李哲， 徐浩軍， 薛源， 裴彬彬

(空軍工程大學航空工程學院， 西安 710038)

飛機失控是導致飛行事故的主要原因[1]，駕駛員的正確操縱是防止飛機失控的前提條件，提高駕駛員的情景感知能力(situational awareness)可為駕駛員的正確操縱提供判斷依據(jù)。空客公司的研究報告指出，約85%的飛行事故或事故征候中至少一次涉及到駕駛員情景感知能力的喪失[2]。駕駛員的情景感知能力是指駕駛員對當前和今后一段時間內(nèi)的飛行狀態(tài)和周圍環(huán)境的認知程度。有效的情景感知能力使得駕駛員能夠提前預測飛機的飛行狀態(tài)并采取合適的操縱策略，這對于飛行安全至關重要?，F(xiàn)有的情景感知手段一般為實時觀察部分飛行安全關鍵參數(shù)是否超出許用值來預測飛行風險[3]。當飛機遭遇故障(如升降舵卡阻、單發(fā)失效)或復雜氣象條件(如結冰、風切邊、尾流)時，飛行安全關鍵參數(shù)許用范圍和操縱范圍可能縮小。飛行員在不清楚操縱邊界縮小程度的情況下操縱飛機可能導致較為嚴重的后果，如1994年ATR飛機結冰失事[4]，飛機在5°迎角時即發(fā)生滾轉，遠低于許用值18.1°。對特殊情況下的駕駛員情景感知能力的研究成為了當今飛行安全領域的熱點問題之一。

針對駕駛員情景感知能力的研究主要集中在飛行安全信息的顯示和告警方面。Tan和Guy設計了商用飛機機載情景感知信息系統(tǒng)的迭代策略，提出了正常、非正常和緊急情況下的安全信息三級分類顯示方法，使飛行員更容易在正確的時機獲得適當?shù)牟僮鲀?nèi)容[5]。Carlos和Serafin從駕駛員操縱、信息獲取、環(huán)境影響等方面設計了駕駛員情景感知能力評價系統(tǒng)[6]。Trujillo和Gregory研究發(fā)現(xiàn)在飛機發(fā)生故障前后，駕駛員更傾向于重點關注能量參數(shù)，尤其是滾轉角、高度變化率和空速，為優(yōu)化飛行參數(shù)顯示器提供參考[7]。Gingras等研究開發(fā)了積冰污染邊界保護系統(tǒng)(Icing Contamination Envelope Protection，ICEPro)，通過直觀的顯示結冰位置和飛機狀態(tài)等信息提高駕駛員的情景感知能力，經(jīng)地面模擬器試飛效果良好[8]。Wei和肖旭等通過人機閉環(huán)系統(tǒng)仿真分析了駕駛員情景感知能力評價標準，進而評價了3種典型機型的駕駛艙人機交互系統(tǒng)[9-10]。王小龍等提出一種飛機結冰后的飛控系統(tǒng)邊界保護方法，引入鉸鏈力矩檢測模塊，提前告警飛機縱向失速，為駕駛員和飛控系統(tǒng)提供安全保護裕度[11]。薛源等根據(jù)多元極值理論構建了尾流風險概率三維拓撲結構圖，為駕駛員直觀顯示場域尾流風險等安全信息[12-13]。Kasey等設計了動態(tài)飛行包線保護系統(tǒng)，并直觀地提供給駕駛員，以提高駕駛員的情景感知能力[14]。

上述研究中，故障情況下和復雜環(huán)境情況下的安全告警系統(tǒng)或邊界保護系統(tǒng)等，多是為駕駛員提供實時的飛行狀態(tài)參量和邊界信息，如迎角、側滑角、舵面位置、爬升率及其限制邊界等。飛行故障或復雜氣象條件等特殊情況均會導致飛行安全邊界的畸變，飛行安全參數(shù)許用范圍的縮減，且不同情況下的飛行安全關鍵參數(shù)也不盡相同。駕駛員在不利外界環(huán)境影響下判定當前飛行狀態(tài)，同時關注諸多飛行參數(shù)可能加重飛行員的操縱負荷，甚至引發(fā)誤操縱危及飛行安全[15]。此外，飛行控制系統(tǒng)提供給駕駛員的信息均是帶有少量延遲的當前飛行狀態(tài)，不具有預測性[16]。筆者認為，相較于評判當前飛行狀態(tài)是否安全，預測未來一定時間內(nèi)飛行安全關鍵參數(shù)變化趨勢和潛在的飛行風險更重要。

通常駕駛員通過油門、駕駛桿(盤)和腳蹬操縱飛機，依據(jù)當前和未來一定時間內(nèi)的飛行狀態(tài)，分析飛行安全參數(shù)變化趨勢，計算潛在操縱動作的飛行風險，將不同操縱策略下的飛行風險，以直觀的拓撲云圖的方式呈現(xiàn)給駕駛員，將極大地減輕駕駛員的操縱負荷，有利于駕駛員在安全操縱范圍內(nèi)選擇正確的路徑和策略，避免緊張環(huán)境下誤操縱導致某些參數(shù)超限。針對此問題，本文提出基于人機閉環(huán)系統(tǒng)仿真的復雜條件下飛行安全操縱空間的概念，將駕駛員操縱指令下的飛機飛行安全參數(shù)軌跡色彩化，劃分不同風險等級，并綜合計算得出相應操縱指令的風險概率，據(jù)此拓撲至所有可能的操縱策略，揭示復雜環(huán)境下的安全操縱邊界和事故致災機理，為駕駛員提供直觀的安全操縱建議和告警提示。

1 模型構建

飛機故障或復雜氣象環(huán)境等特殊條件下，飛行操縱往往涉及到臨界飛行狀態(tài)，具有強耦合、強非線性等特點，需要構建六自由度全量非線性運動方程和環(huán)境因素模型，為人-機-環(huán)閉環(huán)系統(tǒng)仿真奠定基礎。

飛機本體非線性動力學模型可表示為[17]

(1)

式中：x為狀態(tài)向量，包含飛行速度V、迎角α、側滑角β、四元數(shù)q0～q3、俯仰角速率p、滾轉角速率q、偏航角速率r和空間位置參數(shù)xg、yg、zg。

x=[V,α,β,q0,q1,q2,q3,p,q,r,xg,yg,zg]T

(2)

u為控制向量，包括油門偏度指令δth、升降舵偏度指令δe、副翼偏度指令δa和方向舵偏度指令δr。

u=[δth,δe,δa,δr]T

(3)

為避免計算過程中產(chǎn)生奇點，采用四元數(shù)法構建飛機動力學模型：

(4)

(5)

(6)

同時

(7)

外部環(huán)境如紊流、尾流、風切邊、結冰等對飛行安全影響較大，不當操縱易引起飛行安全關鍵參數(shù)超限，導致飛行事故[19]。本文選取機翼結冰來說明外部環(huán)境對飛行安全操縱空間的影響。國內(nèi)外對結冰氣象條件下的飛機飛行動力學特性研究較多。根據(jù)Bragg等[20]提出的結冰影響模型，構建結冰條件下的氣動力模型，結冰前后氣動參數(shù)為

C(A)iced=(1+ηkC(A))C(A)

(8)

式中：C(A)為某一氣動導數(shù)；C(A)iced為結冰后該氣動導數(shù)值；η為氣象因子，用于表征飛機結冰嚴重程度，CCAR-25-R4附錄C中規(guī)定結冰氣象條件由云層液態(tài)水含量、云層水滴平均有效直徑和周圍空氣溫度3個變量決定[21]，η值越大，表明結冰對氣動參數(shù)的影響越大，通常氣象因子取值為0～0.3[20]；kC(A)為飛機結冰因子，對于特定飛機，其值為定值，通常通過試驗或飛行仿真計算獲得。

多數(shù)研究將表征結冰嚴重程度的氣象因子η設定為一個定值[19-20,22-23]。然而結冰是一個動態(tài)變化的過程，因此提出結冰惡化速率因子ζ，用于表征氣象因子η隨時間的變化情況。令η是時間的一次函數(shù)，則結冰前后氣動參數(shù)模型為

ξ=η/(t-t0)

(9)

(10)

式中：t0為結冰開始時間。

當一側機翼除冰系統(tǒng)發(fā)生故障時，兩側機翼將產(chǎn)生升力差和阻力差，進一步產(chǎn)生附加滾轉力矩和偏航力矩，較對稱結冰情況更復雜、風險更高，因此需進一步構建不對稱結冰情況下的仿真模型。Lampton和Valasek[24-25]據(jù)此提出兩側機翼的升力差模型、阻力差模型、非對稱結冰滾轉力矩模型和偏航力矩模型，以右側機翼除冰系統(tǒng)故障為例：

(11)

式中：CLice和CDice分別為結冰后的升力系數(shù)和阻力系數(shù)；dmgc為平均空氣動力弦長位置到飛機中心線的距離；Q為動壓；Sw為機翼面積；CL和CD分別為干凈構型下的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。將式(11)代入飛機運動方程，即可進行非對稱結冰條件下的飛行仿真。

需要強調(diào)的是，結冰不僅會引起氣動參數(shù)的變化，同時將縮小飛行安全關鍵參數(shù)的可用范圍，以失速迎角為例，結冰后的失速迎角計算模型為

(12)

式中：αstall為失速迎角。需要說明的是上述結冰影響模型適合初步分析結冰對氣動參數(shù)的影響，若進行高精度的數(shù)值模擬，可以通過風洞試驗記錄下不同迎角和結冰程度條件下的飛行安全參數(shù)范圍，以數(shù)據(jù)庫的形式存儲在計算機中，通過插值調(diào)用。

2 飛行安全譜

當前預測飛行風險的一般方法是觀測部分飛行安全關鍵參數(shù)是否超限。飛機手冊對飛行安全參數(shù)的描述是確定性的，如巡航條件下，某型飛機最大縱向正過載限制值為3.75，即正向過載值3.75是安全和危險的分界線。但是人們對于這種限制的認知卻是模糊的，如飛機縱向正過載達到3.7時也是非常危險的狀態(tài)。因此，Burdun[26-27]提出將飛行安全參數(shù)值進行區(qū)間化處理，通過標注不同顏色劃分風險等級。但是該方法僅能表示飛行風險，不能反映飛行安全參數(shù)超限的方向性，無法給駕駛員提供明確的操縱建議，同時在復雜情況下時刻關注多個飛行安全參數(shù)易增加駕駛員的操縱負荷。尤其突出的是，復雜環(huán)境下飛行安全參數(shù)許用范圍可能發(fā)生畸變，即同樣的操縱量，飛機的響應可能異常變化而超出駕駛員的期望。因此本文考慮飛行安全參數(shù)風險區(qū)間的正負性和特定環(huán)境下的飛機動態(tài)響應特性，結合諸多飛行安全關鍵參數(shù)及其特定條件下的許用范圍，計算飛行安全操縱空間，給出更加合理明確的駕駛員操縱策略。

Cacciabue[28]建議屏顯顏色最佳數(shù)量為3～5個，本文選取灰、紅、黃、綠 4個顏色表示飛行安全參數(shù)風險等級，其中灰、紅、黃 3色分別用深淺2個顏色表示負超限和正超限[29]，表1給出了高度3 000 m，速度150 m/s平飛狀態(tài)下的參數(shù)區(qū)間劃分實例。當xf時，表示飛行安全參數(shù)超過極限值，飛行事故發(fā)生，處于“災難”狀態(tài)，其區(qū)別在于淺灰色表示狀態(tài)參數(shù)超出了左邊界，深灰色表示狀態(tài)參數(shù)超出了右邊界；當a

通過人-機-環(huán)閉環(huán)仿真系統(tǒng)計算每個飛行安全關鍵參數(shù)，得到預測時間段內(nèi)飛行安全參數(shù)的變化軌跡，分別確定每個飛行安全參數(shù)的色彩化區(qū)間分布，如圖1所示。因為任何一個飛行安全關鍵參數(shù)的超限均有可能導致高飛行風險，因此預測時間段內(nèi)的飛行安全譜為每個時刻各個飛行安全關鍵參數(shù)的最高風險色的疊加。背景飛機在平飛狀態(tài)下以升降舵和副翼協(xié)調(diào)操縱下降轉彎為例計算該飛行狀態(tài)下各個飛行安全參數(shù)的安全譜，如圖2所示，圖中最下一行安全譜為預測時間段內(nèi)的綜合安全譜。由于淺灰、深灰，淺紅、深紅，淺黃、深黃分別表示風險區(qū)間的正負性，其代表的風險程度是相當?shù)?，故在計算總的飛行安全譜時，淺灰、深灰同用黑色表示，淺紅、深紅同用紅色表示，淺黃、深黃同用黃色表示。需要說明的是，飛行員操縱動作具有方向性，在構建飛行安全操縱空間時以正負號的形式表示。

表1 安全相關的飛行參數(shù)色彩化區(qū)間實例

圖1 法向過載時變曲線及相應的風險色譜圖Fig.1 Time history and corresponding risk chromatogram for vertical overload

圖2直觀地給出了不同飛行安全參數(shù)的變化情況，在進行協(xié)調(diào)下降轉彎的過程中，高度變化率和法向過載變化幅度最大，且在仿真末期高度變化率超限。因此，將高度變化率和法向過載確定為協(xié)調(diào)下降轉彎操縱程序的主要敏感參數(shù)，駕駛員在操縱過程中需多加留意。

圖2 某轉彎指令情形下的飛行安全譜Fig.2 Flight safety spectra under a certain turning instruction condition

3 飛行風險量化

圖2給出了指定操縱狀態(tài)下預測時間段內(nèi)的風險演化過程。然而，不同操縱量所對應的飛行安全譜是不同的。為衡量不同操縱動作的飛行風險等級，本節(jié)根據(jù)飛行安全譜所包含的風險信息，通過計算不同風險色所占百分比并賦權相加，量化計算指定操縱動作的風險值。

設定風險色黑、紅、黃、綠分別占整個預測時間段的百分比為Pb、Pr、Py、Pg，將每個風險色代表的風險值定義為Vb、Vr、Vy、Vg，那么整個預測時間段內(nèi)的風險值可表示為

R=PbVb+PrVr+PyVy+PgVg

(13)

一旦安全譜中出現(xiàn)黑色區(qū)域即表示存在飛行安全參數(shù)超出許用范圍的情況，可認為發(fā)生飛行事故，為清楚地區(qū)分飛行事故，黑色所對應的風險值Vb較大，若飛行安全參數(shù)超限，該操縱狀態(tài)下的飛行風險要明顯得高于其他安全操縱狀態(tài)。因此，設定Vb=30、Vr=4、Vy=2、Vg=1。據(jù)此，圖2飛行過程所對應的風險值為1.828 0。

4 飛行安全窗設計

飛行安全譜可以直觀地表示飛機以某操縱指令飛行過程中的風險演化過程；單一操縱指令下飛行風險量化是構建整個操縱空間飛行風險拓撲云圖的基礎。以副翼指令偏角、方向舵指令偏角和升降舵指令偏角構建三維操縱空間，將計算區(qū)域劃分為若干計算單元，每個單元即對應了一種操縱指令下的飛行情形，運用上述方法計算該指令下的飛行風險值，進而可得到整個操縱空間的風險拓撲云圖。每個計算單元之間是獨立的，風險值的計算互不干擾，因此可以調(diào)用MATLAB rapid accelerator模塊進行并行計算，以加快計算進程提高時效性。

本文選取不同色彩表示不同風險值，因風險值跨度較大，為更加清晰地區(qū)分不同風險值所對應的顏色，提高風險色的分離度，本文將所有飛行風險值大于4.5的飛行情形均取為4.5。由第3節(jié)分析可知，當風險值大于4時，預測時間段內(nèi)部分參數(shù)超限，因此風險閾值設定為4.5既能保證區(qū)分事故狀態(tài)，又能保證低風險狀態(tài)所對應的風險分離度。

圖3為根據(jù)當前飛行狀態(tài)預測未來5s內(nèi)的飛行安全操縱空間，初始飛行狀態(tài)為高度3000m，速度150 m/s。圖中白色方塊為當前駕駛桿(盤)所對應的舵面位置，下同。為清晰地觀察不同方向舵偏角下的駕駛桿安全操縱情況，圖4給出了指定方向舵指令偏角下的駕駛桿安全操縱窗口，結合第5節(jié)案例再做具體分析。

圖3 正常狀態(tài)下飛行安全操縱空間Fig.3 Flight safety manipulation space in normal state

圖4 正常狀態(tài)下飛行安全操縱窗口Fig.4 Flight safety control windows in normal state

5 案例分析

5.1 結冰情形下的飛行安全操縱空間

本節(jié)以GJB 626A—2006中飛機結冰科目(No.44)為背景[30]，分別介紹對稱結冰和非對稱結冰2種情形下的飛行安全操縱空間，并分析2種情形下的事故致災機理。

5.1.1 結冰情形下的飛行安全操縱空間計算

飛機的初始狀態(tài)為H0=3 000 m，V0=150 m/s，從0 s開始進入結冰區(qū)域。升降舵指令偏角、副翼指令偏角、方向舵指令偏角的計算范圍分別設定在de=[-30°∶2°∶20°]，da=[-30°∶2°∶20°]，dr=[-45°∶2°∶54°]，計算節(jié)點數(shù)為26×31×46=37 076個，結冰惡化速率因子取常值，氣象因子隨預測時間呈線性變化，終值為0.15。對稱結冰和右側機翼除冰系統(tǒng)故障的非對稱結冰情形下的安全操縱空間如圖5和圖6所示。分別選取方向舵指令偏角為0°、-10°和+10°時的駕駛桿操縱窗口進行分析，如圖7和圖8所示。

圖5 對稱結冰時的飛行安全操縱空間Fig.5 Flight safety manipulation space under symmetric icing condition

圖7 對稱結冰時的飛行安全操縱窗口Fig.7 Flight safety manipulation windows under symmetric icing condition

圖8 右側機翼除冰系統(tǒng)故障時的飛行安全操縱窗口Fig.8 Flight safety manipulation windows for right wing anti-icing device failure

根據(jù)仿真結果可直觀地發(fā)現(xiàn)，未結冰和對稱結冰情況下，圖4(a)和圖7(a)均左右對稱；且方向舵指令相反時，圖4(b)與(c)，圖7(b)與(c)分別左右對稱。但結冰條件下的飛行安全操縱空間明顯縮減，如圖4(a)和圖7(a)所示，升降舵負操縱范圍由-13°縮減為-10°。當方向舵指令偏角不為0°時，升降舵負操縱范圍縮減更顯著。在帶有方向舵指令的操縱窗口中，綠色“安全”范圍和“紅色”危險范圍也相應縮減，紅色寬度的縮減說明危險梯度的增加，駕駛員尤其需要注意顏色梯度變化劇烈的區(qū)域。需要指出的是，因為仿真過程模擬的是機翼結冰，因此對于未結冰的升降舵正操縱影響不明顯。

當右側機翼的除冰系統(tǒng)發(fā)生故障時，飛行安全操縱空間不但縮減嚴重且出現(xiàn)了不對稱現(xiàn)象，如圖8(a)所示，此時副翼負操縱方向安全操縱區(qū)域顯著縮減，即向除冰系統(tǒng)故障一側滾轉更危險。當方向舵指令偏角為正時，如圖8(c)所示，安全操縱范圍擴大(對比C和E點，D和F點)，因為右側機翼無法除冰導致出現(xiàn)升力差，向左壓桿和向左蹬舵均能夠促進左右機翼升力平衡，所以駕駛員在發(fā)現(xiàn)右側機翼故障時，需努力減小兩側機翼的升力差。此外，由于紅色范圍的大幅縮減，危險梯度明顯升高，駕駛員必須柔和操縱，避免操縱過量。

5.1.2 結冰情形下的安全操縱機理分析

為研究對稱結冰和非對稱結冰條件下的飛行事故誘發(fā)機理，選取6個典型事故狀態(tài)(如圖4(a)中A點，圖7(a)中B點，圖8(a)中的C、D點，圖8(c)中的E、F點，分析其飛行安全譜(如圖9所示)，以探究結冰條件下駕駛員操縱方法。仿真程序設定，當滾轉角達到150°時，即認為飛機狀態(tài)不可恢復，飛行事故不可避免，仿真終止，如圖9(c)所示。

狀態(tài)點A、B、C、E的操縱輸入指令相同，對比狀態(tài)點A～C發(fā)現(xiàn)，結冰條件下飛機下降過程中，滾轉角最容易超限，若伴隨著方向舵指令協(xié)調(diào)操縱，如狀態(tài)點E，能夠在一定程度上抑制滾轉角的超限，但該狀態(tài)下滾轉角業(yè)已達到危險狀態(tài)，因此在結冰狀態(tài)下協(xié)調(diào)下降時，滾轉角為主要敏感參數(shù)，需特別注意滾轉角是否超限。

狀態(tài)點D和F的駕駛桿操縱輸入指令相同，方向舵指令不同，但在爬升過程中均出現(xiàn)了高度變化率超限，但滾轉角和速度均保持在安全的范圍內(nèi)。對比圖7和圖8發(fā)現(xiàn)，對稱結冰對飛機爬升影響較小，但由于對稱結冰僅存在理論的可能，因此駕駛員在結冰條件下爬升以脫離云層的操縱過程中，高度變化率為主要敏感參數(shù)，必須柔和操縱駕駛桿，減小拉桿幅度，緩慢爬升，避免參數(shù)超限，誘發(fā)飛行風險。

圖9 結冰情形下典型狀態(tài)點飛行安全譜Fig.9 Flight safety spectra for typical state points under icing conditions

從事故演化過程分析，由于結冰導致氣動性能惡化，不對稱結冰易產(chǎn)生升力差，若要降低飛行高度脫離結冰云層，需注意駕駛桿和腳蹬的協(xié)調(diào)操縱，蹬舵方向與除冰系統(tǒng)故障方向相反，重點關注滾轉角的變化情況；若要爬升以脫離結冰云層，需重點關注高度變化率的變化情況，柔和操縱，減小拉桿幅度，避免參數(shù)超限。

5.2 主舵面卡阻情形下的飛行安全操縱空間

依據(jù)SAE ARP4761的要求，主舵面卡阻包括單側副翼舵面卡阻、單側升降舵面卡阻和方向舵面卡阻3個科目，在型號合格審定試飛中屬于高風險科目[31]。其中，方向舵面卡阻較為嚴重，屬于Ⅱ類(失效概率為10-7)飛控系統(tǒng)危險性功能故障，較飛行事故10-9的概率大了2個數(shù)量級。以方向舵面卡阻為例，介紹飛行安全操縱空間。

5.2.1 方向舵面卡阻情形下的飛行安全操縱空間計算

本節(jié)的飛機初始狀態(tài)和計算節(jié)點范圍同5.1節(jié)，平飛狀態(tài)下駕駛員蹬舵進行航線糾偏發(fā)生方向舵面卡阻，以方向舵面卡阻在-15°位置為例。方向舵面卡阻時的駕駛員飛行安全操縱空間如圖10所示。

根據(jù)仿真結果可以清晰地看出，由于方向舵面卡阻，駕駛員飛行安全操縱空間大幅縮小。當前舵面位置為圖10(a)中F′點所對應的方塊，此構型下，駕駛員駕駛桿橫向安全操縱范圍由配平位置的全量輸入縮減為[-2°,30°]，駕駛桿縱向安全操縱范圍由[-14°,20°]縮減為[-10°,14°]，且駕駛桿的縱向和橫向操縱必須協(xié)同。

方向舵面卡阻在-15°的位置，不但導致安全操縱范圍縮減，同時出現(xiàn)了不對稱的情況：對于綠色區(qū)域飛機安全范圍偏向右側區(qū)域(即副翼取正值一側)，以平衡方向舵面卡阻引入的偏航力矩；圖中黃色區(qū)域和紅色區(qū)域下邊界急劇減小，表明操縱危險梯度較大，駕駛員要特別注意該范圍內(nèi)操縱量的變化，黃色區(qū)域的上邊界范圍較寬，表明該區(qū)域的操縱安全裕度較大，飛行安全參數(shù)變化波動對操縱量的依賴性較低，能夠保持在安全范圍內(nèi)。

圖10 方向舵面卡阻時的飛行安全操縱空間Fig.10 Flight safety manipulation space under ruder jammed conditions

1) 飛行安全操縱空間不對稱原因分析

飛機發(fā)生方向舵面卡阻在-15°時，副翼正操縱一側的可用范圍較大，負操縱一側幾乎不可用，為分析原因，在圖10(a)中選取2個狀態(tài)點A′和B′進行對比。這2個狀態(tài)點對應的飛行安全譜如圖11(a)、(b)所示。

對比圖10(a)中A′、B′ 2個狀態(tài)點，當飛機偏向方向舵故障一側滾轉時，極易引發(fā)滾轉角迅速超限，而向另一側滾轉時，安全范圍較大，但是當副翼正值選取過小時，在預測時間段的末尾，滾轉角由于不能完全平衡方向舵引起的偏航力矩和滾轉力矩，滾轉角發(fā)展緩慢但也有正超限趨勢，因此駕駛員需特別注意，緩慢正壓桿修正副翼輸入量，以平衡滾轉力矩和偏航力矩。因此，方向舵面卡阻條件下，滾轉角為主要敏感參數(shù)。

2) 油門影響分析

圖10中給出了不同速度狀態(tài)下方向舵面卡阻在-15°位置時的飛行安全操縱窗口，對比分析可得，飛機突遇方向舵面卡阻時，適當收油門降低飛行速度，安全操縱范圍有增大趨勢，當然必須與駕駛桿進行協(xié)同操縱。因此，在方向舵面卡阻故障模式下，油門操縱量較為敏感。

圖11 方向舵面卡阻情形下典型狀態(tài)點飛行安全譜Fig.11 Flight safety spectra for typical state points under rudder jammed conditions

5.2.2 方向舵面卡阻情形下的安全操縱機理分析

為研究方向舵面卡阻情形下的飛行事故致災機理，選取圖10(a)中4個典型狀態(tài)點C′～F′，這4個狀態(tài)點的參數(shù)及其所對應的飛行安全譜如圖11(c)～(f)所示。

方向舵面卡阻時，若駕駛員不進行操縱，飛機將快速滾轉，快回路中的滾轉角超限并不可逆。仿真中設定當滾轉角達到150°時仿真即停止，如圖11(f)所示，在仿真設定結束時間前(4.62 s時)，滾轉角已到達極限值，仿真停止。狀態(tài)點C′、D′和E′的副翼操縱指令相同而升降舵操縱指令不同。對比分析發(fā)現(xiàn)，狀態(tài)點C′的拉桿操縱指令雖然剛剛超出安全范圍，但迎角和滾轉角均迅速超出右邊界，且滾轉角超限后沒有恢復到安全范圍的趨勢；狀態(tài)點D′推桿指令略大于安全范圍，迎角處于危險狀態(tài)，但高度變化率則迅速超出左邊界，5 s內(nèi)飛機高度降低約200 m。當緩慢協(xié)調(diào)操縱駕駛桿，從初始狀態(tài)位置F′到E′點的過程中，飛行速度保持平穩(wěn)，高度略有降低，且滾轉角保持在30°之內(nèi)。副翼和升降舵的協(xié)調(diào)操縱能夠使得飛機較好平穩(wěn)運行。

從事故演化過程來看，往往是由于方向舵面卡阻引入了較大的偏航力矩，若不能及時操縱副翼抵消偏轉力矩，并協(xié)調(diào)拉桿，保持一定的俯仰角，飛機很容易急速滾轉并下墜，引發(fā)飛行事故。因此，在出現(xiàn)方向舵面卡阻的情況下，應及時反向操縱副翼以抵消偏航力矩和滾轉力矩，并協(xié)調(diào)小幅度拉桿以保持飛行高度和速度。駕駛員和飛控系統(tǒng)應重點關注敏感參數(shù)：高度變化率和滾轉角，與Trujillo和Gregory[7]的研究結論相似。

6 結 論

1) 基于人-機-環(huán)復雜系統(tǒng)動力學仿真，提出了飛行安全操縱空間的構建方法。通過對稱結冰、非對稱結冰、主舵面卡阻等典型案例，分析了飛行安全操縱空間的構建方法，飛行事故演化過程，不同飛行狀態(tài)下的敏感參數(shù)確定方法和飛行事故誘發(fā)機理。飛行安全操縱空間能夠直觀地顯示當前安全操縱裕度和安全操縱軌跡，提高駕駛員復雜環(huán)境下和故障模式下的情景感知能力，降低駕駛員工作負荷，盡量降低誤操縱或粗暴操縱引發(fā)的飛行風險，保障飛行安全。

2) 本文案例均是以某大型運輸機為背景構建飛行安全操縱空間，受機型氣動特性、故障模式和環(huán)境因素建模準確性的影響，不同飛機的飛行安全操縱空間略有不同，重點闡述了飛行安全譜、風險量化和飛行安全操縱空間的計算方法，對復雜情形下的致災機理和安全操縱具有一定地借鑒意義。對飛行安全操縱空間的合理化顯示，外部環(huán)境模型和故障模式模型的精準化構建以及不同飛行狀態(tài)下飛行安全參數(shù)風險區(qū)間數(shù)據(jù)庫構建有待進一步研究完善。

3) 此外，本文方法可以用在飛行員培訓，飛行控制律參數(shù)優(yōu)化，飛行邊界保護和飛行事故可視化重現(xiàn)等方面。