艦載機著艦多模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)研究

潘婷婷，江駒，王新華，蔡麗青

(南京航空航天大學(xué)自動化學(xué)院，江蘇南京210016)

0 引言

對于全天候著艦而言，采用何種工作模態(tài)引導(dǎo)飛機著艦對艦載機的安全至關(guān)重要。根據(jù)著艦條件選擇合適的著艦引導(dǎo)模態(tài)，并實現(xiàn)多模態(tài)間的實時平滑轉(zhuǎn)換，是保證著艦效率和安全性的關(guān)鍵。

全天候著艦引導(dǎo)系統(tǒng)包含四種工作模態(tài)［1］:模態(tài)Ⅰ(自動著艦引導(dǎo)系統(tǒng)，ACLS)、模態(tài)ⅠA、模態(tài)Ⅱ(儀表著艦引導(dǎo)系統(tǒng)，ILS)和模態(tài)Ⅲ(艦上控制進場系統(tǒng)，CCAS)。文獻［2-5］研究了四種工作模態(tài)的工作原理、結(jié)構(gòu)配置、工作條件等。文獻［6］研究了飛行軌跡是否處于安全區(qū)和數(shù)據(jù)鏈?zhǔn)欠癯霈F(xiàn)故障情況下的模態(tài)轉(zhuǎn)換邏輯，但在研究基于安全區(qū)的模態(tài)轉(zhuǎn)換時，僅僅研究了模態(tài)Ⅰ和模態(tài)Ⅱ之間的模態(tài)轉(zhuǎn)換邏輯，且沒有設(shè)計模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)。本文在已有文獻的基礎(chǔ)上，給出了四種模態(tài)的安全區(qū)，根據(jù)飛行軌跡與各模態(tài)工作安全區(qū)之間的關(guān)系，完善了四種模態(tài)間的轉(zhuǎn)換邏輯，并比較分析了常見的幾種模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)，進而設(shè)計了著艦多模態(tài)間的實時轉(zhuǎn)換技術(shù)，最后針對具有下沉率干擾的著艦情況進行了相應(yīng)的仿真驗證。

1 著艦安全區(qū)的建立

著艦過程中，當(dāng)采取不同的著艦引導(dǎo)系統(tǒng)時，艦載機飛行的安全區(qū)不同。根據(jù)美國著艦信號官參考手冊給出的模態(tài)Ⅰ和模態(tài)Ⅱ的安全區(qū)邊界［7］，通過曲線擬合得到模態(tài)Ⅰ和模態(tài)Ⅱ安全區(qū)的曲線方程為:

式中，x為艦載機距著艦點的距離，ft。

假設(shè)某型艦載機的著艦速度恒定，整個著艦時間為56.3 s，根據(jù)上述安全區(qū)的曲線方程，即可得到模態(tài)Ⅰ和模態(tài)Ⅱ工作下所允許的飛行高度，如圖1所示。

圖1 模態(tài)Ⅰ和模態(tài)Ⅱ的安全區(qū)Fig.1 Safe area of mode Ⅰand modeⅡ

艦載機著艦時，在離艦1389 m處進入菲涅耳透鏡入口［1］，此時飛機在理想下滑線上的高度為84.95 m(選理想下滑角為 －3.5°)，而此時菲涅耳透鏡的工作安全區(qū)為理想下滑線上下16.5 m［6］，所以FLOLS引導(dǎo)著艦時，飛機的安全高度為68.45～101.45 m，即為模態(tài)Ⅲ引導(dǎo)著艦的安全區(qū)。

模態(tài)ⅠA工作時，是先按照模態(tài)Ⅰ將飛機引導(dǎo)至FLOLS入口，再采用FLOLS引導(dǎo)著艦，所以模態(tài)ⅠA的安全區(qū)由兩部分組成，離艦前1389 m為模態(tài)Ⅰ的安全區(qū)，之后為 FLOLS著艦時飛機的安全高度。

2 著艦?zāi)B(tài)轉(zhuǎn)換邏輯分析

艦載機著艦期間，艦載雷達實時檢測飛機是否在規(guī)定的安全區(qū)內(nèi)飛行，進而決定采取何種工作模態(tài)引導(dǎo)飛機著艦。安全區(qū)內(nèi)的模態(tài)轉(zhuǎn)換邏輯見圖2所示的流程圖。

圖2 安全區(qū)模態(tài)轉(zhuǎn)換邏輯流程圖Fig.2 Logic flow of mode conversion in safe area

模態(tài)Ⅰ與模態(tài)ⅠA非常類似，它們之間的轉(zhuǎn)換是飛行員根據(jù)天氣情況，選擇其中一種模態(tài)引導(dǎo)飛機著艦。一般情況下，當(dāng)航母控制區(qū)云層的能見度低于9260 m，在日落后1.5 h至日出前1.5 h的情況下，采用模態(tài)Ⅰ引導(dǎo)飛機著艦;當(dāng)航母控制區(qū)云層的能見度超過9260 m時，則采用模態(tài)ⅠA引導(dǎo)飛機著艦。

3 模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)研究

由于模態(tài)Ⅰ和模態(tài)ⅠA是根據(jù)雷達系統(tǒng)給出的飛行高度與理想高度之間的高度差，通過飛行控制對飛機姿態(tài)的控制，從而消除高度差，實現(xiàn)安全著艦;而模態(tài)Ⅱ是通過消除儀表所顯示的下滑偏差角來實現(xiàn)對基準(zhǔn)下滑軌跡的跟蹤;模態(tài)Ⅲ是艦上管制人員根據(jù)雷達測出飛機的位置判斷飛機是否在正確的下滑道，然后通知飛行員操縱飛機著艦。因此在短暫的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，轉(zhuǎn)換前后控制系統(tǒng)的控制參數(shù)不同，甚至結(jié)構(gòu)也不同，這樣必然會出現(xiàn)輸出至伺服機構(gòu)的控制量的突變，由此引起飛機過載突變，對飛機的安全著艦不利，并且飛行員很難在短短的幾秒內(nèi)用操縱動作來完成模態(tài)間的切換。所以，必須采用合適的自動切換技術(shù)來實現(xiàn)模態(tài)間的快速切換，并能抑制相應(yīng)的瞬態(tài)響應(yīng)。

3.1 模塊轉(zhuǎn)換技術(shù)分析

3.1.1 慣性轉(zhuǎn)換

該轉(zhuǎn)換技術(shù)主要利用慣性環(huán)節(jié)的存儲功能，保證轉(zhuǎn)換前后輸出的連續(xù)性，能夠有效避免舵面的跳變，從而抑制轉(zhuǎn)換過程中出現(xiàn)的瞬態(tài)響應(yīng)，其結(jié)構(gòu)如圖 3 所示［8］。

圖3 慣性轉(zhuǎn)換技術(shù)Fig.3 Inertia conversion technology

系統(tǒng)的控制輸出為:

由系統(tǒng)的輸出可以看出，轉(zhuǎn)換前后系統(tǒng)的模型發(fā)生了改變。

3.1.2 慣性延遲式轉(zhuǎn)換

慣性延遲式轉(zhuǎn)換［9］和慣性轉(zhuǎn)換技術(shù)一樣具有慣性存儲環(huán)節(jié)，可以保證轉(zhuǎn)換前后的連續(xù)性，避免控制律輸出的跳變。不同之處在于該技術(shù)需要同時計算轉(zhuǎn)換前后兩種模態(tài)的控制律輸出，轉(zhuǎn)換過程中，兩種模態(tài)共同作用，轉(zhuǎn)換前后過渡更為平滑。結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖4 慣性延遲轉(zhuǎn)換技術(shù)Fig.4 Inertial delay conversion technology

當(dāng)控制律切換開關(guān)置于“1”時，原模態(tài)工作;當(dāng)開關(guān)置于“0”時，轉(zhuǎn)為當(dāng)前模態(tài)。假設(shè)在t0時刻，模態(tài)發(fā)生轉(zhuǎn)換，到t1時刻，模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束，則系統(tǒng)的輸出為:

可以看出，在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，原模態(tài)的控制律輸出的加權(quán)系數(shù)在規(guī)定的時間內(nèi)從1衰減到0，而當(dāng)前模態(tài)的控制律輸出的加權(quán)系數(shù)從0漸升到1，從而實現(xiàn)了模態(tài)間的平滑切換。慣性環(huán)節(jié)因子a影響模態(tài)間轉(zhuǎn)換性能，其值越大，轉(zhuǎn)換時間越短。通過選取合適的a值，來達到模態(tài)間的快速平滑切換，進而有效抑制切換過程中的瞬態(tài)響應(yīng)。

3.1.3 積分跟蹤式轉(zhuǎn)換技術(shù)

該轉(zhuǎn)換技術(shù)通過積分器將兩模態(tài)控制輸出的差值加到當(dāng)前控制律計算結(jié)果中，直到差值E=0。這樣可以保證控制律切換時，當(dāng)前模態(tài)的控制律的初值等于原模態(tài)的控制律的終值，既保證了切換前后系統(tǒng)的連續(xù)性，又保證了切換過程的平滑，其結(jié)構(gòu)如圖 5 所示［9］。

圖5 積分跟蹤式轉(zhuǎn)換技術(shù)Fig.5 Integral tracking conversion technology

假設(shè)在t0時刻模態(tài)發(fā)生轉(zhuǎn)換，到t1時刻切換完成，則系統(tǒng)的輸出為:

通過選取合適的K1和K2值來達到模態(tài)間的快速平滑切換，有效抑制切換過程中的瞬態(tài)響應(yīng)。

3.2 模塊轉(zhuǎn)換技術(shù)的仿真驗證

以F-4J艦載機為研究對象，將以上三種模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)加入到艦載機多模態(tài)著艦引導(dǎo)系統(tǒng)中，通過觀察各模態(tài)控制系統(tǒng)輸出的俯仰角響應(yīng)來觀察各轉(zhuǎn)換技術(shù)對抑制瞬態(tài)響應(yīng)的效果。以模態(tài)Ⅰ到模態(tài)Ⅱ的轉(zhuǎn)換為例，仿真模型如圖6所示。

圖6 模態(tài)轉(zhuǎn)換仿真結(jié)構(gòu)圖Fig.6 Mode conversion simulation structure

圖中，h0為理想下滑軌跡高度;h為實際飛行高度;Γ為下滑偏差角;θ為俯仰角。設(shè)模態(tài)在t=5 s時刻發(fā)生轉(zhuǎn)換，仿真結(jié)果如圖7所示。

圖7 俯仰角響應(yīng)曲線Fig.7 Pitching angle response curve

可以看出，若不加轉(zhuǎn)換技術(shù)，直接發(fā)生轉(zhuǎn)換，則在5 s時刻俯仰角發(fā)生了跳變，這必然會引起劇烈的瞬態(tài)響應(yīng)，對飛機的著艦不利。而加入的三種轉(zhuǎn)換技術(shù)，均沒有改變俯仰角的穩(wěn)態(tài)值，且變化較為平滑，在轉(zhuǎn)換過程中均沒有發(fā)生跳變現(xiàn)象。由此可見，加入轉(zhuǎn)換技術(shù)能夠抑制相應(yīng)的瞬態(tài)響應(yīng)，可以保證切換的平滑。

相比積分跟蹤式轉(zhuǎn)換技術(shù)，慣性轉(zhuǎn)換技術(shù)與慣性延遲式轉(zhuǎn)換技術(shù)能夠抑制俯仰角的振蕩峰值，這對飛機的著艦有利;然而慣性轉(zhuǎn)換技術(shù)在轉(zhuǎn)換前后，使系統(tǒng)發(fā)生了改變，這對系統(tǒng)本有的特性不利，而且抑制俯仰角振蕩峰值能力也沒有慣性延遲式切換技術(shù)強。因此，最終選擇慣性延遲式轉(zhuǎn)換技術(shù)來實現(xiàn)艦載機多模態(tài)間的轉(zhuǎn)換。

4 模態(tài)轉(zhuǎn)換仿真驗證與分析

根據(jù)安全區(qū)內(nèi)模態(tài)轉(zhuǎn)換邏輯，運用慣性延遲式轉(zhuǎn)換技術(shù)實現(xiàn)艦載機多模態(tài)間的轉(zhuǎn)換。建立模態(tài)轉(zhuǎn)換仿真結(jié)構(gòu)圖，如圖8所示。著艦過程中，若在某一時刻(仿真時取25 s時刻)加入下沉速率的干擾，飛機將進入不同的模態(tài)安全區(qū)，相應(yīng)的仿真曲線如圖9所示。

圖8 模態(tài)轉(zhuǎn)換仿真結(jié)構(gòu)圖Fig.8 Mode conversion simulation structure

圖9 模態(tài)轉(zhuǎn)換仿真曲線Fig.9 Mode conversion simulation curve

圖中，曲線0表示模態(tài)Ⅱ下邊界;曲線1表示模態(tài)Ⅰ下邊界;曲線2表示模態(tài)Ⅰ上邊界;曲線3表示模態(tài)Ⅱ上邊界;曲線4為飛行軌跡曲線。右上角的小圖為模態(tài)轉(zhuǎn)換數(shù)值表示，0表示復(fù)飛，1表示模態(tài)Ⅰ，2表示模態(tài)Ⅱ，3表示模態(tài)Ⅲ。

從圖9(a)可以看出，25 s時加入－4.5 m/s的下沉速率干擾時，整個著艦過程中飛機均在模態(tài)Ⅰ的安全區(qū)內(nèi)由模態(tài)Ⅰ引導(dǎo)飛機著艦，56 s(著艦前0.3 s)時轉(zhuǎn)為復(fù)飛，出現(xiàn)這種情況是因為文獻［7］中的安全區(qū)在離著艦點305 m以下沒有定義，所以圖1所建立的著艦過程中的安全區(qū)存在一定的誤差。實際上在56 s時，飛機已保持著艦的姿態(tài)不變，可以保證最終安全著艦。

由圖9(b)可以看出，25 s時加入－7.5 m/s的下沉速率干擾時，整個著艦過程中的模態(tài)轉(zhuǎn)換順序為:模態(tài)Ⅰ→模態(tài)Ⅱ→模態(tài)Ⅲ→復(fù)飛。由飛行軌跡可以看出，27 s時飛機超出模態(tài)Ⅰ的安全區(qū)，轉(zhuǎn)為模態(tài)Ⅱ引導(dǎo)著艦;29 s時飛機超出模態(tài)Ⅱ的安全區(qū)，由模態(tài)Ⅲ引導(dǎo)著艦;但是在35 s時模態(tài)Ⅲ并沒有將飛機引入到FLOLS的安全區(qū)內(nèi)，所以飛機復(fù)飛。整個過程轉(zhuǎn)換平滑快速。

綜上所述，采用慣性延遲式切換技術(shù)不但可以保證飛機實現(xiàn)不同模態(tài)間的自動切換，而且由于抑制了相應(yīng)的瞬態(tài)響應(yīng)，保證了飛機著艦的安全性。

5 結(jié)束語

根據(jù)全天候著艦?zāi)B(tài)的安全區(qū)，研究了艦載機著艦多模態(tài)轉(zhuǎn)換邏輯，并設(shè)計了模態(tài)間的轉(zhuǎn)換技術(shù)。該轉(zhuǎn)換技術(shù)能夠有效抑制模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中飛機出現(xiàn)的瞬態(tài)響應(yīng)，保證多模態(tài)間的實時平滑轉(zhuǎn)換，對研究艦載機安全著艦有一定的意義。

［1］ 楊一棟.艦載飛機著艦引導(dǎo)與控制［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2007.

［2］ Fitzgerald P.Flight control system design for autonomous UAV carrier landing［D］.Cranfield:Cranfield University，2004.

［3］ Prickett A L.Analysis of the instrument carrier landing system certification process for amphibious assault ships［D］.Knoxiville:The University of Tennessee，2003.

［4］ 方芬.艦載機光學(xué)助降關(guān)鍵技術(shù)研究［D］.南京:南京航空航天大學(xué)，2009.

［5］ Prickett A L，Parkes CJ.Flight testing of the F/A-18E/F automatic carrier landing system［C］//IEEE Proceedings of Aerospace Conference.Big Sky，MT.USA:IEEE，2001:2593-2612.

［6］ 王寶寶.艦載機著艦安全技術(shù)研究［D］.南京:南京航空航天大學(xué)，2010.

［7］ McCabe M J.Landing signal officer reference manual［Z］.Washington D C，U.S.Naval Landing Signal Officers School，1999:28-52.

［8］ 豆國輝，高正紅.淡化器仿真與設(shè)計［J］.科學(xué)技術(shù)與工程，2012，12(11):2621-2625.

［9］ 姬猛.推力不對稱時民機飛行控制律重構(gòu)技術(shù)研究［D］.南京:南京航空航天大學(xué)，2011.