固定翼飛機(jī)軌跡穩(wěn)定性飛行仿真張

張喆+++尤俊彬

摘 要：針對(duì)固定翼飛機(jī)反區(qū)操縱帶來(lái)的飛行安全性問(wèn)題，分析了產(chǎn)生反區(qū)操縱的原因，設(shè)計(jì)了一種飛行控制律，可使得飛機(jī)改變本體的軌跡穩(wěn)定性，仿真結(jié)果表明，在不同反饋增益的情況下，飛機(jī)軌跡穩(wěn)定性出現(xiàn)了較大的變化，可將原有的一級(jí)飛行品質(zhì)變?yōu)槎?jí)和三級(jí)。

關(guān)鍵詞：動(dòng)力學(xué)建模；軌跡穩(wěn)定性；控制律設(shè)計(jì)；飛行仿真

1 概述

飛機(jī)著艦與在陸基機(jī)場(chǎng)著陸存在很大的區(qū)別，由于航空母艦不是一個(gè)固定的坐標(biāo)，在海浪中它是處于六自由度的運(yùn)動(dòng)之中。另外由于允許著陸區(qū)域小得多，飛機(jī)的著艦點(diǎn)的精度對(duì)飛機(jī)的著艦安全影響很大，因此要求艦載機(jī)的著艦精度比常規(guī)陸基飛機(jī)要高得多。由于艦載機(jī)為了滿足在航空母艦上著艦要求，它的著陸速度一般要比陸基飛機(jī)小得多，因此飛機(jī)的軌跡穩(wěn)定性較差，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)為了保證高速性能通常采用小展弦比的機(jī)翼，也使得它的低速軌跡穩(wěn)定性更差。較差的軌跡穩(wěn)定性，常常使得飛機(jī)處于反區(qū)操縱區(qū)間內(nèi)，這種操縱方式往往使得飛行員處于不習(xí)慣狀態(tài)，甚至引起墜機(jī)的事故，因此對(duì)飛機(jī)軌跡穩(wěn)定性的研究和模擬對(duì)試飛安全和飛機(jī)設(shè)計(jì)定型意義重大。

2 飛機(jī)反區(qū)操縱的成因

可用圖1所示說(shuō)明反區(qū)操縱成因，圖中Vyl即為有利速度點(diǎn)Vopt，當(dāng)飛行速度高于Vyl時(shí)，若飛機(jī)由高速平飛轉(zhuǎn)到低速平飛時(shí)（即速度減小ΔV1），則需增大迎角和減小可用推力，此時(shí)飛行員應(yīng)同時(shí)后拉駕駛桿和油門桿；若飛機(jī)由低速平飛轉(zhuǎn)到高速平飛時(shí)，則需減小迎角和增大可用推力，此時(shí)飛行員應(yīng)同時(shí)向前推駕駛桿和油門桿。這種操縱動(dòng)作符合飛行員的操縱習(xí)慣，故稱大于Vopt的速度范圍為正操縱區(qū)。然而，在飛行速度小于Vopt時(shí)，操縱動(dòng)作卻不同，同樣飛機(jī)由高速平飛轉(zhuǎn)到低速平飛時(shí)（即速度減小ΔV2），飛行員要拉桿以增加迎角，同時(shí)推油門桿以增加發(fā)動(dòng)機(jī)的可用推力P，以達(dá)到與平飛需用推力Ppx相等，實(shí)現(xiàn)等速平飛；而飛機(jī)由低速轉(zhuǎn)到高速平飛時(shí)，則飛行員應(yīng)前推駕駛桿和后拉駕駛桿。這種操縱動(dòng)作和飛行員操縱習(xí)慣相反，故稱此平飛范圍為反操縱區(qū)。

3 低動(dòng)壓下飛行軌跡穩(wěn)定性與反區(qū)操縱的關(guān)系

飛機(jī)在航母上進(jìn)行起飛或著艦任務(wù)時(shí)，要進(jìn)行上升或下滑操縱，在此飛行狀態(tài)往往處于低動(dòng)壓情況下，和肯能使飛機(jī)進(jìn)入反操縱區(qū)。在飛行反區(qū)操縱飛機(jī)時(shí)，往往與正區(qū)操縱習(xí)慣相反。

如圖2所示，為典型戰(zhàn)斗機(jī)飛機(jī)的上升極曲線，在正區(qū)操縱時(shí)，欲使飛機(jī)從原來(lái)的θ=5°的定常上升狀態(tài)C轉(zhuǎn)入以θ=10°的定常上升狀態(tài)E，那么飛行員后拉桿即可實(shí)現(xiàn)。在拉桿的最初瞬間，由于飛行速度尚來(lái)不及改變，故速度以D點(diǎn)表示。但由于D點(diǎn)落在減速區(qū)，飛行速度回自動(dòng)減小而趨于E點(diǎn)，并最終在該點(diǎn)建立起θ=10°的等速上升狀態(tài)。因此，在正區(qū)范圍內(nèi)控制上升航跡原則上只須移動(dòng)一次駕駛桿就可完成。

在反區(qū)范圍內(nèi)改變飛行狀態(tài)就要復(fù)雜得多。例如，欲使飛機(jī)從原來(lái)θ=15°的點(diǎn)B定常上升狀態(tài)轉(zhuǎn)到以θ=20°的點(diǎn)A定常上升狀態(tài)，若仍按照正區(qū)操縱方法，即后拉駕駛桿，則在后拉桿的最初瞬間，速度尚來(lái)不及改變而落在減速區(qū)的F點(diǎn)上，因而速度繼續(xù)減小，永遠(yuǎn)不可能轉(zhuǎn)入速度較大的點(diǎn)A飛行狀態(tài)。所以，在反區(qū)范圍內(nèi)，按正常操縱規(guī)律是不可能實(shí)現(xiàn)預(yù)想的飛行狀態(tài)的改變。為此應(yīng)在點(diǎn)B先向前推桿使飛機(jī)轉(zhuǎn)入θ較小的加速區(qū)點(diǎn)G狀態(tài)，然后讓飛機(jī)加速到對(duì)應(yīng)于點(diǎn)A的速度（或稍大于A的速度），此時(shí)再后拉桿使飛機(jī)轉(zhuǎn)入θ=20°的點(diǎn)A定常上升狀態(tài)，而這往往要反復(fù)調(diào)整駕駛桿才能實(shí)現(xiàn)。

在陸地機(jī)場(chǎng)執(zhí)行飛行任務(wù)時(shí)，即是包括起飛著陸任務(wù)在內(nèi)，由于飛行速度較高，飛機(jī)都處于正區(qū)操縱，而由于航母起降的特殊性，飛行速度較低，飛機(jī)往往處于飛行反區(qū)。所以反區(qū)操縱的問(wèn)題在艦載機(jī)試飛中特別值得關(guān)注。在飛行品質(zhì)規(guī)范要求中，往往以軌跡穩(wěn)定性來(lái)判定飛機(jī)在低速時(shí)的操縱特性。

根據(jù)8785-B有關(guān)的飛行軌跡穩(wěn)定性要求：飛行軌跡穩(wěn)定性是按照飛行軌跡角隨空速的變化來(lái)定義的，此時(shí)空勤人員不改變油門位置，空速只由于使用升降舵操縱而改變。對(duì)于著陸進(jìn)場(chǎng)飛行階段，飛行軌跡角對(duì)空速的曲線在V0min處的局部斜率應(yīng)為負(fù)值或小于下列數(shù)值的正值：

a.等級(jí)1：0.06度/里/小時(shí)

b.等級(jí)2：0.15度/里/小時(shí)

c.等級(jí)3：0.24度/里/小時(shí)

推力狀態(tài)應(yīng)該是以V0min作正常進(jìn)場(chǎng)下滑軌跡所要求的推力狀態(tài)。飛行軌跡角對(duì)空速的曲線在比V0min小5里/小時(shí)處的斜率，在正值方向應(yīng)不大于0.05度/里/小時(shí)，如圖3表示：

4 不同軌跡穩(wěn)定性品質(zhì)的模擬控制律設(shè)計(jì)

由于相關(guān)的飛行品質(zhì)要求明確了飛機(jī)設(shè)計(jì)中的軌跡穩(wěn)定性要求，所以對(duì)要求中的3級(jí)品質(zhì)分別模擬，就對(duì)現(xiàn)役大部分飛機(jī)（包括軌跡穩(wěn)定性不好的飛機(jī)），和即將服役的艦載機(jī)的軌跡穩(wěn)定性進(jìn)行模擬。

4.1 軌跡穩(wěn)定性關(guān)鍵參數(shù)分析

已知IFSTA飛機(jī)在高度500米，0.2馬赫數(shù)下的小擾動(dòng)數(shù)據(jù)如下所示：

由此可以看出，引入速度反饋后，除Xu參數(shù)變化較大外，其他參數(shù)變化不明顯，對(duì)短周期運(yùn)動(dòng)的飛行品質(zhì)基本無(wú)影響。表1為不同飛行品質(zhì)下的軌跡穩(wěn)定性的反饋參數(shù)的設(shè)計(jì)。

5 仿真試驗(yàn)

試驗(yàn)是在某型固定翼飛機(jī)模擬器上進(jìn)行的，由于該模擬器上采用與真實(shí)飛機(jī)上相同的駕駛桿系，所以模擬時(shí)桿力效果較為逼真。飛機(jī)模型包括：氣動(dòng)力模型、飛行控制系統(tǒng)模型、發(fā)動(dòng)機(jī)/燃油模型、六自由度全量運(yùn)動(dòng)方程等模塊。

試驗(yàn)條件設(shè)置如下：

飛機(jī)總重3.6t，每次試驗(yàn)時(shí)的配平速度均為74m/s，平飛構(gòu)型，仿真步長(zhǎng)均為0.01s。

試驗(yàn)分兩次進(jìn)行，選取的油門反饋增益k均為20.1115。

第1次：配平飛機(jī)后，拉桿減速，使飛機(jī)減速至68m/s，在此速度下保持10s以上，使飛機(jī)保持穩(wěn)定航跡下滑，全過(guò)程不進(jìn)行手動(dòng)油門操縱。

第2次：配平飛機(jī)后，推桿增速，使飛機(jī)增速至80m/s，在此速度下保持10s以上，使飛機(jī)保持穩(wěn)定航跡下滑，全過(guò)程不進(jìn)行手動(dòng)油門操縱。

6 結(jié)果分析

圖5、圖6為第1次試驗(yàn)的結(jié)果，圖5為空速變化的時(shí)域響應(yīng)圖，圖6為軌跡角變化的時(shí)域響應(yīng)圖。

圖7、圖8為第二次試驗(yàn)的結(jié)果。

當(dāng)飛機(jī)具有好的軌跡穩(wěn)定性時(shí)（即負(fù)的軌跡穩(wěn)定性），在配平速度下，減速時(shí)，飛機(jī)軌跡爬升（即拉駕駛桿）；增速時(shí)，飛機(jī)軌跡下降（即推駕駛桿）。從試驗(yàn)情況可知，通過(guò)對(duì)加以響應(yīng)反饋的控制律，可以使飛機(jī)呈現(xiàn)出正的軌跡穩(wěn)定性，拉桿后，飛機(jī)的航跡還在下降；推桿后，飛機(jī)的航跡在爬升，正是反區(qū)操縱時(shí)飛行所呈現(xiàn)出的特點(diǎn)。

7 結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)給飛機(jī)油門桿加以反饋?zhàn)詣?dòng)控制，可以改變飛機(jī)的軌跡穩(wěn)定性，使一架具有良好軌跡穩(wěn)定性的飛機(jī)變?yōu)榫哂熊壽E不穩(wěn)定的特性。通過(guò)這種控制律設(shè)計(jì)方法在飛行仿真上的應(yīng)用，對(duì)于培訓(xùn)飛行員有良好效果。特別是艦載機(jī)飛行員的培訓(xùn)工作，可以讓飛行員在模擬器上就體會(huì)反區(qū)特性飛機(jī)的操縱響應(yīng)特點(diǎn)，加深他們對(duì)反區(qū)操縱的印象。