楊挺健

(中國飛行試驗研究院 科技部，陜西 西安710089)

0 引言

具備過失速機動能力是第四代戰(zhàn)斗機的主要標志之一。過失速機動不要求很高的過載，而是憑借飛機的快速俯仰能力使其迅速進入過失速區(qū)，并繞速度軸旋轉(zhuǎn)，實現(xiàn)飛機姿態(tài)與航跡的解耦，以獲得快速的機頭指向或機身瞄準能力［1-2］。過失速機動的上述特點導(dǎo)致其試飛時在試驗狀態(tài)、試驗程序、操縱方法、注意力分配原則和評定方法等方面與常規(guī)機動的試飛任務(wù)有很大的區(qū)別。航空發(fā)達國家不但突破了第四代戰(zhàn)斗機推力矢量、非線性飛行控制和飛推綜合控制等關(guān)鍵技術(shù)，為F-22和T-50等新型號的研制奠定了基礎(chǔ)，而且在過失速機動試飛方法、敏捷性指標、飛行品質(zhì)評價等飛行試驗技術(shù)方面也做了大量的研究，許多試飛技術(shù)已在飛行試驗中得到了驗證和應(yīng)用［3］。我國已在過失速機動飛行機理、推力矢量技術(shù)和非線性控制技術(shù)方面開展了大量研究并取得了一些突破［4-5］，但在過失速機動飛行試驗方法、程序以及化解技術(shù)風險的措施等方面還不完善，未形成成熟的過失速機動試飛方法。

本文根據(jù)過失速機動飛行試驗?zāi)M驗證的需要，開展了基于非線性動態(tài)逆的過失速飛行控制律的仿真建模技術(shù)研究，依托大型地面模擬設(shè)施，建立了人在回路的過失速機動飛行模擬環(huán)境。通過開展人在回路的過失速機動地面模擬試驗，研究并形成了一套包括進入條件、操縱方法、注意力分配原則和退出方法在內(nèi)的帶推力矢量的飛機過失速機動試飛駕駛方法。

1 過失速機動飛行仿真建模

在過失速飛行條件下，由于機翼和機身上的氣流會出現(xiàn)分離、形成各種脫體渦系和渦破裂，這時作用在飛機上的氣動力呈現(xiàn)很強的非線性和非定常遲滯效應(yīng)［6］，在一定條件下，受氣流分離、渦形成和破裂的隨機性影響會伴隨產(chǎn)生非對稱氣動力和力矩，同時由于操縱面效率銳減甚至失效，需要使用推力矢量彌補操縱面控制能力不足的問題。因此，基于線性定常系統(tǒng)的經(jīng)典控制律設(shè)計方法已不適用。為了解決過失速機動飛行的控制問題，需要采用非線性控制方法。目前，在眾多的非線性控制系統(tǒng)設(shè)計方法中，非線性動態(tài)逆原理的應(yīng)用較為廣泛［7］。因此，根據(jù)奇異攝動原理，將控制律的設(shè)計分為快變量回路控制器和慢變量回路控制器，并對其分別進行了設(shè)計;根據(jù)動態(tài)逆原理的特點，對反饋所需的氣動力模型進行簡化，建立了推力矢量發(fā)動機模型，最終通過內(nèi)外回路的綜合完成了整個過失速機動飛行控制律的設(shè)計。

1.1 內(nèi)回路控制律設(shè)計及其建模

采用非線性動態(tài)逆原理進行角速率一級快變量的內(nèi)環(huán)控制律設(shè)計，由剛體飛機轉(zhuǎn)動運動方程改寫成的仿射方程為［8］:

其中:

式中:x1=(V，α，β，p，q，r，θ，φ，h)T為耦合的飛行狀態(tài);A(x1)為控制矩陣(這里亦為Falb-Wolovich矩陣或解耦矩陣);δ為操縱面偏轉(zhuǎn)量，如系統(tǒng)有常規(guī)操縱面及偏航-俯仰推力矢量控制，則可記δ=(δe，

其中:

在完成飛機剛體轉(zhuǎn)動方程的仿射方程式(1)的推導(dǎo)后，即可應(yīng)用非線性動態(tài)逆原理進行內(nèi)環(huán)的控制律設(shè)計，控制律框圖如圖1所示。圖中，A－1為A(x2)的逆矩陣;符號開關(guān)①～③表示氣動舵面和推力矢量的控制融合方案［8］，①表示“花鏈飽和式”融合方案，②表示最小控制能量式融合方案，③表示上述兩種融合方案的結(jié)合，即在一種融合方案失效后自動切換至另一種。

圖1 過失速機動飛行控制系統(tǒng)內(nèi)回路控制律框圖Fig.1 Post stall maneuver flight control system inner loop control law

1.2 外回路控制律設(shè)計及其建模

應(yīng)用非線性動態(tài)逆原理進行慢變量外環(huán)控制律設(shè)計，由剛體飛機線運動方程改寫成的仿射方程形式如下［8］:

其中:

式中:x2=(V，α，β，θ，φ，h)T為耦合的飛行狀態(tài)。

完成剛體飛機線運動方程的仿射方程式(2)的推導(dǎo)后，就可以應(yīng)用非線性動態(tài)逆原理進行外環(huán)的控制律設(shè)計，控制律框圖如圖2所示。

圖2 過失速機動飛行控制系統(tǒng)外回路控制律框圖Fig.2 Post stall maneuver flight control system outer loop control law

為了滿足不同飛行階段及任務(wù)要求的控制需要，外回路控制律在俯仰方向設(shè)計了兩種指令模式，符號開關(guān)①和②分別對應(yīng)這兩種指令模式。其中:①表示俯仰操縱以迎角指令的控制模式進行控制，G1為與之對應(yīng)的G(x2)的逆矩陣;②表示俯仰操縱以俯仰角速率指令的控制模式進行控制，G2為與之對應(yīng)的逆矩陣。圖2中的k和Ω為增益系數(shù)。

2 人在回路的過失速機動飛行模擬環(huán)境

為了開展過失速機動試飛方法研究，依托全任務(wù)飛行模擬系統(tǒng)，在完成帶推力矢量飛機飛行仿真建模的基礎(chǔ)上，建立了過失速機動飛行模擬環(huán)境，主要包括:控制臺、模擬座艙、航電系統(tǒng)、操縱人感系統(tǒng)、視景系統(tǒng)、六自由度運動系統(tǒng)等硬件設(shè)施;配套的軟件模塊包括:飛行仿真、航電仿真、音響仿真等一些專有軟件模塊;系統(tǒng)還包含網(wǎng)絡(luò)支撐環(huán)境和其他輔助設(shè)施。

仿真軟件是過失速機動飛行模擬系統(tǒng)的核心，它是在原飛機常規(guī)飛行軟件基礎(chǔ)上應(yīng)用了推力矢量、大迎角、非定常氣動力建模和過失速機動飛行控制等技術(shù)，使軟件具有模擬過失速機動飛行的能力，為開展過失速機動試飛方法研究奠定了基礎(chǔ)。圖3為飛機過失速機動飛行軟件流程。

圖3 飛機過失速機動飛行仿真軟件流程Fig.3 The flight simulation software process of post stall maneuver

3 過失速機動試飛駕駛方法及其模擬驗證

目前已經(jīng)在飛機上實現(xiàn)的典型過失速機動有10余種，包括在縱向平面內(nèi)的機動(“眼鏡蛇”、“尾沖”、“榔頭”等)和空間機動(“J轉(zhuǎn)彎”、“直升機”等)。針對這些典型的過失速機動動作，通過理論分析、仿真計算以及人在回路的地面模擬試驗，研究并形成了一套包括進入條件、操縱方法、注意力分配原則和退出方法在內(nèi)的帶推力矢量的飛機過失速機動試飛駕駛方法，并利用過失速機動飛行模擬環(huán)境進行了驗證。由于篇幅所限，本文僅就“眼鏡蛇”和“J轉(zhuǎn)彎”機動的駕駛方法和驗證情況進行介紹。

3.1 “眼鏡蛇”機動

“眼鏡蛇”機動是指飛機從初始平飛狀態(tài)迅速拉桿到底，快速形成大迎角(瞬態(tài)可高達120°)，此時飛機快速減速，然后推桿，使飛機下俯，恢復(fù)到正常迎角狀態(tài)。該機動的特點是飛機只發(fā)生俯仰方向的運動，橫向沒有運動。

該試驗選取了多名有豐富飛行經(jīng)驗的試飛員在過失速機動飛行模擬環(huán)境下進行了驗證試飛。試飛的進入條件在高度為2～5 km，表速為350～550 km/h的狀態(tài)下，俯仰操縱指令選擇迎角指令類型;配平飛機后并保持5～10 s，迅速拉桿到底，當俯仰角超過90°時保持3～4 s，在2～3 s內(nèi)勻速回桿至配平位置并適當向前推桿退出機動。該機動動作成功的判據(jù)有兩點:一是迎角達到90°或以上，并保持3～4 s，二是飛機沒有明顯的橫向和航向偏離。在操作時試飛員需注意避免加入橫向和航向的輸入，并打開發(fā)動機加力，以保持飛機有足夠的動能。

圖4為“眼鏡蛇”機動的地面模擬試驗結(jié)果。由試驗結(jié)果可知，飛機從2.5 km，400 km/h進入機動，機動過程中飛機俯仰速率達70(°)/s，在7～8 s內(nèi)迅速減速至108 km/h，迎角在110°附近保持長達6 s。整個機動過程中飛機的高度變化很小，且橫航向未出現(xiàn)偏離。按照本文設(shè)計的試飛駕駛方法，駕駛員能夠很好地完成“眼鏡蛇”機動。

駕駛員對整個動作過程的評述是:采用迎角模式實施該機動，無論是機動的進入、迎角的建立和保持還是退出都非常容易控制，俯仰姿態(tài)判讀容易，迎角相對困難，整個機動過程中飛機未出現(xiàn)非指令性響應(yīng)。多名駕駛員的“庫伯-哈珀”評價等級均值為2。

圖4 “眼鏡蛇”機動模擬試驗結(jié)果Fig.4 “Cobra”maneuver simulation test results

3.2 “J轉(zhuǎn)彎”機動

“J轉(zhuǎn)彎”機動是指飛機從初始平飛拉起形成大迎角，機頭迅速上仰，在接近垂直向上位置時，速度急劇下降(氣動舵面的效率也迅速下降)，然后壓桿，利用推力矢量控制使飛機繞速度矢旋轉(zhuǎn)，從上仰狀態(tài)轉(zhuǎn)為機頭向下，實現(xiàn)飛機航向180°轉(zhuǎn)向。

該試驗的進入條件在飛行高度為2～5 km，表速為400～550 km/h的狀態(tài)下，俯仰操縱指令選擇迎角指令類型;配平飛機保持5～10 s;迅速拉桿使飛機上仰接近垂直狀態(tài)(迎角約為70°);減速至250 km/h左右時，向一側(cè)壓桿直至機頭向下;觀察飛機的航向變化，同時有節(jié)奏地緩慢松桿減小迎角;當飛機航向改變超過180°時，反向壓桿直至機翼水平;稍松桿減小迎角逐漸改出俯沖。該機動動作成功的判據(jù)有兩點:一是迎角到達60°或以上;二是飛機航向改變180°。在操作時，試飛員需注意避免加入橫向和航向的輸入，并打開發(fā)動機加力，以保持飛機有足夠的動能。

圖5為“J轉(zhuǎn)彎”機動的地面模擬試驗結(jié)果。由試驗結(jié)果可知，飛機從2.3 km，410 km/h進入機動，完成180°轉(zhuǎn)向的時間約為16 s，整個機動完成的質(zhì)量較好。該機動可分解為快速俯仰和繞速度軸的滾轉(zhuǎn)兩個部分，因此被作為綜合驗證飛機過失速能力機動的典型動作。按照本文設(shè)計的試飛駕駛方法，駕駛員能夠完成“J轉(zhuǎn)彎”機動。

駕駛員對整個動作過程的評述是:采用迎角模式可以輕松地進入機動并建立初始迎角;由于大迎角下的滾轉(zhuǎn)響應(yīng)是繞速度軸旋轉(zhuǎn)、繞體軸滾轉(zhuǎn)和偏航的復(fù)合運動，需要一定的適應(yīng)過程，因此施加壓桿操縱時，操縱量不宜過大，避免響應(yīng)太快超出預(yù)期;另外，在截獲180°航向過程中松桿不能過快，迎角的快速減小會導(dǎo)致飛機過度低頭、高度損失太多;俯仰和航向姿態(tài)判讀容易。多名駕駛員的“庫伯-哈珀”評價等級均值為3。

圖5 “J轉(zhuǎn)彎”機動模擬試驗結(jié)果Fig.5 “JTurn”maneuver simulation test results

4 結(jié)束語

本文針對我國當前在過失速機動飛行試驗方法、程序、化解技術(shù)風險措施等方面的不足，通過開展過失速機動飛行控制律設(shè)計與建模等，依托現(xiàn)有的大型地面模擬設(shè)施，建立了滿足過失速機動飛行試驗研究要求的地面飛行模擬環(huán)境。在此基礎(chǔ)上，通過理論分析、仿真計算和模擬驗證，提出了多種典型過失速機動的試飛駕駛方法，包括:試驗狀態(tài)、操作程序(含進入條件、駕駛方法、退出方法等)、注意事項、成功判據(jù)、試飛員評述要點等，并進行了大量的人在回路的地面模擬飛行驗證。驗證結(jié)果表明，按照本文方法，駕駛員能夠順利完成過失速機動試飛動作并給出有效的評述。

過失速機動試飛是一項復(fù)雜的系統(tǒng)工程，涉及的內(nèi)容很多，本文僅就過失速機動本身的試飛駕駛方法進行了初步探索，而對于整個過失速機動飛行試驗來說還有很多問題亟待解決，比如帶推力矢量飛機的大迎角飛行品質(zhì)評價技術(shù);過失速機動試飛的安全評估和風險化解措施，如發(fā)動機停車故障下的失速/尾旋改出辦法，以及作為風險科目的飛行組織管理和安全監(jiān)控方法等。另外，過失速機動試飛對試飛員的駕駛和評價技術(shù)、生理和心理素質(zhì)是一種挑戰(zhàn)，必須有針對性地開展試飛員培訓(xùn)相關(guān)內(nèi)容的技術(shù)研究。

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