翼身融合飛機在風場中的建模與Simulink仿真

王瑜嘉 王永國 魯鵬

摘要：隨著現代戰爭對飛機的性能和隱身要求的提高，翼身融合布局由于更低的雷達散射面積和更優的飛行性能被廣泛應用于飛機設計領域，然而由于特殊的布局也會導致飛機的模態特性和運動響應與常規飛機有所不同，本文對翼身融合飛機在風場中的橫航向的動力學模型進行了建立，并利用Simulink對飛機在風場中的時域響應進行了仿真，為該新型布局飛機的總體設計和控制系統的設計提供了參考。

關鍵詞：航空航天;翼身融合;風場模型;Simulink仿真;時域響應

1研究對象

翼身融合飛機是一種典型的非常規氣動布局飛機。翼身融合飛機沒有常規的桶狀機身，而是一種機翼與機身平滑過渡的飛機。翼身融合布局飛機的裝載區浸沒在了巨大的翼身組合體當中，機翼與機身組合體形成了一個巨大的升力面，有利于提升飛機升力和燃油效率和氣動隱身性能。

本文的研究對象為自行設計的翼身融合布局飛機，其平滑的翼身組合體消除了翼身連接處的直角結構，具有更低的雷達散射截面積（RCS），隱身性能好，在現代戰爭中具有較高的生存力。其為大展弦比短機身構型，從而使得其慣性矩與常規布局飛機有所差別。其主要包含升降舵、副翼、方向舵三種操縱面，分別控制飛機的俯仰操縱、滾轉操縱和偏航操縱。

翼身融合飛機相比于常規布局飛機主要有以下特點：

（1）機翼與機身的融合，使得機體結構大大得到簡化，結構重量更輕，剛性也更好，飛機整體的重量沿著翼展分布，可以有效降低機翼的彎曲和扭轉載荷。簡單的機械結構也可以降低生產和維修費用。

（2）翼身融合的布局使得氣動載荷分布合理，空氣動力效率更高，減小了傳統布局飛機的機身與機翼之間產生的誘導阻力和干擾阻力，機翼與機身的融合體可以看是一個巨大的升力面，從而提升了飛機的升阻比[1]。

（3）根據大量的分析研究和計算數據，常規布局飛機的雷達罩、進氣道、外掛物、尾翼之間的直角結構都具有較大的雷達散射反射面積較。翼身融合飛機由于平滑的翼身組合體從而可以提升飛機的隱身性能，從而在現代戰爭中具有較高的生存力。

目前國內外對于翼身融合布局飛機的研究較多，由于翼身融合飛機特殊的構型和氣動布局，它的慣性矩分布、氣動特性與常規飛機有較大的差異。而且所采用的新型操縱面，由于縱向力臂較短，操縱面尺寸通常較大，氣動力和力矩耦合較為明顯。

2飛機在風場中的模型建立

飛機在飛行過程中，理想的條件是大氣中沒有風的存在，而在實際的飛行中可能遇到各種各樣的風場。研究飛機的穩定性，不僅要研究在無風狀態下的穩定性，還要了解其在飛機的有風條件下的穩定性和抗風能力。為了研究飛機在風場中的運動學響應特性和大展弦比飛機在風場中飛行時自身的穩定性，這樣就需要建立飛機在大氣風場中動力學模型，并利用Similink對飛機在風場模型下的運動響應進行仿真分析。

2.1常見的風場模型

根據現有的理論以及大量的實驗觀測數據，大氣的運動一般可以分解為平均風和紊流風兩個部分。在大氣的運動過程中，風速一般圍繞著一個平均值進行波動，改值即為平均風，它主要體現的是大氣運動的大體趨勢。同時風速會在一個相對較小的范圍內上下波動，這反映了大氣運動的局部脈動現象，稱之為紊流。所以通過合理建立相應的時變平均風場模型和時變紊流模型，便能夠模擬大部分的大氣運動過程[2]。

GJB18586中提供了組成風場部分特性的連續隨機紊流模型、離散紊流（或離散突風）模型和風切變模型，可以用來檢驗飛機在大氣擾動中的運動響應以及風場對飛機飛行品質的影響。本文選用的風場模型為常值風模型，是指風速和風向不隨時間和地點變化的模型，用一個固定的數值即可表示任一方向的風速大小。

翼身融合飛機在飛行過程中會遇到各種各樣的風場。因此在研究了無風條件下的本體特性后，還需了解飛機在有風條件下的穩定性和抗風能力。因此需要建立相應的風場模型，對飛機在風場中的運動進行仿真分析。

大氣運動的一般形式可以分為平均風和紊流風。通過合理建立相應的時變平均風場模型和時變紊流風場的模型，便可以模擬飛機在飛行中所受到的大氣運動過程。根據飛行品質規范中提供的組成風場特性的連續隨機紊流模型、離散紊流模型以及風切變模型，可以檢驗飛機在大氣擾動中的運動響應。本節主要選取的風場模型為常值風模型：風速和風向不隨時間和地點變化的模型，用一個固定的數值來表示某一方向的風速大小。

2.2考慮風場影響的飛機的動力學模型

和常規布局飛機一樣，利用六自由度非線性動力學模型，可以對翼身融合飛機在任一時刻的運動狀態進行仿真分析，用來反映飛機的運動過程。但是通常得不到解析解，只能進行數值求解，無法給出具有普遍意義的一般規律。所以，在研究操穩特性時，通常會結合飛機的特性利用小擾動方法對其非線性動力學模型進行線性化，利用解析法進行研究，從而得到一般性的規律。從而飛機的小擾動運動方程分離為縱向和橫航向兩組方程。具體推導過程見參考文獻[3]。

當研究風場中的飛機的運動特性時，需要建立風場中飛機的動力學模型，根據無風條件下的飛機的六自由度方程，通常研究飛機在無風情況的運動學模型通常采用縱向和橫航向兩組的小擾動運動方程。

結合飛機的縱向動力學方程和運動學方程，忽略掉操縱面偏轉對飛機的影響，得到氣流坐標系下定直平飛狀態下飛機的橫航向小擾動運動方程：

2.3翼身融合飛機模態特性分析

翼身融合飛機的縱向運動具有兩個模態，長周期模態和短周期模態;橫航向運動具有三種模態，滾轉收斂模態、螺旋模態和荷蘭滾模態。橫航向運功的模態具體的特點和物理成因介紹如下：

（1）滾轉收斂模態對應的是橫航向小擾動方程中的模值較大的實根，衰減速度快，主要的運動變量為滾轉角速度和滾轉角。像翼身融合布局這樣的大展弦比的飛機一般滿足滾轉收斂模態的穩定性要求。而小展弦比的飛機在某些飛行狀態下滾轉阻尼過小，此時需要橫向阻尼器來補償。