潘婷婷，江駒，王新華，蔡麗青

(南京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院，江蘇南京210016)

0 引言

對(duì)于全天候著艦而言，采用何種工作模態(tài)引導(dǎo)飛機(jī)著艦對(duì)艦載機(jī)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(shí)現(xiàn)多模態(tài)間的實(shí)時(shí)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(dòng)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(jìn)場(chǎng)系統(tǒng)，CCAS)。文獻(xiàn)［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(xiàn)［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(shí)，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(méi)有設(shè)計(jì)模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)。本文在已有文獻(xiàn)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(jiàn)的幾種模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)，進(jìn)而設(shè)計(jì)了著艦多模態(tài)間的實(shí)時(shí)轉(zhuǎn)換技術(shù)，最后針對(duì)具有下沉率干擾的著艦情況進(jìn)行了相應(yīng)的仿真驗(yàn)證。

1 著艦安全區(qū)的建立

著艦過(guò)程中，當(dāng)采取不同的著艦引導(dǎo)系統(tǒng)時(shí)，艦載機(jī)飛行的安全區(qū)不同。根據(jù)美國(guó)著艦信號(hào)官參考手冊(cè)給出的模態(tài)Ⅰ和模態(tài)Ⅱ的安全區(qū)邊界［7］，通過(guò)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(jī)距著艦點(diǎn)的距離，ft。

假設(shè)某型艦載機(jī)的著艦速度恒定，整個(gè)著艦時(shí)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(jī)著艦時(shí)，在離艦1389 m處進(jìn)入菲涅耳透鏡入口［1］，此時(shí)飛機(jī)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(shí)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(shí)，飛機(jī)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(shí)，是先按照模態(tài)Ⅰ將飛機(jī)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(shí)飛機(jī)的安全高度。

2 著艦?zāi)B(tài)轉(zhuǎn)換邏輯分析

艦載機(jī)著艦期間，艦載雷達(dá)實(shí)時(shí)檢測(cè)飛機(jī)是否在規(guī)定的安全區(qū)內(nèi)飛行，進(jìn)而決定采取何種工作模態(tài)引導(dǎo)飛機(jī)著艦。安全區(qū)內(nèi)的模態(tài)轉(zhuǎn)換邏輯見(jiàn)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(jī)著艦。一般情況下，當(dāng)航母控制區(qū)云層的能見(jiàn)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(jī)著艦;當(dāng)航母控制區(qū)云層的能見(jiàn)度超過(guò)9260 m時(shí)，則采用模態(tài)ⅠA引導(dǎo)飛機(jī)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(dá)系統(tǒng)給出的飛行高度與理想高度之間的高度差，通過(guò)飛行控制對(duì)飛機(jī)姿態(tài)的控制，從而消除高度差，實(shí)現(xiàn)安全著艦;而模態(tài)Ⅱ是通過(guò)消除儀表所顯示的下滑偏差角來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)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(dá)測(cè)出飛機(jī)的位置判斷飛機(jī)是否在正確的下滑道，然后通知飛行員操縱飛機(jī)著艦。因此在短暫的模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)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(huì)出現(xiàn)輸出至伺服機(jī)構(gòu)的控制量的突變，由此引起飛機(jī)過(guò)載突變，對(duì)飛機(jī)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(dòng)作來(lái)完成模態(tài)間的切換。所以，必須采用合適的自動(dòng)切換技術(shù)來(lái)實(shí)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(chǔ)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(guò)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(chǔ)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(shí)計(jì)算轉(zhuǎn)換前后兩種模態(tài)的控制律輸出，轉(zhuǎn)換過(guò)程中，兩種模態(tài)共同作用，轉(zhuǎn)換前后過(guò)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(kāi)關(guān)置于“1”時(shí)，原模態(tài)工作;當(dāng)開(kāi)關(guān)置于“0”時(shí)，轉(zhuǎn)為當(dāng)前模態(tài)。假設(shè)在t0時(shí)刻，模態(tài)發(fā)生轉(zhuǎn)換，到t1時(shí)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(guò)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(shí)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(shí)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(shí)間越短。通過(guò)選取合適的a值，來(lái)達(dá)到模態(tài)間的快速平滑切換，進(jìn)而有效抑制切換過(guò)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(guò)積分器將兩模態(tài)控制輸出的差值加到當(dāng)前控制律計(jì)算結(jié)果中，直到差值E=0。這樣可以保證控制律切換時(shí)，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(guò)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(shí)刻模態(tài)發(fā)生轉(zhuǎn)換，到t1時(shí)刻切換完成，則系統(tǒng)的輸出為:

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

3.2 模塊轉(zhuǎn)換技術(shù)的仿真驗(yàn)證

以F-4J艦載機(jī)為研究對(duì)象，將以上三種模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)加入到艦載機(jī)多模態(tài)著艦引導(dǎo)系統(tǒng)中，通過(guò)觀察各模態(tài)控制系統(tǒng)輸出的俯仰角響應(yīng)來(lái)觀察各轉(zhuǎn)換技術(shù)對(duì)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(shí)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(shí)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(shí)刻俯仰角發(fā)生了跳變，這必然會(huì)引起劇烈的瞬態(tài)響應(yīng)，對(duì)飛機(jī)的著艦不利。而加入的三種轉(zhuǎn)換技術(shù)，均沒(méi)有改變俯仰角的穩(wěn)態(tài)值，且變化較為平滑，在轉(zhuǎn)換過(guò)程中均沒(méi)有發(fā)生跳變現(xiàn)象。由此可見(jiàn)，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(duì)飛機(jī)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(duì)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(méi)有慣性延遲式切換技術(shù)強(qiáng)。因此，最終選擇慣性延遲式轉(zhuǎn)換技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)艦載機(jī)多模態(tài)間的轉(zhuǎn)換。

4 模態(tài)轉(zhuǎn)換仿真驗(yàn)證與分析

根據(jù)安全區(qū)內(nèi)模態(tài)轉(zhuǎn)換邏輯，運(yùn)用慣性延遲式轉(zhuǎn)換技術(shù)實(shí)現(xiàn)艦載機(jī)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(guò)程中，若在某一時(shí)刻(仿真時(shí)取25 s時(shí)刻)加入下沉速率的干擾，飛機(jī)將進(jìn)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(shí)加入－4.5 m/s的下沉速率干擾時(shí)，整個(gè)著艦過(guò)程中飛機(jī)均在模態(tài)Ⅰ的安全區(qū)內(nèi)由模態(tài)Ⅰ引導(dǎo)飛機(jī)著艦，56 s(著艦前0.3 s)時(shí)轉(zhuǎn)為復(fù)飛，出現(xiàn)這種情況是因?yàn)槲墨I(xiàn)［7］中的安全區(qū)在離著艦點(diǎn)305 m以下沒(méi)有定義，所以圖1所建立的著艦過(guò)程中的安全區(qū)存在一定的誤差。實(shí)際上在56 s時(shí)，飛機(jī)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(shí)加入－7.5 m/s的下沉速率干擾時(shí)，整個(gè)著艦過(guò)程中的模態(tài)轉(zhuǎn)換順序?yàn)?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(shí)飛機(jī)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(shí)飛機(jī)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(shí)模態(tài)Ⅲ并沒(méi)有將飛機(jī)引入到FLOLS的安全區(qū)內(nèi)，所以飛機(jī)復(fù)飛。整個(gè)過(guò)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(jī)實(shí)現(xiàn)不同模態(tài)間的自動(dòng)切換，而且由于抑制了相應(yīng)的瞬態(tài)響應(yīng)，保證了飛機(jī)著艦的安全性。

5 結(jié)束語(yǔ)

根據(jù)全天候著艦?zāi)B(tài)的安全區(qū)，研究了艦載機(jī)著艦多模態(tài)轉(zhuǎn)換邏輯，并設(shè)計(jì)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(guò)程中飛機(jī)出現(xiàn)的瞬態(tài)響應(yīng)，保證多模態(tài)間的實(shí)時(shí)平滑轉(zhuǎn)換，對(duì)研究艦載機(jī)安全著艦有一定的意義。

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