CN109871628A - 一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统和方法，该系统包括基于适航条款的飞行任务数字化模块(100)、驾驶员模型(200)、飞机模型(300)及风浪扰动模型(400)。通过基于适航条款的飞行任务数字化模块(100)和驾驶员模型(200)实现适航条款所规定飞行任务的驾驶员操纵模拟，并结合飞机模型(300)和风浪扰动模型(400)完成飞行任务的数字虚拟飞行仿真计算。本发明的仿真计算系统依据飞行数字虚拟飞行方法，既能够进行适航符合性预验证，也能为飞行试验计划的制定提供支持性数据，缩短了水陆两栖飞机设计初期的时间，有效地避免了在飞行性能、飞机适航性和运行适应性等方面出现颠覆性的重大问题。

Description

一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统和 方法

技术领域

本发明涉及一种飞行仿真计算系统，更特别地说，是一种通过数字虚拟飞行仿真手段、在水陆两栖飞机设计初期对设计方案进行快速评估和适航符合性预验证的系统和方法。

背景技术

现代民用飞机适航取证过程中，大部分条款需要通过试验的方法去完成适航符合性验证。目前最主要的方法还是飞行试验验证，此外也常常使用实验室试验、地面模拟器试验等。但是，这些试验一般需要在设计方案已经得到初步实施即加工出试验机的前提下才能完成，具有较大的不确定性且需要耗费大量的时间和经济成本。并且，这些试验方法难以在飞机设计的初期对设计方案的适航符合性进行评估，而适航符合性是现代民机设计的重要目标和依据。

数字虚拟飞行方法是一种通过对适航条例的分析理解，并依靠人机闭环任务数字仿真，从而对飞机适航符合性进行考察的一种研究方法。它以风险小，效率高，不受气候条件和空间的限制，大大降低研制成本和验证周期而得到广泛应用。

目前国内适用于水陆两栖飞机适航符合性评估的标准主要为2011年12月7日施行的《中国民用航空规程(CCAR-25-R4)》和1987年06月01日施行的《GJB185-86有人驾驶飞机(固定翼)飞行品质》，其中，CCAR-25R4为民航适航局颁发，更侧重于从任务整体去描述适航取证时飞机飞行任务的条件以及性能指标，GJB185-86主要面向飞行和操纵品质要求，相对于CCAR-25R4在评价飞机任务性能上指标更加具体和详细。

利用计算机及仿真软件(如Matlab R2013a－Simulink)仿真是一个重要的环节，不仅能够缩短工程研制周期，而且大大节约验证飞行成本。

发明内容

为了解决在水陆两栖飞机设计初期，对设计方案进行快速评估和适航符合性预验证，本发明设计了一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统和方法。水陆两栖飞机数字虚拟飞行仿真计算系统将驾驶员模型与考虑水动力的飞机运动模型相结合，对飞机在风浪扰动条件下的起降任务进行仿真计算，根据适航条例和飞行品质准则中规定的相关参数评估飞机设计方案是否满足适航符合性要求，是一种既可行又经济的仿真方法。

本发明的一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统和方法，该系统包括基于适航条款的飞行任务数字化模块(100)、驾驶员模型(200)、飞机模型(300)及风浪扰动模型(400)；所述驾驶员模型(200)包括起飞驾驶员模型单元(201)和降落驾驶员模型单元(202)；所述飞机模型(300)包括飞机飞行动力学模型单元(301)和水动力模型单元(302)；通过基于适航条款的飞行任务数字化模块(100)和驾驶员模型(200)实现适航条款所规定飞行任务的驾驶员操纵模拟，并结合飞机模型(300)和风浪扰动模型(400)完成飞行任务的数字虚拟飞行仿真计算。

本发明采用的用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统的飞机数字虚拟飞行方法的流程为：

(A)选择飞行任务，初始化飞机高度、速度、姿态角、油门位置、重量、重心位置、风速、海浪高度等信息；

(B)驾驶员模型(200)根据当前飞机飞行动力学模型(301)输入的飞机高度、速度、航迹角、姿态角及气动角等信息和基于适航条款的飞行任务数字化模块(100)输入的飞行任务信息，根据飞行任务要求和海面情况，输出驾驶员对各个舵面及油门的操纵量信息；

(C)水动力模型(302)根据当前飞机飞行动力学模型(301)输入的部分飞机飞行状态信息计算输出水面作用于机体的力及力矩信息；

(D)飞机飞行动力学模型(301)根据驾驶员模型(200)输入的各个舵面的偏度及油门位置信息、水动力模型(302)输入的水面作用于机体的力及力矩信息和风浪扰动模型(400)输入的风浪扰动信息计算输出飞机飞行状态信息；

(E)仿真结束，得到适航性仿真参数；根据所述的适航性仿真参数能够评估飞机设计初期的设计方案是否满足适航条例的要求。

本发明仿真计算系统的优点在于：

①本发明的水陆两栖飞机数字虚拟飞行仿真计算系统能够在水陆两栖飞机设计初期评估其设计方案是否满足适航条例的要求，可以节约飞机设计初期的设计成本。

②本发明仿真计算系统采用数字虚拟飞行方法对大型水陆两栖飞机水面起降的适航符合性进行评估，可以有效的降低适航取证的时间成本和经济成本，并且可以对飞机设计的方法进行适航符合性的评估，提高飞机设计的效率，降低民用飞机设计周期。

③本发明的水陆两栖飞机数字虚拟飞行仿真计算系统采用数字虚拟飞行的方法开展水陆两栖飞机典型飞行适航符合性的研究，能够满足精度要求，可以用来优化飞机性能、完善设计方案，对水陆两栖飞机的顺利投入运营具有重要的意义。

④本发明的水陆两栖飞机数字虚拟飞行仿真计算系统通过改变水陆两栖飞机模型(300)，可以对不同水陆两栖飞机进行适航符合性研究，具有通用性。

⑤本发明的水陆两栖飞机数字虚拟飞行仿真计算系统利用《中国民用航空规程(CCAR-25-R4)》和《GJB185-86有人驾驶飞机(固定翼)飞行品质》中水陆两栖飞机相关的适航条例对其适航符合性进行评估，结论具有可靠性

附图说明

图1是本发明的水陆两栖飞机数字虚拟飞行仿真计算系统结构框图。

图2是本发明仿真计算系统起飞水面滑行阶段的驾驶员模型结构图。

图3是本发明仿真计算系统起飞水面滑行阶段的俯仰角指令图。

图4是本发明仿真计算系统起飞抬头爬升阶段的驾驶员模型结构图。

图5是本发明仿真计算系统进近阶段的驾驶员模型结构图。

图6是本发明仿真计算系统拉平阶段的驾驶员模型结构图。

图7是本发明仿真计算系统降落水面滑行阶段的驾驶员模型结构图。

图8是本发明仿真计算系统采用Wigley-1船型兴波阻力系数的试验值与理论值的对比图。

图9A是依据本发明系统进行的海浪中水面降落任务数字虚拟飞行仿真的飞机航线示意图。

图9B是依据本发明系统进行的海浪中水面降落任务数字虚拟飞行的仿真俯仰角结果图。

图9C是依据本发明系统进行的海浪中水面降落任务数字虚拟飞行仿真的驾驶杆纵向杆力示意图。

图9D是依据本发明系统进行的海浪中水面降落任务数字虚拟飞行仿真的驾驶杆横向杆力示意图。

图9E是依据本发明系统进行的海浪中水面降落任务数字虚拟飞行仿真的脚蹬力示意图。

图9F是依据本发明系统进行的海浪中水面降落任务数字虚拟飞行的航迹偏角仿真结果图。

图9G是依据本发明系统进行的海浪中水面降落任务数字虚拟飞行的航迹偏移量结果图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。

如图1、图2、图4、图5、图6、图7所示，本发明的一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统，该系统包括基于适航条款的飞行任务数字化模块100、驾驶员模型200、飞机模型300及风浪扰动模型400；所述驾驶员模型200包括起飞驾驶员模型单元201和降落驾驶员模型单元202；所述飞机模型300包括有飞机飞行动力学模型301和水动力模型302；通过基于适航条款的飞行任务数字化模块100和驾驶员模型200实现适航条款所规定飞行任务的驾驶员操纵模拟，并结合飞机模型300和风浪扰动模型400完成飞行任务的数字虚拟飞行仿真计算。

为了便于说明飞机驾驶员模型200及飞机模型300建模过程，引入地面参考系O_gx_gy_gz_g、机体参考系Ox_by_bz_b、气流参考系Ox_ay_az_a、航迹参考系Ox_ky_kz_k的概念。关于坐标系的建立，参见《航空飞行器飞行动力学》，方振平，2005年11月第1版，第16-22页。

地面参考系O_gx_gy_gz_g的定义为：原点O_g位于地面任意选定的固定点(如飞机起飞点)；O_gx_g轴指向地平面某任意选定方向；O_gz_g轴铅垂向下；O_gy_g轴垂直于O_gx_gz_g平面，按右手定则确定。

机体参考系Ox_by_bz_b的定义为：原点位于飞行器的质心；Ox_b轴在飞行器对称平面内，平行于机身轴线或机翼的平均气动弦线，指向前；Oz_b轴同样在对称平面内，垂直于Ox_b轴，指向下；Oy_b轴垂直于对称平面，指向右。

气流参考系Ox_ay_az_a的定义为：原点位于飞行器的质心；Ox_a轴始终指向飞行器的空速方向；Oz_a轴位于对称平面内，垂直于Ox_a指向下；Oy_a轴垂直于Ox_az_a平面，指向右。

航迹参考系Ox_ky_kz_k的定义为：原点位于飞行器的质心；Ox_k轴始终指向飞行器的地速方向；Oz_k轴位于包含Ox_k的铅垂平面内，垂直于Ox_k指向下；Oy_k轴垂直于Ox_kz_k平面，指向右。

为了便于理解本发明各单元建模过程，首先介绍建模过程中涉及的部分参数。

迎角α：飞机速度矢量V在飞机对称平面内的投影与机体轴Ox_b之间的夹角，规定正常飞行情况下，投影线在Ox_b上方时，α为正。

侧滑角β：飞机速度矢量V与飞机对称平面之间的夹角，规定速度矢量在对称面右方时，β为正。

航迹偏角χ：又称为航向角，即航迹轴Ox_k在水平面O_gx_gy_g上的投影与O_gx_g轴之间的夹角，规定航迹向右偏转时，χ为正。

航迹倾角γ：又称为爬升角/下滑角，即航迹轴Ox_k与水平面O_gx_gy_g之间的夹角，规定航迹向上倾斜时，γ为正。

滚转角φ：飞机对称平面与包含Ox_b轴的铅垂平面之间的夹角，规定飞机向右滚转时，φ为正。

俯仰角θ：机体轴Ox_b与水平面O_gx_gy_g之间的夹角，规定飞机头部上仰时，θ为正。

偏航角ψ：机体轴Ox_b在水平面O_gx_gy_g上的投影与O_gx_g轴之间的夹角，规定飞机右偏航时，ψ为正。

过载n：作用在飞机上的气动力与发动机推力的合力与飞机重量之比。

基于适航条款的飞行任务数字化模块100

在本发明的基于适航条款的飞行任务数字化模块100中，通过分析适航条款对飞行条件和任务考核指标的要求，建立了用于考核水面起降适航符合性的飞行任务，进而完成了适航条例的数字化任务。本发明根据《中国民用航空规程(CCAR-25-R4)》和《GJB185-86有人驾驶飞机(固定翼)飞行品质》中有关水陆两栖飞机适航符合性的部分条款，设计了用于适航符合性评估的典型飞行任务及对应的任务卡，从而实现了基于适航条款的飞行任务数字化。飞行任务包括平静水面滑行、平静水面起飞、平静水面降落、侧风中水面起飞、侧风中水面降落、海浪中水面起飞、海浪中水面降落。

(101)平静水面滑行

在本发明中，平静水面滑行飞行任务包括包含静水加速、静水等速和静水减速三种情况。

静水加速是检验水陆两栖飞机在水面上加速性能的任务。飞行任务内容为：飞机在水面沿着航线由静止加速至30m/s左右。

平静水面滑行的静水加速飞行任务卡设计如下：

静水等速任务用于检验水陆两栖飞机在水面恒定速度滑行的能力。飞行任务内容为：飞机在水面沿着航线以恒定速度20m/s滑行。

平静水面滑行的静水等速飞行任务卡设计如下：

静水减速是考察水陆两栖飞机在水面的减速性能的任务。飞行任务内容为：飞机初始状态为以30m/s沿着航线滑行然后减速。

平静水面滑行的静水减速飞行任务卡设计如下：

(102)平静水面起飞

在本发明中，平静水面起飞任务主要考察水陆两栖飞机水动稳定性和安全起飞性能。飞行任务内容为：飞机沿水面跑道由静止加速至起飞抬头速度，然后拉杆起飞离地，直至进入稳定的爬升。

平静水面起飞的飞行任务卡设计如下：

(103)平静水面降落

在本发明中，平静水面降落任务主要考察水陆两栖飞机在平静水面的着水和滑行时纵向的稳定性。飞行任务内容为：飞机以最大设计重量在水面着陆，并保持航迹不出现较大偏移。

平静水面降落的飞行任务卡设计如下：

(104)侧风中水面起飞

在本发明中，侧风中水面起飞任务主要考察水陆两栖飞机在水面起飞过程中的抗侧风能力。飞行任务内容为：飞机沿预定起飞航线由静止加速至起飞抬头速度，然后拉杆起飞离地，直至进入稳定的爬升。垂直于跑道中心线的侧风风量为20节，从航向的左侧吹来。

侧风中水面起飞的飞行任务卡设计如下：

(105)侧风中水面降落

在本发明中，侧风中水面降落任务主要考察水陆两栖飞机在水面着陆过程中的抗侧风能力。飞行任务内容为：飞机进场完成矩形机场航线后进入五边进近开始，即仿真初始状态为飞机最终稳定进近(Final Approach)，至飞机水后滑跑减速至滑行速度低于18m/s。垂直于滑行道中心线的侧风分量为20节，从航向的左侧吹来。

侧风中水面降落的飞行任务卡设计如下：

(106)海浪中水面起飞

在本发明中，海浪中水面起飞任务主要考察水陆两栖飞机在水面起飞过程中的抗风浪能力。飞行任务内容为：在海浪和侧风共同作用下，飞机沿预定起飞航线由静止加速至起飞抬头速度，然后拉杆起飞离地，直至进入稳定的爬升。

海浪中水面起飞的飞行任务卡设计如下：

(107)海浪中水面降落

在本发明中，海浪中水面降落任务主要考察水陆两栖飞机在水面着陆过程中的抗风浪能力。飞行任务内容为：飞机进场完成矩形机场航线后进入五边进近开始，即仿真初始状态为飞机最终稳定进近，至飞机水后滑跑减速至滑行速度低于18m/s。垂直于滑行道中心线的侧风分量为20节，从航向的左侧吹来。

海浪中水面降落的飞行任务卡设计如下：

驾驶员模型200

本发明中，驾驶员模型200包括起飞驾驶员模型单元201和降落驾驶员模型单元202。所述驾驶员模型200根据水陆两栖飞机水面起降任务的驾驶员操纵要求，采用Hess驾驶员模型理论分阶段完成了驾驶员的建模。在操纵模型的基础上，所述驾驶员模型200一方面引入Hess提出的感知模型，用于描述在不同水面条件下驾驶员接受飞机状态信号的能力。在水面起降任务中，驾驶员需要操纵多个操纵通道，因此，所述驾驶员模型200另一方面引入多通道驾驶员模型理论，用于描述驾驶员在进行多通道任务时驾驶员感知能力下降且操纵效果降低的现象。关于Hess驾驶员模型的建立，参见Hess,Ronald A."Obtainingmulti-loop pursuit-control pilot models from computer simulation."Proceedingsof the Institution of Mechanical Engineers,Part G:Journal of AerospaceEngineering 222.2(2008):189-199.。

起飞驾驶员模型单元201

本发明中，根据水陆两栖飞机水面起飞过程的特点，起飞驾驶员模型单元可分为起飞水面滑行阶段驾驶员模型201a和抬头爬升阶段驾驶员模型201b。这二个阶段的操纵目标不同，起飞水面滑行阶段的目标是在保证飞机能迅速地提升速度的同时满足纵向稳定性要求，而抬头爬升阶段则要求飞机安全并快速地到达安全高度。

起飞水面滑行阶段驾驶员模型201a

在起飞水面滑行阶段，飞机纵向的操纵目标是控制飞机的俯仰角，使其处于稳定区域内，以满足纵向稳定性的要求。对于横航向而言，其主要的操纵目标为控制飞机的航迹偏移，以保证飞机的起飞航迹满足要求。

起飞水面滑行阶段的驾驶员模型包含四个操纵通道，分别为升降舵通道、副翼通道、方向舵通道和发动机通道，其结构如图2所示。

升降舵通道采用单回路驾驶员模型，反馈信号包括俯仰角速率q和俯仰角θ，其中俯仰角速率和俯仰角驾驶员都可直接通过仪表得到，因此其感知模型采用视觉感知模型。模型参数包括俯仰角操纵增益K_1θ、俯仰角速率操纵增益K_1q、多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。升降舵通道的俯仰角指令应满足纵向稳定边界要求，俯仰角指令如图3所示，该指令位于稳定边界的中心区域，较能保证飞机的纵向飞行安全。该指令是对驾驶员通过长期训练而对纵向稳定边界足够掌握的模拟，指令与速度有关，在实际仿真中，将飞机的速度反馈给驾驶员模型，再依据图3所示俯仰角指令进行插值，即可得到当前的俯仰角指令。

副翼通道也采用单回路驾驶员模型，反馈信号包括滚转角速率p和滚转角φ，其中滚转角速率和滚转角驾驶员都可直接通过仪表得到，因此其感知模型采用视觉感知模型。模型参数包括滚转角操纵增益K_1φ、滚转角速率操纵增益K_1p、多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。在起飞水面滑行阶段，一般飞机要尽量避免浮筒着水，因为这将大大地改变飞机的航迹。而水陆两栖飞机的重心高于飞机的浮心，不具有浮力静稳定性，在低速时过大的滚转操纵极易使飞机的浮筒一侧着水，从而使得飞机的航迹发生偏移。因此副翼通道的控制主要设计用于保证滚转角不至于太大，且滚转角的目标量取值为0。

方向舵通道也采用单回路驾驶员模型，反馈信号包括航迹偏移y和航迹偏移变化率y_变化率，这两个状态量都可以通过目视观测，因此其感知模型采用视觉感知模型。模型参数包括航迹偏移操纵增益K_1y、航迹偏移变化率操纵增益多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。方向舵通道的控制主要设计用于保证飞机在起飞水面滑行时的航迹不会发生较大偏移。为了让飞机在水面滑行时不产生较大的滚转，驾驶员应尽量采用方向舵去控制航迹偏移，且航迹偏移的目标量取值为0。因此需要反馈航迹偏移和航迹偏移变化率完成方向舵通道单回路驾驶员模型的建立。

在起飞阶段，飞机应尽快加速，其油门一般设定为最大值，油门通道取值为1。

抬头爬升阶段驾驶员模型201b

在抬头爬升阶段，驾驶员的主要操纵目标可以分为两部分，一是迅速的抬头爬升到达安全高度，二是保持航迹稳定且航迹偏移不能太大。

抬头爬升阶段的驾驶员模型包含四个操纵通道，分别为升降舵通道、副翼通道、方向舵通道和发动机通道，其结构如图4所示。

与起飞水面滑行阶段相同，抬头爬升阶段的升降舵通道也采用单回路驾驶员模型，反馈信号包括俯仰角速率q和俯仰角θ，感知模型采用视觉感知模型，模型参数包括俯仰角操纵增益K_2θ、俯仰角速率操纵增益K_2q、多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。在抬头爬升阶段，为了快速到达安全高度，飞机必须以较大的俯仰角飞行，因此俯仰角指令必须是一个较大的值，该值一般由水面机场环境等因素决定。

副翼通道需要和方向舵通道协同操纵控制飞行航迹。副翼通道采用多回路驾驶员模型理论进行设计，反馈信号包括滚转角速率p、滚转角φ、航迹偏移y和航迹偏移变化率y_变化率，感知模型采用视觉感知模型，模型参数包括滚转角操纵增益K_2φ、滚转角速率操纵增益K_2p、航迹偏移对滚转角操纵增益K_2φy、航迹偏移变化率对滚转角操纵增益多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。副翼通道主要通过对滚转角变化的控制完成对航迹的控制，用于保持航迹稳定和航迹偏移量不会太大，且航迹偏移的目标量取值为0。

方向舵通道也采用单回路驾驶员模型，反馈信号包括航迹偏移y和航迹偏移变化率y_变化率，感知模型采用视觉感知模型，模型参数包括航迹偏移操纵增益K_2y、航迹偏移变化率操纵增益多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。方向舵通道主要设计用于保证飞机的航迹不会发生较大偏移，与副翼通道协同完成航迹保持，且航迹偏移的目标量取值为0。

在起飞阶段，飞机应尽快加速，其油门一般设定为最大值，油门通道取值为1。

降落驾驶员模型单元202

本发明中，根据水陆两栖飞机水面降落过程的特点，起飞驾驶员模型单元可分为进近阶段驾驶员模型202a、拉平阶段驾驶员模型202b和降落水面滑行阶段驾驶员模型202c。这三个阶段的操纵目标不同，进近阶段驾驶员需要根据水面机场规定的降落航迹下滑，一般要保持航迹倾角或保持稳定的下滑航迹；拉平阶段驾驶员的首要任务是快速地拉平飞机，该阶段主要为俯仰姿态操纵；降落水面滑行阶段驾驶员要注意飞机在水面滑行时的稳定性，不要将飞机操纵出飞机的纵向稳定区域。

进近阶段驾驶员模型202a

在进近阶段，飞机的主要任务是沿着预定的下滑航迹下滑，或以一定的下滑角完成稳定的下滑。其纵向操纵的本质是操纵飞机去跟踪规定的航迹，因此驾驶员的操纵为航迹操纵。而飞机横航向的操纵目标主要是保证飞机不会出现较大的航迹偏移。

进近阶段的驾驶员模型包含四个操纵通道，分别为升降舵通道、副翼通道、方向舵通道和发动机通道，其结构如图5所示。

升降舵通道采用多回路驾驶员模型，反馈信号包括俯仰角速率q、俯仰角θ、高度变化率H_变化率和高度H，感知模型采用视觉感知模型，模型参数包括高度操纵增益K_1H、高度变化率操纵增益俯仰角操纵增益K_1θ、俯仰角速率操纵增益K_1q、多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。升降舵通道采用多回路驾驶员模型理论进行设计，主要目标是使飞机沿着预定的下滑航线进近。

副翼通道也采用多回路驾驶员模型，反馈信号包括滚转角速率p、滚转角φ、航迹偏移y和航迹偏移变化率y_变化率，感知模型采用视觉感知模型，模型参数包括滚转角操纵增益K_1φ、滚转角速率操纵增益K_1p、航迹偏移操纵增益K_1y、航迹偏移变化率操纵增益多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。在飞机没有遭遇非对称条件时，此时飞机不发生横侧向运动，则可不考虑飞机副翼通道的操纵。但是在实际飞行中，飞机常常会遇到如侧风等非对称的飞行条件，在这些条件下，副翼通道的操纵目标是控制飞机不偏离期望航迹，且航迹偏移的目标量取值为0。

方向舵的控制并不是必须的，当飞机没有受到风的影响时，副翼的操纵即可完成飞机进近时的航迹控制任务。在飞机在侧风条件下着水时，飞机可以采用两种方法着陆即侧滑法和偏流法。当飞机采用侧滑法时，方向舵的内环反馈为偏航角速度r，外环反馈为航迹偏角χ。当飞机采用偏流法时，方向舵的内环反馈不变，外环反馈则为侧滑角β。其感知模型采用视觉感知模型，模型参数包括偏航角速度操纵增益K_1r、航迹偏角操纵增益K_1χ(或侧滑角操纵增益K_1β)、多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。方向舵通道的操纵目标是与副翼通道协同，控制飞机不偏离期望航迹，且航迹偏角的目标量取值为0。

油门通道采用单通道驾驶员模型理论进行建模，控制指令为速度指令，反馈参数为飞行速度V，感知模型采用视觉感知模型，模型参数为速度操纵指令K_1V。由于速度响应相对角速率响应属于慢响应，轻微的速度变化对驾驶员的操纵行为影响很小，因此油门通道的驾驶员模型通常可忽略内环加速度回路。油门通道的操纵目标是保持进近阶段飞机的飞行速度稳定。

拉平阶段驾驶员模型202b

与进近阶段不同，拉平阶段的操纵目标是通过改变飞行下滑角，从而减小飞机的下沉速度，同时还能获得较为适宜的入水角。在该阶段，飞机的升降舵通道的操纵目标是飞机的姿态控制，一般要求在拉平阶段末端飞机的俯仰角保持在3°左右。

拉平阶段的驾驶员模型包含四个操纵通道，分别为升降舵通道、副翼通道、方向舵通道和发动机通道，其结构如图6所示。

升降舵通道的主要任务为俯仰角控制，采用单回路驾驶员模型理论设计，反馈信号包括俯仰角速率q和俯仰角θ，感知模型采用视觉感知模型，模型参数包括俯仰角操纵增益K_2θ、俯仰角速率操纵增益K_2q、多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。升降舵通道的操纵目标是控制飞机的俯仰角在拉平阶段末端保持在3°左右。

在拉平阶段，副翼仍然用于控制飞机航迹偏移，副翼通道采用多回路驾驶员模型，反馈信号包括滚转角速率p、滚转角φ、航迹偏移y和航迹偏移变化率y_变化率，感知模型采用视觉感知模型，模型参数包括滚转角操纵增益K_2φ、滚转角速率操纵增益K_2p、航迹偏移操纵增益K_2y、航迹偏移变化率操纵增益多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。副翼通道的操纵目标是控制飞机不偏离期望航迹，且航迹偏移的目标量取值为0。

与进近阶段相同，拉平阶段的方向舵通道也可以根据着陆的方式分为侧滑法和偏流法两种情况。当飞机采用侧滑法时，方向舵的内环反馈为偏航角速度r，外环反馈为航迹偏角χ。当飞机采用偏流法时，方向舵的内环反馈不变，外环反馈则为侧滑角β。其感知模型采用视觉感知模型，模型参数包括偏航角速度操纵增益K_2r、航迹偏角操纵增益K_2χ(或侧滑角操纵增益K_2β)、多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。方向舵通道的操纵目标是与副翼通道协同，控制飞机不偏离期望航迹，且航迹偏角的目标量取值为0。

油门通道的设计方法与进近阶段相同，反馈参数为飞行速度V，感知模型采用视觉感知模型，模型参数为速度操纵指令K_2V。油门通道的操纵目标是保持拉平阶段飞机的飞行速度稳定。

降落水面滑行阶段驾驶员模型202c

降落水面滑行阶段的纵向控制主要是姿态控制，以保证飞机在水面滑行的纵向稳定性。在水面滑行时，由于速度迅速较小，因此副翼和方向舵的操纵效率降低。因此，降落水面滑行阶段的航迹偏移控制需要副翼和方向舵协同完成。

降落水面滑行阶段的驾驶员模型包含四个操纵通道，分别为升降舵通道、副翼通道、方向舵通道和发动机通道，其结构如图7所示。

升降舵通道采用单回路驾驶员模型，反馈信号包括俯仰角速率q和俯仰角θ，感知模型采用视觉感知模型，模型参数包括俯仰角操纵增益K_3θ、俯仰角速率操纵增益K_3q、多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。升降舵通道的主要操纵目标是俯仰姿态控制，以保证飞机在水面滑行的纵向稳定性。

副翼通道采用多回路驾驶员模型理论进行设计，反馈信号包括滚转角速率p、滚转角φ、航迹偏移y和航迹偏移变化率y_变化率，感知模型采用视觉感知模型，模型参数包括滚转角操纵增益K_3φ、滚转角速率操纵增益K_3p、航迹偏移对滚转角操纵增益K_3φy、航迹偏移变化率对滚转角操纵增益多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。副翼通道主要通过对滚转角变化的控制完成对航迹的控制，用于保持航迹稳定和航迹偏移量不会太大，且航迹偏移的目标量取值为0。

方向舵通道采用单回路驾驶员模型，反馈信号包括航迹偏移y和航迹偏移变化率y_变化率，其感知模型采用视觉感知模型。模型参数包括航迹偏移对偏航角操纵增益K_3ψy、航迹偏移变化率对偏航角操纵增益多通道操纵参数f和模拟驾驶员肌肉响应的环节G_mn。方向舵通道主要设计用于保证飞机在水面滑行时的航迹不会发生较大偏移，与副翼通道协同完成航迹保持，且航迹偏移的目标量取值为0。

在降落水面滑行阶段，飞机应关闭发动机进行无动力滑行，油门通道取值为0。

飞机模型300

本发明中，飞机模型300包括飞机飞行动力学模型单元301和水动力模型单元302，通过构建飞机飞行动力学模型和水动力模型，实现水陆两栖飞机水面起降过程的精确模拟，从而得到适航符合性评估飞行任务的仿真计算结果。

飞机飞行动力学模型301

本发明中，飞机飞行动力学模型单元301根据驾驶员模型200输入的各个舵面的偏度及油门位置信息、水动力模型单元302输入的水面作用于机体的水动力及水动力矩信息和风浪扰动模型400输入的风浪扰动信息计算输出飞机飞行状态信息。

在地面参考系内，刚性机体的质心平移的动力学方程为：

为地面参考系下飞机的质心加速度；

m_b为机体质量；

g为重力加速度；

L_bg为地面参考系到机体参考系的转换矩阵；

为L_bg的逆矩阵；

L_ab为机体参考系到气流参考系的转换矩阵；

为L_ab的逆矩阵；

n_T为工作发动机台数；

T为单台发动机推力；

为发动机俯仰安装角；

F_w为作用于机体的水动力；

D,C,L分别为沿气流参考系定义的气动阻力、侧力和升力分量；

对刚性机体的质心平移的动力学方程进行一次积分和二次积分即得到机体质心的速度和位移。

在机体参考系内，刚性机体的转动动力学方程为：

I_x,I_y,I_z为转动惯量；

I_zx为惯性积；

p_变化率,q_变化率,r_变化率为飞机滚转角速度的变化率，俯仰角速度的变化率，偏航角速度的变化率；

y_Ti,z_Ti为第i台发动机推力作用点坐标；

L,M,N为气动力矩在体轴系上的分量；

M_W为作用于机体的水动力矩。

描述飞机空间运动姿态的欧拉角关于时间的变化率与体轴系上的转动角速度之间的关系，即机体的姿态运动学方程为：

φ_变化率,θ_变化率,ψ_变化率为飞机滚转角的变化率，俯仰角的变化率，偏航角的变化率；通过对公式(3)进行一次积分即可得到飞机的运动姿态。

水动力模型302

本发明建立了完整的水动力模型，包括水动升力模型302a、水动阻力模型302b、水动侧力模型302c、浮力模型302d、水动冲击力模型302e和水动阻尼力矩模型302f。分别求出作用于机体的水动升力、水动阻力、水动侧力、浮力、水动冲击力和水动阻尼力矩，并求出各部分的合力和合力矩，即可得到作用于机体的水动力F_w和水动力矩M_W。

下面说明水动力模型各部分的建模方法。

水动升力模型302a

本发明中，水动升力模型302a将水陆两栖飞机机身着水区域抽象成滑行平板，在平板升力计算公式的基础上进行适当修正，提出适合于两栖飞机的水动升力计算的公式。水动升力计算公式为：

L_w为作用于机体的水动升力，ρ_w为水流密度，V为飞机的水面滑行速度，λ为机体浸湿长宽比，B为飞机船体部分的舭宽，α_b为艏部实际迎角，λ_βw为根据飞机底部斜升角β_w修正后的浸湿长宽比。

水动阻力模型302b

本发明中，水动阻力分为摩擦阻力、兴波阻力、粘压阻力、喷溅阻力。

摩擦阻力的产生机理为：水陆两栖飞机在水面滑行时，由于水的粘性在机体表面形成边界层，使飞机在滑跑过程中受到黏性切应力作用。摩擦阻力的计算方法为：

R_f＝0.5ρ_wV₁ ²S_wC_f (5)

R_f为作用于机体的摩擦阻力，V₁为机身底部平均水流速度，S_w为飞机船体部分的浸湿面积，C_f为船体与睡眠之间的摩擦阻力系数。

粘压阻力的产生机理为：由于水的粘性作用，不仅会产生摩擦阻力，还会消耗水质点的动能，造成机身着水部分前后水面压力不平衡，形成粘压阻力。粘压阻力的计算方法为：

R_pv＝0.5ρ_wV₁ ²S_wC_pv (6)

R_pv为作用于机体的粘压阻力，C_pv为粘压阻力系数，粘压阻力系数C_pv与摩擦阻力系数C_f之比是一常数，取值为0.195。

喷溅阻力的产生机理为：水陆两栖飞机在水面滑跑过程中，机身局部区域会向外喷出一系列水花，此水花被称为喷溅，由喷溅而引起的水阻力称为喷溅阻力。喷溅阻力的计算方法为：

R_s为作用于机体的喷溅阻力，V_s为喷溅区内的平均水流速度，Θ为根据飞机底部斜升角修正后的机体俯仰角，C_fs为喷溅阻力系数。

兴波阻力的产生机理为：船体在运动过程中会兴起波浪，导致船体表面压力分布情况发生较大变化，一般在船首处为波峰，会使首部的压力增大，尾部的波谷则使尾部的压力降低，这样就会在船体的首尾产生流体压力差，这种由兴波引起的压力分布改变所产生的阻力称为兴波阻力。本发明中，水陆两栖飞机的兴波阻力系数采用Wigley-1船型的兴波阻力系数试验值与理论计算值进行插值计算。Wigley船型为兴波阻力研究的典型算例船型，Wigley-1船型兴波阻力系数的试验值与理论计算值如图8所示。关于坐标系的建立，参见《船舶兴波阻力计算及型线优化》，兰亮，哈尔滨工程大学，2012年，第62-64页。当水陆两栖飞机的傅汝德数小于0.46时，使用试验值插值计算飞机的兴波阻力系数；当水陆两栖飞机的傅汝德数大于0.46时，使用理论计算值插值计算飞机的兴波阻力系数。

水动侧力模型302c

由于两栖飞机机身底部存在斜升角β_w，当飞机发生侧滑运动时，将产生一个侧向力，阻碍飞机的侧向运动。水动侧力的计算公式为：

F_c为作用于机体的水动侧力，u为飞机地速在全机坐标系x轴的分量，S_c为飞机船体水下部分侧投影面积，β为飞机的侧滑角。

浮力模型302d

本发明中，浮力模型302采用阿基米德定律进行建模。浮力计算公式为：

F_bu＝ρ_wgV_p (9)

F_bu为作用在机身上的浮力，g为重力加速度，V_p为机身船体部分的排水体积。

水动冲击力模型302e

本发明中，水动冲击力是指两栖飞机水面降落时，由于机体迅速而不稳定地浸入水中，水与机体撞击所产生的力。影响水动冲击力的因素包括：飞机重量及其分布、船底形状、飞机龙骨与水面接触所夹的纵倾角、运动速度等。水动冲击力计算公式为：

F_n为作用于机体的水动冲击力，为三元流动的修正参数，m_w为舭部浸湿后的附连水质量，τ为着水时水面与龙骨所夹的纵倾角，d_变化率为吃水深度变化率，τ₀和γ₀分别为断阶着水时的纵倾角和航迹倾角，为飞机沿龙骨的法向加速度，ζ为飞机沿龙骨的的法向位置，ζ_s为飞机稳定着水后沿龙骨的法向位置。

水动阻尼力矩模型302f

本发明中，水动阻尼力矩包括水动滚转(横摇)阻尼力矩、水动俯仰(纵摇)阻尼力矩和水动偏航(艏摇)阻尼力矩。

水动滚转阻尼力矩与滚转角速度、吃水深度、浸润面积等参数相关。水动滚转阻尼力矩的计算公式为：

L_s＝C_lpwρ_wVλB⁴p (11)

L_s为作用于机体的水动滚转阻尼力矩，C_lpw为水动滚转阻尼导数，p为飞机的滚转角速度。

水动俯仰阻尼力矩的计算公式为：

M_s＝C_mqwρ_wVλ³B⁴q (12)

M_s为作用于机体的水动俯仰阻尼力矩，C_mqw为水动俯仰阻尼导数，q为飞机的俯仰角速度。

水动偏航阻尼力矩的计算公式为：

N_s＝C_nrwρ_wVλB⁴r (13)

N_s为作用于机体的水动偏航阻尼力矩，C_nrw为水动偏航阻尼导数，r为飞机的偏航角速度。

风浪扰动模型400

为了建立不同海况下飞机水面起降数字模拟飞行仿真技术，本发明在建立飞机模型300的基础上，考虑不同海况对飞机受力干扰的量化影响，建立了风浪扰动模型400。

本发明中，风浪扰动模型的风速和海浪高度的对应关系根据世界气象组织给出的第四浦福风标进行定义，将风级定义为无风、软风、清风、微风、和风、清劲风等；海浪高度和海浪等级的对应关系根据俄罗斯浪级表进行定义，将海浪等级定义为平静、微浪、轻浪、中浪、大浪等。

风扰动对飞机模型300的影响主要通过改变飞机的迎角α和侧滑角β实现，影响内容为飞机的飞行动力学方程(式1)中的气动力和气动力矩。

海浪扰动对飞机模型300的影响主要通过施加海浪干扰力和干扰力矩实现。海浪干扰力和干扰力矩的计算公式为：

X_WAVE,Y_WAVE,Z_WAVE为作用在机体上的海浪干扰力在体轴系上的分量，为作用在机体上的海浪干扰力矩在体轴系上的分量，ρ_w为水流密度，g为重力加速度，b＝kl_w cosχ/2，c＝kBsinχ/2，H_w为海浪高度，k为海浪的波数(表示2π间距内有多少个波)，l_w为飞机船体部分浸湿长度，B为飞机船体部分的舭宽，χ为飞机的航迹倾角，d为飞机的吃水深度，ω_e为海浪的遭遇频率，t为时间。

实施例1

利用本明对水陆两栖飞机进行适航符合性评估，以海浪中水面降落任务为例，该任务主要考察飞机在海浪中降落过程的纵向、横航向稳定性和操纵性，仿真结果应符合GJB185-86第11.2.1条、第11.2.6条、第11.2.8条、第11.3.5条的要求，具体验证指标可参考基于适航条款的飞行任务数字化子系统100中的海浪中水面降落飞行任务卡。

利用本发明对水陆两栖飞机在侧风速度16节、海浪高度1.5m的海浪环境中的水面降落任务进行仿真，仿真结果如图9A～图9G所示。其中，飞机航线(如图9A)和俯仰角(如图9B)用于评估飞机降落过程中的纵向稳定性，驾驶杆纵向杆力(如图9C)用于评估飞机的纵向操纵性，航迹偏角(如图9F)和航迹偏移量(如图9G)用于评估飞机的横航向稳定性，驾驶杆横向杆力(如图9D)和脚蹬力(如图9E)用于评估飞机的横航向操纵性。

仿真结果可以看出，飞机能够完成海浪中水面的降落操纵任务，在完成的过程中各个运动变量均在合理范围内。飞机的纵向飞行航线相对平滑，在水面滑行时没有出现鱼跃运动，俯仰角在飞机的纵向稳定区域内，振动幅值约为0.6°，远远小于2°，满足GJB185-86第11.2.1的要求。飞机在纵向的操纵力是拉杆力，最大杆力为184.5N，不超过230N，满足GJB185-86第11.2.6和第11.2.8条要求。在侧风的作用下飞机发生的航迹偏移较低，航迹偏移最大值为15.6m，远小于最小水上机场的滑行道宽度150m。在着水之前飞机的航向角保持在很小的值，着水后初始阶段最大航向角为3.76°，不超过5°，满足GJB185-86第11.3.5条的要求。

水陆两栖飞机的海浪中水面降落任务适航符合性评估结果如下：

可以看出，通过本发明的数字虚拟飞行仿真计算，可以表明飞机满足海浪中水面降落的适航符合性要求。

Claims (8)

1.一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统，其特征在于：仿真计算系统包括基于适航条款的飞行任务数字化模块(100)、驾驶员模型(200)、飞机模型(300)及风浪扰动模型(400)；

所述驾驶员模型(200)包括起飞驾驶员模型单元(201)和降落驾驶员模型单元(202)；

所述飞机模型(300)包括飞机飞行动力学模型单元(301)和水动力模型单元(302)；

通过基于适航条款的飞行任务数字化模块(100)和驾驶员模型(200)实现适航条款所规定飞行任务的驾驶员操纵模拟，并结合飞机模型(300)和风浪扰动模型(400)完成飞行任务的数字虚拟飞行仿真计算。

2.根据权利要求1所述的一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统，其特征在于：所述基于适航条款的考核任务数字化模块(100)根据《中国民用航空规程(CCAR-25-R4)》和《GJB185-86有人驾驶飞机(固定翼)飞行品质》中有关水陆两栖飞机适航符合性的部分条款，设计了用于水陆两栖飞机水面起降适航符合性评估的典型飞行任务及对应的任务卡，实现了基于适航条款的飞行任务数字化；飞行任务包括平静水面滑行、平静水面起飞、平静水面降落、侧风中水面起飞、侧风中水面降落、海浪中水面起飞和海浪中水面降落。

3.根据权利要求1所述的一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统，其特征在于：所述起飞驾驶员模型单元(201)包括起飞水面滑行阶段驾驶员模型(201a)和抬头爬升阶段驾驶员模型(201b)；

起飞水面滑行阶段驾驶员模型的纵向操纵目标是控制飞机的俯仰角，使其处于稳定区域内，以满足纵向稳定性的要求；

横航向操纵目标为控制飞机的航迹偏移，以保证飞机的起飞航迹满足要求；

抬头爬升阶段驾驶员模型的操纵目标分为两部分，一是迅速的抬头爬升到达安全高度，二是保持航迹稳定且航迹偏移不能太大；

驾驶员模型包含升降舵通道、副翼通道、方向舵通道和发动机通道四个操纵通道，根据水陆两栖飞机水面起飞任务的驾操纵要求，采用Hess驾驶员模型理论分阶段完成水面起飞任务的驾驶员操纵模型；引入Hess提出的感知模型，描述在不同水面条件下驾驶员接受飞机状态信号的能力；引入多通道驾驶员模型理论，描述驾驶员在进行多通道任务时驾驶员感知能力下降且操纵效果降低的现象。

4.根据权利要求1所述的一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统，其特征在于：所述降落驾驶员模型单元(202)包括进近阶段驾驶员模型(202a)、拉平阶段驾驶员模型(202b)和降落水面滑行阶段驾驶员模型(202c)；

进近阶段驾驶员模型的纵向操纵目标是控制沿着预定的下滑航迹下滑，或以一定的下滑角完成稳定的下滑；

横航向操纵目标是保证飞机不会出现较大的航迹偏移；

拉平阶段驾驶员模型的纵向操纵目标是改变飞行下滑角，减小飞机的下沉速度，获得较为适宜的入水角，在拉平阶段末端将飞机的俯仰角保持在3°左右；

横航向操纵目标是保证飞机不会出现较大的航迹偏移；

降落水面滑行阶段驾驶员模型的纵向操纵目标主要是俯仰姿态控制，保证飞机在水面滑行的纵向稳定性；

横航向操纵目标是通过副翼和方向舵协同作用，保证飞机不会出现较大的航迹偏移；驾驶员模型包含升降舵通道、副翼通道、方向舵通道和发动机通道四个操纵通道，根据水陆两栖飞机水面降落任务的驾操纵要求，采用Hess驾驶员模型理论分阶段完成水面起飞任务的驾驶员操纵模型；引入Hess提出的感知模型，描述在不同水面条件下驾驶员接受飞机状态信号的能力；引入多通道驾驶员模型理论，描述驾驶员在进行多通道任务时驾驶员感知能力下降且操纵效果降低的现象。

5.根据权利要求1所述的一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统，其特征在于：所述飞机飞行动力学模型单元(301)根据驾驶员模型(200)输入的各个舵面的偏度及油门位置信息、水动力模型单元(302)输入的水面作用于机体的水动力及水动力矩信息和风浪扰动模型(400)输入的风浪扰动信息计算输出飞机飞行状态信息；动力学模型的输入变量为F_w、M_W、δ_e、δ_a、δ_r、δ_p、T、H_wave、V_wind，定义分别为：作用于机体的水动力，作用于机体的水动力矩，升降舵偏转角，副翼偏转角，方向舵偏转角，油门位置，发动机推力，海浪高度，风速；动力学模型的输出变量为α,β、p,q,r、φ,θ,ψ、x_g,y_g,z_g、χ,γ、V、n_x,n_y,n_z，定义分别为：飞机迎角及侧滑角，飞机滚转角速度/俯仰角速度/偏航角速度，飞机滚转角/俯仰角/偏航角，飞机相对于惯性系的坐标，飞机航迹偏角及航迹倾角，飞机飞行速度，飞机三轴过载。

6.根据权利要求1所述的一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统，其特征在于：所述水动力模型单元(302)建立了完整的水动力模型，包括水动升力模型、水动阻力模型、水动侧力模型、浮力模型、水动冲击力模型和水动阻尼力矩模型；分别求出作用于机体的水动升力、水动阻力、水动侧力、浮力、水动冲击力和水动阻尼力矩，并求出各部分的合力和合力矩，得到作用于机体的水动力F_w和水动力矩M_W。

7.根据权利要求1所述的一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统，其特征在于：所述风浪扰动模型的(400)采用第四浦福风标定义风速和海浪高度的对应关系，采用俄罗斯浪级表定义海浪高度和海浪等级的对应关系；通过风对飞机迎角α和侧滑角β的影响模拟风扰动对飞机运动的影响，通过海浪对飞机施加的干扰力和干扰力矩模拟海浪扰动对飞机运动的影响。

8.根据权利要求1所述的一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统，其特征在于：使用的飞机数字虚拟飞行方法的流程为：

(A)选择飞行任务，初始化飞机高度、速度、姿态角、油门位置、重量、重心位置、风速、海浪高度等信息；

(B)驾驶员模型(200)根据当前飞机飞行动力学模型单元(301)输入的飞机高度、速度、航迹角、姿态角及气动角等信息和基于适航条款的飞行任务数字化模块(100)输入的飞行任务信息，根据飞行任务要求和海面情况，输出驾驶员对各个舵面及油门的操纵量信息；

(C)水动力模型单元(302)根据当前飞机飞行动力学模型单元(301)输入的部分飞机飞行状态信息计算输出水面作用于机体的力及力矩信息；

(D)飞机飞行动力学模型单元(301)根据驾驶员模型(200)输入的各个舵面的偏度及油门位置信息、水动力模型单元(302)输入的水面作用于机体的力及力矩信息和风浪扰动模型(400)输入的风浪扰动信息计算输出飞机飞行状态信息；

(E)仿真结束，得到适航性仿真参数；根据所述的适航性仿真参数能够评估飞机设计初期的设计方案是否满足适航条例的要求。