLR-F6模型如圖1所示。

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

2 仿真環(huán)境構建與網(wǎng)格生成

2.1 飛行狀態(tài)

為了研究野戰(zhàn)等復雜環(huán)境下大型飛機超低空飛行氣動特性，分析縱橫向各參數(shù)在低空復雜環(huán)境下的變化特點，設定DLR-F6飛機飛行狀態(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)場工事墻或類似建筑，假定飛行路徑上存在與飛機x軸垂直的條狀障礙物，其長度無限且呈梯形，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，機身離地面縱向障礙物較近，為了較好地計算障礙物對氣動性能的影響，在網(wǎng)格點布置時將障礙網(wǎng)格間距設置與機翼網(wǎng)格間距相近。

2.3 側向障礙

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，假定飛機飛行路線左右兩邊存在不對稱半球形障礙，障礙模擬如圖3所示。

圖3 側向障礙物示意圖Fig.3 Lateral obstacle

同樣，由于飛行器離地面較近，在網(wǎng)格點布置時將球面網(wǎng)格間距設置與機翼網(wǎng)格接近。

2.4 網(wǎng)格生成

為了詳細反映大型飛機超低空飛行過程中地面復雜環(huán)境對氣動參數(shù)的影響，在Gambit網(wǎng)格設置中將飛行器機翼和地面凸起障礙物部分的網(wǎng)格進行了細分，并主要采用三棱柱網(wǎng)格。在縱向障礙物網(wǎng)格建模中，為了簡化模型和計算，設定了飛行器對稱面，進行半模計算。圖4和圖5分別為縱向和側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 側向障礙物與飛行器表面網(wǎng)格Fig.5 Surface mesh for lateral obstacle and airplane

3 計算結果與分析

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)導入Fluent進行相應的數(shù)值模擬計算，分析復雜地面環(huán)境下大型飛機超低空飛行氣動特性。本文的計算狀態(tài)如表1所示。

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

3.1 縱向障礙物仿真

為了模擬大型飛機超低空前向飛行過程中遭遇地面縱向障礙物的影響，分別在Gambit中建立如圖2所示的障礙物相對飛行器向后移動10個位置的網(wǎng)格模型，并將其導入Fluent中進行迭代計算（n=1 000步以上），氣動參數(shù)收斂歷程如圖6所示（由于篇幅所限，僅給出一個位置的阻力系數(shù)收斂歷程圖）。從圖6可以看出，迭代計算有較好的收斂解，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10個障礙物位置計算得到各個位置點飛行器氣動參數(shù)的收斂值，得到隨大型飛機復雜野戰(zhàn)環(huán)境下超低空飛行的氣動參數(shù)變化曲線如圖7～圖9（第一個點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:隨著飛行器向前飛行，障礙物尤其對飛行升力和俯仰力矩系數(shù)產(chǎn)生了較大影響，升力由于機翼下方的氣流擠壓而增加，地效作用對飛機的鏡像托舉力增大，而飛離障礙物后升力又由于其撤出而減小，從全機來看產(chǎn)生了隨時間變化的振蕩升力；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程中所存在的地面效應問題，隨著高度的降低，飛機縱向短周期阻尼會有所降低［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)短時點頭現(xiàn)象，而大型飛機由于機身細長，超低空飛行操縱余度較小，極其容易造成機頭或機腹觸地的危險。

3.2 側向障礙物仿真

同樣，為了模擬飛機超低空飛行過程中遭遇地面?zhèn)认虿粚ΨQ障礙物的影響，分別在Gambit中建立如圖3所示障礙物相對飛行器向后移動的網(wǎng)格模型，并將其導入Fluent中進行迭代計算，左右兩邊障礙物布置如圖10所示，隨著飛行器的前向飛行，左右兩個半球形障礙物分別移過左右機翼下方。

圖10 側向障礙物布置圖Fig.10 Lateral obstacle arrangement plan

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

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

針對障礙物位置計算得到各個位置點飛行器氣動參數(shù)收斂值，得到隨大型飛機在復雜野戰(zhàn)環(huán)境下超低空飛行的氣動參數(shù)變化曲線如圖12和圖13所示。

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

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

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

對于飛行器地面效應問題，大多數(shù)學者認為地面效應的存在對橫側向的擾動起到抑制作用，橫側向的穩(wěn)定問題可以忽略不計［7］，但如果在地面飛行軌跡上出現(xiàn)較大且不對稱的橫向障礙，飛行姿態(tài)可能出現(xiàn)短時搖擺現(xiàn)象。大型飛機翼展較大，超低空飛行操縱余度較小，極易造成機翼翼尖觸地危險。

3.3 野戰(zhàn)環(huán)境下超低空飛行控制問題

由上述數(shù)值仿真及相關分析可知:大型飛機在惡劣戰(zhàn)場環(huán)境下完成超低空飛行動作過程中，飛行高度較低，飛行員操縱余度較小，針對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，而這將導致機毀人亡的事故。

由于大多數(shù)飛機在控制律試飛中不考慮低空情況，這一飛行過程需要依靠飛行員手動完成，風險較大。為了適應現(xiàn)代戰(zhàn)爭中戰(zhàn)機高復雜環(huán)境下飛行的要求，需要對此過程進行控制律的研究，分析飛行過程特點，針對地面復雜環(huán)境的不確定性所造成的模型突變、升力不對稱，設計具有寬適應性的控制策略，保證在復雜非正常環(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容開展研究。

4 結束語

本文針對現(xiàn)代戰(zhàn)爭條件下大型飛機進行復雜超低空飛行任務，研究地面各種不同障礙物情況下動力學參數(shù)的變化規(guī)律。根據(jù)實際戰(zhàn)場環(huán)境中常見的地形地貌特征，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Fluent流體數(shù)值模擬工具對超低空飛行過程中幾個重要氣動參數(shù)進行了計算，并對數(shù)據(jù)結果進行了分析，指出其物理過程特點，探討了這一特定飛行過程的飛行控制方法。研究結果對戰(zhàn)場環(huán)境下飛行器超低空飛行特點研究和后續(xù)飛行控制律的設計有一定的參考價值。

［1］崔爾杰，韓光維.地面效應空氣動力學研究［C］//2003年空氣動力學前沿研究論文集.北京:宇航出版社，2003:1-7.

［2］Kim H J，Chun H H，Jung K H.Aeronumeric optimal design of a wing-in-ground-effect craft［J］.Journal of Marine Science Technology，2009，14（1）:39-50.

［3］Lee S H，Lee J.Optimization of three-dimensional wings in ground effect using multiobjective genetic algorithm［J］.Journal of Aircraft，2011，48（5）:1633-1645.

［4］林海.飛機地面效應及其試飛方法［J］.飛行力學，1996，14（4）:52-58.

［5］楊小平，鄧建華.受地效影響飛機起飛著陸運動模型的參數(shù)辨識［J］.飛行力學，1997，15（4）:30-34.

［6］Brodersen O，Sturmer A.Drag prediction of engine-airframe interferenceeffectsusingunstructured Navier-Strokes calculation［R］.AIAA-2001-2414，2001.

［7］Chun H H，Chang C H.Longitudinal stability and dynamic motions of a small passenger WIG craft［J］.Ocean Engineering，2002，29（10）:1145-1162.