趙振宇, 韓維, 陳俊鋒

(海軍航空工程學(xué)院 飛行器工程系, 山東 煙臺 264001)

飛行員著艦下滑軌跡跟蹤操縱策略研究

趙振宇, 韓維, 陳俊鋒

(海軍航空工程學(xué)院 飛行器工程系, 山東 煙臺 264001)

為了比較前面與背面這兩種飛行員著艦時(shí)所采用的操縱策略,建立了雙通道飛行員跟蹤控制任務(wù)模型。在此基礎(chǔ)上,運(yùn)用SIMILINK軟件,仿真了采取兩種不同操縱策略下飛機(jī)消除軌跡偏差實(shí)現(xiàn)軌跡跟蹤的飛行歷程,得出了兩種操縱策略下飛行員模型兩個通道的桿偏及飛機(jī)相關(guān)參數(shù)的響應(yīng)特性。通過分析比較可知，著艦下滑時(shí)飛行員采用背面操縱策略更容易進(jìn)行軌跡跟蹤,且當(dāng)初始軌跡偏差較小時(shí),采用該策略僅控制主通道便可實(shí)現(xiàn)軌跡跟蹤。

飛行員模型; 艦載機(jī); 操縱策略; 軌跡跟蹤

0 引言

艦載飛機(jī)著艦是一項(xiàng)十分具有挑戰(zhàn)性的工作,雖然自動著艦技術(shù)(ALCS)已經(jīng)十分成熟,但是著艦操縱技術(shù)仍是每一個艦載機(jī)飛行員必須掌握的關(guān)鍵技能。以飛機(jī)縱向控制為研究對象,艦載飛機(jī)進(jìn)行著艦時(shí),速度處于第二飛行范圍,飛機(jī)工作在阻力曲線的背面[1-2]。由于飛機(jī)下滑時(shí)軌跡不穩(wěn)定,飛行員需同時(shí)操縱駕駛桿和油門桿來實(shí)現(xiàn)下滑軌跡跟蹤及速度、迎角的保持,飛行員操縱飛機(jī)的方式及工作量與普通著陸有著很大的區(qū)別。

文獻(xiàn)[1-3]對不同的操縱策略都有描述,但是并未深入分析不同操縱策略下飛行員操縱方式的差異以及油門桿和駕駛桿操縱時(shí)的協(xié)調(diào)配合情況。本文將從人工著艦中常用到的兩種操縱策略(前面操縱策略、背面操縱策略)入手,結(jié)合飛行員模型,研究不同操縱策略下駕駛桿和油門桿的協(xié)調(diào)配合情況,并分析兩種操縱策略的優(yōu)劣。

1 飛行員建模

艦載飛機(jī)著艦下滑時(shí),對飛行員的操縱行為進(jìn)行建模研究,可以驗(yàn)證操縱策略的優(yōu)缺點(diǎn),尋找操縱規(guī)律,進(jìn)而對飛行員下滑著艦操縱給予指導(dǎo)。

艦載飛機(jī)著艦時(shí),飛行員和艦載飛機(jī)系統(tǒng)組成了雙通道控制的人機(jī)系統(tǒng)。參考文獻(xiàn)[4-5],構(gòu)建了簡化的雙通道飛行員跟蹤控制任務(wù)模型,如圖1所示。

圖1 雙通道飛行員跟蹤控制任務(wù)模型Fig.1 Dual-channels pilot model about tracking task

因此,可得出兩個通道的飛行控制律為:

δ2=kc(c2-y2)

式中:c1和c2分別為飛機(jī)理想的高度誤差及迎角誤差,一般為0;y1為飛機(jī)高度誤差ΔH;y2為飛機(jī)的迎角誤差Δα。

[5]飛控增益的設(shè)計(jì)方法,結(jié)合飛行員在環(huán)實(shí)測數(shù)據(jù),可得出采用前面操縱策略時(shí)kp=2.2,kc=9.5,kd=0.25,駕駛桿限幅器取值為±5°,油門桿限幅器取值為±2°;采用背面操縱策略時(shí)kp=5,kc=1,kd=17.5,駕駛桿限幅器取值為±2°,油門桿限幅器取值為±10°。

下滑過程中,飛行員在兩個通道上的精力分配是不平均的。在使用前面操縱策略完成下滑著艦任務(wù)時(shí),飛行員通過對高度誤差及高度誤差變化率進(jìn)行判斷,將大部分精力用于駕駛桿的操縱來控制跟蹤下滑軌跡,這時(shí)駕駛桿通道為主通道,同時(shí)留較少的精力根據(jù)迎角誤差反饋來操縱油門桿,保持飛機(jī)迎角,該通道為副通道;而采用背面操縱策略時(shí),飛行員主通道為油門桿操縱,副通道為駕駛桿操縱。

2 著艦下滑仿真

以文獻(xiàn)[7-8]中建立的F/A-18艦載機(jī)著艦下滑為例,在SIMILINK軟件下,分別運(yùn)用兩種操縱策略對艦載機(jī)著艦下滑進(jìn)行仿真。

2.1 前面操縱策略下滑仿真

前面操縱策略是指飛機(jī)在著艦下滑時(shí),飛行員通過操縱駕駛桿來改變飛機(jī)下滑角實(shí)現(xiàn)軌跡跟蹤,通過操縱油門桿來保持飛機(jī)的迎角[1]。

假設(shè)飛機(jī)在著艦下滑過程中初始軌跡偏差分別為10 m,8 m,5 m,飛行員采用前面操縱策略操縱飛機(jī)。飛機(jī)的下滑軌跡響應(yīng)特性如圖2所示。由圖2可知,隨著高度誤差的減小,飛機(jī)消除軌跡偏差所需的時(shí)間隨之減少,在10 s內(nèi)飛機(jī)軌跡偏差都可減小到2 m以內(nèi),并在20 s內(nèi)基本消除了軌跡偏差。

圖2 飛機(jī)下滑軌跡響應(yīng)特性Fig.2 Aircraft glideslope response characteristics

圖3和圖4為相應(yīng)軌跡偏差下駕駛桿和油門桿的偏轉(zhuǎn)角度。從圖中可以看出,駕駛桿操縱比油門桿操縱平滑,駕駛桿操縱比較平緩柔和,油門桿操縱則快速短促。

圖3 駕駛桿偏轉(zhuǎn)量Fig.3 Stick deflection

圖4 油門桿偏轉(zhuǎn)量Fig.4 Throttle deflection

在艦載機(jī)消除軌跡偏差進(jìn)行軌跡跟蹤時(shí),以初始軌跡偏差8 m為例(軌跡偏差為5 m,10 m時(shí)的情況與此類似),飛機(jī)的γ,α,θ響應(yīng)特性如圖5所示。由圖5可知,隨著軌跡偏差的減小,其變化量也在減小,并在17 s附近趨于零。這表明飛行員控制飛機(jī)進(jìn)行軌跡跟蹤時(shí),飛機(jī)姿態(tài)沒有大的改變,并最終得到了保持。

圖5 飛機(jī)γ,α,θ響應(yīng)特性Fig.5 γ,α,θ response characteristics of aircraft

2.2 背面操縱策略下滑仿真

背面操縱策略是指飛行員通過油門桿來改變飛機(jī)的下沉率,進(jìn)而實(shí)現(xiàn)軌跡控制,用駕駛桿來保持飛機(jī)姿態(tài)及加快油門桿的響應(yīng)。

艦載機(jī)著艦下滑條件與2.1節(jié)相同,采用背面操縱策略來控制飛機(jī),仿真結(jié)果如圖6所示。由圖6可知,該操縱策略在5 s左右可使飛機(jī)的軌跡偏差減小到2 m內(nèi),并在15 s時(shí)飛行員基本消除了飛機(jī)的軌跡誤差。此外還可得出,飛機(jī)初始軌跡偏差越小,消除誤差所需時(shí)間越短,軌跡跟蹤越平滑。

圖6 飛機(jī)下滑軌跡響應(yīng)特性Fig.6 Aircraft glideslope response characteristics

圖7和圖8為相應(yīng)高度偏差下駕駛桿和油門桿的偏轉(zhuǎn)角度。由圖可知,在背面操縱策略下,與油門桿相比,駕駛桿偏轉(zhuǎn)角度很小,且平滑柔和,油門桿偏轉(zhuǎn)角度相對較大,并且快速短促。

圖7 駕駛桿偏轉(zhuǎn)量Fig.7 Stick deflection

圖8 油門桿偏轉(zhuǎn)量Fig.8 Stick deflection

以初始軌跡偏高8 m為例,在消除飛機(jī)軌跡偏差時(shí)飛機(jī)的γ,α,θ變化如圖9所示。由圖9可知,飛機(jī)的姿態(tài)隨著軌跡偏差的減小而恢復(fù)到了初值,且在操縱過程中飛機(jī)迎角變化較小,飛機(jī)姿態(tài)保持更佳,符合保角下滑[9]的要求。

圖9 飛機(jī)γ,α,θ響應(yīng)特性Fig.9 γ,α,θ response characteristics of aircraft

3 兩種操縱策略的比較與分析

由圖2和圖6對比可知,兩種操縱策略都可以控制飛機(jī)進(jìn)行軌跡跟蹤,但采用背面操縱策略進(jìn)行軌跡跟蹤所需的調(diào)節(jié)時(shí)間比前面操縱策略短,且前者無超調(diào)量,軌跡變化也相對平緩。

此外,由圖5和圖9可以看出,采取背面操縱策略時(shí),飛機(jī)迎角變化量要比采用前面操縱策略時(shí)小,其軌跡角對俯仰角的跟蹤情況也優(yōu)于前面操縱策略。

以初始軌跡偏高8 m為例,由圖3、圖4及圖7、圖8可以看出,駕駛桿的操縱是比較平緩的,而油門桿則快速短促。駕駛桿偏轉(zhuǎn)角度隨軌跡偏差的減小而減小,并且與油門桿的偏轉(zhuǎn)方向相反。此外,從圖4和圖8中還可得出,采用前面操縱策略時(shí),駕駛桿和油門桿偏轉(zhuǎn)幅度相近;而采用背面操縱策略時(shí),二者相差較大,駕駛桿偏轉(zhuǎn)幅度很小,如圖3和圖7所示。故將采用背面控制策略下的雙通道模型簡化為單通道模型,僅通過操縱主通道(副通道不加以控制)來進(jìn)行軌跡跟蹤,在不改變操縱增益的情形下進(jìn)行仿真。

仿真結(jié)果如圖10～圖12所示。由圖可知,當(dāng)初始軌跡偏差為5 m時(shí),模型簡化前后軌跡幾近重合,且最終飛機(jī)姿態(tài)變化也很小,但當(dāng)初始軌跡誤差為8 m時(shí),簡化后的模型則無法實(shí)現(xiàn)軌跡跟蹤。

圖10 飛機(jī)下滑軌跡響應(yīng)特性(ΔH0=5 m)Fig.10 Aircraft glideslope response characteristics(ΔH0=5 m)

圖11 飛機(jī)γ,α,θ響應(yīng)特性(ΔH0=5 m)Fig.11 γ,α,θ response characteristics of aircraft(ΔH0=5 m)

圖12 飛機(jī)下滑軌跡響應(yīng)特性(ΔH0=8 m)Fig.12 Aircraft’s glideslope response characteristics(ΔH0=8 m)

4 結(jié)束語

本文建立了簡化的雙通道飛行員跟蹤控制任務(wù)模型,并結(jié)合該模型,在SIMILINK環(huán)境下分別運(yùn)用兩種控制策略仿真了著艦下滑時(shí)艦載機(jī)誤差修正歷程。

通過綜合分析可得,艦載機(jī)著艦下滑過程中,飛行員采用兩種操縱策略均可以進(jìn)行軌跡跟蹤,但與采用前面操縱策略相比,背面操縱策略所需精力更少,操縱更為簡單;此外,在高度誤差較小時(shí),采用背面策略操縱飛機(jī),可僅通過偏轉(zhuǎn)油門桿實(shí)現(xiàn)軌跡跟蹤,不過該情況下飛機(jī)的姿態(tài)會稍有變化,但當(dāng)偏差大于一定量時(shí),僅控制油門桿則無法實(shí)現(xiàn)軌跡跟蹤。

參考文獻(xiàn)：

[1] 范曄,袁鎖中,楊一棟. 著艦狀態(tài)飛行員控制策略研究[J].飛行力學(xué),2008,26(3):37-40.

[2] 王新華,楊一棟,朱華.低動壓著艦狀態(tài)下飛機(jī)的操縱特性研究研究[J].飛行力學(xué),2007,25(4):29-32,36.

[3] 李鑫,吳文海,王春暉,等.艦載機(jī)著艦飛行階段操縱特性研究[J].飛行力學(xué),2014,32(6):502-505.

[4] 屈香菊.駕駛員控制模型的建模研究[D].北京:北京航天航空大學(xué),2003.

[5] 胡恩勇,袁鎖中,楊一棟.跟蹤控制狀態(tài)飛行員建模研究[J].飛行力學(xué),2008,26(4):11-13,18.

[6] Nalepka Joseph P,Hinchman Jacob L.Automated aerial refueling:extending the effectiveness of unmanned air vehicles[R].AIAA-2005-6005,2005.

[7] 徐秋.艦載機(jī)進(jìn)艦環(huán)境下駕駛員建模與仿真[D].哈爾濱:哈爾濱工程大學(xué),2012.

[8] Iliff K W,Wang K C.Extraction of lateral-directional stability and control derivatives for the basic F-18 aircraft at high angles of attack[R].NASA Technical Memorandum 4786,1997.

[9] 楊一棟.艦載飛機(jī)著艦引導(dǎo)與控制[M].南京:南京航空航天大學(xué)出版社,2007:113-117.

(編輯：姚妙慧)

Research of pilot control strategy to pursuit flight path in carrier landing

ZHAO Zhen-yu, HAN Wei, CHEN Jun-feng

(Department of Airborne Vehicle Engineering, NAAU, Yantai 264001, China)

To compare the "frontside" control strategy and "backside" control strategy in carrier landing, a dual-channel pilot model in pursuit tracking flight is established. On the basis of this, the aircraft response characteristics in carrier landing are simulated by using two different control strategies and the SIMILINK software, and the data about carrier aircraft and dual-channel pilot model are received. Through analysis and comparison of data, it is concluded that the "backside" control strategy is easier to use than the "frontside" control strategy to pursuit flight path in carrier landing. When the height error is less than a certain value, the pilot can only control the main channel of model to pursuit flight path if he uses the "backside" control strategy in carrier landing.

pilot model； carrier aircraft； control strategy； path pursuit

2015-03-17;

2015-06-02;

時(shí)間:2015-08-17 11:04

趙振宇(1990-)，男，山西陽泉人，碩士研究生，研究方向?yàn)轱w行器動力學(xué)。

V249.1

A

1002-0853(2015)06-0519-04