艦載飛機著艦下滑躍升操縱策略仿真與分析

趙振宇, 韓維, 陳俊鋒

(海軍航空工程學院 飛行器工程系, 山東 煙臺 264001)

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艦載飛機著艦下滑躍升操縱策略仿真與分析

趙振宇, 韓維, 陳俊鋒

(海軍航空工程學院 飛行器工程系, 山東 煙臺 264001)

摘要:為了對艦載飛機著艦下滑時的躍升操縱策略進行研究,建立了飛機飛行動力學模型和駕駛員模型。在此基礎上,根據“50 ft躍升規范”要求,以F/A-18艦載飛機為例,運用MATLAB/SIMULINK軟件,對采取不同操縱策略下的飛機躍升飛行歷程進行了仿真分析。結果表明,F/A-18艦載飛機在著艦下滑狀態下無法達到“50 ft躍升規范”。此外,飛機在不開啟動力補償的情況下,飛行員需同時操縱油門桿和駕駛桿來實現軌跡躍升。

關鍵詞:著艦下滑; 軌跡躍升; 操縱策略; “反區”操縱

0引言

飛機的躍升能力也可稱為飛機的高度糾偏能力,艦載飛機在著艦下滑時,其高度糾偏性能可以反映出艦載飛機進行航跡跟蹤和保持的性能[1]。由于艦載飛機回收平臺及降落環境等條件的限制,在著艦下滑時,艦載飛機處于反區飛行的狀態,研究該狀態下飛機躍升機動操縱策略,可以對艦載飛機人工控制著艦提供參考,意義重大。

1飛行動力學建模

艦載飛機在進行著艦下滑時,理想狀態為定常直線飛行,且躍升機動為縱向的機動,因此只考慮飛機的縱向運動,在“航跡-機體”坐標系中[2],可以得到飛機的平衡方程:

mdV/dt=Tcos(α+φ)-D-mgsinγ

-mVdγ/dt=-Tsin(α+φ)-L+mgcosγ

M=Iydq/dt, dxg/dt=Vcosγ

dzg/dt=-dH/dt=-Vsinγ

dθ/dt=q,γ=θ-α

式中:m為飛機質量;V為速度;T為發動機推力;α為迎角;φ為發動機安裝角;D為阻力;γ為航跡傾角;L為升力;M為俯仰力矩;Iy為飛機對應y軸的慣性積;q為俯仰角速度;H為高度。

根據小擾動原理及相關假設,進一步得出小擾動方程為:

矩陣中相關參數定義見文獻[2]。

2駕駛員建模

艦載飛機著艦下滑時,對飛行員的操縱行為進行建模研究,可以驗證操縱策略的優劣,尋找操縱規律,進而對飛行員下滑著艦操縱給予指導。

著艦時,飛行員和艦載飛機系統組成了雙通道控制的人機系統。構建簡化的雙通道飛行員跟蹤控制任務模型如圖1所示[3-4]。

圖中:r1,r2為輸入變量;M,N為飛機系統的輸出量;Kp,Kc為飛行員對艦載飛機系統輸出誤差操縱增益;Kd為飛行員對系統輸出速率增益,隨控制量的不同取值不同;Gnm為文獻[5]中提到的簡化飛行員肢部神經動力學模型,其具體表達式為:

當駕駛員只控制一個通道時,默認控制的為主通道。由于在飛機著艦時飛行員接受的為誤差信號,而調整的目標為消除誤差,故模型中r1=r2=0,這時該模型兩個通道的飛行控制律分別為:

副通道:δ2=-KcN。

圖1　雙通道飛行員跟蹤控制任務模型Fig.1　Double-channel pilot tracking control mission model

3躍升操縱仿真與分析

3.1躍升規范分析與驗證

關于飛機下滑道躍升,典型的規范為“50 ft躍升機動規范”[6],其具體的要求是:飛機在下滑道上機動時,能在5 s內從穩定飛行的初始軌跡躍升到平行于原軌跡且高出原軌跡15.2 m (50 ft)的新的下滑道上(見圖2),并且能夠使飛機保持在新的下滑道上下滑。同時飛機在躍升過程中,飛行員不應改變推力設置,且縱向過載增量應不超過飛機開始機動時可獲得最大可用過載增量的50%。

圖2　下滑道躍升示意圖Fig.2　The sketch map of glide path leaping

以典型的艦載飛機F/A-18為例,其在著艦下滑中,航跡傾角為-3.5°,迎角為8.1°,飛機速度為70 m/s,在平尾階躍輸入4°的情況下,飛機在5 s內可躍升17.2 m,超過15.2 m(50 ft)(見圖3);飛機在機動時,最大過載增量為Δnz=0.27(見圖4)。由文獻[7]可知,F/A-18在迎角為25°時,其升力系數CL=2.02且小于CLmax,此時飛機過載nz=1.64。故飛機在開始機動時可獲得的最大可用過載增量Δnzmax>nz1-1=2Δnz,符合規范。

圖3　飛機躍升航跡Fig.3　Leaping flight path of aircraft

圖4　躍升中飛機縱向過載變化量Fig.4　Variation of Δnz in leaping

此外,階躍規范中要求飛行員僅通過操縱駕駛桿使飛機保持在新下滑道上。一般情況下飛機軌跡穩定需一定時間,但由于在真實著艦末端飛機飛行高度較低(100 m左右),為了方便研究飛機在駕駛桿控制下航跡的情況,本文假設飛機以著艦末端時的飛行狀態下初始飛行高度定為300 m,觀察飛機在躍升后飛行員通過操縱駕駛桿來保持飛機的航跡的情況。結合駕駛員模型,將主通道設為駕駛桿通道,輸入階躍高度及高度變化率,副通道無輸入來進行仿真。圖5和圖6分別為飛機航跡圖和航跡傾角變化曲線(圖5中小圖表示飛機實際飛行軌跡相對于目標軌跡的高度差變化情況。下同)。圖6中Δδs為駕駛桿角度偏轉量。

圖5　飛機躍升航跡Fig.5　Leaping flight path of aircraft

圖6　駕駛桿和航跡傾角變化曲線Fig.6　Variation of stick and flight path angle

由圖可知,飛機在4.6 s時,躍升到預定軌跡,之后飛機航跡在新下滑道上振蕩,但在20 s之后,拉桿時航跡傾角不再隨駕駛桿變化而變化,飛機繼續下沉,出現了越拉桿越下沉的現象。這表明,F/A-18艦載飛機在著艦下滑狀態下,飛行員僅靠操縱駕駛桿,無法實現在新的軌跡上穩定飛行。由此得出,F/A-18艦載飛機在著艦下滑狀態不符合 “50 ft躍升規范”。

3.2躍升操縱策略

“50 ft躍升規范”的基本假設是不調節油門來控制航跡,在上節中已經驗證艦載飛機在末端著艦狀態下,僅操縱駕駛桿已無法控制航跡。

艦載飛機飛行員在全人工進場著艦時通常使用“反區”操縱策略來控制航跡,即用駕駛桿來使迎角保持恒定,用推力來改變飛行高度[8]。

根據“反區”操縱策略,結合駕駛員模型,將主通道設為油門桿通道,輸入為階躍高度及高度變化率,副通道輸入迎角以加快飛機響應。飛機航跡變化如圖7所示,飛機在12 s左右穩定在新下滑道上。由此可知,在著艦下滑時飛行員采用“反區”操縱策略可以實現軌跡躍升。圖8為駕駛桿Δδs和油門桿δT偏轉曲線圖,由圖可知,飛行員在操縱飛機進行躍升時,加油門應伴隨著拉駕駛桿,減油門則應推駕駛桿,且油門桿操縱時應快速短促,而駕駛桿操縱需平緩柔和。

圖7　飛機躍升航跡Fig.7　Leaping flight path of aircraft

圖8　駕駛桿和油門桿偏轉量Fig.8　Amount of deflection of stick and throttle lever

3.3帶動力補償的躍升操縱

為減少飛行員著艦時的工作量,增加著艦精度,現代飛機在著艦下滑時一般都開啟動力補償系統。該系統開啟后,飛行員便可集中精力操縱駕駛桿。

駕駛員模型主通道為駕駛桿通道, 輸入仍然為階躍高度和高度變化率,不對油門桿進行控制,而是引入動力補償系統。參照文獻[9]設計動力補償系統,在此基礎上,進行躍升仿真,得到飛機航跡如圖9所示。與全人工控制躍升相比,航跡躍升平滑、無超調,且駕駛桿操縱頻率降低,有效減輕了飛行員的負擔。圖10為航跡傾角變化曲線。對比圖6和圖10可得:開啟動力補償系統后,航跡傾角對駕駛桿有很強的跟隨力。

在有動力補償的情況下,飛機迎角的變化通過動力補償系統得到遏制,從而航跡傾角可以有效地跟蹤飛機俯仰角的變化。因此,著艦下滑時,如果開啟動力補償系統,飛行員可不必控制油門桿,僅通過控制駕駛桿便可操縱飛機躍升。

圖9　飛機躍升航跡Fig.9　Leaping flight path of aircraft

圖10　駕駛桿和航跡傾角變化曲線Fig.10　Variation of stick and flight path angle

4結束語

一般情況下,下滑道躍升規范用于確保下滑道跟蹤性能和預測進場速度,但由本文仿真可得,典型的艦載飛機F/A-18并不遵循此規范,因此,可認為該規范不充分。該規范無法對著艦進場速度和下滑道跟蹤能力進行充分預測。此外,飛機在著艦下滑時,如要進行航跡躍升,飛行員需采用反區操縱技術,同時操縱油門桿和駕駛桿來進行躍升;但如果在下滑時開啟了動力補償系統,飛行員可通過通常的操縱方式(僅使用駕駛桿)來進行躍升。同時,值得注意的是,躍升機動不一定會使飛機高度增加,如圖3中在躍升機動結束時飛機的高度低于機動開始時的高度4.12 m。

參考文獻：

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[2]方振平,陳萬春,張曙光.航空飛行器飛行動力學[M].北京:北京航空航天大學出版社,2012:174-201.

[3]屈香菊.駕駛員控制模型的建模研究[D].北京:北京航空航天大學,2003.

[4]胡恩勇,袁鎖中,楊一棟.跟蹤控制狀態飛行員建模研究[J].飛行力學,2008,26(4):11-13.

[5]Hess R A.Simplified approach for modelling pilot pursuit control behaviour in multi-loop flight control tasks [J].Aerospace Engineering,2005,228(10):1845-1856.

[6]Patterson G A.Criteria for determination of minimum usable approach speed[R].AIAA-67-578,1967.

[7]陳稗,昂海松.F/A-18F艦載飛機起降特性分析[J].南昌航空大學學報(自然科學版),2011,25(3):66-74.

[8]范曄,袁鎖中,楊一棟.著艦狀態飛行員控制策略研究[J].飛行力學,2008,26(3):37-40.

[9]楊一棟.艦載飛機著艦引導與控制[M].北京:國防工業出版社,2007:107-123.

(編輯：方春玲)

Simulation and analysis about glide path leap control strategy of carrier-based aircraft on landing approach

ZHAO Zhen-yu, HAN Wei, CHEN Jun-feng

(Department of Airborne Vehicle Engineering, NAEI, Yantai 264001, China)

Abstract:To research the glide path leap control strategy in carrier landing, establish the flight dynamic model of aircraft and pilot model. On the basis of these two models, taking the F/A-18 aircraft as an example, and according to the requirements about the “50ft leap specification”, the aircraft leap flight histories using different control strategies are simulated and analyzed with the use of MATLAB/SIMULINK software. The result shows that the F/A-18 aircraft couldn’t meet the requirements in the “50ft leap specification” on landing approach, and the pilot needs to control the stick and throttle simultaneously to realize the path leap if the APCS(approach power compensator system) is not turned on.

Key words:gliding for carrier landing; path leap; control strategy; “backside” control

中圖分類號：V212.12

文獻標識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)02-0001-04

作者簡介:趙振宇(1990-)，男，山西陽泉人，碩士研究生，研究方向為飛行力學。

收稿日期:2015-07-06;

修訂日期:2015-11-25; 網絡出版時間:2016-01-10 14:10