摘 要：為滿足我國新一代殲擊機的研制和技術(shù)驗證需求，為其試飛關(guān)鍵技術(shù)研究和演示驗證提供必要的技術(shù)支持，以更好更快地開展相關(guān)試飛方法的研究，開發(fā)了一套過失速機動飛行仿真系統(tǒng)。該仿真系統(tǒng)基于3種典型的過失速氣動模型，采用動態(tài)逆控制方法，最終通過VP軟件編程實現(xiàn)虛擬仿真環(huán)境，對各個部分的原理、方法和技術(shù)難點進(jìn)行介紹和研究。該系統(tǒng)已用于試飛員的模擬飛行試驗中，試驗結(jié)果和試飛員評述表明：該系統(tǒng)完全達(dá)到了試飛員過失速機動初級飛行培訓(xùn)的要求。

關(guān)鍵詞：過失速 仿真 控制 系統(tǒng)

中圖分類號：V212.1 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）05（b）-0032-03

1 基本概述

近年來，隨著我國綜合國力的提升，在世界多極格局中扮演著越來越重要的角色，表現(xiàn)之一就在于航空武器裝備的迅速發(fā)展。目前，世界各強國殲擊機技術(shù)已經(jīng)普及到三代機，而第四代飛機的研究與開發(fā)也取得了重大成果，部分世界一流強國已經(jīng)將第四代飛機少量裝配部隊。而第四代飛機區(qū)別于前幾代飛機的最主要特點就是具有過失速機動的能力。

相對于常規(guī)包線內(nèi)的飛行，過失速機動飛行中，飛機的機動動作快、氣動力呈現(xiàn)出很強的非定常、非線性特征，并且失速后飛機氣動操縱面效率急劇降低、甚至失效，主要依靠推力矢量控制來補償，此時為了獲得試飛員可接受的操縱品質(zhì)，常規(guī)的線性控制理論已無法解決氣動力嚴(yán)重的非線性和操縱面的冗余問題。因此，利用現(xiàn)代計算機仿真技術(shù)，建立過失速機動飛行仿真系統(tǒng)，對于開展現(xiàn)代飛機過失速機動性能分析、戰(zhàn)效評估、飛行試驗方法驗證等方面研究具有重要意義。

2 過失速機動飛行仿真系統(tǒng)的基礎(chǔ)構(gòu)架

過失速機動飛行仿真系統(tǒng)得基礎(chǔ)構(gòu)架主要包括：座艙系統(tǒng)、視景系統(tǒng)、數(shù)據(jù)處理及控制系統(tǒng)、航跡規(guī)劃模塊、飛行解算模塊和虛擬儀表模塊。如圖1所示，座艙系統(tǒng)是基于某通用殲擊機座艙布局設(shè)計，座艙儀表采用虛擬儀表方式實現(xiàn)，其具體解算由單獨的計算機控制。座艙的操縱指令輸出到中央控制系統(tǒng)后，通過數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，然后進(jìn)行飛行解算和航跡規(guī)劃，中央計算機解算出當(dāng)前的飛行姿態(tài)后，實時顯示到視景系統(tǒng)上，從而被駕駛者捕獲，形成閉環(huán)回路。由于篇幅所限，對于該仿真系統(tǒng)的具體結(jié)構(gòu)和構(gòu)架不再贅述，具體實現(xiàn)方式如圖1。

3 過失速機動飛行仿真系統(tǒng)開發(fā)

對于一個飛行仿真系統(tǒng)而言，硬件的投資可以很直接的改善系統(tǒng)性能，但其核心要素還是其軟件的設(shè)計。過失速機動飛行仿真系統(tǒng)軟件設(shè)計主要包括三個部分：（1）動力學(xué)模型開發(fā)；（2）飛行控制軟件開發(fā)；（3）視景系統(tǒng)開發(fā)；（4）虛擬儀表開發(fā)。

3.1 過失速機動動力學(xué)模型開發(fā)

區(qū)別于常規(guī)飛行狀態(tài)的動力學(xué)模型，過失速機動動力學(xué)模型需要對其大迎角下的氣動力模型和推力矢量發(fā)動機模型進(jìn)行分別建模。

3.1.1 大迎角其動力模型

根據(jù)風(fēng)洞試驗理論，過失速機動的大迎角氣動力模型可以分為大迎角靜態(tài)氣動力，圓錐運動氣動力，振蕩運動氣動力，以及非定常氣動力。[1]

（1）大迎角靜態(tài)氣動力

3.1.2 推力矢發(fā)動機模型

對推力矢量的描述是假定飛機有二維推力矢量控制，即俯仰和偏航控制。單臺發(fā)動機的推力矢量（以右發(fā)為例）在機體坐標(biāo)系下的分量為：

式中，T為發(fā)動機推力，為右發(fā)俯仰推力矢量偏角（左右發(fā)等值差動偏轉(zhuǎn)，左發(fā)為），為偏航推力矢量偏角（左右發(fā)同步偏轉(zhuǎn)）。[3]

3.2 過失速機動飛行控制原理

根據(jù)過失速機動的動力學(xué)模型，有多種方法可以對其進(jìn)行控制，本文采用內(nèi)外環(huán)的動態(tài)逆控制方法。將飛機的過失速機動控制狀態(tài)變量分為兩個回路：內(nèi)環(huán)快變量回路控制和外環(huán)慢變量回路控制，[4]具體的控制原理圖如圖2所示。

3.3 基于VP的視景系統(tǒng)開發(fā)

目前，世界上有很多的虛擬現(xiàn)實軟件用于模擬器視景系統(tǒng)的開發(fā)，在對比了集中典型的虛擬現(xiàn)實軟件后，筆者在本仿真系統(tǒng)中采用Vega Prime（VP）平臺進(jìn)行視景系統(tǒng)的開發(fā)，其主要優(yōu)點是VP軟件的主要模塊可以方便地通過C/C++語言進(jìn)行訪問，可以通過給出的相關(guān)函數(shù)進(jìn)行視景系統(tǒng)的每一個元素進(jìn)行控制。

3.3.1 仿真地形的建立

針對過失速機動飛行仿真，由于更多的是要反映飛機姿態(tài)的變化，因此必須在飛機機動時，要給試飛員以足夠的參照物，以辨識目前的飛機姿態(tài)。針對這個特點，通過VP平臺的專用建模軟件Creator為該仿真系統(tǒng)建立了一個200*200 km的仿真地形，其中黑線表示飛機軌跡，在該軌跡上飛機進(jìn)行過失速機動時，具有最佳的顯示效果。

3.3.2 第三視角機動模型的建立

在進(jìn)行飛機過失速機動飛行動作體驗或?qū)ｍ椗嘤?xùn)時，必須建立第三視角的觀察窗口，以便于讓飛機員更加直觀地了解飛機的姿態(tài)。因此，需要對飛機當(dāng)前姿態(tài)、實際飛行軌跡和預(yù)定軌跡進(jìn)行建模。[5]如圖4所示，綠線為飛機的實際飛行軌跡，黑線為預(yù)定動作軌跡，從該圖中觀察者和試飛員都能清楚地了解到當(dāng)前機動的飛機姿態(tài)和動作的準(zhǔn)確性。

3.4 虛擬儀表開發(fā)

座艙下顯模塊采用計算機純虛擬方式實現(xiàn)，用一個觸摸屏代替原有儀表操作。綜合虛擬儀表采用VP平臺的專用儀表工具開發(fā)，包括兩塊多功能下顯（MFD）、飛控狀態(tài)選擇板、飛機狀態(tài)指示板、駕駛桿/腳蹬位置指示板、起落架控制手柄等子模塊。由于過失速機動的特殊性，MFD部分需要顯示當(dāng)前桿力的狀態(tài)，這樣能夠使試飛員更好地把握住過失速機動飛行的操縱特性。[6]綜合虛擬儀表典型畫面如圖5所示。

4 仿真系統(tǒng)的模擬飛行驗證

在采用某典型的三代飛機的大迎角風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，在本過失速機動飛行仿真系統(tǒng)上，開展有人在環(huán)的過失速機動飛行模擬，并根據(jù)模擬飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行評價。在完成了仿真系統(tǒng)設(shè)計后，筆者及團(tuán)隊進(jìn)行了多種過失速機動的驗證，如“眼鏡蛇”機動（Cobra）、“尾沖”機動（Bell）、“J轉(zhuǎn)彎”機動（Herbst）等，均取得了較好的仿真效果。篇幅所限，僅列舉“眼鏡蛇”機動（Cobra）的模擬飛行數(shù)據(jù)。

如圖6所示，試飛員按照迎角指令模式完成的“眼鏡蛇”機動，速度在5 s內(nèi)迅速降低到0.2 M，迎角達(dá)到105°，并在該狀態(tài)保持2 s，從進(jìn)入到改出整個機動過程中飛行高度基本保持不變，也未出現(xiàn)偏離及其它指令性的運動。

5 結(jié)語

目前該過失速機動飛行仿真系統(tǒng)已經(jīng)應(yīng)用于試飛員的模擬飛行、飛行試驗方法驗證等實際工程應(yīng)用中，對新型飛機機動能力的預(yù)先研究起到了極大的推動作用，獲得了各方面的一致好評。但由于本文篇幅所限，部分關(guān)鍵技術(shù)的原理、軟件的實現(xiàn)過程并沒有列舉。同時，該型仿真系統(tǒng)雖然已經(jīng)有了實際工程應(yīng)用，但與國外的先進(jìn)模擬器還存在一定的差距，這也是筆者后續(xù)繼續(xù)研究的方向。

參考文獻(xiàn)

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[2]李永富，陳洪.研究尾旋的風(fēng)洞試驗技術(shù)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2002.

[3]張曙光.機敏性和超機動飛行與控制[D].西北工業(yè)大學(xué)博士論文，1995.

[4]許洲，高浩.三種典型過失速機動的仿真[J].飛行力學(xué)，1999，17（3）：11-16.

[5]白穆，莊達(dá)民，張磊.飛機操縱裝置優(yōu)化布局[J].中國民航飛行學(xué)院學(xué)報，2010（1）.

[6]王芳.飛行模擬器操縱負(fù)荷系統(tǒng)研究[D].南京航空航天大學(xué)，2008.