低空风切变对飞机运行安全会产生严重的威胁,如果从飞行试验的角度对其展开研究,则在飞机真实试飞时难以建立低空风切变的试验条件,且试飞过程极具危险。本文使用Simulink建立了低空风切变下大型飞机全包线六自由度非线性模型并进行了实时仿真、反应式风切变探测算法研究与飞机穿越风切变进近的控制律设计。飞机模型主要包含飞机动力学模型、飞行环境模型和飞机系统模型。其中,飞机动力学包括运动学模型和飞行动力学模型;飞行环境包括低空风切变模型、大气数据及地形数据;飞机系统则是对大气数据计算机和惯性参考系统等传感器、发动机、起落架以及作动器等建立数学模型。现有的低空风切变算法通常只考虑当时的风速数据,没有考虑到飞机当时的飞行高度、重量、剩余推力等数据,在低高度和低剩余推力时的告警不够及时。本文利用飞行管理系统提供的飞行高度、重量、剩余推力,对FAA的风切变危害因子计算公式进行修正,并通过蒙特卡罗仿真确定修正因子中的待定的安全系数。仿真实验表明改进后的算法可有效降低反应式风切变探测的误警率。地形感知与告警系统(TAWS)的Mode7功能能够根据飞机当前空速、攻角、无线电高度等探测低空风切变的存在,从而提示飞行员躲避危险,避免可控飞行撞地(CFIT)的发生以确保飞行安全。针对某航空研究所研制的TAWS工程样机,设计了TAWS低空风切变探测功能仿真验证平台,利用已经建立的飞机模型和低空风切变模型生成低空风切变探测所需的数据,利用飞行场景数据库进行多次仿真,可以验证TAWS Mode 7是否能在飞机穿越风切变时给出准确的提示和告警信息。传统的飞机自动进近是利用仪表着陆系统测量飞机到标准下滑道的偏角,由自动驾驶仪通过控制俯仰角消除偏角。随着新航行系统的发展,采用全球导航卫星系统进行自主进近着陆成为可能。本文研究了飞机使用GNSS进近时遭遇低空风切变的模型建立、控制律设计与实时仿真。当飞机在遭遇Caution级风切变时,飞行员应注意保持空速和航迹。本文提出采用增益平滑最优二次型跟踪器的自动驾驶仪代替飞行员操纵飞机保持进近时的空速和航迹,研究了其抵抗低空风切变的鲁棒性。飞机穿越风切变时的运动模型是风速剧烈变化的非线性模型,该控制律针对飞机在不同风速下分别设计参数,并根据空速对增益进行插值。在该控制律控制下得到的飞行参数曲线表明,增益平滑线性二次型跟踪器能有效改善飞机穿越风切变的航迹控制。