劉濤　蒙澤海

摘要：軌跡穩(wěn)定性是飛機(jī)姿態(tài)和速度耦合導(dǎo)致的一類問題，軌跡不穩(wěn)定體現(xiàn)為飛機(jī)縱向操縱和實(shí)際軌跡變化的不匹配，艦載機(jī)進(jìn)近著艦時(shí)多面臨此問題。軌跡穩(wěn)定性的下降與飛機(jī)進(jìn)入第二平飛狀態(tài)時(shí)阻力急劇增大有關(guān)。對(duì)此設(shè)計(jì)動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)（ APCS），控制結(jié)果表明APCS可以實(shí)現(xiàn)在軌跡不穩(wěn)定情況下的下滑角控制，對(duì)于解決艦載機(jī)的軌跡不穩(wěn)定問題有重要的工程意義。

關(guān)鍵詞：艦載機(jī)著艦;軌跡穩(wěn)定性;需用推力曲線;動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)

中圖分類號(hào)：V212.1

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

DOI： 10.15913/j.cnki.kjycx.2019.11.026

飛機(jī)的軌跡穩(wěn)定性，是指駕駛員僅通過俯仰操縱來控制飛機(jī)飛行軌跡（高度）時(shí)的閉環(huán)穩(wěn)定性情況[1-2]。軌跡穩(wěn)定性下降甚至失穩(wěn)多見于飛機(jī)低速飛行狀態(tài)，如著陸進(jìn)場、艦載機(jī)著艦等，表現(xiàn)為飛機(jī)的軌跡變化和操縱期望不相符。研究表明，軌跡不穩(wěn)定時(shí)飛機(jī)處于阻力曲線“背區(qū)”，即第二平飛范圍[3-4]，進(jìn)入違反駕駛員常規(guī)操縱習(xí)慣的反操縱區(qū)，不利于駕駛員精準(zhǔn)控制飛機(jī)的姿態(tài)和速度，威脅飛行安全。

目前對(duì)產(chǎn)生軌跡穩(wěn)定性問題原因的研究豐富且成熟，主要集中于通過控制手段規(guī)避軌跡穩(wěn)定性下降甚至失穩(wěn)帶來的問題，尤其是以小速度著艦、軌跡穩(wěn)定性問題突出的艦載機(jī)。1948年，美國海軍最早提出了通過建立動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)（ Approach Power Compensation System，APCS）實(shí)現(xiàn)全自動(dòng)著艦（Automatic Carrier Landing System，ACLS）的構(gòu)想，經(jīng)過多年發(fā)展已經(jīng)形成了成熟的艦載機(jī)自動(dòng)著艦技術(shù)，并在F/A-18上得到成功應(yīng)用[5-8]。但對(duì)于航母發(fā)展仍處于起步階段的中國，艦載機(jī)進(jìn)近著艦時(shí)的軌跡穩(wěn)定性和軌跡控制仍需深入研究。

本文以前人研究為基礎(chǔ)，首先介紹軌跡穩(wěn)定性的成因和判據(jù)，其次采用迎角恒定的動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)控制系統(tǒng)（APCS）建立艦載機(jī)著艦時(shí)的軌跡角控制方案，結(jié)果表明，采用APCS控制，可以實(shí)現(xiàn)在軌跡不穩(wěn)定情況下的軌跡角控制。

1 軌跡穩(wěn)定性概述

早期人們根據(jù)平飛需用推力曲線來判斷是否具有軌跡穩(wěn)定性。如圖1所示，在第二平飛范圍，飛機(jī)阻力隨速度減小而增大。當(dāng)駕駛員意圖使飛機(jī)抬頭而進(jìn)行拉桿動(dòng)作，同時(shí)油門桿不動(dòng)，在短時(shí)間內(nèi)飛機(jī)會(huì)抬頭減速，軌跡向上;此時(shí)阻力因速度減小而增大，又得不到更多的推力來平衡，飛機(jī)最終因阻力增大、剩余功率不足而下降。這種拉桿—減速軌跡向下軌跡角減小的運(yùn)動(dòng)，就是軌跡不穩(wěn)定現(xiàn)象。

根據(jù)控制理論，軌跡穩(wěn)定性由高度（或軌跡角）對(duì)升降舵?zhèn)鬟f函數(shù)最靠近原點(diǎn)的零點(diǎn)決定。當(dāng)這一零點(diǎn)在虛軸右側(cè)時(shí)，不具有軌跡穩(wěn)定性。為了便于對(duì)軌跡穩(wěn)定性進(jìn)行飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，往往也用軌跡角對(duì)空速的變化率dyldV進(jìn)行衡量[9]，并作為軌跡穩(wěn)定性的判據(jù)。該參數(shù)可根據(jù)軌跡角和速度對(duì)升降舵的傳遞函數(shù)得到：

這樣就建立了軌跡穩(wěn)定性和極曲線的關(guān)系，如圖2所示。以最大升阻比為界，分為軌跡穩(wěn)定和不穩(wěn)定兩個(gè)區(qū)域。

軌跡穩(wěn)定性屬飛機(jī)飛行品質(zhì)的一部分，對(duì)此軍、民用飛機(jī)有著不同的要求。根據(jù)MIL-F-8785C，對(duì)于著陸進(jìn)場飛行階段，以正常進(jìn)場下滑所要求的推力狀態(tài)，要求dyldV在最小使用速度VOmi。處為負(fù)值或小于下列值的正值：標(biāo)準(zhǔn)1為0.032°/（ km/h）、標(biāo)準(zhǔn)2為0.080°/（ km/h）、標(biāo)準(zhǔn)1為0.13°/（km/h）。且要求dyldV在VOmin - lO krrr/h速度處，比VOmin處在正值方向應(yīng)不大于0.027°/（ km/h），如圖3所示。簡要而言，軍機(jī)允許軌跡不穩(wěn)定現(xiàn)象的存在，但不得“過于不穩(wěn)”，也不得下降過快。

民用飛機(jī)適航規(guī)章對(duì)軌跡穩(wěn)定性的要求隱含在CCAR-25.173、175條款[1O]中，其以桿力一速度曲線的形式，包含了對(duì)軌跡穩(wěn)定性的規(guī)定。具體而言，條款中首先要求桿力一速度曲線必須具有穩(wěn)定的正斜率，表明不允許軌跡不穩(wěn)定;其次規(guī)定了最小桿力一速度曲線斜率，進(jìn)一步對(duì)軌跡穩(wěn)定性裕度提出了要求。

2 軌跡穩(wěn)定性現(xiàn)象分析

本文取F/A-18著艦時(shí)的典型狀態(tài)，線性模型如下，可以通過上述判據(jù)判斷其是否具有軌跡穩(wěn)定性：

參數(shù)dyldV為正，表明不具備軌跡穩(wěn)定性。建立仿真模型，并單獨(dú)激勵(lì)以升降舵階躍信號(hào)，油門不變，各狀態(tài)量的時(shí)域響應(yīng)如圖4 （a）所示?？梢婏w機(jī)抬頭，速度減小，軌跡角先為正后變負(fù)，高度先升后降，與預(yù)期的操縱期望相反。單獨(dú)激勵(lì)以油門階躍信號(hào)的仿真曲線如圖4（b）所示，可見在增油門時(shí)，速度并沒有顯著增加，但產(chǎn)生了顯著的爬升。對(duì)比升降舵和油門的操縱結(jié)果，其區(qū)別在于，兩種情況下軌跡角y對(duì)姿態(tài)角θ的跟蹤能力不同。顯然在升降舵操縱時(shí)，軌跡角y不能準(zhǔn)確跟蹤姿態(tài)角θ。相較而言，油門操縱對(duì)于改變軌跡，更符合期望的操縱效果，這也與常規(guī)依靠升降舵改變飛行軌跡的認(rèn)識(shí)相反。

為了分析軌跡穩(wěn)定性主要受哪些參數(shù)主導(dǎo)，對(duì)其進(jìn)行參數(shù)靈敏度分析。這里定義軌跡穩(wěn)定性對(duì)應(yīng)的零點(diǎn)的參數(shù)靈敏

3 軌跡不穩(wěn)定下的軌跡角控制

針對(duì)艦載機(jī)的軌跡角控制，早期由飛行員手動(dòng)操縱，為飛行員帶來了巨大的駕駛負(fù)擔(dān)，后來發(fā)展出基于速度恒定的功率補(bǔ)償系統(tǒng)，但由于阻尼弱、超調(diào)大，其應(yīng)用受到限制。其后基于迎角恒定的功率補(bǔ)償系統(tǒng)則被廣泛使用，其控制思路是通過油門對(duì)軌跡更好的操縱能力，使軌跡角準(zhǔn)確跟蹤姿態(tài)角，從而實(shí)現(xiàn)或保持艦載機(jī)的下滑姿態(tài)。迎角恒定的APCS的控制律結(jié)構(gòu)如圖5所示，控制框圖該控制系統(tǒng)在油門通道加入迎角、法向過載和俯仰角速度的反饋，意在通過油門保持迎角不變，并改善油門通道的響應(yīng)特性。

對(duì)F/A-18著艦?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)基于迎角恒定的APCS，經(jīng)調(diào)參后各狀態(tài)量的時(shí)域響應(yīng)曲線如圖6所示。可見軌跡角的調(diào)節(jié)時(shí)間4.7 s，超調(diào)量1.2%，這一過程中速度的變化量相對(duì)較小，可見APCS的軌跡角控制結(jié)果是較為滿意的。

4 結(jié)束語

本文介紹了軌跡穩(wěn)定性的概念，分析了軌跡穩(wěn)定性成因及現(xiàn)象，并就艦載機(jī)軌跡穩(wěn)定性差的問題，利用APCS設(shè)計(jì)了解決軌跡不穩(wěn)定問題的控制方案。所得結(jié)論如下：①軌跡穩(wěn)定性主要與飛機(jī)的升阻特性有關(guān)，并主要受阻力特性主導(dǎo);阻力隨速度減小而增大，會(huì)導(dǎo)致軌跡穩(wěn)定性下降甚至失穩(wěn)。②APCS控制可以使軌跡角較好地跟隨姿態(tài)角，并且迎角和速度變化很小，有利于完成艦載機(jī)下滑著艦時(shí)的軌跡角控制。

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