縮比模型尾旋自動進入及改出控制律初探

韓意新，方自力，李藝海

（中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089）

尾旋是飛機最復(fù)雜和最危險的飛行狀態(tài)之一，直接危及飛行員和飛機的安全。作為飛行禁區(qū)的尾旋，被世界航空界形象地稱為“死亡螺旋”。國外航空發(fā)達國家非常重視尾旋的研究工作，為驗證第三、四代戰(zhàn)斗機尾旋機動能力，開展了大量的縮比模型自由飛試驗，利用模型自由飛探索尾旋進入、改出方法，研究有利于弄清尾旋發(fā)生、發(fā)展機理，有效保障飛行安全。本文利用縮比模型，探索了尾旋自動進入、改出方法，研究結(jié)果可供相關(guān)研究人員參考。

1 縮比模型控制系統(tǒng)組成

飛行控制系統(tǒng)是縮比模型的控制指揮中心，主要由飛行控制芯片、傳感器系統(tǒng)和執(zhí)行機構(gòu)3大部分組成。其中，飛行控制芯片在整個系統(tǒng)中處于核心地位，它根據(jù)輸入的控制指令采集傳感器提供的參數(shù)，按照設(shè)計的控制算法及邏輯產(chǎn)生控制指令，通過控制執(zhí)行機構(gòu)以實現(xiàn)對縮比模型飛行的控制。本文選用的芯片信號為STM32F427VI。傳感器系統(tǒng)是為飛行控制提供各種飛行參數(shù)的裝置，包括測量三軸角速率的陀螺組，測量三軸線加速度的加速度計組，測量航向的羅盤，測量位置、高度、速度等信息的GPS、高度計、空速計等。舵機是縮比模型上的執(zhí)行機構(gòu)，它的作用是將接收的電信號轉(zhuǎn)變成機械位移量，帶動舵面或發(fā)動機油門偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)對飛機姿態(tài)位置或發(fā)動機轉(zhuǎn)速的控制。舵機的控制信號采用PWM脈寬調(diào)制信號，控制信號對舵機的控制就是改變PWM信號的占空比，利用占空比的變化改變舵機位置。此外，飛行控制系統(tǒng)還包括“遙控—自主”切換開關(guān)、Futaba遙控器、遙控信號接收器、無線通訊模塊和地面遙控遙測控制臺等鏈路系統(tǒng)組件。

2 尾旋自動進入控制律

尾旋自動進入控制律分為2部分，原理圖見圖1，第一部分為按減速率的拉桿模塊，第二部分為尾旋進入操縱模塊。首先由航模操縱手將發(fā)動機置于慢車狀態(tài)，保持高度，空速穩(wěn)定后啟動尾旋自動進入控制律。

按減速率的拉桿模塊：縱向通過空速反饋計算拉桿量，以維持1 kn/s的減速率；橫航向啟動姿態(tài)保持模式。

尾旋進入操縱模塊：迎角超過一定門限后，施加蹬滿舵操縱。待尾旋圈數(shù)、尾旋時間或飛機高度達到一定門限后自動啟動尾旋自動改出控制律。

圖1 尾旋自動進入控制律原理圖

3 尾旋自動改出控制律

在尾旋改出過程中，由于航模操縱手注意力不集中等心理因素，往往反應(yīng)滯后，甚至有可能進行錯誤操縱，導(dǎo)致飛機加速進入尾旋。

本文設(shè)計了尾旋自動改出控制律，其原理圖見圖2.與人工尾旋改出相比，自動尾旋改出具有改出操縱正確、改出時間短、能防止再次進入尾旋等優(yōu)點。

圖2 尾旋自動改出控制律原理圖

尾旋的自動改出控制律分2部分，第一部分為尾旋識別模塊，第二部分為尾旋改出操縱模塊。

尾旋識別部分：通過迎角及偏航角速率判斷航模此時是否處于尾旋狀態(tài)，通過法向過載識別正飛/倒飛尾旋，通過偏航角速率方向識別尾旋方向。

尾旋改出操縱模塊：根據(jù)尾旋識別模塊提供的信息，施加反舵、桿回中的反尾旋操縱，并保持上述操縱直至偏航速率出現(xiàn)反號并在死區(qū)范圍內(nèi)，隨后桿舵回中。待迎角恢復(fù)正常后，控制律自動切回正常控制增穩(wěn)模式，控制權(quán)限重新交回航模操縱手中。

4 結(jié)束語

通過實際試飛驗證，系統(tǒng)能可靠地進入及改出尾旋，后續(xù)可進一步開展帶推力矢量大迎角控制律開發(fā)。

參考文獻：

［1］中華人民解放軍總裝備部.GJB 3814—99軍用飛機失速/過失速/尾旋試飛驗證要求［S］.［出版地不詳］，1999.