F-16 戰機動態模擬

飛行模擬器性能表現主要取決於是否能充分反應出真實飛機的動態特性，而 飛機的動態特性取決於空氣動力數學模式是否精確。這裡將根據飛行力學建立飛 機的數學模式，亦即所謂的六自由度飛行動態運動方程式。而飛行模擬器即是利 用此組運動方程式，配合事先建立的龐大氣動力資料表，經由數值查表及積分運 算模擬出飛機的各種動態。

2.1.1 座標系統定義

在推導動態方程式之前，我們需先建立相關的座標軸系統，以正確表達出系，

在此所採用的座標系統包括：機體座標（Aircraft-Body Axis）如圖 2-1-1、圖 2-2-1(左)，地球地理座標 (Local Axis)如圖 2-1-2(右)、2-1-3 及尤拉角座標(Euler Axis) 如圖2-1-4【2-1 ~ 2-3】。

圖 2-1-1 機體座標示意圖

圖 2-1-2 機體座標（左）與 地理座標（右）示意圖

圖 2-1-3 地球經緯與座標高度之關係圖

機體座標 地理座標

圖 2-1-4 尤拉角座標示意圖

圖 2-1-5 尤拉角座標轉換示意圖

2.1.2 F-16 戰機簡介

自波斯灣戰爭後，中共深刻領悟到高科技武器裝備在現代戰爭中所扮演的重 要性，近幾年來一直積極執行軍事武器現代化，再加上其從未放棄武力犯台之作 法，對我國國防安全之威脅性益形加重。在歷經多年的努力之後，我國軍方期盼 多年的「二代戰機」─IDF、F-16 與幻象兩千等新型戰機終於得以翱翔在台灣領空，

所以本子題將朝向F-16 戰機飛行模擬研究。

飛機運動行為的影響表現在其機體的操縱面上，其俯仰、側滾及偏航運動是 分別受到水平尾翼、副翼及方向舵所控制以完成飛行動作。為了要正確地模擬一 飛行器，我們必須先針對欲要模擬之系統有些初步且正確的認知，本子題今年依 舊接續去年的成果繼續探討 F-16 戰機，眾所皆知，F-16 戰機共有一對副翼 (Aileron)、一對水平尾翼(Elevator)及一片方向舵(Rudder)五個控制面，如圖 2-1-6 所示。而且在其基本規格如下列所示與外型規格如圖2-1-7 所示。

F-16 戰機基本規格

Primary Function: Multirole fighter Builder: Lockheed Martin Corp.

Power Plant: F-16C/D: one Pratt and Whitney F100-PW-200/220/229 or General Electric F110-GE-100/129

Thrust: F-16C/D, 27,000 pounds Length: 49 feet, 5 inches (14.8 meters) Height: 16 feet (4.8 meters)

Wingspan: 32 feet, 8 inches (9.8 meters) Speed: 1,500 mph (Mach 2 at altitude) Ceiling: Above 50,000 feet (15 kilometers)

Maximum Takeoff Weight: 37,500 pounds (16,875 kilograms) Range: More than 2,000 miles ferry range (1,740 nautical miles)

圖 2-1-6 F-16 戰機控制面

圖 2-1-7 F-16 戰機外形規格圖

2.1.3 F-16 戰機飛行動態系統建立

飛機視為剛體，就運動而包含有六個自由度（Degree of freedom），故其運動 可用六個變數來陳述；互為垂直的三個重心分速

u,v,w；及對穿過重心三垂直軸的

旋轉，以三個角速度

p,q,r。而角位移則以尤拉角 φ,θ,ψ 表示。物體與空氣作相對運

動時作用在物體上的力，簡稱氣動力，而航空器基本受力如圖2-1-8 所示。它由兩 個分布力系組成﹕一是沿物體表面法線方向的法向分佈力系，另一是在表面切平 面上的切向分佈力系。空氣動力通常就是指這兩個力系的合力。將空氣動力分解 為三個方向上的分量。x 軸平行於氣流方向且正向與氣流方向相反，z 軸在飛行器 對稱面內與軸垂直且正向指向航空器上方，y 軸指向右翼，則合力在 x,y,z 三個軸 上的分量分別稱為阻力､側向力，升力。若空氣動力作用點與飛行器重心不重合，

則飛行器還受到一個合力矩的作用，它在x,y,z 三個軸上的分量分別稱為滾轉力矩､

偏航力矩和俯仰力矩，因此，航空器所受總力可由三個部分所構成如圖2-1-9 所示

【2-1】。

圖 2-1-8 航空器座標定義圖

圖 2-1-9 航空器基本受力圖

空氣動力含引擎推力部分其總力表示為

Thrust

mg Cx q

Fx

= − sin

θ

+ (2.5)

θ φ

cos sin

mg sCy q

Fy

= + (2.6)

θ φ

cos cos

mg sCz q

Fz

= + (2.7)

產生的空氣動力力矩為

sbC

l

q

L =

(2.8)

scC

m

q

M =

(2.9)

sbC

n

q

N =

(2.10)

式中

q 為動壓（Dynamic Pressure）、s 為機翼面積為、b 翼長、c 為機翼參考弦長與

在文檔中 產學合作計畫：高階飛行動態模擬器之研製(III) (頁 33-38)