韓意新，方自力，李藝海

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089）

尾旋是飛機(jī)最復(fù)雜和最危險(xiǎn)的飛行狀態(tài)之一，直接危及飛行員和飛機(jī)的安全。作為飛行禁區(qū)的尾旋，被世界航空界形象地稱(chēng)為“死亡螺旋”。國(guó)外航空發(fā)達(dá)國(guó)家非常重視尾旋的研究工作，為驗(yàn)證第三、四代戰(zhàn)斗機(jī)尾旋機(jī)動(dòng)能力，開(kāi)展了大量的縮比模型自由飛試驗(yàn)，利用模型自由飛探索尾旋進(jìn)入、改出方法，研究有利于弄清尾旋發(fā)生、發(fā)展機(jī)理，有效保障飛行安全。本文利用縮比模型，探索了尾旋自動(dòng)進(jìn)入、改出方法，研究結(jié)果可供相關(guān)研究人員參考。

1 縮比模型控制系統(tǒng)組成

飛行控制系統(tǒng)是縮比模型的控制指揮中心，主要由飛行控制芯片、傳感器系統(tǒng)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)3大部分組成。其中，飛行控制芯片在整個(gè)系統(tǒng)中處于核心地位，它根據(jù)輸入的控制指令采集傳感器提供的參數(shù)，按照設(shè)計(jì)的控制算法及邏輯產(chǎn)生控制指令，通過(guò)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)以實(shí)現(xiàn)對(duì)縮比模型飛行的控制。本文選用的芯片信號(hào)為STM32F427VI。傳感器系統(tǒng)是為飛行控制提供各種飛行參數(shù)的裝置，包括測(cè)量三軸角速率的陀螺組，測(cè)量三軸線(xiàn)加速度的加速度計(jì)組，測(cè)量航向的羅盤(pán)，測(cè)量位置、高度、速度等信息的GPS、高度計(jì)、空速計(jì)等。舵機(jī)是縮比模型上的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，它的作用是將接收的電信號(hào)轉(zhuǎn)變成機(jī)械位移量，帶動(dòng)舵面或發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)姿態(tài)位置或發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速的控制。舵機(jī)的控制信號(hào)采用PWM脈寬調(diào)制信號(hào)，控制信號(hào)對(duì)舵機(jī)的控制就是改變PWM信號(hào)的占空比，利用占空比的變化改變舵機(jī)位置。此外，飛行控制系統(tǒng)還包括“遙控—自主”切換開(kāi)關(guān)、Futaba遙控器、遙控信號(hào)接收器、無(wú)線(xiàn)通訊模塊和地面遙控遙測(cè)控制臺(tái)等鏈路系統(tǒng)組件。

2 尾旋自動(dòng)進(jìn)入控制律

尾旋自動(dòng)進(jìn)入控制律分為2部分，原理圖見(jiàn)圖1，第一部分為按減速率的拉桿模塊，第二部分為尾旋進(jìn)入操縱模塊。首先由航模操縱手將發(fā)動(dòng)機(jī)置于慢車(chē)狀態(tài)，保持高度，空速穩(wěn)定后啟動(dòng)尾旋自動(dòng)進(jìn)入控制律。

按減速率的拉桿模塊：縱向通過(guò)空速反饋計(jì)算拉桿量，以維持1 kn/s的減速率；橫航向啟動(dòng)姿態(tài)保持模式。

尾旋進(jìn)入操縱模塊：迎角超過(guò)一定門(mén)限后，施加蹬滿(mǎn)舵操縱。待尾旋圈數(shù)、尾旋時(shí)間或飛機(jī)高度達(dá)到一定門(mén)限后自動(dòng)啟動(dòng)尾旋自動(dòng)改出控制律。

圖1 尾旋自動(dòng)進(jìn)入控制律原理圖

3 尾旋自動(dòng)改出控制律

在尾旋改出過(guò)程中，由于航模操縱手注意力不集中等心理因素，往往反應(yīng)滯后，甚至有可能進(jìn)行錯(cuò)誤操縱，導(dǎo)致飛機(jī)加速進(jìn)入尾旋。

本文設(shè)計(jì)了尾旋自動(dòng)改出控制律，其原理圖見(jiàn)圖2.與人工尾旋改出相比，自動(dòng)尾旋改出具有改出操縱正確、改出時(shí)間短、能防止再次進(jìn)入尾旋等優(yōu)點(diǎn)。

圖2 尾旋自動(dòng)改出控制律原理圖

尾旋的自動(dòng)改出控制律分2部分，第一部分為尾旋識(shí)別模塊，第二部分為尾旋改出操縱模塊。

尾旋識(shí)別部分：通過(guò)迎角及偏航角速率判斷航模此時(shí)是否處于尾旋狀態(tài)，通過(guò)法向過(guò)載識(shí)別正飛/倒飛尾旋，通過(guò)偏航角速率方向識(shí)別尾旋方向。

尾旋改出操縱模塊：根據(jù)尾旋識(shí)別模塊提供的信息，施加反舵、桿回中的反尾旋操縱，并保持上述操縱直至偏航速率出現(xiàn)反號(hào)并在死區(qū)范圍內(nèi)，隨后桿舵回中。待迎角恢復(fù)正常后，控制律自動(dòng)切回正?？刂圃龇€(wěn)模式，控制權(quán)限重新交回航模操縱手中。

4 結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)實(shí)際試飛驗(yàn)證，系統(tǒng)能可靠地進(jìn)入及改出尾旋，后續(xù)可進(jìn)一步開(kāi)展帶推力矢量大迎角控制律開(kāi)發(fā)。

參考文獻(xiàn)：

［1］中華人民解放軍總裝備部.GJB 3814—99軍用飛機(jī)失速/過(guò)失速/尾旋試飛驗(yàn)證要求［S］.［出版地不詳］，1999.