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)

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艦載飛機(jī)著艦下滑躍升操縱策略仿真與分析

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)

摘要:為了對艦載飛機(jī)著艦下滑時的躍升操縱策略進(jìn)行研究,建立了飛機(jī)飛行動力學(xué)模型和駕駛員模型。在此基礎(chǔ)上,根據(jù)“50 ft躍升規(guī)范”要求,以F/A-18艦載飛機(jī)為例,運用MATLAB/SIMULINK軟件,對采取不同操縱策略下的飛機(jī)躍升飛行歷程進(jìn)行了仿真分析。結(jié)果表明,F/A-18艦載飛機(jī)在著艦下滑狀態(tài)下無法達(dá)到“50 ft躍升規(guī)范”。此外,飛機(jī)在不開啟動力補(bǔ)償?shù)那闆r下,飛行員需同時操縱油門桿和駕駛桿來實現(xiàn)軌跡躍升。

關(guān)鍵詞:著艦下滑; 軌跡躍升; 操縱策略; “反區(qū)”操縱

0引言

飛機(jī)的躍升能力也可稱為飛機(jī)的高度糾偏能力,艦載飛機(jī)在著艦下滑時,其高度糾偏性能可以反映出艦載飛機(jī)進(jìn)行航跡跟蹤和保持的性能[1]。由于艦載飛機(jī)回收平臺及降落環(huán)境等條件的限制,在著艦下滑時,艦載飛機(jī)處于反區(qū)飛行的狀態(tài),研究該狀態(tài)下飛機(jī)躍升機(jī)動操縱策略,可以對艦載飛機(jī)人工控制著艦提供參考,意義重大。

1飛行動力學(xué)建模

艦載飛機(jī)在進(jìn)行著艦下滑時,理想狀態(tài)為定常直線飛行,且躍升機(jī)動為縱向的機(jī)動,因此只考慮飛機(jī)的縱向運動,在“航跡-機(jī)體”坐標(biāo)系中[2],可以得到飛機(jī)的平衡方程:

mdV/dt=Tcos(α+φ)-D-mgsinγ

-mVdγ/dt=-Tsin(α+φ)-L+mgcosγ

M=Iydq/dt, dxg/dt=Vcosγ

dzg/dt=-dH/dt=-Vsinγ

dθ/dt=q,γ=θ-α

式中:m為飛機(jī)質(zhì)量;V為速度;T為發(fā)動機(jī)推力;α為迎角;φ為發(fā)動機(jī)安裝角;D為阻力;γ為航跡傾角;L為升力;M為俯仰力矩;Iy為飛機(jī)對應(yīng)y軸的慣性積;q為俯仰角速度;H為高度。

根據(jù)小擾動原理及相關(guān)假設(shè),進(jìn)一步得出小擾動方程為:

矩陣中相關(guān)參數(shù)定義見文獻(xiàn)[2]。

2駕駛員建模

艦載飛機(jī)著艦下滑時,對飛行員的操縱行為進(jìn)行建模研究,可以驗證操縱策略的優(yōu)劣,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)。

著艦時,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)。構(gòu)建簡化的雙通道飛行員跟蹤控制任務(wù)模型如圖1所示[3-4]。

圖中:r1,r2為輸入變量;M,N為飛機(jī)系統(tǒng)的輸出量;Kp,Kc為飛行員對艦載飛機(jī)系統(tǒng)輸出誤差操縱增益;Kd為飛行員對系統(tǒng)輸出速率增益,隨控制量的不同取值不同;Gnm為文獻(xiàn)[5]中提到的簡化飛行員肢部神經(jīng)動力學(xué)模型,其具體表達(dá)式為:

當(dāng)駕駛員只控制一個通道時,默認(rèn)控制的為主通道。由于在飛機(jī)著艦時飛行員接受的為誤差信號,而調(diào)整的目標(biāo)為消除誤差,故模型中r1=r2=0,這時該模型兩個通道的飛行控制律分別為:

副通道:δ2=-KcN。

圖1　雙通道飛行員跟蹤控制任務(wù)模型Fig.1　Double-channel pilot tracking control mission model

3躍升操縱仿真與分析

3.1躍升規(guī)范分析與驗證

關(guān)于飛機(jī)下滑道躍升,典型的規(guī)范為“50 ft躍升機(jī)動規(guī)范”[6],其具體的要求是:飛機(jī)在下滑道上機(jī)動時,能在5 s內(nèi)從穩(wěn)定飛行的初始軌跡躍升到平行于原軌跡且高出原軌跡15.2 m (50 ft)的新的下滑道上(見圖2),并且能夠使飛機(jī)保持在新的下滑道上下滑。同時飛機(jī)在躍升過程中,飛行員不應(yīng)改變推力設(shè)置,且縱向過載增量應(yīng)不超過飛機(jī)開始機(jī)動時可獲得最大可用過載增量的50%。

圖2　下滑道躍升示意圖Fig.2　The sketch map of glide path leaping

以典型的艦載飛機(jī)F/A-18為例,其在著艦下滑中,航跡傾角為-3.5°,迎角為8.1°,飛機(jī)速度為70 m/s,在平尾階躍輸入4°的情況下,飛機(jī)在5 s內(nèi)可躍升17.2 m,超過15.2 m(50 ft)(見圖3);飛機(jī)在機(jī)動時,最大過載增量為Δnz=0.27(見圖4)。由文獻(xiàn)[7]可知,F/A-18在迎角為25°時,其升力系數(shù)CL=2.02且小于CLmax,此時飛機(jī)過載nz=1.64。故飛機(jī)在開始機(jī)動時可獲得的最大可用過載增量Δnzmax>nz1-1=2Δnz,符合規(guī)范。

圖3　飛機(jī)躍升航跡Fig.3　Leaping flight path of aircraft

圖4　躍升中飛機(jī)縱向過載變化量Fig.4　Variation of Δnz in leaping

此外,階躍規(guī)范中要求飛行員僅通過操縱駕駛桿使飛機(jī)保持在新下滑道上。一般情況下飛機(jī)軌跡穩(wěn)定需一定時間,但由于在真實著艦?zāi)┒孙w機(jī)飛行高度較低(100 m左右),為了方便研究飛機(jī)在駕駛桿控制下航跡的情況,本文假設(shè)飛機(jī)以著艦?zāi)┒藭r的飛行狀態(tài)下初始飛行高度定為300 m,觀察飛機(jī)在躍升后飛行員通過操縱駕駛桿來保持飛機(jī)的航跡的情況。結(jié)合駕駛員模型,將主通道設(shè)為駕駛桿通道,輸入階躍高度及高度變化率,副通道無輸入來進(jìn)行仿真。圖5和圖6分別為飛機(jī)航跡圖和航跡傾角變化曲線(圖5中小圖表示飛機(jī)實際飛行軌跡相對于目標(biāo)軌跡的高度差變化情況。下同)。圖6中Δδs為駕駛桿角度偏轉(zhuǎn)量。

圖5　飛機(jī)躍升航跡Fig.5　Leaping flight path of aircraft

圖6　駕駛桿和航跡傾角變化曲線Fig.6　Variation of stick and flight path angle

由圖可知,飛機(jī)在4.6 s時,躍升到預(yù)定軌跡,之后飛機(jī)航跡在新下滑道上振蕩,但在20 s之后,拉桿時航跡傾角不再隨駕駛桿變化而變化,飛機(jī)繼續(xù)下沉,出現(xiàn)了越拉桿越下沉的現(xiàn)象。這表明,F/A-18艦載飛機(jī)在著艦下滑狀態(tài)下,飛行員僅靠操縱駕駛桿,無法實現(xiàn)在新的軌跡上穩(wěn)定飛行。由此得出,F/A-18艦載飛機(jī)在著艦下滑狀態(tài)不符合 “50 ft躍升規(guī)范”。

3.2躍升操縱策略

“50 ft躍升規(guī)范”的基本假設(shè)是不調(diào)節(jié)油門來控制航跡,在上節(jié)中已經(jīng)驗證艦載飛機(jī)在末端著艦狀態(tài)下,僅操縱駕駛桿已無法控制航跡。

艦載飛機(jī)飛行員在全人工進(jìn)場著艦時通常使用“反區(qū)”操縱策略來控制航跡,即用駕駛桿來使迎角保持恒定,用推力來改變飛行高度[8]。

根據(jù)“反區(qū)”操縱策略,結(jié)合駕駛員模型,將主通道設(shè)為油門桿通道,輸入為階躍高度及高度變化率,副通道輸入迎角以加快飛機(jī)響應(yīng)。飛機(jī)航跡變化如圖7所示,飛機(jī)在12 s左右穩(wěn)定在新下滑道上。由此可知,在著艦下滑時飛行員采用“反區(qū)”操縱策略可以實現(xiàn)軌跡躍升。圖8為駕駛桿Δδs和油門桿δT偏轉(zhuǎn)曲線圖,由圖可知,飛行員在操縱飛機(jī)進(jìn)行躍升時,加油門應(yīng)伴隨著拉駕駛桿,減油門則應(yīng)推駕駛桿,且油門桿操縱時應(yīng)快速短促,而駕駛桿操縱需平緩柔和。

圖7　飛機(jī)躍升航跡Fig.7　Leaping flight path of aircraft

圖8　駕駛桿和油門桿偏轉(zhuǎn)量Fig.8　Amount of deflection of stick and throttle lever

3.3帶動力補(bǔ)償?shù)能S升操縱

為減少飛行員著艦時的工作量,增加著艦精度,現(xiàn)代飛機(jī)在著艦下滑時一般都開啟動力補(bǔ)償系統(tǒng)。該系統(tǒng)開啟后,飛行員便可集中精力操縱駕駛桿。

駕駛員模型主通道為駕駛桿通道, 輸入仍然為階躍高度和高度變化率,不對油門桿進(jìn)行控制,而是引入動力補(bǔ)償系統(tǒng)。參照文獻(xiàn)[9]設(shè)計動力補(bǔ)償系統(tǒng),在此基礎(chǔ)上,進(jìn)行躍升仿真,得到飛機(jī)航跡如圖9所示。與全人工控制躍升相比,航跡躍升平滑、無超調(diào),且駕駛桿操縱頻率降低,有效減輕了飛行員的負(fù)擔(dān)。圖10為航跡傾角變化曲線。對比圖6和圖10可得:開啟動力補(bǔ)償系統(tǒng)后,航跡傾角對駕駛桿有很強(qiáng)的跟隨力。

在有動力補(bǔ)償?shù)那闆r下,飛機(jī)迎角的變化通過動力補(bǔ)償系統(tǒng)得到遏制,從而航跡傾角可以有效地跟蹤飛機(jī)俯仰角的變化。因此,著艦下滑時,如果開啟動力補(bǔ)償系統(tǒng),飛行員可不必控制油門桿,僅通過控制駕駛桿便可操縱飛機(jī)躍升。

圖9　飛機(jī)躍升航跡Fig.9　Leaping flight path of aircraft

圖10　駕駛桿和航跡傾角變化曲線Fig.10　Variation of stick and flight path angle

4結(jié)束語

一般情況下,下滑道躍升規(guī)范用于確保下滑道跟蹤性能和預(yù)測進(jìn)場速度,但由本文仿真可得,典型的艦載飛機(jī)F/A-18并不遵循此規(guī)范,因此,可認(rèn)為該規(guī)范不充分。該規(guī)范無法對著艦進(jìn)場速度和下滑道跟蹤能力進(jìn)行充分預(yù)測。此外,飛機(jī)在著艦下滑時,如要進(jìn)行航跡躍升,飛行員需采用反區(qū)操縱技術(shù),同時操縱油門桿和駕駛桿來進(jìn)行躍升;但如果在下滑時開啟了動力補(bǔ)償系統(tǒng),飛行員可通過通常的操縱方式(僅使用駕駛桿)來進(jìn)行躍升。同時,值得注意的是,躍升機(jī)動不一定會使飛機(jī)高度增加,如圖3中在躍升機(jī)動結(jié)束時飛機(jī)的高度低于機(jī)動開始時的高度4.12 m。

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(編輯：方春玲)

Simulation and analysis about glide path leap control strategy of carrier-based aircraft on landing approach

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

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

Abstract:To research the glide path leap control strategy in carrier landing, establish the flight dynamic model of aircraft and pilot model. On the basis of these two models, taking the F/A-18 aircraft as an example, and according to the requirements about the “50ft leap specification”, the aircraft leap flight histories using different control strategies are simulated and analyzed with the use of MATLAB/SIMULINK software. The result shows that the F/A-18 aircraft couldn’t meet the requirements in the “50ft leap specification” on landing approach, and the pilot needs to control the stick and throttle simultaneously to realize the path leap if the APCS(approach power compensator system) is not turned on.

Key words:gliding for carrier landing; path leap; control strategy; “backside” control

中圖分類號：V212.12

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)02-0001-04

作者簡介:趙振宇(1990-)，男，山西陽泉人，碩士研究生，研究方向為飛行力學(xué)。

收稿日期:2015-07-06;

修訂日期:2015-11-25; 網(wǎng)絡(luò)出版時間:2016-01-10 14:10