吳文海, 汪 節(jié), 高 麗, 張 楊, 郭曉峰

(海軍航空大學(xué)青島校區(qū)儀電控制系, 山東 青島 266041)

0 引 言

人工著艦是著艦引導(dǎo)最終階段的最基本方式,也是全天候著艦引導(dǎo)系統(tǒng)(all weather carrier landing system,AWCLS)的重要組成部分。在AWCLS的4種工作模態(tài)[1](Mode I,Model IA,Model Ⅱ和Model Ⅲ)中,除了Mode I模態(tài)是全自動著艦以外,其他模態(tài)最后都要進行光學(xué)引導(dǎo)下的人工著艦。另外,由于飛行員在心理上并不完全信任自動著艦,因此在天氣允許的情況下,飛行員一般會選擇人工著艦。

飛機低動壓著艦時,一般都是工作在阻力曲線的反區(qū)。此時,縱向操縱方式有frontside操縱和backside操縱兩種[1-4]。由于backside操縱方式的軌跡高度控制等性能更好,因此從1911年美軍首次成功著艦到現(xiàn)在,著艦縱向控制基本都是采用backside操縱方式,即用油門控制下滑,俯仰桿控制迎角。而側(cè)向上一直都是采用側(cè)向桿控制滾轉(zhuǎn)角完成對中,用方向舵來協(xié)調(diào)對中。這種人工著艦控制方式有4點不利。

(1) 操縱輸入過多且相互耦合,著艦操縱難度很大。至少有4個操縱輸入,且這些操縱輸入都是很復(fù)雜地相互耦合在一起,例如縱向的兩個控制輸入之間,側(cè)向的兩個控制輸入之間,縱向和側(cè)向的控制輸入之間等都存在耦合[5]。

(2) 飛行員操縱負擔、身心負擔等過大。在著艦最后的15～18 s內(nèi),會進行200～300次微調(diào)。飛行員在完成訓(xùn)練、戰(zhàn)斗任務(wù)后,身心本就疲憊,而又要完成高難度、高危險性的著艦任務(wù),會帶來更大的身心負擔,夜間尤其如此[2]。

(3) 著艦精度和可靠性不夠高,復(fù)飛率高,白天約5%,夜間高達12%～15%[1]。著艦精度低和復(fù)飛率高不利于著艦的安全,增加了飛行員的心理負擔,也降低了航母回收率和整體戰(zhàn)斗力。

(4) 成本非常高昂。高難度的著艦對飛行員技能的要求很高,飛行員必須進行大量的陸上著艦練習(field carrier landing approaches,FCLP),以及進行岸基和艦基的著艦認證(carrier qualification,CQ)。美國海軍的研究表明,6個航母戰(zhàn)斗群的FCLPs和CQ的成本高達10億美元/年,并且這只是計算了飛行小時和艦載機使用壽命的折合成本[6]。

雖然后來有的艦載機裝備了直接升力控制技術(shù)(direct lift control,DLC)[2,7],或?qū)崿F(xiàn)了垂直/短距起降(vertical and short take-off and landing,V/STOL)的著艦[8-13],但是實際的著艦并沒有得到根本突破。DLC一般很少被用到,原因見下文。而V/STOL著艦有很多缺點,如限制了艦載機的載油、載彈量等,因此并不是主流的著艦方式,如F-35C艦載機具備V/STOL著艦?zāi)芰?但是依然選擇下滑著艦。

因此,美國從2014年開始開展艦載機精密進近與著艦的增強引導(dǎo)綜合控制技術(shù)(maritime augmented guidance with integrated controls for carrier approach and recovery precision enabling technology,MAGIC CARPET)項目,該項目在2015年首次試飛成功。MAGIC CARPET極大簡化了著艦最后15～18 s的操縱,使飛行員操縱次數(shù)從300次降至10余次,并且大幅地提高了著艦的安全性和成功率,飛行員只需要對操縱桿進行微調(diào),即可實現(xiàn)下滑道和對中的誤差修正,因此被認為是著艦的“游戲規(guī)則改變者”[5,14-15]。

文獻[5,14-18]介紹了MAGIC CARPET的基本情況,本文在此基礎(chǔ)上,深入分析MAGIC CARPET著艦技術(shù)的內(nèi)在機理等。本文首先介紹MAGIC CARPET的發(fā)展情況;其次分析其設(shè)計思想和關(guān)鍵技術(shù)、控制結(jié)構(gòu)和算法、試飛驗證和試飛結(jié)論;然后分析MAGIC CARPET存在的幾方面不足,并提出改進方案;最后進行了總結(jié)和展望。

1 MAGIC CARPET的發(fā)展情況

20世紀70年代開始,美國與英國國防部針對短距起飛/垂直降落(short take-off and vertical landing,STOVL)飛機,合作開展了矢量推力飛機先進控制(vectored-thrust aircraft advanced control,VAAC)項目[8-13],初衷是為了減輕飛行員負擔和提高操縱品質(zhì)。VAAC項目中提出了統(tǒng)一STOVL控制的思想,F-35B采用了這一思想,并于2011年10月,在“黃蜂號”號航母上完成了測試驗證[8-13]。

VAAC項目的成功啟示了美國海軍,美國海軍因此開始考慮,是否可以對難度更大的固定翼飛機下滑著艦,進行類似于VAAC項目的簡化,以同樣達到減輕飛行員負擔的效果。美國海軍研究辦公室(office of naval research,ONR)給海軍航空系統(tǒng)司令部(naval air systems command,NAVAIR)提供了約20萬美元的種子基金,用于驗證VACC概念在著艦上的潛力,這個項目的名字就是MAGIC CARPET[5]。最初的控制設(shè)想是要實現(xiàn)下滑和對中的直接控制和解耦控制,同時又控制好進場迎角。MAGIC CARPET最初的研究結(jié)果,得到了美國海軍很大的肯定。因此該項目又得到了額外的研究基金,并用于控制律的成熟和平顯技術(shù)的開發(fā)。

2014年1月,NAVAIR的F/A-18E/F項目辦公室與波音公司訂立合同,雙方正式開始在F/A-18E/F平臺下開展MAGIC CARPET項目。NAVAIR向波音公司提出了F/A-18E/F具體的改進方案和控制律要求。并且共同完成了軟件集成測試以及硬件的在回路測試等[5]。

2015年4月20-23日,VX-23 F/A-18E/F飛行中隊,在“布什”號(CVN77)航母上首次試驗MAGIC CARPET技術(shù)[5,15-16]。2016年6月23-30日在“華盛頓”號(CVN73)上,由VX-23空中測試和評估中隊測試首個版本(H-10版),在598次的著艦測試中,只發(fā)生一次脫鉤情況。2016年秋天,將發(fā)布H-10+階段性軟件版本,并將部署到艦隊進行試驗。2017年5月3-4日,測試H-12版,并將MAGIC CARPET更名為精確著艦?zāi)Ｊ?precision landing mode,PLM)。預(yù)計在2018年秋天試驗正式版本(H-14版)。H-14版計劃于2019年全面推廣到F/A-18E/F艦載戰(zhàn)斗機中隊和EA-18G艦載電子戰(zhàn)飛機中隊,使其具有完備的著艦?zāi)芰Α?019年交付的版本還將引入失效模式,即在油門控制系統(tǒng)故障、導(dǎo)航系統(tǒng)失效、或者機翼損壞等情況下,仍然能夠?qū)崿F(xiàn)安全著艦[15-18]。

2 MAGIC CARPET的關(guān)鍵技術(shù)分析

MAGIC CARPET系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)包括[5,14-18]綜合直接升力控制(integrated direct lift control,IDLC)、飛行軌跡角速率控制、飛行軌跡增量控制和改進的平視顯示器(head up display,HUD)。另外,H-14正式版本中,還提供很強的故障容錯能力。單獨使用這些技術(shù)中的某一個,其作用是很有限的,而這些技術(shù)具有很強的整體性,能有機結(jié)合起來,共同讓著艦效果得到了根本的改變。

2.1 IDLC技術(shù)

2.1.1 IDLC的基本情況

可以肯定,著艦性能的突破,必須要利用直接升力進行下滑控制,而其他著艦方式并不具備這樣的潛力,分析如下:

(1) 對于常規(guī)基于改變姿態(tài)的下滑著艦,無論是人工的backside操縱,還是自動著艦采用的Hdot控制[1],都沒有實現(xiàn)根本的突破;

(2) STOVL著艦不是主流著艦方式,因為飛機載荷(載彈、載油等)受限很大。

F-8、F-14艦載機都安裝了直接升力控制(direct lift control,DLC),然而下滑控制仍然由油門和平尾來主導(dǎo),DLC只是一個從屬和輔助的角色,甚至連輔助作用都沒有起到,飛行員很少利用DLC。這是因為縱向中額外增加了一個控制裝置——DLC指輪,并且駕駛桿、油門、DLC三者在操縱上還具有較強的相互耦合,共同控制下滑道和迎角。這很容易導(dǎo)致飛行員的操縱混亂,對于很多飛行員來說,在時間很緊的著艦過程中,很難有效地協(xié)調(diào)好這3種控制輸入,而實際中只有少數(shù)操縱熟練的飛行員,才會偶爾用到DLC[2]。

因此,只有解決DLC的實際問題,才能讓DLC真正實用并成為主導(dǎo)。2001年,Lockheed Martin公司在聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機(joint strike fighter,JSF)項目中,提出了IDLC的設(shè)想[19-20],并用X-35C飛機(F-35C的驗證機)進行了岸基試飛驗證,最后將IDLC配置在F-35C上。IDLC舍棄了以往的DLC指輪,而由飛控計算機來控制直接升力操縱面—后緣襟翼和同步偏轉(zhuǎn)副翼,飛控計算機接受飛行員的油門輸入(人工油門模態(tài)),或者俯仰桿輸入(自動油門模態(tài))。本質(zhì)上,IDLC控制采用了隱藏控制策略,即是將DLC隱藏在飛控系統(tǒng)的底層。

可以看出,JSF項目中的IDLC隱藏控制策略和VAAC項目中的統(tǒng)一STOVL控制策略,兩者的思想基本是一致的,都是要對底層進行隱藏和封裝,并在此基礎(chǔ)上實現(xiàn)統(tǒng)一和綜合的控制。

MAGIC CARPET項目借鑒了VAAC項目和JSF項目的設(shè)計理念,并在F/A-18E/F艦載機上加裝了IDLC。F/A-18E/F的IDLC操縱面是開縫后緣襟翼和同步偏轉(zhuǎn)副翼,這比X-35C的簡單副翼具有更好的升力效應(yīng)?？v向桿通過調(diào)節(jié)襟翼和副翼來獲得直接氣動升力,并用平尾來抵消縱向俯仰力矩,油門可選用人工油門或自動油門。F/A-18E/F的IDLC有3種基本的配置[5],當采用上方全襟翼配置時,襟翼和副翼都為40°;當采用下方配置時,襟翼和副翼分別為30°、25°。當采用中間配置時,襟翼和副翼分別為38°、29°。另外,為了增加IDLC的氣動升力效率,F/A-18E/F的著艦迎角也從以前的8.1°增加到了9.1°[14],且并沒有影響飛行員的視場[5]。

2.1.2 IDLC的著艦性能分析

由IDLC主導(dǎo)的下滑控制,會讓著艦產(chǎn)生質(zhì)的飛躍,很多方面會因此得到突破。

(1) 下滑偏差糾正很快

IDLC的下滑偏差糾正很快,這對著艦非常有利，IDLC快速糾偏的原因可以總結(jié)為兩點。

1) IDLC產(chǎn)生法向過載的潛力很大

如圖1所示,對于F/A-18E/F,當襟翼和副翼從中間配置(分別為38°和29°)偏轉(zhuǎn)到向上配置(分別是40°和40°)時,所帶來的升力增加量,等于襟翼和副翼在中立位置不動而迎角增加3°所帶來的升力增加量[5]。同樣,襟翼和副翼從中間配置偏轉(zhuǎn)到向下配置(分別是30°和25°)時,即等價于迎角減少了3°[5]。

圖1 F/A-18E/F的IDLC升力系數(shù)Fig.1 IDLC lift coefficient change of F/A-18E/F aircraft

因此,可以算出上述的升力變化比例。設(shè)中立位置時的升力是L。

L=QSCL(α,δH,δIDLC)

(1)

式中,CL,α,δH,δIDLC分別是升力系數(shù)、迎角、平尾偏角、IDLC操縱面偏角。

當迎角于著艦配平迎角附近變化時,升力系數(shù)和迎角成線性關(guān)系,有

(2)

(3)

因此有

(4)

F/A-18E/F的零升迎角α0約-4°,因此,當α=9.1°,Δα=3°時,ΔL/L=23%,即從中立位置偏轉(zhuǎn)到上方配置或下方配置,可以讓升力變化23%。而最初的F/A-18E/F離線模擬顯示[5],其IDLC最大能夠產(chǎn)生±0.1g的法向加速度變化。由以上可知,IDLC在著艦進近條件下的升力增量的幅值潛力非常大。

2) IDLC改變軌跡的相位滯后大大減小

F/A-18E/F的IDLC改變升力時,后緣襟翼偏轉(zhuǎn)的角速率限制是15°/s,在0.3 s內(nèi)的可以偏轉(zhuǎn)到向上配置的角度,大幅的直接升力能很快建立[5]。而對于不采用IDLC的常規(guī)情況,迎角需要通過俯仰角來建立。這種情況下,即使不考慮平尾動力學(xué)、平尾速率限制等實際情況,要想在0.3 s 內(nèi)達到同等的升力(即迎角3°增量),就必須要求俯仰角速率在0.9°/s。而常規(guī)著艦方式下的俯仰角速率指令限幅通常在3°/s,且俯仰角回路的帶寬一般是1/3 Hz。因此,即使不考慮平尾動力學(xué)、平尾速率限制等實際情況,至少也要1 s才能達到同等的升力。IDLC的升力建立速度遠快于常規(guī)情況。

(2) 艦尾流抑制和下滑道保持的能力強

部分原因同上,另外可從物理過程上分析。艦尾流對飛機縱向的影響主要是在法向上,且一定范圍內(nèi),可以等效為迎角的變化。當遇到艦尾流時,IDLC舵面的偏轉(zhuǎn)可以直接抵消掉艦尾流引起的法向過載變化,迅速配平縱向的力,相位滯后很小,因此艦尾流對飛機的軌跡和高度變化影響較小。

而如果不采用IDLC,那么軌跡角和高度會發(fā)生較大變化,并在控制的作用下飛機會反復(fù)振蕩來修正誤差。另外,當著艦時風場的變化頻率高于軌跡和高度回路的帶寬時,那么艦尾流的抑制是很困難的,甚至是無效的。

(3) 不會出現(xiàn)“負調(diào)”現(xiàn)象

常規(guī)的軌跡和高度控制時,會出現(xiàn)初始的反向響應(yīng)現(xiàn)象(又稱負調(diào)現(xiàn)象)[22],這不利于著艦的迅速精確控制,甚至在飛躍艦尾時引發(fā)危險。而IDLC下,不會出現(xiàn)這種現(xiàn)象。

(4) 升阻比的提高和軌跡穩(wěn)定性的恢復(fù)

在低動壓著艦下,飛機的動力學(xué)一般處于反區(qū),這時飛機的速度和軌跡會不穩(wěn)定。因此,著艦和一般飛行任務(wù)的控制有一點不同,即必須有發(fā)動機的動力補償,才能恢復(fù)軌跡穩(wěn)定性和進行軌跡控制。而在IDLC下,一方面明顯提高了升力系數(shù),另一方面又明顯降低了總的阻力。升阻比會提高,能讓軌跡穩(wěn)定性得到會恢復(fù)[23]。

(5) 迎角能很好地保持

迎角對于艦載機整體的動力學(xué)影響很大。常規(guī)飛機的姿態(tài)和軌跡是耦合的,因此軌跡的修正必然影響到姿態(tài)和迎角。而IDLC允許在姿態(tài)和迎角不變的情況下,控制軌跡和高度。

(6) 速度能很好地保持

速度是著艦很關(guān)鍵的一個變量。以往常規(guī)人工著艦中,切向和法向是耦合的,速度并不能理想地保持好。而常規(guī)著艦下,即使采用自動油門保持速度的控制策略,效果也很有限;這是因為在艦尾流干擾等情況下,油門、發(fā)動機推力和速度等的變化頻率較高,飛行員會反映自動油門有時并不好用。

當采用IDLC時,迎角能很好保持,阻力變化很小,進而,下滑控制對速度的影響很小。例如,F/A-18E/F襟翼和襟副翼從全襟翼狀態(tài)偏轉(zhuǎn)到中間位置時,即使不采用自動油門保持速度,進近速度也只增加4～5 knot(2.06～2.57 m/s),相對于F/A-18E/F的136 knot(70 m/s)的著艦速度,變化很小[5]。另外,美軍試飛員反映:與以往著艦相比,MAGIC CARPET能更好地穩(wěn)定功率和油門[18],這說明,著艦的速度和迎角都能很好地保持。

2.2 飛行軌跡角速率控制模態(tài)

飛行軌跡角速率控制模態(tài)[5]下,飛行員根據(jù)改進的菲涅耳透鏡光學(xué)著艦系統(tǒng)(improved Fresnel lens optical landing system,IFLOLS)的光學(xué)引導(dǎo),以及慣導(dǎo)系統(tǒng)計算的軌跡角,來進行飛機軌跡角速率控制。VAAC項目中的STOVL控制采用過這種模態(tài)[8-9];而F/A-18E/F先前也有這種模態(tài),也即軌跡角保持(flight path angle hold,FPAH),即在FPAH下,桿回時,軌跡角速率為0,軌跡能保持不變。先前的FPAH是在常規(guī)姿態(tài)動力學(xué)的基礎(chǔ)上實現(xiàn)的,而MAGIC CARPET的飛行軌跡角速率控制概念,則是將IDLC加入到FPAH中,從而有著質(zhì)的不同,大幅地提高了軌跡響應(yīng)帶寬。

該模態(tài)[5]下,當桿縱向位移超過±1 inches (2.539 cm)時,俯仰角和軌跡會以相同的速率進行改變,并且時間上和相位上可以幾乎完全同步,而這在常規(guī)控制(無IDLC)下是不可能實現(xiàn)的。這樣的好處如下:

(1) 讓迎角始終保持在基準配平值;

(2) 迎角保持能讓FPAH下的軌跡響應(yīng)更快,效果更好。

該模態(tài)下,當桿縱向位移超過±2 inches (5.078 cm)時,俯仰角速率和軌跡角速率不再相同,此時將產(chǎn)生額外的俯仰角速率,因而迎角也不再保持[5]。這樣設(shè)計優(yōu)點如下:①能應(yīng)對一些緊急的或機動的情況,如著艦復(fù)飛等;②能限制正常情況下的軌跡角速率和俯仰角速率。這是因為在正常情況下,如果位移超過±2 inches,飛行員就能大致感受到俯仰角和軌跡角的速率不同,也能從儀表中觀察到迎角的變化,從而飛行員就會減小桿位移,因此,這種設(shè)計下,軌跡角速率和俯仰角速率就巧妙地被限制在一個桿位移為±2 inches的死區(qū)內(nèi)。

該模態(tài)能有效地進行著艦控制。例如,艦載機從平飛狀態(tài)轉(zhuǎn)入到下滑著艦狀態(tài)時,就需要軌跡角從0°盡快轉(zhuǎn)到期望下滑軌跡角。這時,飛行員只需要進行兩次桿輸入,即可完成軌跡的轉(zhuǎn)化。飛行員第一次輸入是推桿,來讓軌跡向下偏轉(zhuǎn);第二次輸入是當飛機下滑道偏差快接近于0的時候,拉桿并小幅修正,從而捕獲IFLOLS下滑道;最后松桿,這樣軌跡角就保持在當前值,進行穩(wěn)態(tài)下滑[5]。當出現(xiàn)下滑中出現(xiàn)下滑道偏差時候,同樣也只需要進行兩桿的輸入進行修正?？梢?該模態(tài)下,飛行員的負擔得到了很大的降低。MAGIC CARPET試飛顯示,對于實際中所有的標稱或非標稱的進近著艦情況,IDLC基礎(chǔ)上的FPAH模態(tài),可以滿意地修正軌跡。

2.3 飛行軌跡增量控制模態(tài)

飛行軌跡增量控制模態(tài),又稱DP模態(tài)[5]。這種模態(tài)下,當縱向桿偏離中心位置時,軌跡會進行相應(yīng)地修正;而當縱向桿處在中心位置時,飛行控制系統(tǒng)會根據(jù)IFLOLS光學(xué)下滑道和飛行員輸入的航母速度,計算出著艦的基準軌跡,并控制飛機沿著這個基準軌跡飛行。

圖2是IFLOLS引導(dǎo)著艦示意圖[1,24],其中,σ是IFLOLS光學(xué)下滑道與海平面的夾角,σ通常是3.5°,在甲板風很大時為4°;φ為航母航向和甲板中心線夾角。IFLOLS光學(xué)下滑道是隨著艦船一起運動,飛機飛行軌跡與下滑道并不相同,而是和船速相關(guān),當船速增加時,基準飛行軌跡會減小,以讓飛行員的眼睛能始終保持在固定的IFLOLS光學(xué)下滑道上。

圖2 IFLOLS光學(xué)引導(dǎo)著艦Fig.2 IFLOLS carrier landing

DP模態(tài)只在著艦的下滑階段接通使用。DP模態(tài)下,如果存在下滑偏差,這時飛行員會從IFLOLS觀察到,IFLOLS“肉球”相對于基準光存在偏差,如圖3所示[1]。

DP模態(tài)下,飛行員會根據(jù)這個偏差的極性和大小,來輸入相應(yīng)極性和大小的穩(wěn)態(tài)桿指令,進而成比例地控制軌跡角增量[5]。從而,飛機會不斷糾正下滑偏差,“肉球”會不斷接近基準光,并且,“肉球”的移動速度與飛行員的桿輸入幅度之間是線性和比例的關(guān)系。這種比例關(guān)系很直觀明了,也非常有利于飛行員下滑控制;而在以往的常規(guī)控制中,桿輸入和“肉球”移動速度并不是上述的線性關(guān)系。當“肉球”快要接近基準光球的中心時,這時飛行員松開縱向桿,飛行控制系統(tǒng)就會根據(jù)航母的速度,計算基準軌跡,并控制飛機自動返回和收斂到IFLOLS下滑道上。

DP模態(tài)的優(yōu)點可以總結(jié)如下:

(1) DP模態(tài)下,只需進行一次桿輸入就可以修正下滑道偏差,且飛行員松桿后飛機能自動收斂到在下滑道上,飛行員不需要考慮下滑道的重新捕獲和保持，這比飛行軌跡角速率控制模態(tài)還要簡單；

(2) DP模態(tài)下,桿輸入量和肉球移動速度成正比,也即與下滑道修正速率成正比,有利于飛行員觀察和操縱；

(3) DP模態(tài)下,飛行員同樣可以不用關(guān)心迎角和速度的情況(分析見前文)；

(4) DP模態(tài)下,側(cè)向滾轉(zhuǎn)操縱、對中修正等對縱向動力學(xué)是解耦的,飛行員不用考慮側(cè)向操縱對下滑道修正的影響,從而簡化了縱向操縱；

(5) DP模態(tài)下,側(cè)向操縱的性能明顯提高，由于飛行員縱向操縱的負擔大幅降低,進而飛行員有很多剩余的精力和時間來進行側(cè)向修正，因此即使不對側(cè)向的控制律進行改進,著艦側(cè)向?qū)χ械男Ч矔蠓馗纳啤?/p>

綜上,DP模態(tài)極大地降低了飛行員的負擔,且控制效果進一步提升。

2.4 平視顯示符號

2.4.1 基本情況

MAGIC CARPET項目對F/A-18E/F的HUD進行了改進,使顯示技術(shù)與控制技術(shù)有機結(jié)合在成一個整體,從而充分發(fā)揮MAGIC CARPET的著艦控制性能。MAGIC CARPET的HUD設(shè)計參考了VAAC項目的基本概念,并在此基礎(chǔ)上進行了擴展和改進,設(shè)計要求如下:

(1) 能為飛行員提供控制所需要的信息,如控制參數(shù)誤差、誤差變化、模態(tài)接通狀態(tài)等;

(2) 讓飛行員有情景感,以讓飛行員更有效率、精確、可重復(fù)地進行下滑道和誤差的糾正;

(3) 顯示是直觀的,且與控制模態(tài)相一致,能根據(jù)任務(wù)進行裁剪。

VAAC項目的HUD,還使用了相對于艦船的顯示符號[5,25]的策略,如提供艦船相對位置,艦船相對速度,以及根據(jù)艦速來確定補償量等。VAAC項目的HUD相對顯示策略用于短距起降,MAGIC CARPET項目則將其擴展到固定翼飛機著艦[5]。HUD顯示中,會根據(jù)控制律的具體模態(tài),來提供改進的下滑道誤差、對中誤差、指令幅值、特殊的情景感知等。

2.4.2 工作原理

圖4是F/A-18E/F在DP模態(tài)下的HUD顯示[5]。圖中的HUD具有很強的情景感,且有幾個很顯著的地方:下滑道基準線(glide slope reference line, GSRL)、相對于艦船的速度矢量(ship relative velocity vector, SRVV)、船速,以及控制模態(tài)等。GSRL在HUD中是一個固定的短劃線,GSRL表示與IFLOLS光學(xué)下滑道平行的下滑線。需要明確的是:GSRL、SRVV、下滑線等都是相對于航母(而不是相對于地面慣性坐標系)的概念。文獻[9]有類似的顯示符號,但是并沒有采用相對顯示的策略,也沒有與著艦結(jié)合。

圖4 MAGIC CARPET著艦的HUD顯示Fig.4 HUD symbology of F/A-18E/F MAGIC CARPETcarrier landing

飛行員可以根據(jù)HUD的顯示,很直觀地判斷出飛機的下滑狀態(tài)。當SRVV和GSRL重合時,也表示當前飛機的下滑線平行于IFLOLS光學(xué)下滑道;而當SRVV位于GSRL的下方時,表示當前的下滑線比IFLOLS下滑道要更陡,也即飛機下沉速度大于基準下沉速度。當GSRL與IFLOLS基準光重合時,表示飛機的空間位置正處于IFLOLS下滑道上;而當GSRL位于IFLOLS基準光的上方時,表示當前飛機的高度高于下滑道[5,25]。因此,綜合可知,只有當SRVV、GSRL和IFLOLS基準光都重合的時候,才表示飛機在沿著光學(xué)下滑,即此時飛機位置和下滑線都是在下滑道上。

飛行員可以根據(jù)HUD的顯示,很輕松地修正下滑。例如,當飛機的高度高于下滑道時,就會顯示GSRL位于IFLOLS基準燈的上方。此時,飛行員就必須推桿操縱飛機,讓SRVV位于GSRL的下方,即讓下滑線比IFLOLS下滑道更陡,這時飛機開始修正下滑偏。并且,SRVV與GSRL的距離越大,表明下滑偏差修正得越快。當GSRL快要與IFLOLS基準燈重合時,飛行員再操縱飛機,讓SRVV重新回到GSRL上,最終當SRVV、GSRL和IFLOLS基準燈重合在一起,表明飛機重新回到下滑道上[5,9,25]。

DP控制模態(tài)和HUD的結(jié)合,會讓下滑修正更加簡單。飛行員只需根據(jù)GSRL和IFLOLS基準光的誤差情況,給一個穩(wěn)態(tài)的推桿輸入即可,GSRL就會向IFLOLS基準燈勻速移動,且移動速度與推桿幅度成正比。當GSRL快要接近IFLOLS基準光時,飛行員只需松桿就可以了,飛控系統(tǒng)會根據(jù)當前的船速,自動讓飛機的位置和軌跡都收斂到下滑道。

3 MAGIC CARPET的控制結(jié)構(gòu)分析

3.1 艦載機縱向運動模型分析

艦載機縱向方程組:

(5)

式中,h,V,γ,α,θ,θT,q,T,D,L,M,CD,CL,δH,δIDLC分別為高度、速度、軌跡角、迎角、俯仰角、發(fā)動機安裝角、俯仰角速率、推力、阻力、升力、俯仰力矩、阻力系數(shù)、升力系數(shù)、平尾偏角、IDLC操縱面偏角。

圖5為下滑誤差修正的幾何關(guān)系圖,由圖5可以推導(dǎo)IFLOLS引導(dǎo)運動學(xué)[1]。其中,Vship是航母航行速度；φ是航母航向和甲板中心線夾角；σ是IFLOLS下滑道角度；Γ是飛機仰角誤差；γ為軌跡角；d為飛機與下滑道距離。

圖5 下滑誤差修正的幾何關(guān)系Fig.5 Geometry of glide error correction

飛機接近基準IFLOLS下滑道的速度為

(σ+γ)-Vshipcosφsinσ=f5(·)

(6)

飛機地速在基準IFLOLS下滑道上的分量為

(σ+γ)-Vshipcosφcosσ]=f6(·)

(7)

有

(8)

所以,IFLOLS引導(dǎo)下的飛機仰角誤差為

(9)

設(shè)IFLOLS的焦距是f,則飛行員看到的IFLOLS肉球偏差為

hball=fΓ

(10)

由式(5)～式(10),可得總的信號流圖,如圖6所示。

圖6 飛機縱向運動信號流圖Fig.6 Signal flow graph of aircraft longitudinal motion

3.2 飛行軌跡角速率控制模態(tài)的控制結(jié)構(gòu)分析

(1) IDLC的控制方案

直接升力下的控制結(jié)構(gòu),可大體總結(jié)為兩類。

1) 并行的控制

并行的控制結(jié)構(gòu),即飛行員的桿指令分別進入到直接升力操縱面和平尾的控制通道中,進而使這兩種操縱面都在下滑高度控制回路中。F-14的DLC指輪控制[2],以及文獻[1,21]的DLC控制結(jié)構(gòu)等都屬于這種控制結(jié)構(gòu)。

2) 主控和輔控相結(jié)合的控制

這種控制結(jié)構(gòu),即直接力操縱面和平尾一個作主控,一個進行輔助?？梢詫崿F(xiàn)一些基本模態(tài)[22]:直接升力模態(tài)、垂直平移模態(tài)、俯仰軸指向模態(tài)。

理論上,著艦下的IDLC控制結(jié)構(gòu)備選的有:并行控制結(jié)構(gòu)、直接升力模態(tài)或垂直平移模態(tài)。這幾種各有優(yōu)缺點:并行控制結(jié)構(gòu)有利于軌跡的快速修正,而不利于姿態(tài)和迎角保持;直接升力模態(tài)有利于迎角的保持,軌跡控制能力也較強;垂直平移模態(tài)有利于姿態(tài)的保持,但是不利于軌跡控制和迎角保持。

而MAGIC CARPET的IDLC采用了直接升力模態(tài),且直接升力操縱面主控軌跡,而平尾通過保持迎角來輔助控制軌跡。這種方案對著艦更為有利。

(2) 自動油門控制的方案

自動油門控制的控制方案可以選擇速度保持/控制、迎角保持/控制、軌跡控制等,且各有優(yōu)點。但MAGIC CARPET的自動油門控制應(yīng)該選用速度保持/控制。原因如下:

1) 這種方案下,切向和法向的操縱是解耦的,符合減輕飛行員負擔的理念;

2) 下滑修正時,勢能變化會干擾動能,這種方案能更好地保持速度;

3) 這種方案能讓觸艦垂直速度統(tǒng)計分布更緊;

4) IDLC會讓自動油門的速度保持很好;

5) 平尾的迎角保持比油門更有效,因此不需要發(fā)動機來保持;

6) IDLC的軌跡控制比發(fā)動機更快,因此不需要backside操縱方式。

(3) 軌跡速率控制

/V=

(11)

由圖6和式(11)可知:軌跡角速率(或法向總過載ny)在相位上超前于IDLC操縱面。因此,通過推導(dǎo)或仿真(此處省略)可以得到以下結(jié)論:

1) 由于相位不同,因此IDLC無法用前饋來控制軌跡角速率,必須采用反饋控制;

2) 由于軌跡角速率在相位上超前于IDLC操縱面,因此比例(proportion,P)控制或比例微分(porportion, differentiation,PD)控制軌跡角速率都是無效的;

3) 積分(integration,I)控制或比例積分(PI)控制是有效的，而PI的控制效果更好,且能減小I控制過大的相位滯后；

4) 由于相位超前的原因,即使控制律包含積分器,也難以進行軌跡角速率精確控制,不過實際中軌跡角速率并不需要精確控制；

5) 采用反饋+PI控制時,當桿指令為0時,軌跡角速率能達到精確為0,這對該模態(tài)的控制很重要；

6) 采用反饋+PI控制時,軌跡角速率控制的閉環(huán)相位滯后始終小于90°,響應(yīng)非?？?。

綜上,應(yīng)該采用反饋+PI控制,且積分器的增益需要較大。另外,由于著艦中會有風的干擾,因此不能通過俯仰角速率傳感器和迎角角速率傳感器,來得到軌跡角速率。而應(yīng)該采用過載傳感器的信號來計算軌跡角速率,如式(11)所示。

(4) 控制結(jié)構(gòu)圖

平尾通道的作用:平衡俯仰力矩、保持迎角、以及緊急情況下俯仰控制等。由于圖6中,著艦配平迎角會正反饋影響飛機動力學(xué)(縱向靜不穩(wěn)定),因此配平量δH0來抵消迎角的影響。俯仰角速率q反饋增加阻尼。為了讓迎角能精確保持在著艦迎角下,采用PI控制。圖6中,δIDLC所生成的俯仰力矩干擾了迎角保持,因此圖7引入δIDLC信號來抵消這種干擾。另外,為了應(yīng)對緊急情況,當桿位移大于2 inches時,接通縱向桿的指令。

油門通道,用PI控制保持速度。δT0是著艦下的配平油門,用于抵消切向力,讓飛機保持勻速。另外,由圖6可知,當軌跡角γ有增量Δγ時候,會產(chǎn)生較大的GΔγ的干擾,因此引入軌跡角γ反饋,來提前消除這種耦合。

圖7 飛行軌跡角速率控制模態(tài)的控制結(jié)構(gòu)Fig.7 Control structure of flight path rate command mode

飛行員的神經(jīng)和肌肉動力學(xué)可以認為是高階慣性環(huán)節(jié)和延時環(huán)節(jié)等的組成。而該模態(tài)下的飛行員控制律,從控制上理解,可認為包含了下滑引導(dǎo)和軌跡控制兩部分。

3.3 DP模態(tài)的控制結(jié)構(gòu)分析

(1) 控制結(jié)構(gòu)圖

DP模態(tài)下,飛行員推拉桿時修正軌跡,而桿回中時保持在基準的下滑線上。可以推知:

1) DP模態(tài)提高了飛行員的控制層級,讓飛行員直接控制軌跡；

2) 軌跡指令肯定是由兩部分組成的:一部分是基準指令(根據(jù)船速計算得到),另一部分是增量指令(由縱向桿給出,此時桿指令和軌跡角增量指令成比例)；

3) 為了精確控制軌跡,可采用PI控制；

4) DP模態(tài)有兩種方案可選:一是在軌跡角速率控制的基礎(chǔ)上進行;二是不以軌跡速率反饋為內(nèi)回路,而直接進行軌跡控制。前者有利于模態(tài)的瞬態(tài)切換,后者有利于控制軌跡和減小相位滯后。這里選前者。

圖8中,DP模態(tài)以飛行軌跡角速率控制模態(tài)為底層。當DP模態(tài)接通時,軌跡角反饋到飛控系統(tǒng),桿直接控制軌跡增量。

當飛行員推或拉桿時,相當于閉合了IFLOLS引導(dǎo)控制回路。飛行員通過觀察IFLOLS “肉球”或HUD來獲得下滑偏差信息,并計算出一個穩(wěn)態(tài)的桿位移。

當飛行員松桿時,軌跡角增量指令Δγc為0,此時相當于斷開了IFLOLS引導(dǎo)回路,飛機在軌跡基準指令γref的控制下下滑。

桿位移指令控制律:

圖8 DP模態(tài)控制結(jié)構(gòu)Fig.8 Control structure of DP mode

(2) 軌跡基準指令計算

如圖9所示,航母航行速度是Vship,斜甲板的速度分量是Vshipcosφ。飛機地速V,軌跡角γ,下滑道(相對于航母)是σ。則由矢量三角形法則[24],有

(12)

由于著艦下,在σ和γp都很小(|γ|小于4°,σ小于5°),有

sin(σ+γp)≈σ+γp, sinσ≈σ

(13)

因此,如果F/A-18E/F的著艦地速V=70 m/s時,光學(xué)下滑道σ=4°,Vship=25 kn (即12.86 m/s),φ=11°時,γ=-3.28°,即此時基準下滑指令是γref=-3.28°。

(3) 軌跡角信號的實現(xiàn)

第1種方案是由γ(t)=θ(t)-α(t)得到。由于干擾風引起的迎角分量,與地速矢量引起的迎角分量在一個數(shù)量級上,且迎角又受滾轉(zhuǎn)影響,因此這種方案不可行。

圖9 飛行軌跡計算Fig.9 Flight path calculation

V地速=V空速-V干擾≈V空速

(14)

(15)

這種方案具有一定可行性,但是氣流對軌跡計算的微小干擾需要駕駛桿來進行微小調(diào)整,增加了飛行員負擔。

(4) 松桿后的下滑道捕獲能力

松桿后的下滑道重新捕獲是DP模態(tài)很大的特色。下面討論其有效性。

由于IDLC下的下滑道保持能力很好,因此下滑偏差一般很小,進而可知DP模態(tài)下的飛行員給出的軌跡角增量指令Δγc很小。又由于基準軌跡角γref一般在-3.5°左右,因此可假設(shè)Δγc比γref小一個數(shù)量級,即設(shè)Δγc=0.3°。

則松桿瞬間的垂直速度偏差為

ΔV⊥=Vsin(γref+Δγ)-Vsinγref≈VΔγ=VΔγc

(16)

設(shè)垂直加速度為a⊥,則飛機在時間t=ΔV⊥/a⊥后,軌跡角等于基準值,此時高度變化了，表達式為

s=V2Δγ2/2a⊥

(17)

當a⊥=0.1g,Δγc=0.3/57.3 rad,V=70 m/s時,s=0.067 m。

因此這種情況下:如果飛行員在高度誤差為0.067 m時松桿,飛機恰好進入IFLOLS下滑道;而如果在下滑道時才松桿,則最后下滑線的誤差有0.067 m。著艦規(guī)范[1-2]規(guī)定縱向誤差小于12 m,可算出理想著艦點的高度誤差應(yīng)小于0.73 m,因此上述的0.067 m誤差值很小。另外,又由于飛行員本身就是一個預(yù)測系統(tǒng),會根據(jù)“肉球”的位置和移動速度大小進行預(yù)測,因此,這種情況下,最后的誤差會比0.067 m還小。

可見,松桿后的下滑道捕獲是有效的。并且,只有在IDLC下才能達到這樣的效果。

4 試飛驗證與結(jié)論

4.1 試飛驗證

(1) 岸基試飛[5]

2015年的1月15日,NAVAIR開始了試飛計劃。試飛主要采用了3種結(jié)構(gòu)配置:①單一的中心線燃油箱;②最大化側(cè)向非對稱載荷;③ 5個外掛燃油箱。

2015年2月6日,NAVAIR進行了首次試飛,目的是調(diào)整各控制模態(tài)的增益。試飛條件:結(jié)構(gòu)配置上采用中心線外掛載荷,進場迎角為9.1°,飛行高度3 000～5 000 ft。根據(jù)循序漸進的原則,首先測試飛行性能,然后測試DP控制模態(tài)下的標稱進場,最后測試非標稱進場。試飛很成功,飛行員反映控制精度高且工作負擔低。

2015年3月23日,再次進行岸基試飛。結(jié)構(gòu)配置上卸掉了中心線載荷。這次有5名試飛員和2架F/A-18E/F參與,對DP模態(tài)和飛行軌跡角速率模態(tài),分別進行了71次、50次的進場飛行(包含標稱和非標稱條件)。這次試飛為后續(xù)的艦基試驗提供了信心、著艦性能等基礎(chǔ)。

(2) 艦基試飛[5,15-18]

2015年4月20-22日,在“華盛頓”號(CVN73)上進行了艦基試飛,同樣有5名飛行員和2架F/A-18E/F參與。結(jié)構(gòu)配置上卸掉了中心線載荷,試飛迎角9.1°,俯仰角6.1°,試驗了各種的甲板風和艦尾流情況。為了進行統(tǒng)計和比較分析,進行了大量試飛,分別在已有人工油門控制模態(tài)、飛行軌跡角速率控制模態(tài)、DP模態(tài)下,各試飛199次、64次、117次。并且每種模態(tài)的試飛都進行了了標稱和非標稱條件下的下滑、對中的控制和糾偏等。2016年6月23-30日在“華盛頓”號(CVN73)上完成了全部試驗,598次的測試中,只有一次脫鉤情況發(fā)生。

4.2 試飛結(jié)論

(1) 操縱品質(zhì)

試飛中各模態(tài)的操縱品質(zhì)等級(handling qualities rating, HQR)都有很大的提高。飛行員用“游戲規(guī)則的改變者”來形容著艦修正。飛行員認為即使在大范圍非標稱情況下,也能輕易且高精度地完成下滑和對中的修正和保持。飛行員認為能很容易讓下滑道保持在1/2和1個IFLOLS“肉球”以內(nèi),且側(cè)向適度的滾轉(zhuǎn)和糾偏并不會影響到“肉球”的穩(wěn)定[5]。飛行控制系統(tǒng)能夠最大程度地減小艦尾流和渦旋對下滑的影響。飛行員還認為在飛機越過艦尾的最后關(guān)頭,還可以進行1～2次的下滑修正[5]。

飛行員反應(yīng)了一點不足,即縱向桿到IDLC的控制梯度太陡峭。后期的試飛認為可以將原來的全襟翼配置變?yōu)榘虢笠砼渲谩?/p>

試飛中各模態(tài)的操縱情況并不一樣[5]：①人工油門控制模態(tài)下,飛行員操縱縱向駕駛桿和油門幅度和頻率都很大；②自動油門控制模態(tài)下,雖然飛行員不需要操縱油門,但是縱向桿的幅度、頻率依然很大,和人工油門控制模態(tài)下相似；③飛行軌跡角速率控制模態(tài)下,縱向桿的幅度、頻率都較大程度地降低；④DP模態(tài)下,縱向桿的幅度、次數(shù)、頻率都減小到了最小,飛行員負擔大幅減小。

所有飛行員都對HUD顯示很滿意。HUD提供了很好的情景感,且SRVV和GSRL的結(jié)合給飛行員為下滑和對中提供了很好的參考。改進后的座艙控制接口和HUD顯示,能很大地提高著艦性能[5]。

(2) 觸艦散布誤差

試飛團隊使用高速攝像技術(shù)來捕捉尾鉤的著艦位置。統(tǒng)計顯示,不同的初始條件下,著艦散布誤差幾乎沒有區(qū)別?？梢?優(yōu)良的控制性能抵消了初始條件對著艦散布的影響。

統(tǒng)計顯示,改進模態(tài)下的散布誤差比以前人工控制模態(tài)要小[5]。縱向:以往人工著艦的標準差在39.3 ft;DP模態(tài)著艦點均差為0.4 ft,標準差是18.2 ft,著艦散布誤差比以往降低了50%。側(cè)向:以往著艦的標準差在3.6 ft;DP模態(tài)標準差2.2 ft。鑒于DP模態(tài)的優(yōu)良性能,JSF項目團隊也將DP模態(tài)嵌入到F-35C[5]。

2014年11月,JSF項目的F-35C在Nimitz號航母上試飛驗證DP模態(tài)。雖然F-35C和F/A-18E/F的試飛,是在并行的兩個項目之下,且試飛海域、海洋條件、航母、飛機、飛行員都不同,但是二者的試飛結(jié)果卻驚人地一致。F-35C試飛的著艦標準差是19.1 ft[5]。

這可以說明:DP模態(tài)的縱向標準差潛力應(yīng)該就在18.2 ft或19.1 ft附近。

(3) 觸艦沖擊載荷

以往著艦的垂直速度均值為11.84 ft/s,標準差為2.25 ft/s,分布很廣,因此飛機的沖擊載荷結(jié)構(gòu)需要適應(yīng)3 ft/s的標準差來設(shè)計。DP模態(tài)下,垂直速度均值為10.82 ft/s,標準差為1.10 ft/s,分布很緊[5]。

5 現(xiàn)有MAGIC CARPET的不足之處和改進建議

5.1 光學(xué)下滑道穩(wěn)定方式

(1) 不足之處

常用的IFLOLS光波束穩(wěn)定方案有角穩(wěn)定、點穩(wěn)定和慣性絕對穩(wěn)定3種方式[1]。根據(jù)DP模態(tài)原理,可知MAGIC CARPET采用了慣性絕對穩(wěn)定方式,即光波束在慣性空間內(nèi)保持絕對穩(wěn)定,不隨甲板運動而運動。這最大程度地減輕飛行員的負擔,但是缺點是會增加著艦散布誤差的幅值。

(2) 改進建議

解決的方法可以有兩種。

①始終采用慣性絕對穩(wěn)定方式,但是在著艦的最后階段,如飛躍艦尾時,由飛行員觀察著艦點的運動情況,進行人

工補償。MAGIC CARPET試飛中,飛行員從飛躍艦尾到最后觸艦,仍然可以對飛機進行一桿到兩桿的有效調(diào)節(jié)。因此認為,這種方案有一定的可行性。

②著艦前期采用慣性絕對穩(wěn)定方式,而在最后著艦第12 s,轉(zhuǎn)換為無沉浮補償[1]的絕對穩(wěn)定方式(波束只跟隨甲板浮沉)。這借鑒了自動著艦的甲板運動補償思想,能兼顧減小飛行員負擔和減小著艦散布誤差。具體可由艦上LSO決斷,當飛機距離艦700 m左右時,LSO發(fā)出指令(手勢,對講機、電子按鈕等形式),指令一方面讓助降系統(tǒng)轉(zhuǎn)化為無沉浮補償?shù)慕^對穩(wěn)定方式,另一方面無線電通知飛行員IFLOLS甲板運動已經(jīng)接通。由于MAGIC CARPET技術(shù)下,LSO和飛行員的負擔已經(jīng)很大程度上減輕,所以采用這種方案有一定可行性。

5.2 側(cè)向控制

(1) 不足之處

現(xiàn)有的MAGIC CARPET主要應(yīng)用在縱向控制上,而沒有應(yīng)用在側(cè)向控制上,其設(shè)計思想上認為:當飛行員能更輕松地控制縱向時,就會有更多剩余的精力時間來控制側(cè)向,從而提高側(cè)向的控制性能。

然而側(cè)向的控制還是需要改進,原因如下:

1) 飛機的橫航向具有很強的交聯(lián),飛行員還是需要綜合操縱側(cè)向桿和方向舵,負擔較重；

2) 航母航行讓甲板中心線的始終有一個橫向的速度分量,為了跟蹤甲板中心線,常規(guī)飛機要么通過側(cè)航跟蹤,要么通過滾轉(zhuǎn)來實現(xiàn)側(cè)滑跟蹤。前者有航向角偏差,后者有滾轉(zhuǎn)角偏差,這兩種偏差對觸艦攔阻都造成了影響甚至是危險；

3) 在艦尾流橫向分量的作用之下,飛機要么通過側(cè)航來消除尾流引起的側(cè)滑角,要么通過滾轉(zhuǎn)來抵消橫向干擾力,同樣影響觸艦攔阻。

(2) 改進建議

圖10 側(cè)向DP模態(tài)控制結(jié)構(gòu)Fig.10 Control structure of lateral DP mode

1) 采用綜合直接側(cè)力控制(integrated direct lateral force control,IDLFC),且采用鴨翼和方向舵來實現(xiàn)側(cè)向直接力。這樣實現(xiàn)了側(cè)向的軌跡控制和姿態(tài)控制的解耦,可以在滾轉(zhuǎn)角和航向角不變的情況下實現(xiàn)側(cè)向控制。并且不額外增加指輪,而是用側(cè)向桿來控制側(cè)向直接力。

2) 側(cè)向桿不再控制滾轉(zhuǎn)角,而是直接控制側(cè)向的軌跡角增量,以提升飛行員的控制層級。

3) 為了消除交聯(lián)力矩對航向角和滾轉(zhuǎn)角的影響,同樣進行解耦設(shè)計,即分別用方向舵來穩(wěn)定航向角,用差動副翼來穩(wěn)定滾轉(zhuǎn)角。

4) 為了應(yīng)對緊急情況,同樣允許在側(cè)向桿指令大于某個幅值的時候,也讓差動副翼有額外的偏轉(zhuǎn),來輔助進行側(cè)向控制。

5) 側(cè)向同樣設(shè)置DP模態(tài),基準側(cè)滑指令同樣根據(jù)飛行員輸入的船速來計算得到?；鶞手噶顬?/p>

χref=-Vshipsinφ/V

(18)

6) 改進HUD符號。先前的HUD中,用固定的橫向短劃線表示縱向下滑道基準線,改進后可加上固定的豎向短劃線表示側(cè)向?qū)χ谢鶞示€(line-up reference line,LURL)。這樣共同組成了十字型符號結(jié)構(gòu),并讓SRVV能在這個結(jié)構(gòu)移動。

5.3 兼容自動著艦?zāi)B(tài)

(1) 不足之處

現(xiàn)有的MAGIC CARPET只是人工著艦方式,可進一步擴展到自動著艦。

1) 采用MAGIC CARPET動力學(xué)結(jié)構(gòu)和控制結(jié)構(gòu)的飛機,在某些特殊情況下可能需要平穩(wěn)切換到自動著艦?zāi)B(tài)。

2) 以往的自動著艦,都是基于常規(guī)動力學(xué),著艦性能上存在瓶頸,飛行員對其信任度不夠。

(2) 改進建議

1) 有兩種成熟的引導(dǎo)方式可選:雷達引導(dǎo)[1]和艦上相對差分全球定位系統(tǒng)(shipboard relative global position system,SRGPS)引導(dǎo)[26]?？梢哉J為,MAGIC CARPET(DP模態(tài))+SRGPS是未來自動著艦的必然。原因:自動著艦可分為控制和引導(dǎo)兩部分?？刂撇糠?MAGIC CARPET綜合了IDLC等多項技術(shù);而引導(dǎo)部分,當前美國的SRGPS性能最好,是具有革新意義的下一代精密進近著艦系統(tǒng),定位精度和著艦試飛性能都遠超過雷達引導(dǎo)[26]。

2) 穩(wěn)定性。無論是雷達引導(dǎo),還是SRGPS引導(dǎo),艦上都會有數(shù)據(jù)鏈信息發(fā)送到飛機上,以確定艦機相對位置。由于IDLC軌跡控制的帶寬能比常規(guī)控制大一倍,因此同樣的數(shù)據(jù)鏈和飛控延時,相位滯后也會大一倍。為了解決這個問題,需要減小延時,如美軍最新的著艦戰(zhàn)術(shù)瞄準網(wǎng)絡(luò)技術(shù)數(shù)據(jù)鏈在100 n mile范圍內(nèi)延時只有2 ms。

5.4 操縱面

(1) 不足之處

現(xiàn)有的MAGIC CARPET采用的IDLC操縱面是襟翼和副翼,操縱面的氣動效應(yīng)和余度設(shè)計并不是最佳的。

(2) 改進建議

縱向可以進一步使用前緣襟翼,以抑制了大迎角下前緣處的氣流分離,進而支持IDLC。還可以增加推力矢量控制,如美F-35C、F/A-18E/F同樣也有推力矢量操縱面。增加的操縱面同樣可以采用綜合的設(shè)計思想,用縱向桿統(tǒng)一控制。

6 總結(jié)與展望

6.1 MAGIC CARPET的思想和方法總結(jié)

(1) 采用了綜合、隱藏、統(tǒng)一的設(shè)計思想,這種思想可以總結(jié)為:對底層進行隱藏和封裝,在上層實現(xiàn)統(tǒng)一和綜合。IDLC將原有的駕駛桿和指輪兩個控制輸入,綜合和統(tǒng)一為駕駛桿一個控制輸入,并讓直接力控制隱藏在控制的底層。從而讓直接升力在著艦上真正實用,并成為主導(dǎo),從而讓著艦性能有了質(zhì)的改變。

(2) 提升飛行員的著艦控制層級。飛行軌跡角速率控制模態(tài)、DP模態(tài)等將飛行員從常規(guī)的姿態(tài)控制層級,提升到軌跡控制層級,從而減少了飛行員負擔。雖然已有的自動著艦中采用了垂直速率控制(相當于軌跡控制)的方法,但是改變并不徹底;只有讓IDLC和軌跡直接控制相結(jié)合,才能讓著艦性能有根本的改變。

(3) 提出了增量控制的思想。DP模態(tài)在IDLC的支持下,大幅地減少了飛行員負擔并提高了著艦性能。飛行員操縱幅度很小,且飛行員一次桿輸入就可以修正下滑誤差。

(4) 采用了解耦的方法。進行了切向和法向的解耦(采用frontside操縱策略),并實現(xiàn)了側(cè)向和縱向的解耦。

(5) 改進了HUD,使用了情景化設(shè)計方法和艦船相對顯示符號的策略。并與DP模態(tài)兼容,很大地提升了著艦性能。

(6) 很強的故障容錯能力。

(7) MAGIC CARPET中的技術(shù)具有很強的整體性。體現(xiàn)在兩點:①單獨采用某項技術(shù)不會產(chǎn)生明顯的效果,但是整體性能上卻有根本的改變;②各技術(shù)都以減少飛行員負擔為出發(fā)點。

6.2 MAGIC CARPET優(yōu)點總結(jié)

雖然MAGIC CARPET項目的初衷是降低飛行員著艦負擔,但實際的優(yōu)點卻不知這點。

(1) 很大程度上降低了飛行員的著艦負擔。常規(guī)著艦最后18 s,飛行員會進行從200～300次降微調(diào),而MAGIC CARPET系統(tǒng)首次測試只需要20次微調(diào),飛行員習慣后,甚至只需要10余次[18],且操縱幅度和操縱頻率也大大降低。以往著艦中,只允許著艦指揮官和飛行員交流,以避免飛行員分散精力,而現(xiàn)在也允許艦員和工程師和飛行員進行交流。

(2) 大幅地降低了艦載機飛行員培訓(xùn)的經(jīng)濟、時間成本。艦隊有更多財力來建設(shè)其他方面的戰(zhàn)斗力,飛行員也有更多地時間和精力去訓(xùn)練戰(zhàn)斗技能,艦載機的使用壽命也得到了提高。

(3) 著艦精度大幅提高?？v向誤差穩(wěn)定在均差0.4 ft、標準差18.2 ft的附近,精度提高了一倍。側(cè)向標準差從3.6 ft減少到2.2 ft。

(4) 觸艦垂直速度分布更緊,散布偏差減小了一倍,從而減小了對結(jié)構(gòu)載荷的要求,也提升了艦載機使用壽命。

(5) 極大地減少了復(fù)飛率,提升了航母的回收效率和艦載機的出動架次率,從而增強了航母的整體作戰(zhàn)能力。以往美軍人工著艦復(fù)飛率:白天約5%,夜間高達12%～15%,著艦失敗意味著需要等待下一次的著艦機會。若遇到燃油不足的情況,還需另外起飛加油機進行空中加油,這將極大地拉長艦載機起降時間。而MAGIC CARPET下的598次試飛中,僅出現(xiàn)1次復(fù)飛,從而能顯著提升航母戰(zhàn)斗力。另外,艦上無需過多的空中加油機。

6.3 展望

(1) MAGIC CARPET項目很重要的一個初衷,就是要提供簡單直觀、易學(xué)易操縱且精度很高的著艦控制,進而大幅減小飛行員負擔和培訓(xùn)成本。這個想法應(yīng)該是今后著艦技術(shù)發(fā)展的必然趨勢,而MAGIC CARPET技術(shù)應(yīng)該是今后人工著艦的趨勢。

(2) MAGIC CARPET項目的設(shè)計思想和方法值得借鑒,且可以不局限于著艦技術(shù)本身,如可應(yīng)用于旋翼機、固定翼飛機、推力矢量飛機等。

(3) 美軍正開展的MAGIC CARPET技術(shù)依然存在一些不足之處,可以揚長避短,在其基礎(chǔ)上進行改進(前文已分析)。

(4) MAGIC CARPET技術(shù)需要擴展到自動著艦,且MAGIC CARPET+SRGPS應(yīng)該是今后自動著艦的一個趨勢(前文已分析)。