劉嘉 向錦武 張穎 甄沖

(1.海軍航空大學(xué),煙臺 264001) (2.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100191)

引言

除自然環(huán)境外,艦載機(jī)著艦還將受到引導(dǎo)光束基準(zhǔn)角、飛機(jī)返航重量、飛行速度、飛行姿態(tài)等因素影響[1,2].對于同型號飛機(jī),母艦通常以統(tǒng)一的引導(dǎo)光束進(jìn)行下滑引導(dǎo)[3].但由于執(zhí)行任務(wù)不同,燃油彈藥等消耗不同,即便是同型號飛機(jī)每次返航著艦重量也不可能完全一樣.而對于不同著艦重量飛機(jī),其配平狀態(tài)將不同,即不同重量將對應(yīng)不同的下滑速度和迎角.理論上飛行員可以根據(jù)著艦重量在多種配平狀態(tài)下進(jìn)行著艦.但從進(jìn)入下滑道窗口到著艦一般僅有不到30秒時間,在這短短30秒內(nèi)每次都要根據(jù)飛行狀態(tài)臨時配平又要反操縱進(jìn)行軌跡跟蹤,這將給飛行的操縱帶來極大挑戰(zhàn)[4,5].因此實(shí)際飛行中,飛行員通常以某種原則和策略進(jìn)行操縱,即目前所存在的“保持速度不變”和“保持迎角不變”操縱策略(以下簡稱為“保速度”和“保角”策略,在圖表中分別用“V-hold”和“a-hold”指代).即無論飛機(jī)著艦重量如何變化,飛行員在跟蹤下滑光束的同時,要么保持基準(zhǔn)速度不變,要么保持基準(zhǔn)迎角不變.進(jìn)而實(shí)現(xiàn)軌跡跟蹤和著艦.以往著艦策略研究,大多集中在自動著艦軌跡跟蹤和動力補(bǔ)償方案設(shè)計方面[6-13],如文獻(xiàn)[8]論證了動力補(bǔ)償必要性,文獻(xiàn)[11-12]通過構(gòu)建駕駛員模型,比較了“背面技術(shù)”和“前面技術(shù)”在著艦軌跡跟蹤效果上的差異,證明了“背面技術(shù)”優(yōu)越性.分析了飛機(jī)設(shè)計中影響著艦軌跡控制的關(guān)鍵因素；文獻(xiàn)[9]給出了“保速度”和“保角”策略的自動控制動力補(bǔ)償方案；文獻(xiàn)[10]分析了著艦軌跡穩(wěn)定性變差的原因和動力補(bǔ)償?shù)谋匾?這些文獻(xiàn)對兩種策略的自動控制實(shí)現(xiàn)方法進(jìn)行了研究.文獻(xiàn)[14]對飛行員進(jìn)艦過程的變策略控制模型進(jìn)行了研究,但這一策略更傾向于研究飛行員本身固有的思維判斷過程而不是本文所指的操縱方法和原則.綜上,以往研究沒有從飛行員的視角研究著艦策略與操縱方法,沒有比較“保速度”和“保角”策略在著艦效果上的最終差異,無法直接用于飛行訓(xùn)練指導(dǎo).目前雖然艦載機(jī)動力補(bǔ)償系統(tǒng)已較為成熟并逐漸成為艦載機(jī)標(biāo)準(zhǔn)配置之一,但作為任務(wù)的最終執(zhí)行者,作為自動駕駛的最終備份,飛行員必須掌握“手動”反區(qū)操縱技巧,才能具備上艦資格.因此,從操縱角度,研究艦載機(jī)著艦操縱策略有著重要意義.

本文針對不同返航重量下如何提高著艦精度這一問題,對飛行員操縱策略進(jìn)行研究.研究思路是,首先對需要應(yīng)用的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行介紹,而后對“保速度”和“保角”策略“基準(zhǔn)狀態(tài)”進(jìn)行探討,基準(zhǔn)狀態(tài)研究是后續(xù)著艦操縱策略研究的基礎(chǔ).所謂“基準(zhǔn)狀態(tài)”就是飛行員操縱策略中所要保持的參考狀態(tài),如“保角”策略中的基準(zhǔn)迎角角度、“保速度”策略中的基準(zhǔn)速度等.然后,針對著艦操縱行為和飛行操縱策略得到對應(yīng)模型被控對象,最后通過人-機(jī)-環(huán)境閉環(huán)仿真和著艦點(diǎn)分布比較,分析著艦策略差異及其成因.這一研究可為飛行員實(shí)際操縱提供理論參考,為自動著艦系統(tǒng)設(shè)計提供借鑒.

1 數(shù)學(xué)模型

1.1 數(shù)學(xué)模型簡介

進(jìn)行駕駛員操縱策略研究,開展人-機(jī)-環(huán)境仿真,需要用到飛機(jī)動力學(xué)模型、艦船運(yùn)動模型、大氣擾動模型、飛機(jī)運(yùn)動學(xué)模型、飛機(jī)駕駛員模型等數(shù)學(xué)模型.其中飛行動力學(xué)模型本文采用經(jīng)典的小擾動方程進(jìn)行描述[15].大氣擾動模型采用文獻(xiàn)[16]艦尾流模型和大氣紊流模型.對于艦船運(yùn)動模型,由于艦船運(yùn)動將進(jìn)一步使飛機(jī)著艦點(diǎn)發(fā)散,為便于比較著艦策略影響,此處假設(shè)艦船勻速直線行駛且沒有受風(fēng)浪影響產(chǎn)生六自由度運(yùn)動.在運(yùn)動學(xué)模型中,通過坐標(biāo)變換,可以得到飛機(jī)尾鉤運(yùn)動學(xué)模型、飛行員觀察視線運(yùn)動模型以及甲板運(yùn)動模型等,通過這些模型可以仿真繪制著艦軌跡和飛機(jī)著艦點(diǎn)分布.在飛機(jī)駕駛員模型中,本文采用文獻(xiàn)[17]提供的具有自適應(yīng)能力的飛機(jī)駕駛員最優(yōu)控制模型.限于篇幅,上述數(shù)學(xué)模型不再贅述.

1.2 人-機(jī)-環(huán)境閉環(huán)仿真算法流程

飛行員操縱下的人-機(jī)-環(huán)境閉環(huán)仿真算法流程如圖1所示,具體步驟如下:

步驟一,構(gòu)建帶有延遲環(huán)節(jié)的增廣被控對象；

步驟二,根據(jù)飛行任務(wù),構(gòu)建飛行員最優(yōu)控制指標(biāo)函數(shù)和操縱策略數(shù)學(xué)模型,確定模型參數(shù)；

圖1 人-機(jī)-環(huán)境閉環(huán)仿真算法流程Fig. 1 Algorithm implementation of Pilot-Aircraft-Environment simulation

步驟三,計算飛行員最優(yōu)控制增益；

步驟四,控制方程離散化及自適應(yīng)狀態(tài)估計；

步驟五,求解駕駛員操縱向量,人機(jī)系統(tǒng)時域仿真.

2 著艦操縱基準(zhǔn)狀態(tài)研究

本文所述“操縱基準(zhǔn)狀態(tài)”是指飛行員“保速度”策略中所要保持的速度和“保角”策略中所要保持的迎角.理論上,當(dāng)飛機(jī)著艦重量不變,以恒定下滑角進(jìn)近時,飛行員可以采用多種配平狀態(tài)進(jìn)行著艦,即每一著艦重量都對應(yīng)一個“速度-迎角”狀態(tài)集.在這一集合內(nèi),通常根據(jù)失速迎角、復(fù)飛要求、起落架沖擊載荷限制等因素最終確定一個著艦進(jìn)近速度.那么當(dāng)著艦重量不同時,就存在一個與著艦重量對應(yīng)的進(jìn)近速度集.那么對于隨機(jī)的著艦返航重量,飛行員應(yīng)該以什么樣的速度或迎角進(jìn)行著艦?zāi)?？下面就這一問題進(jìn)行研究.本文以A-4D型飛機(jī)為算例對操縱基準(zhǔn)狀態(tài)以及后續(xù)著艦策略進(jìn)行分析.飛機(jī)基本參數(shù)詳見文獻(xiàn)[18].假設(shè)飛機(jī)以恒定下滑角γ=-3.5°進(jìn)行進(jìn)近,通過配平計算,得到不同著艦重量下(文中不同著艦重量采用著艦最大有效載荷百分比表示,Maximum Payload簡稱MP)配平需用推力和配平迎角如圖2～3所示.

圖2 配平需用推力曲線Fig. 2 Thrust curves required in trim

圖3 配平需用迎角曲線Fig. 3 Angle curves of attack (AOA) Required in trim

由圖2～3可見,著艦重量越大,配平速度和迎角越大.因此,為避免滿載返航失速,應(yīng)以最大著艦重量狀態(tài)作為著艦操縱基準(zhǔn)狀態(tài).由于數(shù)據(jù)有限,暫不考慮復(fù)飛要求和著艦沖擊等其它限制因素,僅通過失速迎角限制確定著艦進(jìn)近速度.假設(shè)失速迎角αs=22°,根據(jù)失速迎角和配平迎角曲線,可以確定飛機(jī)的失速速度為65.87m/s,而后按照進(jìn)近速度為失速速度1.15倍確定飛機(jī)的著艦進(jìn)近速度[16],這一速度即為“保速度”策略的基準(zhǔn)速度,這一速度對應(yīng)的迎角即為“保角”策略基準(zhǔn)迎角.最終明確對于不同著艦重量返航操縱,應(yīng)以最大著艦重量作為操縱基準(zhǔn)狀態(tài),確定“保速度”策略基準(zhǔn)速度Vappoach=75.75m/s,“保角”策略基準(zhǔn)迎角αappoach=16.34°.同時注意到,當(dāng)飛機(jī)以這一狀態(tài)進(jìn)行進(jìn)近時,飛機(jī)處于操縱反區(qū).

3 著艦操縱策略研究

為比較“保速度”和“保角”策略著艦效果,本文首先對著艦策略進(jìn)行數(shù)學(xué)建模,而后進(jìn)行人機(jī)閉環(huán)著艦仿真,考察兩種策略下的著艦分布效果,最后對造成二者差異的成因進(jìn)行分析.

3.1 著艦操縱策略數(shù)學(xué)模型

進(jìn)行著艦操縱策略研究的關(guān)鍵是如何對現(xiàn)實(shí)中的飛行員操縱原則進(jìn)行數(shù)學(xué)描述.下面首先對被控對象進(jìn)行構(gòu)建,而后根據(jù)實(shí)際駕駛要素對操縱策略進(jìn)行建模,最后確定飛行員參數(shù)并計算控制增益.由此實(shí)現(xiàn)了對飛行員操縱策略的數(shù)學(xué)描述,并可以得到飛行員在不同策略下的操縱輸出.

3.1.1 控制方程

飛行員模型中的被控對象為飛機(jī)動力學(xué)模型,以小擾動方程描述飛機(jī)動力學(xué)模型

(1)

“保速度”策略飛行員的駕駛原則是,在保持眼部跟蹤下滑光束的同時,盡量保持基準(zhǔn)速度不變,即飛行員以高度誤差和速度誤差作為觀察要素進(jìn)行飛機(jī)操縱,由此確定狀態(tài)方程縱向狀態(tài)向量和操縱向量為:

xvzx=[ΔV,Δα,Δq,Δθ,Δh/V]T

(2)

(3)

u=[δe,δP]T

(4)

與之類似,“保角”策略駕駛原則是,保持眼部跟蹤下滑光束的同時,盡量保持基準(zhǔn)迎角不變,由此確定“保角”策略縱向狀態(tài)向量和操縱向量為:

xazx=[ΔV,Δα,Δq,Δθ,Δh/V]T

(5)

(6)

uzx=[δe,δP]T

(7)

兩種策略下橫航向狀態(tài)向量是一致的,均以航向偏差和滾轉(zhuǎn)角誤差作為觀察要素,由此確定狀態(tài)向量和操縱向量如下:

xhx=[Δβ,Δp,Δr,Δφ,Δψ,Δyg/V0]T

(8)

(9)

uhx=[δa,δr]T

(10)

3.1.2 飛行員操縱策略數(shù)學(xué)描述

假設(shè)理想情況下,飛機(jī)已進(jìn)入下滑道窗口,此時飛行員將根據(jù)下滑光束和艙內(nèi)儀表進(jìn)行軌跡跟蹤和著艦.飛行員的操縱原則是在保持跟蹤下滑光束的同時盡量保持基準(zhǔn)速度或基準(zhǔn)迎角不變.由于人本身的最優(yōu)控制屬性,飛行員將盡量采用最小的操縱量和操縱速率實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo).由此可以得到兩種策略下最優(yōu)控制模型的目標(biāo)函數(shù)如下:

(11)

(12)

(13)

(14)

這一目標(biāo)函數(shù)和加權(quán)矩陣體現(xiàn)了操縱策略的核心數(shù)學(xué)要素.其中下標(biāo)“v”代表“保速度”策略、下標(biāo)“α”代表“保角”策略；Jzx、Jhx分別是縱向和橫航向目標(biāo)函數(shù),eh為高度誤差、ev為速度誤差、eα為迎角誤差、Rzx是縱向操縱加權(quán)矩陣、Fzx是縱向控制速率加權(quán)矩陣,eyg是飛機(jī)橫向偏離誤差、eφ是滾轉(zhuǎn)角誤差、Rhx是橫航向操縱加權(quán)矩陣、Fhx是橫航向控制速率加權(quán)矩陣.飛行員生理參數(shù)按照平均水平進(jìn)行選取[18].由于座艙內(nèi)沒有迎角變化率顯示設(shè)備,且著艦時并未要求下沉率最小,因此暫不將迎角變化率和下沉率作為指標(biāo)函數(shù)狀態(tài)向量,由此“保速度”策略下飛行員觀察向量僅有eh、ev、eyg、eφ；“保角”策略下飛行員觀察向量為eh、eα、eyg、eφ.因此兩種策略下,縱向和橫航向觀察加權(quán)矩陣均為Qyzx=Qyhx=diag([1,0,1,0]),假設(shè)飛行員對油門桿、駕駛桿、腳蹬投入駕駛精力相同,則操縱加權(quán)矩陣Rzx=Rhx=diag([1,1]),綜上,得到飛行員模型參數(shù)如表1所示.

表1 飛行員模型參數(shù)Table 1 Input parameters of pilot model

根據(jù)駕駛員模型計算流程,以給定神經(jīng)動力延遲矩陣Tn為終止條件,循環(huán)計算得到不同著艦重量下,控制速率加權(quán)矩陣F如表2所示.由此可以進(jìn)一步開展人機(jī)閉環(huán)著艦仿真.

表2 飛行員模型計算結(jié)果Table 2 Calculation results of pilot model

3.2 著艦策略仿真

根據(jù)飛行員模型計算結(jié)果和仿真流程,可以得到著艦時間歷程飛行員操縱量和飛機(jī)動態(tài)響應(yīng).如圖4～7以20%最大著艦重量為例,示出了飛行員操縱量、飛機(jī)縱向及橫航向動態(tài)響應(yīng).由圖4～5可見,著艦過程中升降舵和油門是主要操縱量,飛行員在著艦任務(wù)中對縱向操縱投入的精力相對要多.但同時也應(yīng)注意到,由于著艦區(qū)域與艦船運(yùn)動方向成一定夾角,以及橫航向擾動氣流的存在,飛行員在進(jìn)行縱向軌跡跟蹤的同時,還需要操縱副翼和方向舵對航向偏差和飛機(jī)滾轉(zhuǎn)姿態(tài)進(jìn)行修正,如圖7示出了兩種策略飛行員操縱下橫航向飛機(jī)動態(tài)響應(yīng).

圖4 “保速度”策略飛行員操縱量Fig. 4 Pilot control in V-hold principle

圖5 “保角”策略飛行員操縱量Fig. 5 Pilot control in a-hold principle

圖6a 兩種操縱策略下的速度響應(yīng)對比Fig. 6a Comparison of velocity responses in control of a-hold and V-hold principles

圖6b 兩種操縱策略下的迎角響應(yīng)Fig. 6b Angle of attack responses in control of a-hold and V-hold principles

圖6c 兩種操縱策略下的俯仰角速度響應(yīng)Fig. 6c q responses in control of a-hold and V-hold principles

圖6d 兩種操縱策略下的俯仰角響應(yīng)Fig. 6d Pitch angle responses in control of a-hold and V-hold principles

圖6e 兩種操縱策略下的高度響應(yīng)Fig. 6e Height responses in control of a-hold and V-hold principles

圖7a 兩種操縱策略下的側(cè)滑角響應(yīng)Fig. 7a β responses in control of a-hold and V-hold principles

圖7b 兩種操縱策略下的滾轉(zhuǎn)加速度響應(yīng)Fig. 7b p responses in control of a-hold and V-hold principles

圖7c 兩種操縱策略下的偏航加速度響應(yīng)Fig. 7c r responses in control of a-hold and V-hold principles

圖7d 兩種操縱策略下的滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)Fig. 7d Rolling angle responses in control of a-hold and V-hold principles

圖7e 兩種操縱策略下的偏航角響應(yīng)Fig. 7e Yaw angle responses in control of a-hold and V-hold principles

圖7f 兩種操縱策略下的橫向偏離運(yùn)動距離響應(yīng)Fig. 7f Yg responses in control of a-hold and V-hold principles

通過人-機(jī)-艦-環(huán)境仿真和運(yùn)動學(xué)方程,可以得到兩種策略下飛機(jī)著艦分布.“保速度”策略著艦分布如圖8a所示,“保角”策略著艦分布如圖8b所示.

圖8a 不同空重下“保速度”策略著艦點(diǎn)分布圖Fig. 8a Touchdown points distribution of different weight in V-hold principles

由圖8可見,采用“保速度”策略飛機(jī)著艦點(diǎn)“發(fā)散”,與理想著艦點(diǎn)縱向最大平均誤差可達(dá)近17米,橫向著艦誤差平均也在2米左右,同時部分著艦點(diǎn)超出了安全著艦區(qū)域.采用“保角”策略飛機(jī)著艦點(diǎn)相對集中在第一根攔阻索和第四根攔阻索之間,與理想著艦點(diǎn)縱向最大平均誤差不超過10米,橫向最大著艦平均誤差不超過1.8米,所有著艦點(diǎn)均在安全著艦區(qū)域內(nèi),可以實(shí)現(xiàn)著艦.進(jìn)行100次蒙特卡洛仿真,進(jìn)一步比較縱向和橫向著艦誤差如圖9所示.詳細(xì)比較不同著艦重量下著艦誤差如表3所示.其中XTD是著艦點(diǎn)縱向坐標(biāo)、YTD是著艦點(diǎn)橫向坐標(biāo).

圖8b 不同空重下“保角”策略著艦點(diǎn)分布圖Fig. 8b Touchdown points distribution of different weight in a-hold principles

圖9a 不同著艦重量下不同策略縱向著艦誤差Fig. 9a RMS error of XTD with different recovery weights in two principles

圖9b 不同著艦重量下不同策略橫向著艦誤差Fig. 9b RMS error of YTD with different recovery weights in two principles

由圖9可見,采用“保角”策略,著艦點(diǎn)平均值更靠近誤差零線,更接近理想著艦點(diǎn),著艦精度高于“保速度”策略.由表3可見,在“保速度”策略下,著艦重量越小,平均著艦點(diǎn)偏離理想著艦點(diǎn)越遠(yuǎn).當(dāng)著艦重量發(fā)生變化時,“保速度”策略平均著艦點(diǎn)變化范圍可達(dá)12米；而在“保角”策略下,平均著艦點(diǎn)變化范圍僅為4米,不同重量下“保角”策略著艦點(diǎn)集中在-1.8～9.4m之間,而“保速度”策略著艦點(diǎn)集中在7.2～17m之間.因此對于不同著艦重量操縱問題,采用“保角”策略可以獲得更穩(wěn)定的著艦分布,著艦精度較高.

表3 不同著艦重量兩種著艦策略誤差比較Table 3 Comparison of RMS Error of touchdown points in different principles with different recovery weights

3.3 著艦策略分析

3.3.1 著艦分布分析

從前述著艦誤差比較可以發(fā)現(xiàn),在相同著艦重量下“保角”策略著艦分布略大于“保速度”策略；而不同著艦重量下,“保角”策略平均著艦點(diǎn)更為穩(wěn)定.下面對上述現(xiàn)象進(jìn)行分析.著艦點(diǎn)之所以分布在一定范圍,其主要原因是,受隨機(jī)大氣擾動作用,飛機(jī)動態(tài)響應(yīng)將在飛行員操縱下呈現(xiàn)一定隨機(jī)性,因此可以從飛行員對飛機(jī)隨機(jī)響應(yīng)的抑制效果上,對著艦范圍進(jìn)行分析.由于著艦重量與基準(zhǔn)狀態(tài)相差越遠(yuǎn),著艦誤差越大,為分析效果更為明顯,以20%著艦重量為例進(jìn)行分析.進(jìn)行100次蒙特卡洛仿真,比較飛機(jī)響應(yīng)抑制效果如圖10所示.由圖10a可見,“保速度”策略對速度擾動抑制效果最好,在這一策略下,飛機(jī)的速度增量始終在零附近徘徊.而“保角”策略下飛機(jī)的速度擾動僅得到了一定抑制,但遠(yuǎn)未消除.同時可以發(fā)現(xiàn),只要有人操縱,無論采用何種策略,其速度擾動抑制效果均優(yōu)于無控飛機(jī).圖10b展示了兩種策略下的迎角擾動及其抑制效果,由圖可見,有人操縱下,迎角擾動反而增大.這是因?yàn)?無控飛機(jī)在艦尾流影響下自由運(yùn)動,迎角擾動完全轉(zhuǎn)化為飛機(jī)動態(tài)響應(yīng),因而迎角變化增量??；而有人操縱下,飛機(jī)在進(jìn)行下滑軌跡跟蹤過程中將以恒定“狀態(tài)”進(jìn)行下滑,不再對外界擾動做出自由響應(yīng),擾動氣流直接作用于保持恒定姿態(tài)的機(jī)體,由此必然使迎角擾動增大,因此,飛機(jī)在飛行員操縱下迎角擾動更為明顯.比較不同策略迎角擾動抑制效果,由圖10b可見,相同著艦重量下,“保角”策略的迎角擾動抑制效果好于“保速度”策略,雖然二者迎角擾動均值相差不大,但“保角”策略擾動誤差范圍明顯小于“保速度”策略,在“保角”策略下,迎角擾動最大為3.5度左右,而“保速度”策略下,迎角擾動最大可達(dá)6度左右.

圖10a 不同策略下速度擾動抑制效果比較Fig. 10a Comparison of airspeed disturbance restraint in two principles

圖10b 不同策略下迎角擾動抑制效果比較Fig. 10b Comparison of AOA disturbance restraint in two principles

圖10c 不同策略下俯仰角擾動抑制效果比較Fig. 10c Comparison of θ disturbance restraint in two principles

圖10d 不同策略下高度擾動抑制效果比較Fig. 10d Comparison of Height disturbance restraint in two principles

對于俯仰角擾動,由圖10c可見,相同著艦重量下,“保角”策略擾動抑制效果優(yōu)于“保速度”策略.對于高度擾動,如圖10d所示,兩種策略都對于高度擾動進(jìn)行了抑制,并將眼部跟蹤高度誤差控制在零附近.綜上,兩種策略的擾動抑制效果各有優(yōu)劣.因此,在恒定著艦重量下,“保角”策略著艦分布范圍略大于“保速度”策略,是多種因素綜合作用的結(jié)果,其主因是速度擾動引起.“保速度”策略下,雖然迎角擾動抑制效果較差,但其較好的速度擾動抑制能力,將使其著艦分布范圍更小.

3.3.2 平均著艦點(diǎn)分析

在不同著艦重量下,“保角”策略著艦均值更穩(wěn)定.著艦點(diǎn)均值可以等效認(rèn)為是排除隨機(jī)擾動因素的理想著艦點(diǎn).而理想著艦軌跡是飛行員通過觀察下滑光束操縱飛機(jī)加以實(shí)現(xiàn)的.即理想著艦點(diǎn)偏差主要由飛行員眼部跟蹤誤差和尾鉤誤差組成,圖10d已經(jīng)證明兩種策略下的眼部跟蹤效果差別不大.因此尾鉤誤差就成為不同重量著艦點(diǎn)差異的主要因素.而尾鉤誤差主要由飛行姿態(tài)角引起.現(xiàn)比較不同著艦重量、不同策略下著艦姿態(tài)角如圖11所示.由圖可見,“保速度”策略下,不同著艦重量的配平基準(zhǔn)姿態(tài)角存在顯著差異,而且其姿態(tài)角擾動隨著飛行員操縱而增大,這將顯著增加尾鉤誤差.而采用“保角”策略,首先確保了不同著艦重量下基準(zhǔn)姿態(tài)角的一致,其次,在飛行員操縱下,迎角擾動得到了一定抑制,飛行員不僅進(jìn)行了下滑光束跟蹤,同時采用保持迎角不變操縱原則,對姿態(tài)角擾動進(jìn)行了抑制,因此,不同著艦重量下“保角”策略平均著艦點(diǎn)更穩(wěn)定,精度更高.

圖11 不同策略下俯仰角姿態(tài)角誤差比較Fig.11 Comparison of RMS error of θ in two principles

4 結(jié)論

為提高艦載機(jī)在不同著艦重量下著艦精度,對艦載機(jī)著艦下滑段飛行員操縱策略進(jìn)行了研究,結(jié)果表明:

1)隨空重增加,配平需用推力增加,配平速度增加、配平迎角增加.為避免滿載返航失速,應(yīng)以最大著艦重量配平狀態(tài)作為操縱基準(zhǔn)參考狀態(tài).飛機(jī)設(shè)計中應(yīng)對最大著艦重量進(jìn)行規(guī)定.

2)從著艦點(diǎn)分布看,不同著艦重量下,“保速度”策略著艦點(diǎn)“發(fā)散”,部分著艦點(diǎn)超出安全著艦范圍.“保角”策略著艦點(diǎn)相對集中.在算例中“保角”策略著艦點(diǎn)集中在-1.8～9.4m之間,“保速度”策略著艦點(diǎn)集中在7.2～17m之間.因此,對于不同著艦重量,采用“保角”策略可以獲得更穩(wěn)定的著艦分布,著艦精度較高.

3)“保角”策略著艦精度高于“保速度”策略的原因在于,一是“保角”策略針對不同重量配平狀態(tài),采用了恒定的基準(zhǔn)姿態(tài)角；二是“保角”策略不僅通過跟蹤下滑光束保持了軌跡角,減小了高度誤差,而且通過保持基準(zhǔn)迎角不變減小了姿態(tài)角誤差,進(jìn)而減小了尾鉤誤差.因此“保角”策略著艦精度高于“保速度”策略,且更為穩(wěn)定.

綜上,在著艦下滑段,理論上建議飛行員采用“保角”策略操縱.但這一結(jié)論是基于A-4D型算例飛機(jī)得出的,因此為證明結(jié)論有效性仍需更為多樣且全面的氣動數(shù)據(jù),對其進(jìn)一步驗(yàn)證.

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