地面效應對超低空空投任務性能的影響

劉 日，徐 明，劉永波，毛劍英，穆成新，李文斯

(空軍哈爾濱飛行學院理論訓練系，黑龍江 哈爾濱，150009)

運輸機超低空空投主要用于重型裝備的精確投放，是空投領域的一個重點和難點[1]。當前，國內外針對超低空空投問題的研究主要集中于動力學建模[2]、飛行控制律設計[3-4]及牽引系統研發[5]等，鮮有文獻考慮地面效應對超低空空投任務性能的影響。

飛機近地飛行時，地面效應將對機翼和平尾的氣流流動產生影響[6-8]，使飛機的升阻特性發生變化，如升力系數增大、阻力系數減小以及升阻比急劇升高。影響飛機運動系統穩定性的因素相對復雜，氣動力和力矩系數與飛行高度密切相關[9]，文獻[10]引入高度穩定性系數評價地面效應影響下的飛機縱向運動穩定性。文獻[11-12]采用面元法研究了近地飛行時，地面效應引起的升力、阻力和俯仰力矩系數的變化規律，結果表明，升力系數和俯仰力矩系數均隨飛行高度降低而增大，而阻力系數則隨飛行高度降低而減小，研究飛機氣動特性時，須考慮升力、阻力和俯仰力矩系數對高度的導數。文獻[13-14]通過流體動力學數值計算的方法，研究了地面效應對飛機氣動力和力矩系數的影響。Benedict等[15]基于渦格法以及非定常線性化理論假設，提出了地面效應影響下復雜構型氣動導數的數值分析方法。綜合上述研究表明，對于超低空重裝空投改平與牽引階段，由于地面效應影響，飛機縱向氣動特性發生了較大改變，為保證空投任務安全性，需要深入分析地面效應影響下的空投過程任務性能。

由于不同氣動布局、飛行狀態及舵面設置等因素都能改變地面效應的影響，因此不同的載機和不同的空投任務受地面效應的影響各不相同。本文在對地面效應影響定性分析的基礎上，以某型運輸機為例，通過低階等效的方法獲得載機超低空空投過程的長、短周期模態特性，重點分析了地面效應對空投改平及牽引過程任務性能的影響。

1 地面效應對飛機動力學特性的影響

超低空飛行時，地面效應對飛機縱向氣動力及力矩的影響主要由以下三部分組成：自由渦引起的升力系數變化、附著渦引起的升力系數變化和平尾的升力與下洗角變化。

以某型運輸機為例，進行縱向動力學特性仿真的結果表明，在地面效應影響下，隨著飛行高度降低，升力系數逐漸增大；同時，由于機翼升力增加、下洗角減小及平尾升力的增加，導致低頭力矩增大，即俯仰靜穩定性增強[9]。因此，當飛機超低空飛行時，由于地面效應的影響，升力系數和俯仰力矩系數對飛行高度的氣動導數不能忽略，故傳統小擾動模型“不考慮高度變化對氣動力的影響”的假設將不成立。

由于地面效應影響，飛機縱向和橫航向運動模型中增加了與飛行高度相關的氣動導數，因此，縱向、橫航向運動參數對基準運動的泰勒級數一階展開與傳統的線性化形式不同，且相應的小擾動方程也不同。

2 地面效應對改平階段任務性能的影響

飛行品質是評價飛行任務執行好壞的重要指標。由于大型運輸機的航跡改平為小迎角機動動作，適用于國家軍用標準(GJB)飛行品質規范常規機動動作的評估標準，因此可通過分析地面效應對縱向機動特性的影響來評估地面效應對改平階段任務性能的影響。本文以某型運輸機為例，分析地面效應對空投改平階段任務性能的影響。

2.1 模態分析

本文提出高度模態的飛行品質評估方法來分析地面效應的影響。考慮高度模態的飛機縱向小擾動運動狀態方程為

(1)

式中：

橫航向小擾動運動狀態方程為

(2)

式中：

其中，ΔV、Δα、Δq、Δθ、ΔH、Δβ、Δp、Δr和Δφ分別表示速度、迎角、俯仰角速度、俯仰角、飛行高度、側滑角、滾轉角速度、偏航角速度和偏航角變化量；δe、δp、δa和δr依次為升降舵偏度、油門開度、副翼偏度和方向舵偏度；氣動大導數XV、Xα、Xθ、XH、Xδe和Xδp分別表示速度、迎角、俯仰角、飛行高度、升降舵和油門變化引起的切向力增量所產生的加速度；ZV、Zα、ZH、Zδe和Zδp分別表示速度、迎角、飛行高度、升降舵和油門變化所產生的迎角變化率；MV、Mα、Mq、MH、Mδe和Mδp分別表示速度、迎角、俯仰角速度、飛行高度、升降舵和油門變化所產生的俯仰角加速度；Yβ、Yp、Yr和Yδr分別表示側滑角、滾轉角速度、偏航角速度和方向舵變化所產生的側滑角變化率；Lβ、Lp、Lr、Lφ、Lδa和Lδr分別表示側滑角、滾轉角速度、偏航角速度、滾轉角、副翼和方向舵變化所產生的滾轉角加速度；Nβ、Np、Nr、Nφ、Nδa和Nδr分別表示側滑角、滾轉角速度、偏航角速度、滾轉角、副翼和方向舵變化所產生的偏航角加速度。

與地面效應相關的氣動大導數表達式如下

(3)

(4)

(5)

(6)

(7)

由表1和表2可見：①地面效應對長周期模態影響較大。在相同飛行高度下，地面效應改變了長周期模態的收斂特性；隨著飛行高度的降低，長周期一對共軛復根逐漸向右半平面移動，高度模態特征根向左半平面移動，在飛行高度H介于15至20 m之間時存在一個臨界的高度中性穩定點，當飛行高度小于這個臨界高度時，長周期模態發散而高度模態收斂。②地面效應對短周期模態影響較小。在相同飛行高度下，地面效應使短周期阻尼比變小、自然頻率變大，但變化幅度均不大。隨著飛行高度下降，考慮地面效應影響時，短周期阻尼比減小、自然頻率增大；不考慮地面效應影響時，縱向短周期阻尼比、自然頻率均隨飛行高度下降而增加。③地面效應對橫航向模態影響較小。在相同飛行高度下，地面效應使滾轉模態收斂變慢、螺旋模態的穩定性逐漸增強,但對荷蘭滾模態的阻尼比與振蕩頻率基本無影響，以上各模態的數值變化量均不大。

表1 模態特征根

表2 模態特性

2.2 飛行品質分析

當前，高度模態并無相應的品質規范，通過對比分析可知，高度模態由于運動參數變化緩慢等原因，與橫航向螺旋模態相類似。因此，本文參照GJB 2874—1997對螺旋模態的品質要求，采用螺旋模態時間常數品質判據標準對高度模態進行評估，提出對高度模態的品質要求：應確保在駕駛員不注意時，飛機高度不會從當前高度過于迅速地發散。地面效應對Ⅲ型飛機A種飛行階段飛行品質影響如表3所示。由表3可知，地面效應對縱向短周期、橫航向荷蘭滾、螺旋及滾轉模態運動飛行品質影響較小，同時，高度模態滿足1級飛行品質要求，但地面效應使載機縱向長周期模態發生了較大的變化，飛行品質等級由1級變為3級。

表3 飛行品質

因此，在執行重裝空投改平階段任務時，地面效應對任務性能的影響不能忽略。對于執行超低空重裝空投任務的載機，一般要求滿足長周期飛行品質1級或2級指標(長周期阻尼比大于0)要求，若長周期不滿足此要求，在空投改平階段，駕駛員將承擔更多的操縱負擔。

3 地面效應對牽引階段任務性能的影響

在超低空重裝空投貨物被牽引傘牽引出艙階段，當載機處于一定的飛行高度并保持通道打開時，駕駛員仍將會執行大的拉桿與推桿動作，以保證載機航跡準確與姿態穩定。由于對于牽引空投階段的任務性能指標尚無相應的GJB飛行品質規范，因此本文從空投過程載機的響應出發，分析了地面效應對超低空空投牽引階段任務性能的影響。

3.1 牽引階段載機的動態特性

地面效應影響了載機空投啟動時刻的初始狀態，同時也改變了縱向短周期模態，使得載機的配平迎角減小以及空投過程中俯仰角和迎角的響應峰值增大，并且飛機飛行高度越低，地面效應影響越顯著。對比牽引比不同時的仿真結果可知，地面效應對超低空空投牽引階段大牽引比下載機的狀態會產生較大影響[9]。

3.2 牽引階段載機的飛行高度

飛機在地面效應影響下升力增大，當飛行高度繼續上升時，地面效應的作用迅速減弱，此時，若飛行速度沒有迅速增高，將會發生飛機剛剛拉起即跌落的現象，嚴重影響載機安全。

3.2.1 載機在貨物出艙后脫離地面效應區域

當貨物出艙后，重型貨物的離機會導致載機重量減小，但由于整體重量減小量遠大于因地面效應消失而造成的升力減小量，載機軌跡將迅速上揚。空投任務結束后，無論是否引入地面效應補償，載機軌跡均繼續上揚，但有地面效應時的軌跡上揚量小于無地面效應時的相應值。

3.2.2 載機在貨物牽引階段脫離地面效應區域

在貨物牽引階段，當發動機油門不變時，載機飛行迎角及升力增大，若此時載機脫離地面效應影響區域，對于常規布局的運輸機，迎角變化量產生的升力增量大于因地面效應消失而損失的升力減小量，飛行軌跡不會發生下降。

設定以下兩個狀態進行仿真驗證。狀態1：飛行高度H=10 m，飛行速度V=80 m/s，襟翼開度為50%，引入地面效應的補償量，配平迎角為2.5255°。狀態2：飛行高度H=15 m，飛行速度V=80 m/s，襟翼開度為50%，引入地面效應補償量，配平迎角為2.7293°。假設t=5 s時貨物開始滑動，相應仿真結果如圖1所示。

圖1中，狀態1和狀態2仿真曲線上圓點和菱形分別對應貨物離機及載機脫離地面效應區域的時刻。在狀態1和狀態2中，貨物離機時刻分別為t=11.73 s及t=11.29 s，載機脫離地面效應區域時刻分別為t=11.19 s及t=9.64 s。仿真結果表明，載機在牽引階段已經脫離地面效應影響區，但未發生飛行高度下降，因此地面效應不會影響載機安全。

(a)飛行高度變化量曲線

(b)俯仰角變化量曲線

4 結語

本文研究了地面效應對超低空空投任務性能的影響，是對超低空空投理論研究的重要補充。研究結果對載機的氣動布局設計與空投任務性能評估有一定的參考價值，同時也為超低空空投任務性能評估指標和操縱品質指標的建立提供了理論依據。對于執行超低空空投任務的飛機，有必要依據本文方法對地面效應影響進行系統分析，特別是在牽引階段飛行員需要執行大幅推桿與拉桿動作，建議在進行地面試驗時需認真分析由地面效應引起的升降舵效能變化。