李鳴，閻永舉

（1.海軍航空工程學(xué)院，山東煙臺264001；2.91467部隊，山東膠州266311）

突風(fēng)對著陸飛機(jī)下滑飛行的安全性影響

李鳴1，閻永舉2

（1.海軍航空工程學(xué)院，山東煙臺264001；2.91467部隊，山東膠州266311）

突風(fēng)會引起飛機(jī)過載和飛行狀態(tài)的改變，威脅飛機(jī)飛行安全。在飛機(jī)六自由度運動學(xué)方程的基礎(chǔ)上，根據(jù)下滑飛行中駕駛員操縱行為的特點建立了飛機(jī)駕駛員的數(shù)學(xué)模型，并考慮突風(fēng)的影響，建立了“駕駛員-飛機(jī)-突風(fēng)”閉環(huán)飛機(jī)的數(shù)學(xué)仿真模型。通過引入飛機(jī)飛行安全性的量化評估理論以及表征方法，并根據(jù)飛機(jī)的飛行狀態(tài)對飛機(jī)的安全性進(jìn)行量化分析。選取某型飛機(jī)著陸下滑過程中進(jìn)入突風(fēng)風(fēng)場的飛行狀態(tài)進(jìn)行仿真研究，結(jié)果表明風(fēng)會改變飛機(jī)的氣動角和空速，導(dǎo)致飛機(jī)的過載及飛行軌跡發(fā)生變化，尤其在飛機(jī)飛行高度較低時，風(fēng)擾引起的大迎角姿態(tài)和飛機(jī)飛行軌跡變化將威脅飛機(jī)的飛行安全。

突風(fēng)；著陸下滑；飛行安全；仿真研究

飛機(jī)在飛行過程中不發(fā)生飛行事故的能力稱為飛機(jī)的飛行安全性。飛機(jī)的飛行安全性主要受飛機(jī)駕駛員的行為、氣象條件以及飛機(jī)本體特性等因素的影響。其中，氣象條件又往往是誘發(fā)駕駛員操縱失誤及飛機(jī)發(fā)生故障的重要原因。突風(fēng)作為最為頻繁常見的氣象條件，它會改變飛機(jī)的空速和氣動角，導(dǎo)致飛機(jī)所受的氣動力及力矩發(fā)生變化，進(jìn)而影響飛機(jī)的飛行特性［1］。飛機(jī)在飛行過程中，由于突風(fēng)的作用會產(chǎn)生附加過載，進(jìn)而使飛行軌跡發(fā)生變化。當(dāng)風(fēng)場強(qiáng)度較大時，不但會使飛機(jī)難于操縱，破壞所要求的飛行品質(zhì)，而且會產(chǎn)生較大的動態(tài)結(jié)構(gòu)載荷，加速結(jié)構(gòu)疲勞損壞。此外，當(dāng)垂直突風(fēng)較強(qiáng)時，飛機(jī)的迎角會發(fā)生較大變化，容易誘發(fā)飛機(jī)進(jìn)入大迎角失速狀態(tài)，進(jìn)而誘發(fā)飛行安全事故。

突風(fēng)的存在會對飛機(jī)的空速和氣動角產(chǎn)生較為明顯的影響，而研究突風(fēng)對飛機(jī)飛行特性影響的關(guān)鍵是如何建立風(fēng)場的數(shù)學(xué)模型，以真實地還原飛機(jī)在實際飛行中遭遇到的風(fēng)場。國外很早就開始研究風(fēng)場對飛機(jī)飛行的影響，基于大量實測數(shù)據(jù)和理論分析，建立了大量的能夠較好再現(xiàn)實際風(fēng)場速度分布的風(fēng)場數(shù)學(xué)模型［2］，并在此基礎(chǔ)上開展了飛機(jī)飛行過程中的陣風(fēng)響應(yīng)研究［3-4］。國內(nèi)的一些學(xué)者也在氣象條件對飛機(jī)飛行安全性的影響的研究方面開展了深入研究，建立了包括紊流模型在內(nèi)的多種風(fēng)場的數(shù)學(xué)模型，對飛機(jī)的突風(fēng)響應(yīng)以及減緩設(shè)計進(jìn)行了探討［5-6］。但目前的研究主要集中在以陣風(fēng)減緩設(shè)計為目的的飛機(jī)定直平飛狀態(tài)下的突風(fēng)響應(yīng)，對飛機(jī)著陸下滑飛行過程中飛機(jī)受到突風(fēng)擾動的研究還相對較少，且較少進(jìn)行相關(guān)領(lǐng)域的安全性量化研究［7-11］。

為了解決上述問題，本文以飛機(jī)六自由度全變量運動方程為基礎(chǔ)，并根據(jù)飛機(jī)駕駛員的操縱特點，引入基于擬線性McRuer模型的多通道多回路的駕駛員操作模型，進(jìn)而建立“駕駛員-飛機(jī)”閉環(huán)飛行數(shù)學(xué)仿真模型，并在此基礎(chǔ)上考慮突風(fēng)對飛行狀態(tài)的影響，最終建立“駕駛員-飛機(jī)-突風(fēng)”閉環(huán)飛行的數(shù)學(xué)仿真模型，并選取飛行限制參數(shù)作為飛機(jī)飛行安全量化評估指標(biāo)，對突風(fēng)條件下飛機(jī)下滑狀態(tài)中的飛行安全性進(jìn)行了量化研究。

1　“駕駛員-飛機(jī)”閉環(huán)飛行數(shù)學(xué)模型

為模擬飛機(jī)在下滑著陸狀態(tài)下的飛行，需建立飛機(jī)在該飛行條件和飛行狀態(tài)下的“駕駛員-飛機(jī)”閉環(huán)飛行數(shù)學(xué)仿真模型，以獲取飛機(jī)在該飛行條件和狀態(tài)下的飛行參數(shù)，進(jìn)而對飛機(jī)的飛行安全性進(jìn)行量化評估及表征。

1.1飛機(jī)運動模型

忽略地球曲率的影響，假設(shè)飛機(jī)為剛體，在機(jī)體坐標(biāo)系下建立六自由度飛機(jī)飛行動力學(xué)模型［2］，具體表示為：

式（1）、（2）中：ug、vg、wg分別表示飛機(jī)的地速沿機(jī)體坐標(biāo)系的坐標(biāo)軸oxb、oyb和ozb方向的分量；上標(biāo)“·”表示對時間t的導(dǎo)數(shù)；m為飛機(jī)的質(zhì)量；?為滾轉(zhuǎn)角；θ為俯仰角；ψ為偏航角。

對于俯仰姿態(tài)角不超過90°的飛行，飛機(jī)的運動參數(shù)可通過求解以下方程組得到［11-12］：

式（3）～（5）中：p、q、r分別表示飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度和偏航角速度；t表示時間；Ix、Iy、Iz和Ixz分別表示飛機(jī)繞機(jī)體坐標(biāo)系相應(yīng)坐標(biāo)軸的慣性積；T、Da、Ca和La分別表示飛機(jī)所受到的發(fā)動機(jī)推力、氣動阻力、側(cè)力和升力；L、M和N分別表示飛機(jī)的氣動滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩和偏航力矩；α、β分別為飛機(jī)的迎角和側(cè)滑角；φ為飛機(jī)的發(fā)動機(jī)安裝角；X、Y和Z分別為飛機(jī)受到的除重力外的合力在機(jī)體坐標(biāo)系相應(yīng)坐標(biāo)軸方向上的分量。

當(dāng)飛機(jī)的俯仰角θ接近90°時，由式（3）求解飛機(jī)的姿態(tài)角時會出現(xiàn)奇點的情況，可引入四元數(shù)法來求解飛機(jī)的姿態(tài)角［12］。

1.2飛機(jī)駕駛員操縱數(shù)學(xué)模型

在下滑著陸飛行階段，駕駛員需操縱飛機(jī)按飛行任務(wù)規(guī)定的航跡和速度飛行。因此，需要根據(jù)飛機(jī)駕駛員操縱行為的特點，建立駕駛員的數(shù)學(xué)模型，以模擬駕駛員對飛機(jī)的操縱行為。

在縱向，駕駛員需通過操縱升降舵控制飛機(jī)的俯仰姿態(tài)角，進(jìn)而實現(xiàn)飛機(jī)航跡的修正，而飛機(jī)的飛行速度通過油門操縱來控制，以使飛機(jī)按照飛行任務(wù)所需的下滑航跡和速度飛行。鑒于此，下滑飛行時飛機(jī)駕駛員模型在縱向可分為升降舵操縱和油門操縱兩個通道，且升降舵操縱通道可分為內(nèi)環(huán)俯仰姿態(tài)角控制和外環(huán)航跡傾角控制［13］。

在橫航向，飛機(jī)受到擾動后，滾轉(zhuǎn)角?發(fā)生變化，偏離飛行任務(wù)所需的滾轉(zhuǎn)角?c，此外，飛機(jī)還可能產(chǎn)生側(cè)滑，側(cè)滑角β偏離飛行任務(wù)的期望側(cè)滑角βc，進(jìn)而影響飛機(jī)的航跡。飛機(jī)駕駛員需通過副翼操縱來消除滾轉(zhuǎn)角誤差，而側(cè)滑角誤差需通過方向舵操縱來消除。

根據(jù)飛機(jī)下滑飛行過程中駕駛員操縱行為的特點，飛機(jī)下滑飛行時駕駛員操縱數(shù)學(xué)模型見圖1。

圖1　下滑飛行駕駛員操縱數(shù)學(xué)模型結(jié)構(gòu)Fig.1 Control mathematical model structure of glide pilot

圖1中，建立了飛機(jī)縱向全變量數(shù)值仿真模型，并考慮了油門、升降舵，副翼和方向舵操縱系統(tǒng)的動態(tài)特性。δp為油門操縱量，范圍為0～1，0表示油門關(guān)閉，1表示最大油門狀態(tài)；δe、δa和δr分別為升降舵、副翼和方向舵的偏角。

在升降舵操縱通道內(nèi)環(huán)回路中，考慮到駕駛員操作相對于飛機(jī)俯仰角響應(yīng)滯后明顯，為了較好地模擬駕駛員對俯仰角θ的控制，駕駛員操縱對俯仰角指令θc的傳遞函數(shù)Gp，θ（s）選取擬線性McRuer模型［14-15］：

式（6）中：kp為駕駛員的增益；TL為駕駛員的超前補(bǔ)償時間常數(shù)；TI為駕駛員的滯后補(bǔ)償時間常數(shù)一般取0.1～0.25 s；τ為駕駛員的反應(yīng)及肌肉滯后時間常數(shù)；s為拉普拉斯算子。

駕駛員的延遲環(huán)節(jié)可采用帕蒂（Pade）近似［16］：

因此，內(nèi)環(huán)回路中駕駛員模型的傳遞函數(shù)可表示為：

在圖1所示駕駛員模型升降舵操縱通道的外環(huán)回路中，駕駛員根據(jù)下滑飛行任務(wù)特點和飛機(jī)的實際航跡傾角，可判斷飛機(jī)所需的俯仰姿態(tài)角。因此，用一個比例延遲環(huán)節(jié)來表示θc飛機(jī)的航跡傾角誤差（γc-γ）之間的比例關(guān)系及駕駛員反應(yīng)的延遲。此外，增加一個積分環(huán)節(jié)，以模擬駕駛員根據(jù)航跡傾角的誤差積累來對俯仰角進(jìn)行修正的行為。因此，升降舵操縱通道外環(huán)回路中駕駛員模型的傳遞函數(shù)Gp，γ（s）可表示為：

式（9）中：kin，γ表示積分環(huán)節(jié)的加權(quán)系數(shù)，反映駕駛員根據(jù)航跡傾角累計誤差確定所需的俯仰姿態(tài)角指令θc的大?。槐壤h(huán)節(jié)kp，γ的選取必須滿足人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性要求，并且應(yīng)保證駕駛員模型對飛機(jī)具有較好的控制效果；τγ為駕駛員的對航跡傾角的反應(yīng)滯后時間，一般取為0.33 s。

為了保證飛機(jī)飛行速度能夠較好地接近下滑任務(wù)規(guī)定的飛行速度Vc。傳遞函數(shù)Gp，V（s）表示為：

式（10）中：τV為駕駛員對速度的反應(yīng)時間滯后，可取為0.35 s；比例環(huán)節(jié)kp，V和積分環(huán)節(jié)系數(shù)kin，V的選取應(yīng)滿足人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性要求，并且應(yīng)保證駕駛員模型對飛機(jī)具有較好的控制效果。

在飛機(jī)的下滑飛行中，駕駛員重點關(guān)注的是飛機(jī)飛行高度的變化，而對飛機(jī)橫航向操縱的注意力分配相對較少。在駕駛員根據(jù)飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角變化對副翼施加操縱的傳遞函數(shù)Gp，?（s）中，可用比例環(huán)節(jié)kp，?來模擬駕駛員根據(jù)滾轉(zhuǎn)角誤差（?-?c）對飛機(jī)副翼施加操縱時的比例關(guān)系，用延遲環(huán)節(jié)e-τ?s來模擬駕駛員在進(jìn)行滾轉(zhuǎn)角控制時的反應(yīng)延遲。此外，為消除滾轉(zhuǎn)角的穩(wěn)態(tài)誤差，需增加一個積分環(huán)節(jié)kin，?/s，以模擬駕駛員對根據(jù)滾轉(zhuǎn)角的誤差積累對副翼施加操縱的行為。Gp，?（s）中各參數(shù)的確定方法與Gp，V（s）中各參數(shù)的確定方法相同。因此，Gp，?（s）可表示為：

與Gp，?（s）類似，飛機(jī)駕駛員根據(jù)側(cè)滑角誤差（β-βc）對飛機(jī)方向舵進(jìn)行操縱的傳遞函數(shù)Gpβ（s）可表示為：

在無外界擾動的情況下，飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角指令和側(cè)滑角指令為0，即飛機(jī)應(yīng)在無滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑的情況下完成下滑飛行任務(wù)。

2　飛機(jī)飛行安全性的評估與表征

飛機(jī)飛行安全程度的直觀表達(dá)稱為飛機(jī)的飛行安全性表征。飛機(jī)飛行安全性最簡單的表達(dá)是安全或不安全，但這樣不足以準(zhǔn)確地說明飛機(jī)飛行的安全狀態(tài)。飛機(jī)由安全飛行狀態(tài)到不安全狀態(tài)甚至失事是一個過程，這一過程可以表示成飛機(jī)的飛行安全級別。本文將飛機(jī)飛行的安全程度分為安全、警惕、危險和致命（失事）4個級別。為便于根據(jù)飛機(jī)的飛行狀況對飛行安全性進(jìn)行分級，引入模糊約束理論。模糊約束反映的約束量對自變量的約束是以約束量的某一個范圍為界，具體如下式所示：

式中，y1、y2、y3分別表示系統(tǒng)的3個狀態(tài)。

顯然，約束量x0對自變量x的約束是一個范圍的約束，約束函數(shù)的結(jié)果并不只取決于x與x0的大小關(guān)系，還要取決于x在距離約束量x0的多大范圍內(nèi)。

飛機(jī)的飛行安全性是由各飛行參數(shù)共同決定的。飛機(jī)的各飛行參數(shù)必須均在安全范圍內(nèi)，飛機(jī)的飛行才是安全的，只要有任何一個飛行參數(shù)偏離安全范圍，飛機(jī)的飛行安全性就會受到影響。而且，飛機(jī)的飛行安全等級是由危險程度最大的飛行參數(shù)決定的。因此，要評價飛機(jī)的飛行安全性，只需選取部分重要的并且最可能進(jìn)入危險飛行狀態(tài)的飛行參數(shù)作為評價指標(biāo)，再利用模糊約束理論建立各個指標(biāo)的安全評價方程，以對這些指標(biāo)進(jìn)行局部的安全性評估。而飛機(jī)的整體飛行安全性則是由各個評價指標(biāo)的局部安全性決定的，如果選取的各個飛行安全評估指標(biāo)之間無耦合，則飛機(jī)的整體飛行安全方程可表示為：

在飛機(jī)的飛行安全評價方程中，飛行安全函數(shù)的值1、2、3、4分別表示飛機(jī)飛行的4種安全狀態(tài)，即安全、警惕、危險、致命。為直觀的表達(dá)出飛機(jī)的飛行安全性，本文分別采用白色、疏網(wǎng)格、密網(wǎng)格和黑色來表示這4種飛行安全狀態(tài)，具體如圖2所示。

圖2　飛機(jī)飛行安全性表征形式Fig.2 Representation for flight safety

實際上，飛機(jī)飛行安全的各個評估指標(biāo)與其他飛行狀態(tài)參數(shù)之間可能還存在著耦合，即一個指標(biāo)決定的局部安全等級還與其它的飛行狀態(tài)參數(shù)有關(guān)。因此，當(dāng)飛機(jī)飛行安全性評估指標(biāo)xi和其他參數(shù)xj存在耦合時，則飛機(jī)的局部飛行安全函數(shù)可表示為：

可見，當(dāng)飛行安全性評估指標(biāo)與其他參數(shù)存在耦合時，各約束量可能不再是一個常值，而是一組評估指標(biāo)耦合參數(shù)的函數(shù)，可以稱之為約束函數(shù)。為便于對飛機(jī)的飛行安全性進(jìn)行分析，可將飛機(jī)的飛行參數(shù)xj離散化，再在xj的每一個離散狀態(tài)下對飛行安全性評估指標(biāo)xi進(jìn)行安全評估，得到飛機(jī)的飛行參xi決定的局部安全值。飛機(jī)的整體安全值仍通過對局部安全值求最大值得到［17］。

飛機(jī)飛行安全性的量化評估需要確定相應(yīng)的量化評估指標(biāo)。一般可選取飛行參數(shù)作為評估指標(biāo)，飛行參數(shù)不但能夠反映飛機(jī)飛行的安全狀態(tài)，而且便于測量。為了對飛機(jī)的飛行安全性進(jìn)行直觀的分析，本文采用時域響應(yīng)安全譜作為飛機(jī)飛行安全性表征方法［17］，對各評估指標(biāo)的時域響應(yīng)曲線分別進(jìn)行安全性評估，并直接在其時域響應(yīng)曲線圖上利用安全譜帶來分別表示飛機(jī)的安全、警惕、危險和致命4種飛行安全狀態(tài)表示相應(yīng)的安全狀態(tài)。時域響應(yīng)安全譜的特點是表達(dá)的信息完整直觀，不但可以表達(dá)出飛機(jī)的飛行安全狀態(tài)，還可以表達(dá)出飛行安全評估指標(biāo)的時域響應(yīng)特性。

3　突風(fēng)模型

突風(fēng)（Gust）是一種離散的或確定的風(fēng)速變化，又稱陣風(fēng)。針對突風(fēng)，目前已建立有多種工程化的數(shù)學(xué)模型，其中已被較廣泛使用的有離散型突風(fēng)模型（1-cosine）。它是采用半波長的離散突風(fēng)模型進(jìn)行風(fēng)場描述，如圖3所示。

圖3　半波長（1-cosine）離散突風(fēng)模型Fig.3 Discrete gust model of half wavelength（1-cosine）

圖3中，dm和VWm分別為離散突風(fēng)的最大風(fēng)速位置和最大風(fēng)速。半波長離散突風(fēng)模型的數(shù)學(xué)表達(dá)式為：

4　“駕駛員-飛機(jī)-突風(fēng)”閉環(huán)飛行仿真模型

突風(fēng)會改變飛機(jī)的氣動角和空速，導(dǎo)致作用在飛機(jī)上的氣動力和力矩發(fā)生了變化，進(jìn)而對飛機(jī)的飛行姿態(tài)、軌跡及過載等飛行參數(shù)產(chǎn)生影響。飛機(jī)在飛行中遭遇風(fēng)擾后，飛機(jī)的氣動角（包括迎角α和側(cè)滑角β）和空速發(fā)生變化，進(jìn)而導(dǎo)致作用在飛機(jī)上的氣動力及力矩發(fā)生變化。在有風(fēng)時，飛機(jī)相對氣流的速度矢量在機(jī)體坐標(biāo)系中的投影矢量為：

式（18）中：Lbk為航跡坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣［8］；Lbg為地面坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣［8］；為風(fēng)速在地面坐標(biāo)系中的投影矢量。

飛機(jī)的空速Va、迎角α和側(cè)滑角β分別為：

根據(jù)飛機(jī)在風(fēng)場中的空速Va、迎角α和側(cè)滑角β，可得到飛機(jī)在有風(fēng)的條件下的氣動阻力Da、升力La、側(cè)力Ca及氣動滾轉(zhuǎn)力矩L、俯仰力矩M、偏航力矩N。根據(jù)給定的飛機(jī)操縱量及初始飛行狀態(tài)，就可對飛機(jī)在有風(fēng)條件下的飛行進(jìn)行求解，進(jìn)而可以在基礎(chǔ)上建立“駕駛員-飛機(jī)-突風(fēng)”閉環(huán)飛行仿真系統(tǒng)。

5　算例分析

算例選取某型飛機(jī)的下滑著陸飛行狀態(tài)，基于（1-cosine）型半波長離散突風(fēng)模型來研究突風(fēng)對飛機(jī)飛行安全性的量化影響。其中離散突風(fēng)的參數(shù)為：x、y、z方向的最大風(fēng)速位置dm分別為120 m、120 m和80 m，對應(yīng)最大風(fēng)速均為5 m/s、5 m/s和3 m/s，突風(fēng)起始時間為5 s。利用“駕駛員-飛機(jī)-突風(fēng)”閉環(huán)飛行仿真系統(tǒng)，對飛機(jī)下滑著陸時遭遇突風(fēng)的飛行狀態(tài)進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真模擬，并對飛機(jī)的飛行安全性進(jìn)行分析，仿真結(jié)果如圖4所示。

圖4　飛機(jī)下滑遭遇突風(fēng)飛行仿真結(jié)果Fig.4 Simulation results of aircraft encountered gust during the glide period

從仿真可看出，飛機(jī)以既定航跡傾角和速度著陸，進(jìn)入突風(fēng)區(qū)域后，因縱向突風(fēng)的作用，飛機(jī)迎角突然減小，氣動升力損失，縱向速度增加，航跡傾角變大，飛行過載減小。此外，在橫側(cè)向突風(fēng)作用下，飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角和側(cè)滑角也發(fā)生相應(yīng)變化。此時，駕駛員需增大升降舵偏角、收油門以配平飛行迎角和飛行速度。隨著升降舵偏角的增加，氣動載荷增加，需增大發(fā)動機(jī)推力以平衡氣動阻力，航跡傾角可逐漸減小。隨后飛機(jī)在駕駛員操縱下恢復(fù)平衡飛行狀態(tài)，但穩(wěn)態(tài)迎角增大，進(jìn)入迎角11°警惕范圍，時域響應(yīng)安全譜顯示為疏網(wǎng)格。文中的橫側(cè)向控制為滾轉(zhuǎn)角和偏航角控制，因而飛機(jī)在下滑過程中航跡發(fā)生改變，偏離了既定任務(wù)航跡。在飛機(jī)下滑著陸過程中，飛行速度較小，失速迎角余量較小。因此，如在遭遇順風(fēng)突風(fēng)并伴隨有向下的氣流時，飛機(jī)的穩(wěn)態(tài)迎角會明顯增加，可誘發(fā)失速，導(dǎo)致飛機(jī)發(fā)生飛行失速而危及飛行安全。

6　結(jié)論

本文介紹了風(fēng)對飛機(jī)飛行特性影響的計算方法，風(fēng)會改變飛機(jī)的空速及氣動角，進(jìn)而引起作用在飛機(jī)上的氣動力及力矩發(fā)生變化。引入了突風(fēng)模型，建立了“駕駛員-飛機(jī)-突風(fēng)”閉環(huán)飛行仿真模型。在此基礎(chǔ)上，對飛機(jī)進(jìn)入突風(fēng)區(qū)域時的飛行進(jìn)行了數(shù)學(xué)仿真，并對其飛行安全性進(jìn)行了分析。結(jié)果表明，飛機(jī)在進(jìn)入突風(fēng)區(qū)域時，飛機(jī)的氣動角、飛行航跡及過載都發(fā)生較大變化。尤其是飛機(jī)飛行高度較低時，風(fēng)擾引起的大迎角姿態(tài)和飛行軌跡變化，使得飛機(jī)可能發(fā)生飛行失速或意外撞地，從而對飛行安全構(gòu)成威脅。

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Effects of Gust on Aircraft Flight Safety in Glide Flight

LI Ming1，YAN Yongju2
（1.Naval Aeronautical and Astronautical University，Yantai Shangdong 264001，China；2.The 91467thUnit of PLA，Jiaozhou Shandong 266311，China）

Gusts can cause an overload aircraft and flight state changes，even threaten flight safety.Based on the six degrees of freedom motion equation aircraft，in this paper，a mathematical model of the pilot was presented according to the control characteristics of pilot in glide flight，and then the"Pilot-aircraft-gust"closed-loop simulation model was established and considering the impact of gusts.By introducing the quantitative analysis theory and characterization method，the aircraft flight safety was quantified based on its flight state.Simulation of certain aircraft's flight state in glide landing mode in gust field was carried out.The results showed that the wind could affect the aircraft's aerodynamic angle and airspeed，change the overload and aircraft flight path.These changes would be significant and threaten the safety of aircraft flight especially at low altitudes.

gust；glide landing；flight safety；simulation

V211.4

A

1673-1522（2016）03-0301-06DOI:10.7682/j.issn.1673-1522.2016.03.001

2016-02-15；

2016-04-26

國家自然科學(xué)基金資助項目（61273058）

李鳴（1961-），男，高工，博士。