蔣康博, 蒙澤海, 葉忱

(1.中國飛行試驗研究院 試飛員學(xué)院, 陜西 西安 710089;2.中國飛行試驗研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089)

0 引言

在實(shí)際飛行時,在目視飛行規(guī)則下,飛機(jī)在進(jìn)入著陸航線后,當(dāng)飛行員按無風(fēng)條件進(jìn)行正常的航線飛行時,受大氣運(yùn)動的影響,飛機(jī)會逐漸偏離著陸航線;按目視飛行規(guī)則,在沒有明顯地標(biāo)和地面引導(dǎo)的情況下,這種偏離會隨著時間的推移逐步加大,導(dǎo)致下滑道進(jìn)入點(diǎn)顯著偏離理想位置點(diǎn),造成飛行員在下滑道段需要進(jìn)行較大的著陸糾偏修正,加大飛行員下滑道階段的修正操縱負(fù)擔(dān),嚴(yán)重情況下會影響飛機(jī)的正常著陸。

針對在有較大自然風(fēng)條件下的著陸航線的建立及著陸飛行的特點(diǎn),本文通過計算分析著陸航線階段以及下滑段自然風(fēng)對飛行航跡的影響,確定了在有較大自然風(fēng)條件下不依賴地標(biāo)或地面引導(dǎo)準(zhǔn)確建立著陸航線以及在下滑道段修正偏流的方法,為飛機(jī)的安全著陸提供了理論依據(jù)。

1 基本關(guān)系式

根據(jù)飛機(jī)在航跡坐標(biāo)系下的動力學(xué)方程[1],引入假設(shè):sin(α+φp)≈0,cos(α+φp)≈1,sinβsinγ≈0,對方程進(jìn)行簡化后得到:

(1)

在有風(fēng)的情況下,飛機(jī)返場著陸。若以Vw表示風(fēng)速,V表示飛機(jī)相對于大氣的速度,則飛機(jī)相對于地面的速度可表示為V+Vw。若風(fēng)速為常值,根據(jù)空速的定義,飛機(jī)相對地面坐標(biāo)系的運(yùn)動方程[1]可表示為:

(2)

式中,Xd,Yd,Zd分別為飛機(jī)質(zhì)心相對于地面坐標(biāo)的相對位置;Vwx,Vwy,Vwz分別為風(fēng)速相對于地面坐標(biāo)系的三個分量。

2 自然風(fēng)條件下航線飛行分析

2.1 自然風(fēng)對航線的影響

在進(jìn)入著陸航線后,若飛機(jī)在無風(fēng)的條件下進(jìn)行如圖1所示的小航線飛行,則可根據(jù)航線的寬度,利用飛機(jī)的動力學(xué)方程R=(mV2)/(Ysinγ)求解出飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時的坡度[2],從而準(zhǔn)確地建立著陸航線。

圖1 小著陸航線圖Fig.1 Narrow landing pattern

實(shí)際飛行中,在有較大自然風(fēng)的條件下,若飛行員仍根據(jù)經(jīng)驗建立轉(zhuǎn)彎坡度和三邊,受到自然風(fēng)的影響,航線則會偏離原理想航線,并且隨著時間的推移,航線偏差會逐步增大[3],最終造成飛機(jī)顯著地偏離理想下滑道進(jìn)入點(diǎn)。

以某型飛機(jī)為例,假設(shè)飛機(jī)的航線飛行速度及進(jìn)場速度均為260 km/h,航線寬度為2 km,航線上風(fēng)速為12 m/s,風(fēng)向為45°,跑道方向為正北,該速度下著陸構(gòu)型飛機(jī)的升力系數(shù)為0.85。若飛機(jī)嚴(yán)格按照無風(fēng)條件進(jìn)行航線飛行,利用式(2),通過對時間進(jìn)行積分,可獲得在有較大自然風(fēng)條件下的飛行航跡,如圖2所示。

通過計算可以得出,在有較大自然風(fēng)且沒有明顯地標(biāo)可供參照的情況下,若飛行員仍按照無風(fēng)條件進(jìn)行航線飛行,在四轉(zhuǎn)彎結(jié)束后,飛機(jī)偏離縱向理想點(diǎn)超過300 m,橫向偏差超過150 m,飛行員在進(jìn)入下滑道后需要進(jìn)行較大的高度及水平偏差修正,才能保證飛機(jī)準(zhǔn)確地進(jìn)入理想下滑道,完成著陸。

圖2 有自然風(fēng)條件下的著陸航線示意圖Fig.2 Landing pattern with natural wind

2.2 航線偏差的修正方法

(3)

式中,ψw為風(fēng)向;ψpd為下滑道方向。

在進(jìn)行小著陸航線飛行時,根據(jù)航線飛行特點(diǎn),可將航線分為5個階段,分別為一邊、一二轉(zhuǎn)彎、三邊、三四轉(zhuǎn)彎以及下滑道段。在不同的階段,飛行的航跡受到自然風(fēng)的影響各不相同。如果飛行員在進(jìn)行航線飛行時未進(jìn)行偏流及逆風(fēng)修正,那么在一邊、三邊及下滑道段飛行時飛機(jī)的航跡角就會偏離跑道方向(見圖2),且直線飛行段長度會發(fā)生變化,造成航線各參考點(diǎn)偏離理想航線點(diǎn);在一二及三四轉(zhuǎn)彎時,受到偏流的影響,實(shí)際轉(zhuǎn)彎半徑會因偏流而發(fā)生改變,造成航線寬度變寬或變窄;在整個航線上,在直線段和轉(zhuǎn)彎過程中,隨著這些偏差的逐步積累,最終會造成航線顯著地偏離理想航線。

為減小自然風(fēng)對航線飛行的影響,降低在著陸過程中大幅度的偏差修正帶來的風(fēng)險,以機(jī)場塔臺作為參考點(diǎn),分別針對航線飛行的不同階段展開分析,得到航線的飛行方法如下:

(1)在有偏流時,根據(jù)速度矢量分析及坐標(biāo)轉(zhuǎn)換可知,當(dāng)直線飛行段采用偏航法(也稱偏流法,直線飛行時飛機(jī)的航向指向偏流方向),即可保證飛機(jī)航跡方向與原目標(biāo)航跡方向重合;在直線段縱向位置修正上,若一邊及三邊段以過塔臺側(cè)方為起點(diǎn)進(jìn)行計時,假設(shè)過塔臺計時均為t,則可參考以下計算公式對計時進(jìn)行調(diào)整。

Δt=t-Vt/(V+Vw) (4)

以2.1中假設(shè)的飛機(jī)參數(shù)為條件進(jìn)行分析,若一邊及三邊段計時為40 s,通過計算可知,為保證飛機(jī)直線段長度,使飛機(jī)準(zhǔn)確進(jìn)入理想航線參考位置,逆風(fēng)每增加1 m/s,航線一邊飛行時計時增加約0.5 s,三邊飛行計時相應(yīng)減小約0.5 s。

(2)在進(jìn)行航線轉(zhuǎn)彎段分析中,采用2.1中假設(shè)的飛機(jī)參數(shù)作為計算條件,利用式(1)和式(2),通過對有偏流情況下的航跡進(jìn)行分析可知,為保證航線寬度,在進(jìn)行一二轉(zhuǎn)彎時,下滑道方向左偏流每增加1°,飛機(jī)的轉(zhuǎn)彎坡度需減小0.5°;在進(jìn)行三四轉(zhuǎn)彎時,下滑道方向左偏流每增加1°,飛機(jī)的轉(zhuǎn)彎坡度需增加0.5°。

(3)對于常規(guī)的矩形航線,二邊及四邊的航線部分修正方法與上述一邊及三邊的風(fēng)場修正計算類似,其余航線階段修正風(fēng)場的計算方法與上述修正方法相同。

3 著陸過程的偏流修正

當(dāng)飛機(jī)在有較大偏流情況下進(jìn)場著陸時,為保證飛行航跡的方向與跑道方向重合,飛行員通常會采用兩種典型的駕駛技術(shù)進(jìn)行偏流修正,一種稱為偏航法,另一種稱為側(cè)滑法[4],兩種著陸方式如圖3所示。圖4為兩種著陸方式下飛機(jī)的受力平衡圖。

圖3 兩種側(cè)風(fēng)著陸方式示意圖Fig.3 Two crosswind landing modes

圖4 兩種著陸方式下飛機(jī)的受力平衡圖Fig.4 Force-balance diagram in the two landing modes

在采用偏航著陸法進(jìn)場著陸時,飛機(jī)進(jìn)行的是無側(cè)滑飛行,且飛機(jī)的縱軸與跑道的中心線夾角為偏流角ψ′,因此偏航法通常也稱為偏流法。此時飛機(jī)在地軸系上的速度矢量方向與跑道方向重合,而飛機(jī)縱軸指向偏流角方向。這種著陸方法也是飛行員常用的著陸偏流修正方法。

在采用該種方式進(jìn)行偏流修正時,飛機(jī)沒有側(cè)滑角,即無側(cè)向力。由于縱軸方向與跑道方向不一致,因此要求在主輪或者前輪接地前立即繞其偏航軸作旋轉(zhuǎn)運(yùn)動,以保證飛機(jī)在前輪接地時,滑行方向與跑道方向一致。而在采用側(cè)滑法進(jìn)場著陸時,飛機(jī)縱軸和跑道中心線在一個鉛垂面內(nèi),飛機(jī)以側(cè)滑角β=arcsin(Vw/V)飛行。飛機(jī)縱軸方向及航跡在地軸系上的投影方向與著陸跑道一致。由于受到側(cè)風(fēng)的影響,飛機(jī)在不對稱流場中運(yùn)動,因此飛機(jī)在下滑過程中存在側(cè)滑角。為了平衡橫向和航向穩(wěn)定性力矩以及使飛機(jī)偏離跑道的側(cè)力,飛行員在進(jìn)行相反方向蹬舵的同時,需將飛機(jī)向迎風(fēng)方向傾斜一個角度γ′,其近似表示為:

在采用側(cè)滑法進(jìn)行進(jìn)場著陸時,由于飛機(jī)存在滾轉(zhuǎn)角,對于大翼展飛機(jī),迎風(fēng)側(cè)機(jī)翼離地較近,因此接地前需盡快改平飛機(jī),防止該側(cè)機(jī)翼擦地。

無論采用偏航法還是側(cè)滑法,在進(jìn)行大偏流著陸試驗前,需在理論上預(yù)測使用側(cè)滑法著陸時方向舵的抗側(cè)風(fēng)能力。根據(jù)力的平衡關(guān)系,建立力矩平衡關(guān)系如下:

Cnββ=Cnδrδr

根據(jù)β=arcsin(Vw/V)關(guān)系式,可進(jìn)行飛機(jī)抗側(cè)風(fēng)能力的初步預(yù)測。

4 結(jié)束語

本文通過建立飛機(jī)的動力學(xué)方程,針對有較大自然風(fēng)條件下航線的準(zhǔn)確建立展開了探討,同時介紹了在側(cè)風(fēng)條件下兩種下滑著陸方法。

通過引入算例,分析了在飛機(jī)航線建立過程中自然風(fēng)對航線的影響,針對自然風(fēng)的影響提出了航線飛行過程中自然風(fēng)的修正方法。目前經(jīng)過實(shí)際飛行驗證已經(jīng)表明,在有較大自然風(fēng)條件下,該方法可有效降低航線上的自然風(fēng)對航線準(zhǔn)確性的影響,對實(shí)際的航線飛行有一定的指導(dǎo)意義。

參考文獻(xiàn)：

[1] 常振亞,陳啟順,王子方,等.飛機(jī)飛行性能計算手冊[M].西安:飛行力學(xué)雜志社,1987:5-8.

[2] 金長江,范立欽.飛行動力學(xué)——飛機(jī)飛行性能計算[M].北京:國防工業(yè)出版社,1990:83-84.

[3] 張立彬,蘇勝昔.關(guān)于飛機(jī)側(cè)風(fēng)著陸問題的分析[J].飛行力學(xué),2002,20(4):51-55.

[4] 蔣康博,劉超,袁東.近艦區(qū)風(fēng)場建模與著艦仿真分析[J].飛行力學(xué),2010,28(6):11-15.