本發(fā)明涉及方法發(fā)明領(lǐng)域，具體是一種融合渦環(huán)和離散突風(fēng)模型的低空風(fēng)切變模型設(shè)計(jì)，該發(fā)明設(shè)計(jì)一種貼合實(shí)際自然現(xiàn)象的低空風(fēng)切變模型，可應(yīng)用于飛行器對(duì)風(fēng)切變危險(xiǎn)的被動(dòng)感知和規(guī)避性能的研究與測(cè)試。

背景技術(shù)：

風(fēng)切變是一種大氣現(xiàn)象，是指大氣中兩點(diǎn)之間風(fēng)速和風(fēng)向上的變化，大小可以用兩點(diǎn)間風(fēng)速差除以距離或時(shí)間表示，包括水平風(fēng)的垂直切變，水平風(fēng)的水平切變，垂直風(fēng)的切變。低空風(fēng)切變是指600米以下的風(fēng)切變，是與強(qiáng)對(duì)流天氣、鋒面天氣、低急流、地理、環(huán)境因素有關(guān)的大氣現(xiàn)象，嚴(yán)重危害飛機(jī)的起降過(guò)程。低空風(fēng)切變由于發(fā)生突然、時(shí)間短、尺度小、強(qiáng)度大，當(dāng)質(zhì)量和慣性都較大的大中型飛機(jī)遇上時(shí)，往往由于飛行高度太低，缺乏足夠的空間進(jìn)行機(jī)動(dòng)而發(fā)生事故。飛行中要求飛行人員能夠及時(shí)的發(fā)現(xiàn)它并盡量避免,以確保飛行安全。

對(duì)風(fēng)切變建模研究是飛機(jī)安全駕駛研究的基礎(chǔ)，為飛機(jī)遭遇風(fēng)切變判斷與逃逸提供理論基礎(chǔ)，對(duì)減少飛機(jī)風(fēng)切變相關(guān)的事故具有重要意義。

相關(guān)文獻(xiàn)《低空風(fēng)切變下大型飛機(jī)建模、危險(xiǎn)探測(cè)與控制律研究》中提出了基于渦環(huán)方法建立低空風(fēng)切變模型，該方法是把風(fēng)切變場(chǎng)視為不可壓、無(wú)粘、無(wú)旋的位流場(chǎng)，這種基于渦環(huán)的方法渦環(huán)中心的強(qiáng)度是固定不變的。但考慮到實(shí)際的自然現(xiàn)象，風(fēng)切變的中心強(qiáng)度并不是一成不變，它會(huì)隨著時(shí)間的變化而變化，因此該模型與真實(shí)狀況的風(fēng)切變影響有很大差別，不能逼真的反映真實(shí) 情況，進(jìn)而不能有效測(cè)試飛機(jī)飛行各階段對(duì)風(fēng)切變危險(xiǎn)感知和規(guī)避性能。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

發(fā)明創(chuàng)造的目的

基于風(fēng)切變對(duì)飛機(jī)飛行各階段安全性能影響的嚴(yán)重性，以及現(xiàn)有模型存在的嚴(yán)重不足，本發(fā)明提出融合渦環(huán)和離散風(fēng)模型的風(fēng)切變模型設(shè)計(jì)。該設(shè)計(jì)改變了原有模型渦環(huán)中心風(fēng)速固定的缺陷，更貼近實(shí)際自然現(xiàn)象，可通過(guò)調(diào)節(jié)渦環(huán)的中心速度，靈活構(gòu)造不同的風(fēng)切變模型。

本發(fā)明以對(duì)飛機(jī)飛行各階段的安全性能有威脅影響的風(fēng)切變這一因素為研究對(duì)象，針對(duì)目前已提出相關(guān)模型的嚴(yán)重缺陷，提出改進(jìn)的融合離散突風(fēng)和渦環(huán)風(fēng)切變模型，大幅提高了風(fēng)切變模型與實(shí)際自然現(xiàn)象中的風(fēng)切變的貼合程度，為模擬進(jìn)行飛機(jī)飛行對(duì)風(fēng)切變危險(xiǎn)感知和規(guī)避性能測(cè)試提供了更為真實(shí)有效的風(fēng)場(chǎng)。且本發(fā)明提出的風(fēng)切變模型除渦環(huán)中心的風(fēng)速可隨時(shí)間的改變而改變，還可靈活調(diào)節(jié)渦環(huán)中心與離散突風(fēng)模型中心的相對(duì)位置，從而改變飛機(jī)所受的風(fēng)切變影響。相比于已有的風(fēng)切變模型，本次發(fā)明的真實(shí)性和有效性都有了大幅度提高，更符合實(shí)際情況，對(duì)提高飛機(jī)飛行的安全性能測(cè)試結(jié)果的準(zhǔn)確性和有效性具有重要意義。

技術(shù)方案

本發(fā)明的目的通過(guò)如下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)：

一種融合渦環(huán)和離散風(fēng)模型的風(fēng)切變模型，主要包括微下?lián)舯┝髂Ｐ秃碗x散突風(fēng)模型。所謂離散突風(fēng)，是指短時(shí)間內(nèi)大氣中各方向的風(fēng)速發(fā)生劇烈變化的氣流。由于大氣運(yùn)動(dòng)的不穩(wěn)定性，風(fēng)速是隨時(shí)間發(fā)生變化的。在飛行品質(zhì)鑒定、飛機(jī)強(qiáng)度計(jì)算和飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，廣泛使用所謂的離散風(fēng)模型。其中， 微下?lián)舯┝髂Ｐ蛯L(fēng)切變視為不可壓、無(wú)粘、無(wú)旋的位流場(chǎng)，不考慮溫度變化。

一種融合渦環(huán)和離散突風(fēng)模型的低空風(fēng)切變模型設(shè)計(jì)方法，包括微下?lián)舯┝髂Ｐ秃碗x散突風(fēng)模型的設(shè)計(jì)，具體設(shè)計(jì)步驟如下：

步驟一，在以跑道入口為原點(diǎn)、進(jìn)近方向?yàn)?XR軸的跑道坐標(biāo)系下建立渦環(huán)；所謂渦環(huán)是指由下沉氣流產(chǎn)生，接近地面后向四周輻散開(kāi)并卷起，在地面上方形成一個(gè)渦環(huán)區(qū)；

設(shè)地面上方位于O_p＝(x_p,y_p,z_p)^T，渦環(huán)半徑為R的主渦環(huán)曲線(xiàn)方程

飛機(jī)重心處的流線(xiàn)方程為

其中，渦環(huán)強(qiáng)度Γ由預(yù)先設(shè)定的渦環(huán)中心垂直速度V_wz0和渦環(huán)半徑R確定：

Γ＝2RV_wz0

r_max、r_min為空間內(nèi)任意一點(diǎn)O_A到主渦環(huán)的最大和最小距離；F(k)為橢圓積分函數(shù)，其中：

當(dāng)0≤k≤1時(shí)，F(xiàn)(k)可以近似為：

步驟二，取定渦環(huán)中心、渦環(huán)半徑，以及中心垂直風(fēng)速，可以得到渦環(huán)中心強(qiáng)度固定不變的渦環(huán)模型；

步驟三，配置鏡像渦環(huán)；為了使風(fēng)矢量滿(mǎn)足地面邊界條件，即Vz＝0，在與 主渦環(huán)中心相對(duì)于地面對(duì)稱(chēng)的位置配置鏡像渦環(huán)；

步驟四，引入離散突風(fēng)模型；

全波長(zhǎng)的離散突風(fēng)模型為

半波長(zhǎng)離散突風(fēng)模型為

離散風(fēng)主要由突風(fēng)尺度d_m和強(qiáng)度v_wm確定；而突風(fēng)的梯度由下述公式計(jì)算，

步驟五，調(diào)節(jié)步驟四所述的突風(fēng)模型的突風(fēng)梯度，風(fēng)切變中心風(fēng)速隨時(shí)間變化，用于模擬風(fēng)切變的時(shí)變特性；

步驟六，調(diào)節(jié)突風(fēng)模型的中心與渦環(huán)中心的相對(duì)位置，可以改變不同時(shí)刻風(fēng)切變中心強(qiáng)度的大小，可以用于模擬整個(gè)風(fēng)切變風(fēng)場(chǎng)強(qiáng)度的大小。

發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)

本發(fā)明設(shè)計(jì)的風(fēng)切變模型與現(xiàn)有的模型相比更符合實(shí)際情況，因此對(duì)飛機(jī)飛行的安全性能研究的驗(yàn)證與測(cè)試更具有有效性和真實(shí)性，為研究飛機(jī)安全駕駛提供了堅(jiān)實(shí)的理論基礎(chǔ)，對(duì)飛機(jī)遭遇風(fēng)切變判斷和逃逸提供了更為準(zhǔn)確的測(cè)試環(huán)境，對(duì)減少飛機(jī)風(fēng)切變相關(guān)的事故具有重要意義。本發(fā)明設(shè)計(jì)了一種融合 渦環(huán)和離散風(fēng)模型的風(fēng)切變模型，該模型的渦環(huán)中心風(fēng)速大小可隨時(shí)間變化而變化，且突風(fēng)模型中心與渦環(huán)中心相對(duì)位置可調(diào)節(jié)，從而改變風(fēng)切變的大小和強(qiáng)度，從而使該模型更好的貼近現(xiàn)實(shí)自然情況，對(duì)飛機(jī)飛行的安全性能測(cè)試更具有效性。

附圖說(shuō)明

圖1為跑道坐標(biāo)系下微下?lián)舯┝髂Ｐ驮韴D；

圖2為本發(fā)明風(fēng)矢量橫縱向剖面示意圖。

具體實(shí)施方式

本發(fā)明提出的方案在Matlab R2010a環(huán)境下編程驗(yàn)證，融合渦環(huán)和離散風(fēng)模型的風(fēng)切變模型，主要包括微下?lián)舯┝髂Ｐ秃碗x散突風(fēng)模型。所謂離散突風(fēng)，是指短時(shí)間內(nèi)大氣中各方向的風(fēng)速發(fā)生劇烈變化的氣流。由于大氣運(yùn)動(dòng)的不穩(wěn)定性，風(fēng)速是隨時(shí)間發(fā)生變化的。在飛行品質(zhì)鑒定、飛機(jī)強(qiáng)度計(jì)算和飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，廣泛使用所謂的離散風(fēng)模型。其中，微下?lián)舯┝髂Ｐ蛯L(fēng)切變視為不可壓、無(wú)粘、無(wú)旋的位流場(chǎng)，不考慮溫度變化。

具體步驟如下：

一種融合渦環(huán)和離散突風(fēng)模型的低空風(fēng)切變模型設(shè)計(jì)方法，包括微下?lián)舯┝髂Ｐ秃碗x散突風(fēng)模型的設(shè)計(jì)，具體設(shè)計(jì)步驟如下：

步驟一，在以跑道入口為原點(diǎn)、進(jìn)近方向?yàn)?XR軸的跑道坐標(biāo)系下建立渦環(huán)；所謂渦環(huán)是指由下沉氣流產(chǎn)生，接近地面后向四周輻散開(kāi)并卷起，在地面上方形成一個(gè)渦環(huán)區(qū)；

設(shè)地面上方位于O_p＝(x_p,y_p,z_p)^T，渦環(huán)半徑為R的主渦環(huán)曲線(xiàn)方程

飛機(jī)重心處的流線(xiàn)方程為

其中，渦環(huán)強(qiáng)度Γ由預(yù)先設(shè)定的渦環(huán)中心垂直速度V_wz0和渦環(huán)半徑R確定：

Γ＝2RV_wz0

r_max、r_min為空間內(nèi)任意一點(diǎn)O_A到主渦環(huán)的最大和最小距離；F(k)為橢圓積分函數(shù)，其中：

當(dāng)0≤k≤1時(shí)，F(xiàn)(k)可以近似為：

步驟二，取定渦環(huán)中心、渦環(huán)半徑，以及中心垂直風(fēng)速，可以得到渦環(huán)中心強(qiáng)度固定不變的渦環(huán)模型；

步驟三，如圖1所示，配置鏡像渦環(huán)；為了使風(fēng)矢量滿(mǎn)足地面邊界條件，即Vz＝0，在與主渦環(huán)中心相對(duì)于地面對(duì)稱(chēng)的位置配置鏡像渦環(huán)；

步驟四，引入離散突風(fēng)模型；

全波長(zhǎng)的離散突風(fēng)模型為

半波長(zhǎng)離散突風(fēng)模型為

離散風(fēng)主要由突風(fēng)尺度d_m和強(qiáng)度v_wm確定；而突風(fēng)的梯度由下述公式計(jì)算，

步驟五，調(diào)節(jié)步驟四所述的突風(fēng)模型的突風(fēng)梯度，風(fēng)切變中心風(fēng)速隨時(shí)間變化，用于模擬風(fēng)切變的時(shí)變特性；

步驟六，調(diào)節(jié)突風(fēng)模型的中心與渦環(huán)中心的相對(duì)位置，可以改變不同時(shí)刻風(fēng)切變中心強(qiáng)度的大小，可以用于模擬整個(gè)風(fēng)切變風(fēng)場(chǎng)強(qiáng)度的大小，融合模型如圖2所示。