復(fù)雜大氣擾動(dòng)下大型飛機(jī)飛行實(shí)時(shí)仿真建模研究.pdf

1、飛機(jī)飛行過程中經(jīng)常遭遇到低空風(fēng)切變、大氣紊流等各類復(fù)雜大氣擾動(dòng)現(xiàn)象。大氣紊流會(huì)造成飛行顛簸，影響乘座舒適性，長(zhǎng)時(shí)間將造成飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞損壞；各類低空風(fēng)切變現(xiàn)象則是飛機(jī)起飛、著陸階段威脅飛行安全的主要危險(xiǎn)天氣，一旦飛行員不及時(shí)規(guī)避或操縱失誤，可能造成嚴(yán)重飛行事故。鑒于大氣擾動(dòng)對(duì)飛行安全的嚴(yán)重危害，在飛行模擬器上高逼真度地模擬飛機(jī)在復(fù)雜大氣擾動(dòng)中的飛行，從而用于科學(xué)研究或訓(xùn)練飛行員是很有意義的。本文研究建立了各類大氣擾動(dòng)模型以及用于飛行模擬器

2、的大型飛機(jī)飛行實(shí)時(shí)仿真模型，并在此基礎(chǔ)上就飛機(jī)穿越各類大氣擾動(dòng)問題展開研究。
　　 首先，本文針對(duì)低空微下?lián)舯┝鳌⒅懈呖沾髿馕闪鬟@兩種典型大氣擾動(dòng)現(xiàn)象分別建立了三維高逼真度模型。基于流體力學(xué)的渦環(huán)和Rankine復(fù)合渦原理構(gòu)建三維微下?lián)舯┝鞯膮?shù)化模型；通過渦環(huán)傾斜和多渦環(huán)疊加的方法高逼真度地模擬實(shí)際的微下?lián)舯┝黠L(fēng)場(chǎng)。通過與實(shí)測(cè)風(fēng)場(chǎng)的對(duì)比分析表明，本文建立的微下?lián)舯┝髂Ｐ筒粌H可用于飛行實(shí)時(shí)仿真，也可用于復(fù)現(xiàn)實(shí)際復(fù)雜風(fēng)場(chǎng)，從而可更

3、深入地應(yīng)用到飛行事故再現(xiàn)等。
　　 提出了基于時(shí)頻變換的三維空間大氣紊流場(chǎng)的生成與擴(kuò)展方法。通過在頻域中進(jìn)行符合von Karman模型的三維大氣紊流場(chǎng)的蒙特卡羅隨機(jī)抽樣，經(jīng)傅里葉逆變換直接生成時(shí)域紊流場(chǎng)，有效避免了時(shí)域內(nèi)復(fù)雜的有理譜分解。通過預(yù)先生成無因次的紊流場(chǎng)、仿真中再進(jìn)行有因次化的方法使得紊流場(chǎng)的強(qiáng)度和尺度可隨飛行高度動(dòng)態(tài)變化。設(shè)計(jì)了一種紊流場(chǎng)對(duì)稱擴(kuò)展方法，保證根據(jù)已生成的空間紊流場(chǎng)有效擴(kuò)展為大范圍連續(xù)紊流場(chǎng)，從而在飛行

4、實(shí)時(shí)仿真中更逼真地模擬中高空大氣紊流現(xiàn)象。
　　 其次，本文基于Boeing747-100B飛機(jī)建模數(shù)據(jù)，運(yùn)用嵌入式數(shù)據(jù)庫(kù)技術(shù)和嵌入式實(shí)時(shí)仿真平臺(tái)，建立了一個(gè)可在PC機(jī)上運(yùn)行、可用于飛行模擬器實(shí)時(shí)仿真的QZSim動(dòng)力學(xué)模型。針對(duì)已有的建模數(shù)據(jù)的特點(diǎn)，研究了數(shù)據(jù)的預(yù)處理方法和基于Bekerley DB的飛行實(shí)時(shí)仿真數(shù)據(jù)庫(kù)組織。結(jié)合相關(guān)航空組織對(duì)飛行模擬器實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)的建模及驗(yàn)?zāi)Ｒ?，本文分別建立了B747飛機(jī)核心動(dòng)力學(xué)模型、氣動(dòng)模

5、型、發(fā)動(dòng)機(jī)模型、操縱系統(tǒng)模型以及大氣環(huán)境模型等等。在建模的同時(shí)，對(duì)各個(gè)分系統(tǒng)模型分別進(jìn)行了驗(yàn)證。構(gòu)建了基于Windows+RTX的QZSim飛行實(shí)時(shí)仿真動(dòng)力學(xué)模型。將QZSim模型在“輕舟一號(hào)”輕型飛行模擬器上進(jìn)行了實(shí)際運(yùn)行，具有一定的模擬逼真度，效果良好。
　　 在建立B747全機(jī)模型的基礎(chǔ)上，對(duì)整個(gè)動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行了總體驗(yàn)證研究。設(shè)計(jì)了一個(gè)改進(jìn)的Newton-Raphson配平算法，通過合理選擇約束條件和尋優(yōu)范圍，完成對(duì)六自由

6、度飛行狀態(tài)的配平。在此基礎(chǔ)上，對(duì)模型進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)模態(tài)測(cè)試，并與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比。結(jié)果表明，模型的長(zhǎng)短周期模態(tài)、荷蘭滾模態(tài)測(cè)試結(jié)果均與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)符合較好。本文亦將模型對(duì)操縱的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)與線性化傳遞函數(shù)模型的響應(yīng)進(jìn)行了對(duì)比分析。
　　 最后，本文基于建立的各類擾動(dòng)風(fēng)場(chǎng)模型和B747飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，采用數(shù)值仿真方法，研究了大型飛機(jī)穿越低空微下?lián)舯┝骱痛髿馕闪鞯膭?dòng)力學(xué)響應(yīng)問題。與小型飛機(jī)相比，大型飛機(jī)的尺度與中小規(guī)模的風(fēng)場(chǎng)尺度接