王立新，田嬌，王晉，劉海良，樂挺

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191

隨著飛行控制技術(shù)的發(fā)展，可以針對(duì)軍用飛機(jī)所執(zhí)行任務(wù)的特點(diǎn)來剪裁飛行控制律，改善其操縱響應(yīng)特性[1]。因此，有必要針對(duì)不同的作戰(zhàn)任務(wù)研究相應(yīng)的飛行品質(zhì)要求，作為其飛行控制律優(yōu)化設(shè)計(jì)的目標(biāo)，保證飛機(jī)在執(zhí)行不同作戰(zhàn)任務(wù)時(shí)均具有優(yōu)良的飛行品質(zhì)，從而提高其作戰(zhàn)效能[2]。

目前使用的軍用飛機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范(如中國(guó)的GJB185-86、美國(guó)的MIL-STD-1797A等)尚有諸多的不足之處，不能完全滿足先進(jìn)軍機(jī)設(shè)計(jì)與試飛定型等工作的要求[3-5]。首先，現(xiàn)有的飛行品質(zhì)條款多為驗(yàn)證在脈沖或階躍操縱時(shí)飛機(jī)的穩(wěn)定特性或操縱特性，與真實(shí)的作戰(zhàn)使用任務(wù)關(guān)聯(lián)性較小，不易暴露飛機(jī)設(shè)計(jì)中可能存在的一些缺陷。例如，滿足常規(guī)飛行品質(zhì)規(guī)范要求的美國(guó)C17-A飛機(jī)，在執(zhí)行空中加油任務(wù)時(shí)就暴露出了駕駛員誘發(fā)振蕩問題，導(dǎo)致需對(duì)其飛行控制律進(jìn)行重新設(shè)計(jì)[6]。其次，現(xiàn)有的評(píng)定標(biāo)準(zhǔn)與方法一次只能評(píng)定飛機(jī)一個(gè)軸向的飛行品質(zhì)，缺少能夠同時(shí)評(píng)定飛機(jī)多軸飛行品質(zhì)的綜合判據(jù)[4]。最后，現(xiàn)有飛行品質(zhì)規(guī)范的條款要求一般均基于小迎角飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)制定的，缺乏針對(duì)飛機(jī)進(jìn)行大幅機(jī)動(dòng)和完成特殊作戰(zhàn)任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定條款。特別是對(duì)于第4代以后的高機(jī)動(dòng)戰(zhàn)斗機(jī)，缺乏針對(duì)大迎角與過失速等空戰(zhàn)機(jī)動(dòng)任務(wù)的評(píng)定條款[7]。

針對(duì)上述問題，可以采用基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定方法來解決，即以實(shí)際作戰(zhàn)任務(wù)和戰(zhàn)術(shù)要求為依據(jù)來設(shè)計(jì)評(píng)定飛機(jī)飛行品質(zhì)的機(jī)動(dòng)動(dòng)作，通過地面模擬試驗(yàn)或空中飛行試驗(yàn)，評(píng)定飛機(jī)完成飛行任務(wù)時(shí)的飛行品質(zhì)等級(jí)[8]。采用這一方法時(shí)，應(yīng)研究并分解實(shí)際的作戰(zhàn)任務(wù)，設(shè)計(jì)適用于評(píng)估飛行品質(zhì)的機(jī)動(dòng)任務(wù)[4,9]；此外，采用該方法評(píng)定時(shí)可完整地保留飛機(jī)高階系統(tǒng)所具有的非線性特性與所有的動(dòng)態(tài)特性[10-11]，能夠充分展示飛機(jī)在執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)時(shí)的運(yùn)動(dòng)特性。因此，基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定方法能夠彌補(bǔ)現(xiàn)有飛行品質(zhì)規(guī)范的不足，適用于現(xiàn)代軍用飛機(jī)飛行品質(zhì)評(píng)定和閉環(huán)響應(yīng)特性要求的研究。

基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定方法最早是由美國(guó)學(xué)者提出的。1993年美國(guó)空軍懷特實(shí)驗(yàn)室發(fā)表了一組關(guān)于飛機(jī)飛行品質(zhì)與敏捷性評(píng)估機(jī)動(dòng)的研究報(bào)告，提出了基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定思想，列出了飛行品質(zhì)評(píng)定的部分機(jī)動(dòng)任務(wù)的名稱[8,12-14]，但未給出詳細(xì)的評(píng)估任務(wù)設(shè)計(jì)要求、任務(wù)機(jī)動(dòng)過程與評(píng)估性能標(biāo)準(zhǔn)等。在2004年重新修訂的MIL-STD-1797A[4]中，增加了一些評(píng)定閉環(huán)飛行品質(zhì)的機(jī)動(dòng)，也即基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定方法已應(yīng)用于工程實(shí)踐。此外，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定方法也進(jìn)行了深入地研究，擴(kuò)充了用于飛行品質(zhì)評(píng)定的機(jī)動(dòng)任務(wù)[5,15-16]，提出了選用基本戰(zhàn)術(shù)機(jī)動(dòng)動(dòng)作及其組合構(gòu)成的機(jī)動(dòng)動(dòng)作鏈進(jìn)行飛行品質(zhì)的評(píng)定[17]，開展了針對(duì)大迎角機(jī)動(dòng)[9,18]、近距空戰(zhàn)[19]、空中加/受油[20-23]和舵面破損[24]等任務(wù)/場(chǎng)景的飛行品質(zhì)評(píng)定研究，并提出了基于任務(wù)的縮比模型飛機(jī)[25]、無人機(jī)[26-27]和直升機(jī)[28]飛行品質(zhì)的評(píng)定思路。

本綜述論文較系統(tǒng)地介紹了基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定方法，闡述了評(píng)估機(jī)動(dòng)任務(wù)的主要性能指標(biāo)，并以4種典型作戰(zhàn)任務(wù)/場(chǎng)景為例，給出了基于任務(wù)的軍用飛機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性要求建議，討論了其與常規(guī)飛行品質(zhì)評(píng)定準(zhǔn)則的差異及其應(yīng)用于飛機(jī)設(shè)計(jì)與評(píng)定的有效性等。

1 基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定方法

基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定方法以實(shí)際的作戰(zhàn)任務(wù)為依據(jù)來設(shè)計(jì)評(píng)定所用的機(jī)動(dòng)任務(wù)，通過地面模擬試驗(yàn)/空中飛行試驗(yàn)的結(jié)果以及飛行員的主觀評(píng)價(jià)，來綜合評(píng)定飛機(jī)的飛行品質(zhì)等級(jí)?；谌蝿?wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定流程如下：

1) 針對(duì)不同的作戰(zhàn)任務(wù)或場(chǎng)景，需根據(jù)特定飛行任務(wù)對(duì)飛機(jī)動(dòng)態(tài)特性的要求，綜合考慮地面模擬/空中飛行試驗(yàn)的可行性來設(shè)計(jì)評(píng)估機(jī)動(dòng)任務(wù)。評(píng)估機(jī)動(dòng)任務(wù)必須與實(shí)際作戰(zhàn)任務(wù)密切相關(guān)，能夠暴露出飛機(jī)在執(zhí)行特定作戰(zhàn)任務(wù)時(shí)運(yùn)動(dòng)特性的缺陷；同時(shí)應(yīng)對(duì)飛機(jī)的某些關(guān)鍵參數(shù)具有適當(dāng)?shù)拿舾卸龋员阒笇?dǎo)飛行控制律的設(shè)計(jì)。此外，評(píng)估機(jī)動(dòng)任務(wù)分為有無目標(biāo)機(jī)2類：對(duì)于無目標(biāo)機(jī)的評(píng)估機(jī)動(dòng)任務(wù)，僅需設(shè)計(jì)試驗(yàn)機(jī)的機(jī)動(dòng)動(dòng)作；有目標(biāo)機(jī)的機(jī)動(dòng)任務(wù)，要求飛行員操縱試驗(yàn)機(jī)截獲或跟蹤目標(biāo)飛機(jī)，需同時(shí)設(shè)計(jì)目標(biāo)機(jī)和試驗(yàn)機(jī)2種不同的機(jī)動(dòng)動(dòng)作。

2) 根據(jù)評(píng)估機(jī)動(dòng)任務(wù)的特點(diǎn)，需建立飛行品質(zhì)評(píng)定試驗(yàn)平臺(tái)，開展地面模擬試驗(yàn)或空中飛行試驗(yàn)。針對(duì)有目標(biāo)機(jī)的空中飛行試驗(yàn)，可以采用2架飛機(jī)真實(shí)飛行的方式，也可對(duì)試驗(yàn)機(jī)的機(jī)載系統(tǒng)進(jìn)行相應(yīng)改裝，將離線數(shù)學(xué)仿真獲得的目標(biāo)機(jī)運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)顯示到試驗(yàn)機(jī)的平顯(Head-up Display，HUD)上，從而進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)定試驗(yàn)。

3) 根據(jù)評(píng)估機(jī)動(dòng)任務(wù)的要求，至少由3名飛行員完成飛行品質(zhì)評(píng)定試驗(yàn)，并依據(jù)庫珀-哈珀評(píng)分(Cooper-Harper Rating, CHR)表[29]和駕駛員誘發(fā)振蕩(Pilot-Induced Oscillations, PIO)趨勢(shì)評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)[30]，結(jié)合在飛行品質(zhì)評(píng)定試驗(yàn)中的工作負(fù)擔(dān)和操縱感受，給出飛行品質(zhì)主觀評(píng)定。

4) 工程師通過分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)，結(jié)合飛行員的主觀評(píng)定，得到飛行品質(zhì)等級(jí)的評(píng)定結(jié)果。

需要說明的是，若是開展基于任務(wù)的飛機(jī)閉環(huán)飛行品質(zhì)的要求研究，則需調(diào)整試驗(yàn)機(jī)的飛行控制律參數(shù)，設(shè)置具有不同操縱響應(yīng)特性的試驗(yàn)機(jī)運(yùn)動(dòng)模型，然后進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)定試驗(yàn)，最后通過分析飛機(jī)飛行品質(zhì)等級(jí)與閉環(huán)響應(yīng)參數(shù)之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系，提取能表征飛行品質(zhì)要求的特征參數(shù)，并得到相應(yīng)的量化邊界建議，如圖1所示。

2 評(píng)估機(jī)動(dòng)任務(wù)的設(shè)計(jì)

2.1 任務(wù)主要性能指標(biāo)

任務(wù)的完成效果通常由快速性、準(zhǔn)確性和穩(wěn)定性來表征。一般來講，對(duì)于截獲與跟蹤類機(jī)動(dòng)任務(wù)，要求試驗(yàn)機(jī)在不同空戰(zhàn)態(tài)勢(shì)下對(duì)目標(biāo)機(jī)進(jìn)行截獲與跟蹤，通常選用瞄準(zhǔn)精度、截獲或跟蹤時(shí)間、超調(diào)次數(shù)等作為任務(wù)的性能指標(biāo)；近距編隊(duì)和空中加油類機(jī)動(dòng)任務(wù)，要求飛機(jī)同時(shí)進(jìn)行航跡和姿態(tài)的精確控制，通常選用位置和姿態(tài)的誤差作為任務(wù)的性能指標(biāo)。本文主要重點(diǎn)討論飛機(jī)的截獲、跟蹤、空中加油等任務(wù)，主要性能指標(biāo)定義如下:

1) 瞄準(zhǔn)精度

瞄準(zhǔn)精度由瞄準(zhǔn)密位數(shù)、目標(biāo)高低角和方位角表征。瞄準(zhǔn)密位數(shù)μmil用于描述試驗(yàn)機(jī)飛行員使用瞄準(zhǔn)環(huán)對(duì)目標(biāo)機(jī)進(jìn)行截獲或跟蹤時(shí)的瞄準(zhǔn)誤差，定義為瞄準(zhǔn)視線與瞄準(zhǔn)基線的夾角，常以密位(mil,1mil=0.06°)為單位。瞄準(zhǔn)密位數(shù)的示意圖如圖2所示。圖中，Opilot為座艙內(nèi)飛行員眼點(diǎn)位置，OHUD為平顯上瞄準(zhǔn)準(zhǔn)星位置，M為目標(biāo)機(jī)上某點(diǎn)(通常為目標(biāo)機(jī)質(zhì)心)，射線OpilotM為瞄準(zhǔn)視線(飛行員眼點(diǎn)與目標(biāo)機(jī)上某點(diǎn)的連線)，射線OpilotOHUD為瞄準(zhǔn)基線(是飛行員眼點(diǎn)與平顯上瞄準(zhǔn)星的連線，與飛行縱軸平行)。瞄準(zhǔn)密位數(shù)μmil即為射線OpilotM與OpilotOHUD的夾角。

目標(biāo)高低角θmil用于描述使用水平瞄準(zhǔn)帶對(duì)目標(biāo)機(jī)進(jìn)行截獲或跟蹤時(shí)的瞄準(zhǔn)誤差，定義為瞄準(zhǔn)視線與瞄準(zhǔn)基平面的夾角。瞄準(zhǔn)基平面定義為包含瞄準(zhǔn)基線且與飛機(jī)對(duì)稱平面垂直的水平面。目標(biāo)高低角的示意圖如圖3所示。圖中，平面OpilotAB為瞄準(zhǔn)基平面，是包含瞄準(zhǔn)基線且與飛機(jī)對(duì)稱平面垂直的平面，射線OpilotC為瞄準(zhǔn)視線OpilotM在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)的投影。目標(biāo)高低角θmil為射線OpilotM與平面OpilotAB的夾角，即射線OpilotC與OpilotOHUD的夾角。

目標(biāo)方位角ψmil用于描述使用垂直瞄準(zhǔn)帶對(duì)目標(biāo)機(jī)進(jìn)行截獲或跟蹤時(shí)的瞄準(zhǔn)誤差，定義為瞄準(zhǔn)視線與試驗(yàn)機(jī)對(duì)稱平面的夾角。目標(biāo)方位角的示意圖如圖4所示。圖中，目標(biāo)方位角ψmil為射線OpilotM與平面OpilotOHUDC的夾角，即射線OpilotM與OpilotC的夾角。

2) 截獲時(shí)間

截獲時(shí)間用于反映飛機(jī)完成截獲類任務(wù)的快速性，它定義為截獲結(jié)束時(shí)刻與截獲開始時(shí)刻的時(shí)間之差。為截獲目標(biāo)，試驗(yàn)時(shí)飛行員突然拉桿或壓桿的時(shí)刻定義為截獲開始，目標(biāo)機(jī)首次進(jìn)入試驗(yàn)機(jī)瞄準(zhǔn)環(huán)或瞄準(zhǔn)帶時(shí)定義為截獲結(jié)束。

3) 超調(diào)次數(shù)

超調(diào)次數(shù)用于描述飛機(jī)完成截獲跟蹤類任務(wù)的穩(wěn)定性。當(dāng)時(shí)變量y(t)穩(wěn)定收斂時(shí)，其上下邊界分別記為yup和ylow，若y(t)的時(shí)間歷程滿足以下2個(gè)條件中的任何1個(gè)，則被判斷為超調(diào)1次：①y(t)≤yup且y(t+Δt)>yup；②y(t)≥ylow且y(t+Δt)

超調(diào)次數(shù)的示意圖如圖5所示。圖中，y(t)在分別在t1、t2時(shí)刻發(fā)生超調(diào)，在選定的tstart-tend時(shí)間段內(nèi)共發(fā)生了2次超調(diào)。

此外，對(duì)于著陸與滑跑類機(jī)動(dòng)任務(wù)，對(duì)飛機(jī)的場(chǎng)域飛行品質(zhì)有要求，可根據(jù)任務(wù)選取飛機(jī)的位置、姿態(tài)和速度等參數(shù)作為性能指標(biāo)。

2.2 典型評(píng)估機(jī)動(dòng)任務(wù)設(shè)計(jì)

基于美國(guó)軍用飛機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范MIL-STD-1797A附錄[4]中列出的機(jī)動(dòng)任務(wù)以及實(shí)際作戰(zhàn)需求等，選取近距空戰(zhàn)、空中加/受油、對(duì)地攻擊、舵面破損4個(gè)典型任務(wù)或場(chǎng)景，分析它們的不同特點(diǎn)，介紹相應(yīng)的飛行品質(zhì)評(píng)估機(jī)動(dòng)任務(wù)的設(shè)計(jì)與制定的性能標(biāo)準(zhǔn)。

2.2.1 近距空戰(zhàn)

戰(zhàn)斗機(jī)在近距空戰(zhàn)中的主要任務(wù)是通過空間機(jī)動(dòng)，對(duì)目標(biāo)飛機(jī)進(jìn)行粗略但快速地截獲和精確且持續(xù)地跟蹤。因此選取的機(jī)動(dòng)任務(wù)應(yīng)當(dāng)由多軸截獲與跟蹤機(jī)動(dòng)動(dòng)作構(gòu)成，且具有較大的機(jī)動(dòng)幅度。交叉截獲與跟蹤任務(wù)[19]包括快速滾轉(zhuǎn)進(jìn)入機(jī)動(dòng)平面、增大迎角截獲目標(biāo)、快速反向俯仰機(jī)動(dòng)、橫向跟蹤和縱向跟蹤目標(biāo)等多個(gè)動(dòng)作，能夠用于綜合測(cè)試飛機(jī)在近距空戰(zhàn)中進(jìn)行劇烈機(jī)動(dòng)的能力，可作為評(píng)定飛機(jī)近距空戰(zhàn)飛行品質(zhì)的代表機(jī)動(dòng)任務(wù)。

交叉截獲與跟蹤任務(wù)可用于綜合評(píng)價(jià)近距空戰(zhàn)中飛機(jī)在中到大迎角時(shí)進(jìn)行劇烈機(jī)動(dòng)的俯仰軸和滾轉(zhuǎn)軸的飛行品質(zhì)，并能夠檢驗(yàn)飛機(jī)的PIO趨勢(shì)。任務(wù)開始時(shí)試驗(yàn)機(jī)與目標(biāo)機(jī)交叉飛行，受視距限制，兩機(jī)初始位置如圖6所示。目標(biāo)機(jī)在掠過試驗(yàn)機(jī)前上方后進(jìn)入水平轉(zhuǎn)彎，受飛機(jī)能力限制，水平轉(zhuǎn)彎的過載可維持在5～6g；此時(shí)，試驗(yàn)機(jī)飛行員拉起飛機(jī)并滾轉(zhuǎn)進(jìn)入目標(biāo)機(jī)機(jī)動(dòng)平面，迅速用30 mil瞄準(zhǔn)環(huán)捕獲目標(biāo)機(jī)，而后快速推桿卸載并進(jìn)行反向滾轉(zhuǎn)，緊跟目標(biāo)，完成反向滾轉(zhuǎn)后對(duì)目標(biāo)進(jìn)行持續(xù)地跟蹤，達(dá)到足夠長(zhǎng)的跟蹤時(shí)間后卸載退出機(jī)動(dòng)。

交叉截獲與跟蹤任務(wù)的完成效果主要由截獲的快速性和穩(wěn)定性、跟蹤的準(zhǔn)確性和穩(wěn)定性來表征。初次截獲目標(biāo)用時(shí)和截獲超調(diào)次數(shù)可表征截獲的快速性和穩(wěn)定性；目標(biāo)機(jī)位于瞄準(zhǔn)環(huán)內(nèi)的時(shí)間比例可表征跟蹤的準(zhǔn)確性和穩(wěn)定性。綜合考慮任務(wù)難度及其與飛行品質(zhì)等級(jí)的對(duì)應(yīng)關(guān)系，可確定評(píng)估任務(wù)完成效果優(yōu)劣的標(biāo)準(zhǔn)，如表1所示，任務(wù)性能標(biāo)準(zhǔn)分為“滿意的”“一般的”“無法完成”3個(gè)等級(jí)。

表1 交叉截獲與跟蹤任務(wù)完成效果評(píng)價(jià)[19]Table 1 Performance standard of crossing target acquisition and tracking task[19]

2.2.2 空中加/受油

空中加油任務(wù)分為軟式和硬式2種。軟式空中加油受外界大氣擾動(dòng)影響較大，由受油機(jī)主動(dòng)完成受油探管與加油錐套的對(duì)接；硬式空中加油設(shè)備較復(fù)雜，主要由加油機(jī)操作員控制伸縮硬桿完成對(duì)接。在2種加油方式中，加油機(jī)的主要任務(wù)是保持定直平飛，尤其是在大氣紊流、陣風(fēng)及受油機(jī)氣流擾動(dòng)時(shí)保持其飛行速度、高度和航向，即要求加油機(jī)在一定強(qiáng)度的大氣擾動(dòng)下具備保持航跡和姿態(tài)穩(wěn)定的能力。

在軟式加油任務(wù)中，需要在復(fù)雜的流場(chǎng)環(huán)境中精確地控制受油機(jī)的姿態(tài)和航跡，以完成受油探管對(duì)加油錐套的跟蹤與對(duì)接；硬式加油任務(wù)中，由于伸縮硬桿不動(dòng)、飛行員距伸縮硬桿距離相對(duì)較遠(yuǎn)、沒有與加油設(shè)備相撞的風(fēng)險(xiǎn)等原因，任務(wù)難度較小，主要要求受油機(jī)能夠精確地控制其航跡。

1) 軟式加油任務(wù)的受油機(jī)

探管-錐套式空中加油任務(wù)[23]可以綜合評(píng)估受油機(jī)對(duì)水平和鉛垂方向航跡和速度的精確控制能力、空中加油時(shí)對(duì)接近速度和高度的精確控制能力以及閉環(huán)跟蹤的控制靈敏度和協(xié)調(diào)性，并能檢驗(yàn)受油機(jī)的PIO趨勢(shì)，可作為評(píng)定軟式空中加油時(shí)受油機(jī)飛行品質(zhì)的代表機(jī)動(dòng)任務(wù)。

該任務(wù)分為錐套跟蹤和對(duì)接2個(gè)部分，錐套跟蹤階段飛行員操縱受油機(jī)移動(dòng)到錐套后方預(yù)對(duì)接位置，使用受油探頭跟蹤錐套末端平面中心。受油機(jī)機(jī)頭弓形波會(huì)對(duì)受油探頭與錐套的對(duì)接產(chǎn)生氣動(dòng)干擾，錐套跟蹤距離過小，弓波影響較大，難以完成跟蹤；距離過大，跟蹤結(jié)束后難以進(jìn)行快速對(duì)接。因此，受油探頭與錐套的距離需維持在約2.5 m。跟蹤時(shí)間與實(shí)際軟式空中受油任務(wù)的完成時(shí)間相關(guān)，因此，跟蹤時(shí)間常設(shè)置為20 s。完成錐套跟蹤任務(wù)后進(jìn)入錐套對(duì)接階段，飛行員操縱受油機(jī)由預(yù)對(duì)接位置以要求的接近速度向錐套靠近，直至受油探頭插入錐套中的接口，完成對(duì)接。探管-錐套對(duì)接過程如圖7所示。

探管-錐套式空中加油任務(wù)由對(duì)錐套的跟蹤和對(duì)接2個(gè)動(dòng)作構(gòu)成。跟蹤與對(duì)接效果分別由跟蹤精度與對(duì)接成功率來表征。該任務(wù)完成效果的評(píng)定標(biāo)準(zhǔn)如表2所示。

表2 探管-錐套式空中加油任務(wù)完成效果評(píng)價(jià)表[23]Table 2 Performance standard of probe-and-drogue aerial refueling task[23]

2) 硬式加油任務(wù)的受油機(jī)

伸縮硬桿跟蹤任務(wù)[8]可作為評(píng)定硬式空中加油時(shí)受油機(jī)飛行品質(zhì)的代表機(jī)動(dòng)動(dòng)作。在此任務(wù)中，飛行員操縱并保持受油機(jī)與加油機(jī)硬桿的相對(duì)位置，并將瞄準(zhǔn)環(huán)中心對(duì)準(zhǔn)硬桿操縱舵面的翼梢，而后切換瞄準(zhǔn)點(diǎn)至對(duì)準(zhǔn)硬桿末端?？紤]到氣動(dòng)干擾的影響和實(shí)際任務(wù)的需求，當(dāng)受油機(jī)與硬桿距離過小時(shí)氣動(dòng)干擾過大，飛行員難以維持兩機(jī)的相對(duì)位置；距離過大時(shí)受伸縮硬桿長(zhǎng)度限制，無法完成受油任務(wù)，因此受油機(jī)可保持在加油機(jī)硬桿后9～15 m。如此周期性地改變瞄準(zhǔn)點(diǎn)以評(píng)估受油機(jī)的重新定位能力，并盡力保持受油機(jī)與硬桿之間的距離不變?？紤]到實(shí)際硬式加油任務(wù)的完成時(shí)間，整個(gè)機(jī)動(dòng)應(yīng)持續(xù)約60 s。

伸縮硬桿跟蹤任務(wù)的完成效果由對(duì)瞄準(zhǔn)目標(biāo)的跟蹤精度，也即在一定跟蹤時(shí)間內(nèi)的最小跟蹤誤差來表征。該任務(wù)完成效果的評(píng)定標(biāo)準(zhǔn)如表3所示。

表3 伸縮硬桿跟蹤任務(wù)完成效果評(píng)價(jià)[8]Table 3 Performance standard of retractable hard rod for tracking task[8]

3) 加油機(jī)

空中加油任務(wù)要求加油機(jī)在對(duì)接和加油過程中保持航跡、姿態(tài)穩(wěn)定。縱向航跡捕獲任務(wù)[31]可用于評(píng)定空中加油時(shí)加油機(jī)的飛行品質(zhì)，該任務(wù)能夠很好地體現(xiàn)加油機(jī)的操縱靈敏度、大幅操縱響應(yīng)特性、穩(wěn)態(tài)特性和PIO特性等。

縱向航跡捕獲任務(wù)開始前，試驗(yàn)機(jī)定直平飛，機(jī)動(dòng)開始后，駕駛員操縱加油機(jī)爬升捕獲目標(biāo)航線。第20 s時(shí)遭遇縱向水平與垂向突風(fēng)，駕駛員積極操縱盡力使加油機(jī)保持在距目標(biāo)高度誤差帶以內(nèi)。任務(wù)的完成效果由對(duì)縱向航跡的跟蹤精度來表征，該任務(wù)完成效果的評(píng)定標(biāo)準(zhǔn)如表4所示。

表4 縱向航跡捕獲任務(wù)完成效果評(píng)價(jià)[31]Table 4 Performance standard of longitudinal track tracking task[31]

2.2.3 對(duì)地攻擊

在執(zhí)行對(duì)地攻擊任務(wù)時(shí)，攻擊機(jī)需要具有優(yōu)良的機(jī)動(dòng)性，能夠在低空低速時(shí)實(shí)現(xiàn)對(duì)地面目標(biāo)快速地搜索與精確打擊，并躲避敵防空火力的攻擊。為規(guī)避地面的攻擊，攻擊機(jī)需進(jìn)行低空/超低空的快速轉(zhuǎn)彎、急滾等機(jī)動(dòng)飛行[32]。因此選取的機(jī)動(dòng)任務(wù)應(yīng)當(dāng)能體現(xiàn)出飛機(jī)的多軸姿態(tài)響應(yīng)特性?？盏鼐_跟蹤任務(wù)包括快速切換地面目標(biāo)、持續(xù)跟蹤地面目標(biāo)和穩(wěn)定姿態(tài)等多個(gè)動(dòng)作，可考察攻擊機(jī)在一次對(duì)地攻擊任務(wù)中快速截獲并精確跟蹤多個(gè)地面目標(biāo)的能力，可作為評(píng)定對(duì)地攻擊時(shí)飛機(jī)飛行品質(zhì)的代表機(jī)動(dòng)任務(wù)。

空地精確跟蹤任務(wù)開始前，試驗(yàn)機(jī)離地面目標(biāo)的初始距離應(yīng)較遠(yuǎn)，允許其能對(duì)多個(gè)地面目標(biāo)進(jìn)行截獲和跟蹤。地面目標(biāo)間距依賴于實(shí)際作戰(zhàn)場(chǎng)景與評(píng)估需求，間距過大時(shí)飛行員操縱時(shí)間過于充足，無法有效評(píng)估攻擊機(jī)快速截獲和跟蹤地面目標(biāo)的能力；間距過小時(shí)飛行員反應(yīng)時(shí)間過短，即使試驗(yàn)機(jī)性能優(yōu)異，也很難完成任務(wù)。因此，地面目標(biāo)間距可遵循以下標(biāo)準(zhǔn)：在與飛機(jī)飛行軌跡垂直的水平方向上，地面目標(biāo)間距為18～55 m；在與飛行軌跡平行的方向上，地面目標(biāo)間距為27～110 m。任務(wù)開始后，試驗(yàn)機(jī)以特定下滑角和速度飛行，飛行員操縱飛機(jī)截獲第1個(gè)地面目標(biāo)并進(jìn)行跟蹤，為模擬攻擊任務(wù)，考慮到飛行員操縱與發(fā)射武器的時(shí)間，建議跟蹤4 s以上的時(shí)間，然后截獲并跟蹤隨后的地面目標(biāo)。當(dāng)飛機(jī)離地面目標(biāo)距離較遠(yuǎn)時(shí)，截獲和跟蹤的目標(biāo)可以在間距較大的地面目標(biāo)間切換；當(dāng)飛機(jī)離地面目標(biāo)距離較近時(shí)，截獲和跟蹤的目標(biāo)應(yīng)該在間距較小的地面目標(biāo)間切換(例如相鄰的地面目標(biāo))。當(dāng)完成最后1個(gè)地面目標(biāo)的截獲和跟蹤后，需拉起飛機(jī)。整個(gè)機(jī)動(dòng)過程如圖8所示。

空地精確跟蹤任務(wù)的完成效果由對(duì)地面目標(biāo)的跟蹤精度，也即在一定跟蹤時(shí)間內(nèi)的最小跟蹤誤差來表征。該任務(wù)完成效果的評(píng)定標(biāo)準(zhǔn)如表5所示[33]。相比前文介紹的交叉截獲與跟蹤任務(wù)，空地精確跟蹤任務(wù)對(duì)跟蹤的精確程度要求更高。以一級(jí)飛行品質(zhì)等級(jí)為例，性能標(biāo)準(zhǔn)中所用的瞄準(zhǔn)環(huán)由30 mil改為5 mil，目標(biāo)位于瞄準(zhǔn)環(huán)內(nèi)的時(shí)間占比要求從50%延長(zhǎng)為90%。

2.2.4 舵面破損

空戰(zhàn)時(shí)，飛機(jī)可能因遭受攻擊等出現(xiàn)舵面破損故障，導(dǎo)致其操縱效能下降，并會(huì)出現(xiàn)軸間耦合運(yùn)動(dòng)，對(duì)飛機(jī)的操縱特性影響較大，嚴(yán)重時(shí)會(huì)影響到飛機(jī)的飛行安全[34]。當(dāng)俯仰軸與滾轉(zhuǎn)軸運(yùn)動(dòng)發(fā)生耦合時(shí)，如果飛行員進(jìn)行大幅操縱，易使飛機(jī)出現(xiàn)難以控制的耦合運(yùn)動(dòng)，且大過載機(jī)動(dòng)可能會(huì)進(jìn)一步增大受損部位的破壞程度，影響飛行安全。因此選取的機(jī)動(dòng)任務(wù)應(yīng)與飛機(jī)的多軸運(yùn)動(dòng)耦合特性有關(guān)。

多軸平顯跟蹤任務(wù)可以模擬空戰(zhàn)時(shí)對(duì)目標(biāo)機(jī)進(jìn)行精確跟蹤的作戰(zhàn)場(chǎng)景。由于飛行員需要同時(shí)進(jìn)行俯仰與滾轉(zhuǎn)操縱，精確地控制飛機(jī)的多軸運(yùn)動(dòng)姿態(tài)，因此該任務(wù)能夠充分地反映飛機(jī)的俯仰-滾轉(zhuǎn)軸間運(yùn)動(dòng)耦合特性對(duì)其姿態(tài)精確控制能力的影響，可作為評(píng)定舵面破損飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合特性的機(jī)動(dòng)任務(wù)。

多軸平顯跟蹤機(jī)動(dòng)任務(wù)要求飛行員使用平顯上的瞄準(zhǔn)環(huán)與參考線，跟蹤時(shí)變的俯仰與滾轉(zhuǎn)姿態(tài)指令。起始時(shí)試驗(yàn)機(jī)作定直平飛，任務(wù)開始后，飛行員根據(jù)平顯上命令條給出的俯仰與滾轉(zhuǎn)姿態(tài)指令，通過操縱駕駛桿，快速捕獲并跟蹤這些指令，使命令條中心點(diǎn)進(jìn)入平顯畫面上的瞄準(zhǔn)環(huán)內(nèi)，同時(shí)盡量消除參考線與命令條在滾轉(zhuǎn)軸方向上的角度誤差，如圖9所示。平顯上的命令條按照預(yù)先設(shè)定的俯仰與滾轉(zhuǎn)姿態(tài)指令變化，平顯上的命令條按照預(yù)先設(shè)定的俯仰與滾轉(zhuǎn)姿態(tài)指令變化，為了充分暴露出飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)耦合特性及其對(duì)姿態(tài)精確控制能力的影響，整個(gè)跟蹤過程需持續(xù)較長(zhǎng)的時(shí)間且應(yīng)具備較高的精度。若跟蹤時(shí)間太短，飛行品質(zhì)問題不容易暴露，時(shí)間太長(zhǎng)飛行員無法長(zhǎng)時(shí)間集中精力。因此，考慮到跟蹤精度以及飛行員注意力，建議以10 mil或20 mil瞄準(zhǔn)環(huán)去捕獲命令條的中心點(diǎn)(如圖9所示)，整個(gè)機(jī)動(dòng)過程持續(xù)130 s[19]。多軸平顯跟蹤任務(wù)的完成效果由飛機(jī)對(duì)多軸姿態(tài)組合指令的跟蹤精度來表征。文獻(xiàn)[24]給出了任務(wù)完成效果的評(píng)定標(biāo)準(zhǔn)，如表6所示。

表6 多軸平顯跟蹤任務(wù)性能標(biāo)準(zhǔn)[24]Table 6 Performance standard of HUD tracking task[24]

3 近距空戰(zhàn)對(duì)飛機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性要求

文獻(xiàn)[19]以F16戰(zhàn)斗機(jī)為試驗(yàn)飛機(jī)，采用模型參考動(dòng)態(tài)逆飛行控制律，通過調(diào)整參考模型的參數(shù)，完成了53種具有不同動(dòng)態(tài)特性的試驗(yàn)飛機(jī)執(zhí)行交叉截獲與跟蹤任務(wù)的地面飛行模擬試驗(yàn)。給出了能夠反映近距空戰(zhàn)任務(wù)對(duì)飛機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性要求的特征參數(shù)及邊界建議。

3.1 與現(xiàn)有飛行品質(zhì)準(zhǔn)則評(píng)定結(jié)果的對(duì)比

近距空戰(zhàn)屬精確且快速類任務(wù)[5]，現(xiàn)從飛機(jī)初始響應(yīng)的快速性與協(xié)調(diào)性、航跡與姿態(tài)響應(yīng)的協(xié)調(diào)性、姿態(tài)響應(yīng)的快速性與穩(wěn)定性等3個(gè)方面，對(duì)比分析基于交叉截獲/跟蹤任務(wù)與現(xiàn)有典型飛行品質(zhì)準(zhǔn)則評(píng)定結(jié)果的差異。

3.1.1 初始響應(yīng)快速性與協(xié)調(diào)性的要求

短周期模態(tài)自然頻率ωsp能夠反映飛機(jī)的初始響應(yīng)快速性，操縱期望參數(shù)CAP主要反映飛機(jī)穩(wěn)態(tài)響應(yīng)與初始響應(yīng)間的協(xié)調(diào)性?；诮徊娼孬@與跟蹤任務(wù)的評(píng)定結(jié)果同對(duì)應(yīng)的單位迎角下的法向加速度nz/α及ωsp等效CAP準(zhǔn)則評(píng)定結(jié)果的對(duì)比[19]如圖10所示，其中，nz為法向過載，α為迎角，nz/α為單位迎角過載，ξsp為縱向短周期模態(tài)阻尼比。

由圖10可見，近距空戰(zhàn)任務(wù)要求ωsp大于2 rad/s，此值大于現(xiàn)有飛行品質(zhì)準(zhǔn)則規(guī)定的ωsp需大于1 rad/s的要求[4]。近距空戰(zhàn)時(shí)，飛機(jī)需要通過較劇烈的機(jī)動(dòng)，盡快地截獲目標(biāo)機(jī)，并在大幅機(jī)動(dòng)時(shí)對(duì)擾動(dòng)進(jìn)行快速地補(bǔ)償。由于機(jī)動(dòng)幅度要明顯大于現(xiàn)有飛行品質(zhì)所適用的小幅機(jī)動(dòng)，因此近距空戰(zhàn)任務(wù)要求飛機(jī)具有更快的響應(yīng)特性，需增大對(duì)最小ωsp的要求。

近距空戰(zhàn)任務(wù)要求等效CAP大于0.6g-1·s-2，此值遠(yuǎn)大于現(xiàn)有飛行品質(zhì)準(zhǔn)則規(guī)定的0.28g-1·s-2[4]。近距空戰(zhàn)時(shí)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)幅度較大，與現(xiàn)有準(zhǔn)則主要適用于小幅機(jī)動(dòng)相比，同樣的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)，飛行員希望飛機(jī)具有更快的初始響應(yīng)速度，因而會(huì)要求飛機(jī)具有更大的CAP下邊界。

3.1.2 航跡和姿態(tài)響應(yīng)協(xié)調(diào)性要求

等效參數(shù)準(zhǔn)則也稱為ωsp·Tθ2與ξsp準(zhǔn)則，主要是對(duì)飛機(jī)的ωsp·Tθ2與ξsp提出了要求，可考察飛機(jī)航跡與姿態(tài)響應(yīng)間的協(xié)調(diào)性?；诮徊娼孬@與跟蹤任務(wù)的評(píng)定結(jié)果與對(duì)應(yīng)的ωsp·Tθ2和ξsp準(zhǔn)則評(píng)定結(jié)果對(duì)比[19]如圖11所示。其中，Tθ2為俯仰姿態(tài)到航跡響應(yīng)的時(shí)間常數(shù)。

由圖11可見，基于交叉截獲與跟蹤任務(wù)的飛行品質(zhì)等級(jí)評(píng)定結(jié)果與等效參數(shù)準(zhǔn)則的評(píng)定結(jié)果并不吻合，而是呈現(xiàn)出自己的規(guī)律。在交叉目標(biāo)截獲與跟蹤任務(wù)中評(píng)為一級(jí)飛行品質(zhì)的試驗(yàn)飛機(jī)均滿足：

-1.82lgξsp+lg(ωspTθ2)≤lg6

(1)

即近距空戰(zhàn)要求飛機(jī)具有較大ωsp·Tθ2的與較大的ξsp相匹配，較小的ωsp·Tθ2與較小的ksi,ξsp相匹配。

近距空戰(zhàn)任務(wù)主要對(duì)飛機(jī)的姿態(tài)控制能力提出了要求，并不特別強(qiáng)調(diào)飛機(jī)姿態(tài)與航跡響應(yīng)之間的協(xié)調(diào)性。由于較大的ωsp·Tθ2會(huì)導(dǎo)致較大的俯仰速率超調(diào)，因此近距空戰(zhàn)中高增益的截獲與跟蹤機(jī)動(dòng)對(duì)姿態(tài)響應(yīng)可預(yù)測(cè)性的要求導(dǎo)致飛機(jī)需具有大的ξsp以緩和超調(diào)，增強(qiáng)穩(wěn)定性，即當(dāng)ωsp·Tθ2取值較大時(shí)，也要求取值較大的ξsp去與之匹配。

3.1.3 姿態(tài)響應(yīng)的快速性與穩(wěn)定性要求

基于交叉截獲與跟蹤任務(wù)的評(píng)定結(jié)果與現(xiàn)有的帶寬準(zhǔn)則評(píng)定結(jié)果對(duì)比[19]如圖12所示，其中，ωBWθ為俯仰姿態(tài)帶寬頻率，τp為俯仰姿態(tài)相位等效時(shí)間延遲。

由圖12可見，試驗(yàn)飛機(jī)的相位等效延遲基本相同，因此主要討論交叉截獲與跟蹤任務(wù)對(duì)姿態(tài)帶寬的要求。與帶寬準(zhǔn)則相比，該任務(wù)對(duì)最小姿態(tài)帶寬的要求減小。通過試驗(yàn)獲得的滿足一級(jí)飛行品質(zhì)要求的飛機(jī)姿態(tài)帶寬約為4.3 rad/s，小于帶寬準(zhǔn)則規(guī)定的6.5 rad/s。

現(xiàn)有的帶寬準(zhǔn)則是針對(duì)飛機(jī)A種飛行階段建立的，需要兼顧屬于A種飛行階段的各種不同飛行任務(wù)，其中包含要求帶寬大于6.5 rad/s的機(jī)動(dòng)動(dòng)作。而在近距空戰(zhàn)時(shí)，飛機(jī)機(jī)動(dòng)幅度較大，人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)需跟蹤的姿態(tài)指令信號(hào)頻率會(huì)有所降低，因此對(duì)最小帶寬的要求也隨之減小。

3.2 近距空戰(zhàn)對(duì)飛機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性的要求

1) 俯仰軸

交叉截獲與跟蹤任務(wù)主要關(guān)注飛機(jī)的姿態(tài)響應(yīng)特性，俯仰姿態(tài)響應(yīng)幅頻曲線在頻率取ωBWθ時(shí)的增益Mθ與飛行品質(zhì)評(píng)定結(jié)果有較好的相關(guān)性[19]。因此選用俯仰姿態(tài)帶寬頻率ωBWθ與帶寬頻率處的增益Mθ這2個(gè)參數(shù)來表征對(duì)飛機(jī)空戰(zhàn)飛行品質(zhì)的要求。基于交叉截獲與跟蹤任務(wù)的評(píng)定結(jié)果，以及與之對(duì)應(yīng)的ωBWθ和Mθ取值[19]，如圖13所示。

從圖13可見，ωsp與Mθ的參數(shù)組合能夠較準(zhǔn)確地反映交叉截獲與跟蹤任務(wù)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)飛行品質(zhì)的要求。由試驗(yàn)結(jié)果擬合得到的飛行品質(zhì)邊界可作為近距空戰(zhàn)任務(wù)對(duì)飛機(jī)俯仰軸飛行品質(zhì)要求的建議，如表7所示。

表7 近距空戰(zhàn)任務(wù)的飛行品質(zhì)要求Table 7 Flight quality requirements for short-range air combat mission

近距空戰(zhàn)時(shí)，要求飛機(jī)的姿態(tài)帶寬ωBWθ大于4.3 rad/s。若帶寬較小會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)對(duì)目標(biāo)截獲的時(shí)間延長(zhǎng)、對(duì)跟蹤誤差進(jìn)行快速修正時(shí)穩(wěn)定性下降。

該任務(wù)同時(shí)要求飛機(jī)的帶寬處增益Mθ要小于-14 dB，不宜太大。由物理含義知，Mθ為帶寬處的增益，若飛行員的增益為-Mθ，則ωBWθ將成為人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)的穿越頻率，考慮到在ωBWθ處飛機(jī)的相位裕度即為45°，再疊加飛行員的操縱延遲后，人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)的相位裕度將小于45°的臨界值[35]，進(jìn)而喪失穩(wěn)定性。因此Mθ近似等于飛行員在近距空戰(zhàn)任務(wù)中所能達(dá)到的最大操縱增益，能夠表征人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性對(duì)飛機(jī)姿態(tài)響應(yīng)增益的要求。其次，從完成的過程來看，近距空戰(zhàn)任務(wù)需要飛行員進(jìn)行較高增益的操縱，應(yīng)從人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性的角度對(duì)飛機(jī)的幅頻特性提出要求，因此需要限制飛機(jī)的Mθ。

一級(jí)飛行品質(zhì)區(qū)域右邊界是對(duì)飛機(jī)姿態(tài)帶寬的頻率和帶寬處增益的組合要求。該組合邊界要求相當(dāng)于對(duì)飛機(jī)短周期模態(tài)低階等效系統(tǒng)的增益大小要求[19]。該值的大小會(huì)影響舵面操縱時(shí)飛機(jī)的姿態(tài)響應(yīng)幅值，尤其是飛機(jī)的俯仰角速度變化率響應(yīng)。從任務(wù)完成效果來看，對(duì)目標(biāo)進(jìn)行截獲和跟蹤均要求飛機(jī)具有良好的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)預(yù)測(cè)性。若該增益取值過大時(shí)，飛機(jī)初始響應(yīng)過快，穩(wěn)態(tài)響應(yīng)不易預(yù)測(cè)，導(dǎo)致精確跟蹤的精度下降，飛行品質(zhì)會(huì)變差。因此，近距空戰(zhàn)任務(wù)對(duì)飛機(jī)姿態(tài)帶寬的頻率和帶寬處增益這2個(gè)參數(shù)取值大小的協(xié)調(diào)性也提出了要求。

2) 滾轉(zhuǎn)軸

基于交叉截獲與跟蹤任務(wù)的評(píng)定結(jié)果與對(duì)應(yīng)滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)[19]如圖14所示。

由圖14可見，近距空戰(zhàn)任務(wù)一級(jí)飛行品質(zhì)要求飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)Tr取值在0.13～0.18 s之間，而現(xiàn)有飛行品質(zhì)只對(duì)Tr的上限提出了限制，即要求Tr小于1 s[4]。常規(guī)飛行品質(zhì)僅考慮快速性的要求，而在交叉截獲與跟蹤機(jī)動(dòng)任務(wù)中，飛行員需要對(duì)滾轉(zhuǎn)角進(jìn)行快速且精確地控制，以完成對(duì)目標(biāo)的截獲和跟蹤。Tr過大會(huì)導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)軸響應(yīng)快速性降低；Tr過小會(huì)導(dǎo)致初始響應(yīng)過快，穩(wěn)態(tài)響應(yīng)可預(yù)測(cè)性變差。

綜上，近距空戰(zhàn)任務(wù)對(duì)飛機(jī)姿態(tài)響應(yīng)的快速性、穩(wěn)態(tài)響應(yīng)與初始響應(yīng)的協(xié)調(diào)性有更高的要求，對(duì)姿態(tài)響應(yīng)的穩(wěn)定性要求稍有下降，對(duì)航跡與姿態(tài)響應(yīng)的協(xié)調(diào)性無明顯要求。該任務(wù)對(duì)飛機(jī)閉環(huán)飛行品質(zhì)的要求與現(xiàn)有飛行品質(zhì)準(zhǔn)則并不相同，建議宜采用俯仰姿態(tài)帶寬頻率ωBWθ與在該頻率處的增益Mθ作為近距空戰(zhàn)任務(wù)的戰(zhàn)斗機(jī)飛行品質(zhì)評(píng)定特征參數(shù)，從而更準(zhǔn)確地反映對(duì)其飛行品質(zhì)的要求。近距空戰(zhàn)任務(wù)的一級(jí)飛行品質(zhì)要求飛機(jī)俯仰軸ωBWθ>4.3 rad/s、Mθ<-14 dB且(40lgωBWθ+Mθ)<20 dB，滾轉(zhuǎn)軸時(shí)間常數(shù)0.13 s

4 軟式空中加油對(duì)受油機(jī)的閉環(huán)響應(yīng)特性要求

文獻(xiàn)[23]以F16戰(zhàn)斗機(jī)為試驗(yàn)飛機(jī)，采用模型參考動(dòng)態(tài)逆飛行控制律，通過調(diào)整參考模型的參數(shù)，完成了81種具有不同動(dòng)態(tài)特性的試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行軟式空中加油的地面飛行模擬試驗(yàn)；對(duì)比分析了評(píng)定試驗(yàn)與現(xiàn)有飛行品質(zhì)準(zhǔn)則評(píng)定結(jié)果的差別；給出了能夠較準(zhǔn)確反映軟式空中加油任務(wù)對(duì)受油機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性要求的特征參數(shù)與邊界建議。

4.1 與現(xiàn)有飛行品質(zhì)準(zhǔn)則評(píng)定結(jié)果的對(duì)比

空中加油屬于精確且緩慢的任務(wù)[5]，因此從姿態(tài)響應(yīng)的快速性與穩(wěn)定性、航跡與姿態(tài)響應(yīng)協(xié)調(diào)性兩方面，對(duì)比分析基于軟式空中加油任務(wù)與現(xiàn)有典型飛行品質(zhì)準(zhǔn)則評(píng)定結(jié)果的差異。

4.1.1 姿態(tài)響應(yīng)快速性與穩(wěn)定性要求

俯仰姿態(tài)帶寬準(zhǔn)則能夠評(píng)定飛機(jī)姿態(tài)響應(yīng)的快速性與穩(wěn)定性[14]?；谌蝿?wù)的受油機(jī)飛行品質(zhì)評(píng)定結(jié)果、對(duì)應(yīng)的俯仰姿態(tài)帶寬頻率ωBWθ和相位等效時(shí)間延遲τp對(duì)比[23]如圖15所示。

由圖15可見，軟式空中加油任務(wù)對(duì)受油機(jī)姿態(tài)帶寬要求的下邊界為2.75 rad/s，與帶寬準(zhǔn)則一級(jí)飛行品質(zhì)的邊界6.5 rad/s相比，軟式加油對(duì)飛機(jī)姿態(tài)帶寬的要求降低。軟式空中加油雖對(duì)受油機(jī)航跡控制的精度要求很高，但并不要求受油機(jī)必須快速地實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定跟蹤，飛行員可通過多次的小幅操縱對(duì)受油機(jī)的航跡進(jìn)行微調(diào)，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)受油機(jī)的準(zhǔn)確定位，這與近距空戰(zhàn)任務(wù)快速捕獲目標(biāo)的要求有較大差異[19]。因此軟式空中加油任務(wù)主要強(qiáng)調(diào)受油機(jī)能對(duì)航跡進(jìn)行精確地控制，而對(duì)姿態(tài)響應(yīng)的快速性要求不高。

4.1.2 航跡、姿態(tài)響應(yīng)協(xié)調(diào)性要求

軟式空中加油任務(wù)主要關(guān)注受油機(jī)航跡響應(yīng)的精確控制能力，基于探管-錐套式空中加油任務(wù)的評(píng)定結(jié)果與CAP準(zhǔn)則、等效參數(shù)準(zhǔn)則對(duì)比[23]如圖16所示。

由圖16可見，軟式空中加油一級(jí)飛行品質(zhì)對(duì)飛機(jī)最大阻尼比的限制能夠由1.3增大至2；對(duì)最小阻尼比的限制基本不變。與常規(guī)A種飛行階段的飛行任務(wù)相比，軟式加油任務(wù)對(duì)受油機(jī)俯仰響應(yīng)快速性要求有所降低，同時(shí)對(duì)控制精度的要求使得飛行員所能容許的受油機(jī)俯仰響應(yīng)超調(diào)減小，因而較大的阻尼比也可獲評(píng)一級(jí)飛行品質(zhì)。

綜上，等效CAP準(zhǔn)則和等效參數(shù)準(zhǔn)則都難以準(zhǔn)確地評(píng)定受油機(jī)在空中加油任務(wù)中的飛行品質(zhì)等級(jí)。因此，需要采用其他參數(shù)或其組合來反映空中加油任務(wù)對(duì)受油機(jī)航跡與姿態(tài)響應(yīng)間協(xié)調(diào)性的要求。

4.2 軟式加油對(duì)受油機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性的要求

1) 俯仰軸

在軟式空中加油任務(wù)中，受油探頭的位置同時(shí)會(huì)受到受油機(jī)姿態(tài)和航跡的影響，因此探頭的精準(zhǔn)定位主要依賴于受油機(jī)飛行員對(duì)航跡的穩(wěn)定控制[15]。可見，軟式空中加油任務(wù)要求受油機(jī)具有優(yōu)良的航跡響應(yīng)特性?；诳罩屑佑蜁r(shí)受油機(jī)的動(dòng)態(tài)特性分析，建議可采用ωsp、Tθ2航跡響應(yīng)帶寬頻率ωBWγ和航跡響應(yīng)幅頻曲線在頻率取ωBWγ時(shí)的增益Mγ作為表征軟式加油任務(wù)對(duì)受油機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性要求的特征參數(shù)。

基于探管-錐套式空中加油任務(wù)的試驗(yàn)評(píng)定結(jié)果以及相應(yīng)的ωsp與1/Tθ2和ωBWγ與Mγ,如圖17所示。

通過對(duì)圖17中獲評(píng)1級(jí)飛行品質(zhì)試驗(yàn)組所在區(qū)域的邊界參數(shù)進(jìn)行擬合，得到了圖中虛線所圍成的一級(jí)飛行品質(zhì)區(qū)域，包括對(duì)ωsp、Tθ2、ωBWγ、Mγ及其組合取值的要求。具體取值邊界建議如表8所示。

表8 軟式空中加油的受油機(jī)飛行品質(zhì)要求Table 8 Flight quality requirements of receiving aircraft based for soft aerial refueling mission

軟式空中加油任務(wù)對(duì)受油機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性參數(shù)的要求主要分為2部分，一是對(duì)等效參數(shù)ωsp與1/Tθ2的要求，二是對(duì)頻域參數(shù)ωBWγ與Mγ的要求。

要求1對(duì)ωsp與1/Tθ2要求

一級(jí)飛行品質(zhì)要求飛機(jī)俯仰軸的ωsp>2.25 rad/s、0.21<1/Tθ2<1。要使飛機(jī)具有優(yōu)良的縱向航跡響應(yīng)特性，要求其幅頻特性曲線在飛行員操縱頻率附近的斜率為-20 dB/Dec[4]，而ωsp和ωsp共同決定了斜率-20 dB/Dec段的范圍。過小的會(huì)導(dǎo)致俯仰航跡響應(yīng)較慢，需要飛行員增大操縱增益并增加相位補(bǔ)償才能實(shí)現(xiàn)航跡的精確控制，導(dǎo)致受油機(jī)難以準(zhǔn)確地對(duì)準(zhǔn)錐套，閉環(huán)響應(yīng)特性變差，達(dá)不到一級(jí)飛行品質(zhì)。過大的1/Tθ2會(huì)使得飛行員操縱負(fù)擔(dān)增大，受油機(jī)飛行品質(zhì)變差。此外，1/Tθ2是飛機(jī)俯仰速率響應(yīng)傳遞函數(shù)的零點(diǎn)，若取值過小會(huì)導(dǎo)致俯仰速率響應(yīng)產(chǎn)生較大的超調(diào)，航跡響應(yīng)回落增大[2]，增大了飛行員閉環(huán)跟蹤的難度，因此要求受油機(jī)的1/Tθ2也不宜過小。

要求2對(duì)ωBWγ與Mγ要求

一級(jí)飛行品質(zhì)要求飛機(jī)俯仰軸的ωBWγ>1.1 rad/s。ωBWγ反映了飛機(jī)航跡響應(yīng)的相位特性，影響飛機(jī)在閉環(huán)任務(wù)中的航跡響應(yīng)穩(wěn)定性。在軟式空中加油任務(wù)中，要求受油機(jī)能夠快速準(zhǔn)確地改變航跡，因此要求航跡響應(yīng)帶寬ωBWγ不宜過小，否則飛行員需要犧牲跟蹤的精度，才能保證人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

Mγ的大小反映了空中加油任務(wù)對(duì)受油機(jī)縱向航跡響應(yīng)操縱靈敏度的要求。當(dāng)靈敏度太高時(shí)，精確控制需要的操縱量過小，飛行員較難把控，易發(fā)生超調(diào)而導(dǎo)致操縱難度增加，從而使飛行品質(zhì)變差，因此一級(jí)飛行品質(zhì)要求Mγ<-10 dB。

軟式空中加油任務(wù)對(duì)受油機(jī)ωBWγ和Mγ2個(gè)參數(shù)的組合Mγ+40lgωBWγ取值也有一定的要求：-13.7 dB<(Mγ+40lgωBWγ)<2 dB。隨著ωBWγ的增大，人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性增強(qiáng)，飛行員會(huì)主動(dòng)增加操縱增益從而保證對(duì)錐套進(jìn)行更精確的跟蹤，因此對(duì)受油機(jī)Mγ的上限要求會(huì)變低，即要求受油機(jī)在具備更高的ωBWγ時(shí)具有更低的Mγ，這就形成了對(duì)Mγ+40lgωBWγ上限的要求；當(dāng)Mγ過小時(shí)，導(dǎo)致受油機(jī)航跡響應(yīng)較小，此時(shí)要求飛行員施加的操縱幅度可能過大。而ωBWγ增大會(huì)使受油機(jī)響應(yīng)加快，從而對(duì)飛行員大幅操縱導(dǎo)致的延遲有所補(bǔ)償，降低了對(duì)Mγ最小值的要求。即軟式加油任務(wù)允許受油機(jī)具有較高的ωBWγ時(shí)，可以具有較低的Mγ，這就形成了對(duì)Mγ+40lgωBWγ下限的要求。

2) 滾轉(zhuǎn)軸

基于探管-錐套式空中加油任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定結(jié)果、對(duì)應(yīng)的滾轉(zhuǎn)模態(tài)低階等效系統(tǒng)的帶寬ωp和操縱靈敏度Kp，如圖18所示。

由圖18可見，為獲得一級(jí)飛行品質(zhì)，建議ωp的取值在7.5～12 rad/s之間，Kp的取值在50(°)/s左右。

相對(duì)現(xiàn)有飛行品質(zhì)規(guī)范給出的ωp大于1 rad/s的要求[36]，軟式空中加油任務(wù)對(duì)受油機(jī)ωp的要求有較大提高。與常規(guī)飛行任務(wù)相比，軟式空中加油要求受油機(jī)對(duì)側(cè)向航跡的調(diào)整幅度較小，而精度要求較高。因此受油機(jī)需要具有快速產(chǎn)生和消除滾轉(zhuǎn)角的能力，對(duì)ωp的要求也會(huì)提高。但Kp也不宜過高，否則滾轉(zhuǎn)初始響應(yīng)太快，會(huì)導(dǎo)致穩(wěn)態(tài)響應(yīng)更難預(yù)測(cè)，從而降低受油機(jī)滾轉(zhuǎn)軸飛行品質(zhì)等級(jí)。

軟式空中加油任務(wù)還要求飛機(jī)滾轉(zhuǎn)軸的響應(yīng)靈敏度Kp約為50/s，即在橫向壓滿桿時(shí)，受油機(jī)所達(dá)到的穩(wěn)態(tài)滾轉(zhuǎn)角速度接近50(°)/s?，F(xiàn)有飛行品質(zhì)準(zhǔn)則要求飛機(jī)能夠在1.3 s內(nèi)使?jié)L轉(zhuǎn)角達(dá)到至少90°[4]，約為69(°)/s。與之相比，軟式空中加油任務(wù)要求受油機(jī)具有較小的滾轉(zhuǎn)軸操縱靈敏度。由于加油過程中受油機(jī)機(jī)動(dòng)范圍有限，飛行員不希望受油機(jī)的滾轉(zhuǎn)響應(yīng)幅度過大。此外，飛行員還需要對(duì)受油機(jī)的側(cè)向位置進(jìn)行頻繁但幅度較小的反復(fù)修正，因而傾向于要求受油機(jī)具有較低的操縱靈敏度。

文獻(xiàn)[37]對(duì)比分析了在飛行控制律設(shè)計(jì)時(shí)是否考慮加油任務(wù)飛行品質(zhì)要求2種情況下軟式加油機(jī)動(dòng)的數(shù)學(xué)仿真結(jié)果。在輕度紊流的大氣環(huán)境下，數(shù)字模擬計(jì)算的飛行高度7 600 m，速度195 m/s。采用2種飛行控制律受油機(jī)完成任務(wù)的狀態(tài)變量時(shí)間歷程如圖19所示。

由數(shù)學(xué)仿真結(jié)果可知，2種飛行控制律下飛機(jī)在執(zhí)行軟式空中加油任務(wù)時(shí)均能保持較穩(wěn)定的速度與俯仰角?？紤]加油任務(wù)飛行品質(zhì)要求時(shí)，受油機(jī)俯仰角收斂更快，超調(diào)較小且無明顯振蕩。存在輕度紊流的擾動(dòng)環(huán)境下，在對(duì)接過程的15 s時(shí)，捕獲錐套后不再出現(xiàn)超調(diào)，受油探管在1/2錐半徑內(nèi)時(shí)間占比100%；而僅考慮常規(guī)飛行品質(zhì)要求時(shí)，受油機(jī)在20 s捕獲錐套后出現(xiàn)了5次超調(diào)，受油探管在1/2錐套半徑內(nèi)時(shí)間占比58%，任務(wù)完成效果較差。

綜上，軟式空中加油任務(wù)對(duì)受油機(jī)姿態(tài)響應(yīng)的快速性要求降低，對(duì)航跡與俯仰姿態(tài)響應(yīng)間協(xié)調(diào)性的要求與常規(guī)飛行任務(wù)也有較大差異。該任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定參數(shù)與現(xiàn)有飛行品質(zhì)準(zhǔn)則不同，建議可采用俯仰航跡帶寬頻率ωBWγ與在該頻率處增益Mγ作為其飛行品質(zhì)的評(píng)定特征參數(shù)，從而能夠更有效地反映其飛行品質(zhì)要求。一級(jí)飛行品質(zhì)要求飛機(jī)俯仰軸的ωsp>2.25 rad/s、0.21 s-1<1/Tθ2<1 s-1、ωBWγ>1.1 rad/s、Mγ<-10 dB且-13.7 dB<(Mγ+40lgωBWγ)<2 dB；對(duì)于滾轉(zhuǎn)軸，常規(guī)飛行品質(zhì)準(zhǔn)則的評(píng)定參數(shù)仍然適用，但由于軟式空戰(zhàn)加油任務(wù)的特點(diǎn)，一級(jí)飛行品質(zhì)邊界發(fā)生變化，要求 7.5 rad/s <ωp<12 rad/s、Kp的取值約為50°/s左右。

此外，文獻(xiàn)[21]給出了硬式加油對(duì)受油機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性要求。相比于軟式加油，硬式加油對(duì)受油機(jī)的航跡控制精度要求有所降低。對(duì)于加油機(jī)而言，軟硬2種空中加油任務(wù)對(duì)其的要求主要為航跡的穩(wěn)定控制，文獻(xiàn)[31]給出了對(duì)加油機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性的要求。

5 對(duì)地攻擊對(duì)飛機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性要求

文獻(xiàn)[33]以F18戰(zhàn)斗機(jī)為試驗(yàn)飛機(jī)，采用模型參考動(dòng)態(tài)逆飛行控制律，通過調(diào)整參考模型的參數(shù)，完成了39種具有不同動(dòng)態(tài)特性的試驗(yàn)機(jī)執(zhí)行空地精確跟蹤任務(wù)的地面飛行模擬試驗(yàn)。對(duì)比分析了評(píng)定試驗(yàn)與現(xiàn)有飛行品質(zhì)準(zhǔn)則評(píng)定結(jié)果的差異，給出了能夠更準(zhǔn)確地反映對(duì)地攻擊任務(wù)對(duì)飛機(jī)飛行品質(zhì)要求的特征參數(shù)與邊界建議。

5.1 與現(xiàn)有飛行品質(zhì)準(zhǔn)則評(píng)定結(jié)果的對(duì)比

對(duì)地攻擊與近距空戰(zhàn)一致，均屬于精確且快速類任務(wù)[5]。同樣地，從飛機(jī)初始響應(yīng)的快速性與協(xié)調(diào)性、航跡與姿態(tài)響應(yīng)協(xié)調(diào)性、姿態(tài)響應(yīng)的快速性與穩(wěn)定性3方面，對(duì)比分析了空地精確跟蹤任務(wù)試驗(yàn)與現(xiàn)有常用飛行品質(zhì)準(zhǔn)則(帶寬、CAP、ωsp與nz/α以及等效參數(shù)準(zhǔn)則)分別評(píng)定的結(jié)果差異[33]，如圖20所示。

由圖20(a)可見，帶寬準(zhǔn)則1級(jí)飛行品質(zhì)要求攻擊機(jī)的俯仰姿態(tài)帶寬ωBWθ大于6.5 rad/s。

相比之下，對(duì)地攻擊任務(wù)對(duì)飛機(jī)俯仰姿態(tài)帶寬的要求較低，ωBWθ大于3.5 rad/s時(shí)(圖20(a)中虛線)，即可獲評(píng)一級(jí)飛行品質(zhì)。ωBWθ主要表征了飛機(jī)姿態(tài)響應(yīng)的快速性與穩(wěn)定性。在本任務(wù)中，截獲目標(biāo)系地面上的靜止目標(biāo)，因此飛行員有較多的時(shí)間來調(diào)整飛機(jī)的姿態(tài)去進(jìn)行截獲。當(dāng)切換截獲目標(biāo)時(shí)，攻擊機(jī)機(jī)動(dòng)幅度較大，此時(shí)人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)需要跟蹤的姿態(tài)指令信號(hào)頻率會(huì)有所降低，因此對(duì)最小帶寬的要求也隨之減小。

由圖20(b)可見，空地精確跟蹤機(jī)動(dòng)任務(wù)對(duì)飛機(jī)飛行品質(zhì)評(píng)定參數(shù)的要求與CAP準(zhǔn)則并不一致。但獲得1級(jí)飛行品質(zhì)的試驗(yàn)結(jié)果大部分都分布在圖中CAP準(zhǔn)則一級(jí)飛行品質(zhì)區(qū)域內(nèi)，這表明CAP所表征的攻擊機(jī)姿態(tài)穩(wěn)態(tài)響應(yīng)與初始響應(yīng)間的協(xié)調(diào)性也是本機(jī)動(dòng)所關(guān)注的特性之一，協(xié)調(diào)性不好，會(huì)造成響應(yīng)難以預(yù)測(cè)，增加了精確跟蹤的難度。

由圖20(c)可見，獲得一級(jí)飛行品質(zhì)的試驗(yàn)結(jié)果均位于nz/α與ωsp準(zhǔn)則的一級(jí)飛行品質(zhì)區(qū)域內(nèi)。nz/α表征了航跡響應(yīng)相對(duì)于姿態(tài)響應(yīng)的滯后關(guān)系。精確跟蹤時(shí)，飛機(jī)的航跡響應(yīng)特性也會(huì)影響飛行員對(duì)地面目標(biāo)的瞄準(zhǔn)，因此，如果飛機(jī)的航跡與姿態(tài)響應(yīng)不協(xié)調(diào)，則飛行員需要花費(fèi)較多的精力去完成俯仰軸的瞄準(zhǔn)任務(wù)，從而影響飛行品質(zhì)評(píng)分。nz/α與CAP之間有較強(qiáng)的相關(guān)性，ωsp與nz/α準(zhǔn)則所給出的飛行品質(zhì)等級(jí)與CAP等級(jí)是相關(guān)的。因此，合適的短周期自然頻率ωsp與單位迎角過載nz/α的組合能夠在一定程度上反映空地精確跟蹤機(jī)動(dòng)任務(wù)對(duì)攻擊機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性的要求。但該準(zhǔn)則與CAP準(zhǔn)則并不足以完整地表征出飛機(jī)對(duì)地攻擊任務(wù)的不同飛行品質(zhì)等級(jí)。

由圖20(d)可見，等效參數(shù)準(zhǔn)則也難以直接預(yù)測(cè)對(duì)地攻擊任務(wù)的飛行品質(zhì)等級(jí)。但從圖中易發(fā)現(xiàn)，在本機(jī)動(dòng)中獲評(píng)一級(jí)飛行品質(zhì)的參數(shù)組合主要集中于圖20(d)中虛線的右方，即ωsp·Tθ2與ξsp需要滿足如下關(guān)系：

-1.88lgξsp+lg(ωsp·Tθ2)

(2)

即較大的ωsp·Tθ2搭配較大的ξsp時(shí)，易于獲得一級(jí)飛行品質(zhì)。這是因?yàn)棣豷p·Tθ2反映了飛機(jī)航跡與姿態(tài)響應(yīng)之間的協(xié)調(diào)性，當(dāng)ωsp·Tθ2過大時(shí)，會(huì)產(chǎn)生過大的俯仰角速率超調(diào)，此時(shí)，增大ξsp恰好能彌補(bǔ)飛機(jī)響應(yīng)中出現(xiàn)較大超調(diào)帶來的問題，因此圖中的虛線右側(cè)更易于獲評(píng)一級(jí)飛行品質(zhì)，即當(dāng)ωsp·Tθ2取值大時(shí)，要求ξsp也取較大的值與之匹配。

5.2 對(duì)地攻擊對(duì)飛機(jī)響應(yīng)特性要求

1) 俯仰軸

空地精確跟蹤任務(wù)主要關(guān)注攻擊機(jī)的姿態(tài)響應(yīng)特性，因此俯仰姿態(tài)帶寬頻率ωBWθ、俯仰姿態(tài)響應(yīng)幅頻曲線在頻率取ωBWθ時(shí)的增益Mθ與飛行品質(zhì)評(píng)定結(jié)果有著較好的相關(guān)性[33]，基于空地精確跟蹤任務(wù)的評(píng)定結(jié)果以及相應(yīng)的ωBWθ和Mθ[33]，如圖21所示。

從圖21可見，ωBWθ與Mθ的參數(shù)組合能夠較準(zhǔn)確地反映空地精確跟蹤任務(wù)對(duì)攻擊機(jī)飛行品質(zhì)的要求。由試驗(yàn)結(jié)果擬合得到的飛行品質(zhì)邊界可作為對(duì)地攻擊任務(wù)對(duì)飛機(jī)俯仰軸飛行品質(zhì)要求的建議，如表9所示。

表9 對(duì)地攻擊任務(wù)飛機(jī)俯仰軸飛行品質(zhì)要求Table 9 Flight quality requirements of pitch axis for air-to-ground tracking mission

該飛行品質(zhì)邊界由5條直線構(gòu)成，左邊界由俯仰姿態(tài)帶寬頻率ωBWθ限制，一級(jí)飛行品質(zhì)要求ωBWθ>3.5 rad/s。ωBWθ反映了飛機(jī)俯仰姿態(tài)響應(yīng)的相位特性，影響飛機(jī)閉環(huán)跟蹤時(shí)俯仰姿態(tài)響應(yīng)的快速性與穩(wěn)定性。對(duì)地攻擊時(shí)，飛機(jī)距截獲目標(biāo)的距離越來越近，飛行高度越來越低，飛行員需要快速且精確地操縱飛機(jī)的姿態(tài)，在較短的時(shí)間內(nèi)，用瞄準(zhǔn)環(huán)捕獲地面上多個(gè)分散的目標(biāo)，因此對(duì)飛機(jī)俯仰姿態(tài)響應(yīng)的快速性有較高的要求。過低的俯仰姿態(tài)帶寬頻率會(huì)增大飛行員改變飛機(jī)姿態(tài)的難度，增加截獲時(shí)的超調(diào)次數(shù)，影響跟蹤的準(zhǔn)確性，降低對(duì)地攻擊任務(wù)完成的效果。

飛行品質(zhì)的上、下邊界由姿態(tài)帶寬頻率處的增益Mθ限制。該參數(shù)表征了對(duì)地攻擊任務(wù)對(duì)飛機(jī)俯仰姿態(tài)響應(yīng)操縱靈敏度的要求，一級(jí)飛行品質(zhì)要求-25 dB

對(duì)于右上方與左下方2個(gè)邊界，由ωBWθ與Mθ2個(gè)參數(shù)的組合Mθ+1.98ωBWθ限制，一級(jí)飛行品質(zhì)要求-6.87 dB<(Mθ+1.98ωBWθ)<-2.09 dB。隨著ωBWθ的增大，人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性增強(qiáng)，飛行員會(huì)主動(dòng)增加操縱增益來減小截獲所用時(shí)間，因此對(duì)Mθ上限的要求降低，即要求飛機(jī)在具備較高的ωBWθ時(shí)，需具有較低的Mθ與之適配。如果ωBWθ與Mθ取值均較大，飛機(jī)的初始響應(yīng)較快且靈敏度較高，飛行員難以精確調(diào)整姿態(tài)，易發(fā)生振蕩。當(dāng)ωBWθ與Mθ均較小時(shí)，飛機(jī)姿態(tài)響應(yīng)較慢且靈敏度較低，飛行員難以大幅快速地改變飛機(jī)的俯仰姿態(tài)，延長(zhǎng)了截獲所用時(shí)間，難以取得滿意的任務(wù)完成效果。

2) 滾轉(zhuǎn)軸

基于空地精確跟蹤任務(wù)的評(píng)定結(jié)果與對(duì)應(yīng)的滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)對(duì)比[33]如圖22所示。

由圖22可見，空地跟蹤任務(wù)要求飛機(jī)的Tr處于一定范圍之內(nèi)。其中，為獲評(píng)一級(jí)飛行品質(zhì)，建議Tr取值于0.08～0.25 s之間，為獲評(píng)二級(jí)飛行品質(zhì)，Tr取值小于0.67 s。所允許的最大Tr均小于常規(guī)飛行品質(zhì)規(guī)定的1 s[4]。可見，與常規(guī)飛行任務(wù)相比，對(duì)地攻擊任務(wù)對(duì)的要求更嚴(yán)格。

對(duì)地攻擊任務(wù)屬于大幅精確機(jī)動(dòng)，飛行員需要頻繁地修正飛機(jī)的姿態(tài)，以保證能夠準(zhǔn)確地截獲與跟蹤地面目標(biāo)。同時(shí)，在飛行高度接近安全高度前，飛機(jī)應(yīng)完成對(duì)多個(gè)地面目標(biāo)的跟蹤，因此對(duì)其滾轉(zhuǎn)軸的初始響應(yīng)速度有較高的要求，即要求滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)不宜過大。但過小的滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)出現(xiàn)過快的初始響應(yīng)，使得穩(wěn)態(tài)響應(yīng)與初始響應(yīng)不夠協(xié)調(diào)，穩(wěn)態(tài)響應(yīng)更難預(yù)測(cè)，飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)精確調(diào)整能力變差，難以獲得一級(jí)飛行品質(zhì)。

可見，對(duì)地攻擊任務(wù)對(duì)飛機(jī)姿態(tài)響應(yīng)的穩(wěn)定性要求有所下降?，F(xiàn)有飛行品質(zhì)準(zhǔn)則主要反映飛機(jī)姿態(tài)響應(yīng)的快速性與協(xié)調(diào)性、航跡與姿態(tài)響應(yīng)間協(xié)調(diào)性，不能對(duì)飛機(jī)攻擊任務(wù)的飛行品質(zhì)進(jìn)行準(zhǔn)確評(píng)定。對(duì)于俯仰軸，宜采用俯仰姿態(tài)帶寬頻率ωBWθ與在該頻率處增益Mθ作為對(duì)地攻擊任務(wù)飛機(jī)飛行品質(zhì)評(píng)定特征參數(shù)。一級(jí)飛行品質(zhì)要求ωBWθ>3.5 rad/s、-25 dB

6 舵面破損對(duì)飛機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性要求

6.1 多軸耦合飛行品質(zhì)特征參數(shù)

舵面破損飛機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性研究的重點(diǎn)在于提出可評(píng)價(jià)俯仰-滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)耦合程度的特征參數(shù)。旋翼機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范ADS-33E-PRF[38]提出的頻域參數(shù)kpq與kqp可用于表征俯仰-滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)耦合程度，亦可作為固定翼飛機(jī)多軸耦合飛行品質(zhì)評(píng)定的特征參數(shù)[24]。其中:kpq=p/q；kqp=q/p。

kpq為俯仰輸入引起的滾轉(zhuǎn)角速度響應(yīng)幅頻曲線在某一特定頻段內(nèi)的平均值與俯仰角速度響應(yīng)幅頻曲線在該頻段內(nèi)的平均值之比。根據(jù)ADS-33E-PRF，該頻段取為由副翼輸入引起的滾轉(zhuǎn)角頻域響應(yīng)的帶寬頻率ωBWφ至相位角為-180°時(shí)的頻率ω180，也即通過在滾轉(zhuǎn)軸上施加激勵(lì)信號(hào)，得到滾轉(zhuǎn)軸運(yùn)動(dòng)響應(yīng)較為明顯的頻段(ωBWωBWφ至ω180)。滾轉(zhuǎn)(俯仰)角速度響應(yīng)幅頻曲線在該頻段內(nèi)的平均值表征了飛機(jī)滾轉(zhuǎn)(俯仰)軸運(yùn)動(dòng)幅值的大小。因此，kpq越大，表明在俯仰運(yùn)動(dòng)幅度相同的情形下，由俯仰運(yùn)動(dòng)引起的滾轉(zhuǎn)軸耦合運(yùn)動(dòng)的幅值越大[39]。該參數(shù)的計(jì)算方法如下：

1) 在副翼偏角δa通道輸入掃頻信號(hào)來激勵(lì)飛機(jī)，得到滾轉(zhuǎn)角的時(shí)域響應(yīng)φ。繪制φ/δa的伯德圖，根據(jù)該圖得到ωBWφ與ω180[2]。

2) 在升降舵偏角δe通道輸入掃頻信號(hào)來激勵(lì)飛機(jī)，得到滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度的時(shí)域響應(yīng)p、q。

3) 繪制kpq的幅頻特性曲線，將ωBWφ至ω180頻段在對(duì)數(shù)坐標(biāo)軸上均勻10等分，得到10個(gè)等分點(diǎn)對(duì)應(yīng)的kpq頻域響應(yīng)的幅值，上述10個(gè)幅值的平均值即為kpq的大小。

kqp為副翼操縱輸入時(shí)，引起的俯仰角速度響應(yīng)幅頻曲線在一特定頻段內(nèi)的平均值與滾轉(zhuǎn)角速度響應(yīng)幅頻曲線在該頻段內(nèi)的平均值之比，主要關(guān)注作用于俯仰軸的耦合運(yùn)動(dòng)響應(yīng)的幅度。該參數(shù)的計(jì)算方法與kpq類似[38]。

6.2 舵面破損飛機(jī)飛行品質(zhì)要求

文獻(xiàn)[24]以F16戰(zhàn)斗機(jī)為試驗(yàn)飛機(jī)，采用模型參考動(dòng)態(tài)逆飛行控制律，通過調(diào)整舵面破損比例系數(shù)，完成了35組不同破損程度的試驗(yàn)飛機(jī)執(zhí)行多軸平顯跟蹤任務(wù)的地面模擬試驗(yàn)，得到了能夠較準(zhǔn)確地反映舵面破損飛機(jī)飛行品質(zhì)要求的邊界建議。飛行品質(zhì)評(píng)定結(jié)果與相應(yīng)的飛行品質(zhì)特征參數(shù)的取值[24]如圖23所示。

從圖23可見，飛行品質(zhì)特征參數(shù)kpq與kqp可以較好地預(yù)測(cè)具有不同軸間運(yùn)動(dòng)耦合程度飛機(jī)的飛行品質(zhì)等級(jí)。舵面破損對(duì)飛機(jī)的飛行品質(zhì)要求建議如表10所示。

表10 舵面破損情形飛行品質(zhì)要求Table 10 Flight quality requirements for control surface damage

kpq與kqp均與飛機(jī)舵面的破損程度成正比。隨著舵面破損程度的增大，2種耦合效應(yīng)均會(huì)同步增大，也即kpq與kqp具有一定的相關(guān)性，因此各試驗(yàn)組的飛機(jī)特征參數(shù)均處于2條點(diǎn)劃線之內(nèi)。該線的斜率表征了一架飛機(jī)kpq與kqp之間的固有關(guān)系。對(duì)于不同的飛機(jī)，該線的斜率不同。斜率的大小與飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、舵面面積等參數(shù)相關(guān)。

不同等級(jí)飛行品質(zhì)區(qū)域的分界線均為負(fù)斜率直線，也即為保證飛行品質(zhì)不降級(jí)，要求kpq隨kqp的增大而減小。這是因?yàn)殡S著kqp的增大，作用于俯仰軸的耦合運(yùn)動(dòng)的幅值增大，任務(wù)難度增加，飛行員需要花費(fèi)更多的精力在俯仰軸操縱上，此時(shí)如果減小kpq的數(shù)值，也即減小了作用于滾轉(zhuǎn)軸的耦合運(yùn)動(dòng)的幅度，減少了飛行員在滾轉(zhuǎn)軸上所需分配的精力，從而使飛行品質(zhì)不發(fā)生降級(jí)。

美國(guó)空軍飛行試驗(yàn)中心的USAF Test Pilot School于2010年完成了針對(duì)固定翼戰(zhàn)斗機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)的Icarus研究項(xiàng)目[39]。Icarus項(xiàng)目研究結(jié)果與基于多軸屏顯跟蹤任務(wù)的飛行品質(zhì)要求建議對(duì)比如圖24所示。

圖24的實(shí)線為Icarus項(xiàng)目得到的飛行品質(zhì)邊界，虛線為基于多軸屏顯跟蹤任務(wù)試驗(yàn)所得到的飛行品質(zhì)邊界建議?？梢姡?種邊界建議的趨勢(shì)一致，但基于任務(wù)的飛行品質(zhì)特征參數(shù)取值要求高于Icarus項(xiàng)目的研究結(jié)果。這是因?yàn)樵贗carus項(xiàng)目研究時(shí)并不針對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)具體的舵面故障類型，也未對(duì)舵面操縱效能、質(zhì)量特性改變等進(jìn)行分析與建模，只關(guān)注俯仰-滾轉(zhuǎn)軸間運(yùn)動(dòng)耦合對(duì)飛機(jī)飛行品質(zhì)的影響，更側(cè)重于理論研究。在多軸屏顯跟蹤任務(wù)地面模擬試驗(yàn)研究的運(yùn)動(dòng)建模時(shí)，考慮了舵面破損后飛機(jī)質(zhì)量/慣性特性不對(duì)稱、操縱效能減小與不對(duì)稱等導(dǎo)致的多軸耦合運(yùn)動(dòng)，因此，所得結(jié)果對(duì)軸間運(yùn)動(dòng)耦合特征參數(shù)kpq與kqp的取值要求更高，在圖24中即表征為飛行品質(zhì)邊界更靠近左下方。

綜上，舵面破損后對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)特性的影響主要表征為俯仰-滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)耦合，提出的特征參數(shù)kpq與kqp可用于表征其對(duì)飛機(jī)閉環(huán)響應(yīng)特性的影響。一級(jí)飛行品質(zhì)要求(kpq+0.87kpq)<-19.1 dB、22.4 dB

7 結(jié) 論

1) 討論了基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定的機(jī)動(dòng)任務(wù)主要性能指標(biāo)，系統(tǒng)地介紹了基于任務(wù)的軍用飛機(jī)飛行品質(zhì)評(píng)定方法。

評(píng)估機(jī)動(dòng)任務(wù)應(yīng)來源于真實(shí)的作戰(zhàn)任務(wù)場(chǎng)景，通過分析實(shí)際作戰(zhàn)任務(wù)對(duì)飛機(jī)動(dòng)態(tài)特性的要求，綜合考慮飛行品質(zhì)評(píng)估試驗(yàn)的安全性和可行性，將實(shí)際作戰(zhàn)任務(wù)分解或簡(jiǎn)化，進(jìn)而設(shè)計(jì)出適用于不同作戰(zhàn)場(chǎng)景的飛行品質(zhì)評(píng)估機(jī)動(dòng)。通過基于CHR評(píng)分和PIO趨勢(shì)的飛行品質(zhì)主觀評(píng)定以及客觀評(píng)定，并綜合考慮任務(wù)難度及其與飛行品質(zhì)等級(jí)的對(duì)應(yīng)關(guān)系，最終確定飛行品質(zhì)的客觀評(píng)定標(biāo)準(zhǔn)。

2) 根據(jù)4種典型作戰(zhàn)任務(wù)/場(chǎng)景的特點(diǎn)和要求，討論了基于任務(wù)與現(xiàn)有常用飛行品質(zhì)準(zhǔn)則評(píng)定結(jié)果的差異性，給出了反映不同作戰(zhàn)任務(wù)對(duì)閉環(huán)飛機(jī)飛行品質(zhì)要求的特征參數(shù)或組合、以及量化邊界的建議。將現(xiàn)有飛行品質(zhì)規(guī)范1級(jí)飛行品質(zhì)的要求與本文基于任務(wù)的4種典型作戰(zhàn)場(chǎng)景飛行品質(zhì)評(píng)定結(jié)果進(jìn)行匯總，對(duì)比結(jié)果如表11所示。

表11 現(xiàn)有飛行品質(zhì)規(guī)范與基于任務(wù)飛行品質(zhì)要求對(duì)比Table 11 Comparison of flying qualities requirements of traditional criteria and mission-oriented evaluation approach

近距空戰(zhàn)任務(wù)主要關(guān)注飛機(jī)姿態(tài)響應(yīng)的快速性、穩(wěn)態(tài)響應(yīng)與初始響應(yīng)的協(xié)調(diào)性等特性。俯仰姿態(tài)帶寬頻率ωBWθ與帶寬頻率處的增益Mθ的參數(shù)組合反映了飛機(jī)姿態(tài)響應(yīng)的快速性、操縱靈敏度穩(wěn)態(tài)響應(yīng)與初始響應(yīng)的協(xié)調(diào)性，能夠較為全面地表征近距空戰(zhàn)任務(wù)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)俯仰軸飛行品質(zhì)的要求。滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)Tr反映了飛機(jī)滾轉(zhuǎn)軸響應(yīng)快速性與穩(wěn)定性，能夠表征近距空戰(zhàn)任務(wù)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)滾轉(zhuǎn)軸飛行品質(zhì)的要求。

軟式空中加油任務(wù)主要關(guān)注受油機(jī)航跡響應(yīng)特性。俯仰航跡帶寬頻率ωBWγ與帶寬頻率處增益Mγ的參數(shù)組合反映了飛機(jī)航跡響應(yīng)的快速性、操縱靈敏度以及兩者間的協(xié)調(diào)性，能夠較為全面地表征軟式空中加油任務(wù)對(duì)受油機(jī)俯仰軸飛行品質(zhì)的要求。滾轉(zhuǎn)模態(tài)帶寬ωp和帶寬頻率處的增益Kp反映了飛機(jī)滾轉(zhuǎn)軸響應(yīng)的快速性與操縱靈敏度，能夠表征軟式空中加油任務(wù)對(duì)受油機(jī)滾轉(zhuǎn)軸飛行品質(zhì)的要求。

對(duì)地攻擊任務(wù)主要關(guān)注飛機(jī)姿態(tài)響應(yīng)的快速性、操縱靈敏度等特性。俯仰姿態(tài)帶寬頻率ωBWθ與帶寬頻率處的增益Mθ的參數(shù)組合反映了飛機(jī)姿態(tài)響應(yīng)的快速性、操縱靈敏度穩(wěn)態(tài)響應(yīng)與初始響應(yīng)的協(xié)調(diào)性，能夠較為全面地表征對(duì)地攻擊任務(wù)對(duì)飛機(jī)俯仰軸飛行品質(zhì)的要求。滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)Tr反映了飛機(jī)滾轉(zhuǎn)軸響應(yīng)快速性與穩(wěn)定性，能夠表征對(duì)地攻擊任務(wù)對(duì)飛機(jī)滾轉(zhuǎn)軸飛行品質(zhì)的要求。

舵面發(fā)生破損故障時(shí)，飛機(jī)飛行品質(zhì)的等級(jí)受舵面操縱效能以及俯仰-滾轉(zhuǎn)軸間耦合運(yùn)動(dòng)的影響。特征參數(shù)kpq與kqp反映了飛機(jī)俯仰-滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)耦合程度，能夠較好地表征舵面破損對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)飛行品質(zhì)的影響。