汪文君 蔣啟登 楊全偉 李志蕊

摘要：著陸試驗(yàn)中，飛行員需要操縱飛機(jī)以要求的下沉速度著陸，但飛行員座艙內(nèi)不顯示下沉速度?？紤]到飛機(jī)速度與下沉速度之間的關(guān)系，探索了一種通過平顯的飛機(jī)速度大小和方向間接控制下沉速度的方法。首先分析了平顯的飛機(jī)速度方向與真實(shí)速度方向之間的關(guān)系式，并針對著陸狀態(tài)對該關(guān)系式進(jìn)行了簡化處理，得出了接地時(shí)的關(guān)系式;然后利用某型飛機(jī)著陸的數(shù)據(jù)，識別了接地時(shí)關(guān)系式中的系數(shù)，并將識別出來的關(guān)系式應(yīng)用于該型飛機(jī)著陸試驗(yàn)中。試飛結(jié)果表明，該方法能讓飛行員憑借平顯的飛機(jī)速度大小和方向間接量化判斷下沉速度的大小，實(shí)現(xiàn)了下沉速度的控制從經(jīng)驗(yàn)式到量化式的轉(zhuǎn)變，明顯提高了下沉速度的控制精度，降低了著陸試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)。

關(guān)鍵詞：強(qiáng)度試飛;著陸試驗(yàn);下沉速度;飛機(jī)速度;速度方向

中圖分類號：V217+.32 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

起落架強(qiáng)度試飛的目的是檢查起落架結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和剛度，著陸試驗(yàn)是其中的重要試飛科目。與正常著陸過程中拉飄飛機(jī)以較小的下沉速度著陸不同，強(qiáng)度試飛中的著陸試驗(yàn)要求飛行員操縱飛機(jī)以要求的大下沉速度著陸，是國軍標(biāo)規(guī)定的復(fù)雜和風(fēng)險(xiǎn)科目。

目前，著陸過程中飛行員所看到的儀器和設(shè)備不能直接幫助他及時(shí)準(zhǔn)確地看到下沉速度的大小，更多的是依靠飛行員的經(jīng)驗(yàn)判斷下沉速度的大小。通常，通過下沉速度由小到大的著陸試飛訓(xùn)練，培養(yǎng)飛行員判斷下沉速度大小的經(jīng)驗(yàn)并摸索下沉速度大小與飛機(jī)縱向桿量的關(guān)系。但是訓(xùn)練的飛行員經(jīng)驗(yàn)容易受外界因素的影響而出現(xiàn)偏差，如天氣情況，導(dǎo)致下沉速度判斷不準(zhǔn)確;此外著陸過程中，飛機(jī)桿量均是輸入?yún)?shù)，很難得出飛機(jī)縱向桿量與下沉速度的一一對應(yīng)關(guān)系。這些因素導(dǎo)致著陸試驗(yàn)時(shí)下沉速度易超過任務(wù)要求甚至超出飛機(jī)使用限制，為試驗(yàn)增加了風(fēng)險(xiǎn)。

本文從飛機(jī)平顯（HUD）顯示信息人手，提出了飛行員通過平顯的飛機(jī)速度大小和方向間接控制下沉速度的方法。考慮到平顯的飛機(jī)速度方向是通過迎角傳感器測量的迎角和陀螺儀測量的姿態(tài)角相減得到的，分析了由于迎角傳感器的機(jī)械零位和固有動特性、安裝支桿和機(jī)體彈性變形、當(dāng)?shù)貧饬鞣较蚴茱w機(jī)外形影響與前方氣流方向的差別、飛機(jī)俯仰運(yùn)動和地面效應(yīng)等產(chǎn)生的迎角測量誤差對速度方向的影響并進(jìn)行了修正。

1 平顯的飛機(jī)速度方向

平顯為飛行員提供了飛機(jī)的基本飛行信息，包括高度、速度、迎角和姿態(tài)角等。在著陸過程中還會提供迎角指示符、下滑道指針和航向信標(biāo)臺指針等信息，以輔助飛行員著陸，某飛機(jī)著陸狀態(tài)下的平顯如圖1所示。

實(shí)際飛行中，飛行員還可通過平顯獲得飛機(jī)速度大小及其方向，并通過發(fā)動機(jī)推力和縱向桿量等控制飛機(jī)速度及其方向。其中，平顯的飛機(jī)速度方向是由迎角傳感器測量的迎角α和陀螺儀測量的姿態(tài)角θ相減得到的，計(jì)算公式見式（1）：

γ=α-θ（1）其中，姿態(tài)角的測量通常比較準(zhǔn)確，可認(rèn)為平顯的飛機(jī)速度方向的測量誤差主要受迎角的測量精度影響。

通常，飛機(jī)的迎角是通過流向傳感器測量的。常見的流向傳感器是風(fēng)標(biāo)式，采用可以在測量范圍內(nèi)自由旋轉(zhuǎn)、具有對稱翼剖面的風(fēng)標(biāo)來測量迎角，一般傳感器安裝在機(jī)頭前方的剛性支桿上，可測量當(dāng)?shù)氐挠?。飛行中，迎角傳感器直接測得的是安裝位置處當(dāng)?shù)氐臍饬饔?，其測量結(jié)果通常存在各種誤差，主要包括：

（1）傳感器機(jī)械零位誤差;

（2）傳感器固有動特性引起的誤差;

（3）安裝支桿和機(jī)體彈性變形引起的誤差;

（4）飛機(jī)俯仰運(yùn)動引起的附加速度導(dǎo)致的誤差;

（5）因當(dāng)?shù)貧饬鞣较蚴茱w機(jī)外形影響與前方氣流方向的差別而引起的誤差;

（6）地面效應(yīng)引起的誤差。

當(dāng)飛機(jī)的飛行高度在飛機(jī)翼展范圍內(nèi)時(shí)，飛機(jī)距離地面的高度在飛機(jī)翼展范圍內(nèi)，地面效應(yīng)影響開始出現(xiàn)，距離地面越近影響越明顯。由于地面效應(yīng)改變了整個飛機(jī)的壓力場，包括迎角傳感器安裝位置處，從而影響了迎角測量精度。

飛機(jī)飛行中，上述誤差會使迎角傳感器測量的迎角與飛機(jī)的真實(shí)迎角產(chǎn)生明顯差別，從而導(dǎo)致平顯的飛機(jī)速度方向與真實(shí)的飛機(jī)速度方向產(chǎn)生明顯差別。為了確定平顯的飛機(jī)速度方向與真實(shí)飛機(jī)速度方向，就必須對平顯的飛機(jī)速度方向進(jìn)行校準(zhǔn)，以獲得平顯的飛機(jī)速度方向與真實(shí)速度方向之間的關(guān)系。

1.1 平顯的和真實(shí)的飛機(jī)速度方向關(guān)系式

迎角傳感器裝在飛機(jī)上后，會經(jīng)過地面標(biāo)定和聯(lián)試，通?？梢韵龣C(jī)械零位偏差和傳感器固有動特性引起的誤差。

考慮到當(dāng)?shù)貧饬鞣较蚴茱w機(jī)外形影響與前方氣流方向的差別、飛機(jī)俯仰運(yùn)動引起的附加速度、安裝支桿和機(jī)體彈性變形、地面效應(yīng)影響因素，平顯的飛機(jī)速度方向與真實(shí)速度方向之間的關(guān)系[1]可描述如下：式中：γ_HUD為飛行員平顯的飛機(jī)速度方向;γ₀為因迎角和俯仰角等測量誤差產(chǎn)生的常數(shù)修正項(xiàng);γ為實(shí)際速度方向;k為氣動影響系數(shù)，表示為，是當(dāng)?shù)貧饬鞣较蚴茱w機(jī)外形影響與前方氣流方向的差別引起的影響;q為飛機(jī)俯仰角速率;l為迎角傳感器安裝位置距離飛機(jī)重心的縱向距離;V為飛機(jī)速度;f（h，γ）為因地面效應(yīng)[2，3]產(chǎn)生的修正項(xiàng)，可分解為速度方向?yàn)榱銜r(shí)的修正項(xiàng)和速度方向γ產(chǎn)生的修正項(xiàng)：

f（h，γ）=f（h，γ=0）+φ（h）γ（3）式中：φ（h）為因地面效應(yīng)和速度方向產(chǎn)生的修正項(xiàng)，是飛機(jī)平均氣動弦長距離地面高度的函數(shù)，受飛機(jī)翼展、面積等因素的影響。

1.2 接地時(shí)的關(guān)系式

飛機(jī)降落著陸是指飛機(jī)從著陸安全高度下滑過渡到地面滑跑、直至完全停止的整個減速運(yùn)動過程，一般可以分為5個階段：下滑段、拉平段、平飄段、接地和著陸滑跑段。飛機(jī)拉平后，飛機(jī)經(jīng)歷平飄、飄落接地。從中可以看出，飛機(jī)接地時(shí)：

（1）飛機(jī)重心過載n_z≈1，安裝支桿和機(jī)體彈性變形引起的誤差：

（2）飛行高度h=0，地面效應(yīng)產(chǎn)生的修正項(xiàng)：f（h，γ）=f（h=0，γ=0）+φ（h=0）γ;

（3）飛機(jī)的俯仰角速率很小，由俯仰角速率引起的速度方向偏差很小，即ql/V很小。

將以上三個條件帶入式（2）和式（3），得到飛機(jī)接地時(shí)的平顯的飛機(jī)速度方向和真實(shí)速度方向的關(guān)系：

將式中不隨真實(shí)速度方向變化的量合并處理，可以得出：式中：γ_h，r=0=γ₀+f（h=0，γ=0）;k_h=0=k_γ+φ（h=0）。

2 著陸下沉速度的控制

2.1 飛機(jī)速度與著陸下沉速度的關(guān)系

飛機(jī)著陸時(shí)，著陸下沉速度與飛機(jī)速度和速度方向存在以下關(guān)系：

V_Z=Vsin（γ）（7）

從式（7）可以看出，通過控制飛機(jī)速度的大小和方向可達(dá)到間接控制著陸下沉速度的目的。其中平顯的飛機(jī)速度大小與真實(shí)的飛機(jī)速度大小基本一致，而平顯的飛機(jī)速度方向與真實(shí)的飛機(jī)速度方向差異明顯，需要根據(jù)式（6）進(jìn)行修正。

根據(jù)式（7）可以推導(dǎo)出飛機(jī)速度方向與著陸下沉速度和飛機(jī)速度大小的關(guān)系：

γ=arcsin（V_Z/V）（8）

2.2 著陸下沉速度控制

基于平顯速度的飛機(jī)著陸下沉速度控制方法的思路是：基于著陸下沉速度與飛機(jī)速度的關(guān)系，確定目標(biāo)著陸下沉速度和飛機(jī)速度大小所對應(yīng)的飛機(jī)真實(shí)速度方向;基于飛機(jī)平顯的飛機(jī)速度方向與真實(shí)速度方向的關(guān)系，確定飛機(jī)真實(shí)速度方向所對應(yīng)的平顯飛機(jī)速度方向;飛機(jī)員操縱飛機(jī)以要求的速度大小和平顯的飛機(jī)速度方向著陸，從而達(dá)到間接控制飛機(jī)著陸下沉速度的目的。

具體流程如下：

（1）收集至少三架次的飛機(jī)著陸數(shù)據(jù)，應(yīng)包括著陸時(shí)的下沉速度、飛機(jī)速度大小、迎角和姿態(tài)角等數(shù)據(jù);

（2）根據(jù)著陸數(shù)據(jù)，按式（1）計(jì)算每個架次著陸時(shí)的平顯的飛機(jī)速度方向，按式（8）計(jì)算每個架次著陸時(shí)的真實(shí)速度方向;

（3）根據(jù)著陸數(shù)據(jù)，運(yùn)用最小二乘法識別式（6）中的系數(shù)γ_h，r=0和k_h=0;

（4）根據(jù)前期飛行著陸數(shù)據(jù)確定飛機(jī)著陸速度的大小，根據(jù)下一階段的著陸下沉速度試飛目標(biāo)和飛機(jī)著陸速度的大小，計(jì)算真實(shí)速度方向;

（5）計(jì)算真實(shí)速度方向?qū)?yīng)的平顯的飛機(jī)速度方向;

（6）飛機(jī)員操縱飛機(jī)以要求的速度大小和平顯的飛機(jī)速度方向著陸。

3 應(yīng)用實(shí)例

某飛機(jī)設(shè)計(jì)定型需進(jìn)行起落架強(qiáng)度試飛，著陸試驗(yàn)是其中的重要試飛科目，為了控制著陸試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)，飛機(jī)進(jìn)行最大下沉速度著陸試驗(yàn)前，進(jìn)行了多架次小下沉速度著陸試驗(yàn)，以訓(xùn)練飛行員、收集相同著陸重量和著陸構(gòu)型下的著陸數(shù)據(jù)。飛機(jī)的著陸下沉速度、飛機(jī)速度以及根據(jù)式（1）和式（8）計(jì)算的平顯飛機(jī)速度方向和真實(shí)飛機(jī)速度方向見表1。

將著陸時(shí)平顯的飛機(jī)速度方向和真實(shí)速度方向代入式（9），用最小二乘法識別出式中的系數(shù)γ_h，r=0和k_h=0，具體如式（10）、識別精度如圖2所示。

γ_HUD≈1.86+1.23γ（10）

下一架次目標(biāo)著陸下沉速度3.0m/s，飛機(jī)速度大小取前期飛行員訓(xùn)練的平均值340km/h;根據(jù)式（8）可計(jì)算出真實(shí)的飛機(jī)速度方向?yàn)?.82°;根據(jù)識別的式（10）可以計(jì)算出平顯的飛機(jī)速度方向?yàn)?.10°。

飛行員操縱飛機(jī)以速度340km/h和平顯的飛機(jī)速度方向4.10°著陸，即可控制飛機(jī)以下沉速度3.0m/s著陸。飛機(jī)著陸時(shí)，按正常下滑要求下滑，下滑至高度10m時(shí)，平穩(wěn)操縱飛機(jī)縱向桿量以調(diào)整飛機(jī)的平顯的飛機(jī)速度方向至要求值，著陸過程中避免劇烈操縱飛機(jī)，導(dǎo)致飛機(jī)產(chǎn)生較大的俯仰運(yùn)動;降落至高度1m時(shí)，地面效應(yīng)[4～7]影響較大，需要飛行員縱向推桿以平衡增加的升力，保持飛機(jī)以要求的速度方向著陸。

飛行員按要求實(shí)施后，平顯的飛機(jī)速度方向?yàn)?.94°，與計(jì)算的4.10°相差3.9%。具體實(shí)施情況和飛行操縱如圖3所示，從圖中可看出著陸速度為335km/h，下沉速度為2.96m/s，與要求的3.0m/s相差1.3%。著陸過程中為克服地面效應(yīng)引起的升力增量需要縱向推桿與規(guī)劃的一致。

4 結(jié)束語

本文基于著陸下沉速度與飛機(jī)速度的關(guān)系、平顯的飛機(jī)速度方向與真實(shí)速度方向的關(guān)系，研究了通過平顯的飛機(jī)速度大小和方向間接控制下沉速度的方法，試飛結(jié)果表明該方法提高了下沉速度的控制精度，降低了著陸試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)。研究結(jié)果對著陸試飛技術(shù)和方法的研究具有重要參考價(jià)值。

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