非對(duì)稱投彈及非對(duì)稱掛載補(bǔ)償控制技術(shù)研究

李宏剛, 趙海, 高亞奎, 江飛鴻

(中航工業(yè)西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所 飛行控制與液壓設(shè)計(jì)研究所, 陜西 西安 710089)

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非對(duì)稱投彈及非對(duì)稱掛載補(bǔ)償控制技術(shù)研究

李宏剛, 趙海, 高亞奎, 江飛鴻

(中航工業(yè)西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所 飛行控制與液壓設(shè)計(jì)研究所, 陜西 西安 710089)

針對(duì)戰(zhàn)斗類飛機(jī)非對(duì)稱投彈和非對(duì)稱掛載這類情況,分析了投彈時(shí)橫向擾動(dòng)及縱向機(jī)動(dòng)時(shí)橫向耦合的機(jī)理,描述了其對(duì)飛行安全的威脅;通過(guò)引入所投彈質(zhì)量、位置以及飛機(jī)法向過(guò)載,設(shè)計(jì)了非對(duì)稱投彈/非對(duì)稱掛載補(bǔ)償控制律。仿真驗(yàn)證結(jié)果表明:該補(bǔ)償控制律可消除上述兩種情況下的橫向擾動(dòng),有助于非對(duì)稱投彈時(shí)飛機(jī)狀態(tài)的保持,更重要的是提高了非對(duì)稱掛載情況下著陸的安全性。

非對(duì)稱; 投彈; 掛載; 補(bǔ)償

0　引言

現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中,戰(zhàn)斗類飛機(jī)普遍從防區(qū)外發(fā)射精確制導(dǎo)武器執(zhí)行對(duì)面打擊任務(wù)[1]。鑒于對(duì)手防空火力射程不斷增大,進(jìn)攻方單純?cè)黾訌椝帞?shù)量并不能提高任務(wù)完成率,必須提高武器射程及毀傷效能。在這種情況下,飛機(jī)典型的外掛配置是掛載少量遠(yuǎn)程導(dǎo)彈,此類導(dǎo)彈具有單枚彈重量大的特點(diǎn),特別是對(duì)戰(zhàn)術(shù)類飛機(jī)而言。掛載此類導(dǎo)彈執(zhí)行任務(wù)時(shí),飛機(jī)一般先投放一枚導(dǎo)彈,待恢復(fù)平衡狀態(tài)后再按需投放另一枚[2]。單側(cè)投放會(huì)對(duì)飛機(jī)施加俯仰和滾轉(zhuǎn)干擾力矩,飛行員人工或自動(dòng)駕駛儀需在短時(shí)間內(nèi)重新配平飛機(jī),為投放另一側(cè)導(dǎo)彈創(chuàng)造條件。當(dāng)另一側(cè)導(dǎo)彈不具備發(fā)射條件需帶回時(shí),隨高度、速度的變化,需要不斷調(diào)整配平量,增加了飛行員負(fù)擔(dān)。同時(shí),由于重心偏離飛機(jī)對(duì)稱面,縱向操縱會(huì)耦合橫向輸出,影響正常機(jī)動(dòng)效果,威脅著陸安全。

本文研究了非對(duì)稱投彈瞬態(tài)和掛載時(shí)縱向機(jī)動(dòng)橫向耦合的機(jī)理,設(shè)計(jì)了非對(duì)稱投彈/非對(duì)稱掛載補(bǔ)償控制律，并以某型飛機(jī)為例進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。結(jié)果表明,該控制律可消除上述投彈瞬態(tài),大幅降低縱向機(jī)動(dòng)對(duì)橫向的耦合。

1　問(wèn)題分析

1.1非對(duì)稱投彈問(wèn)題分析

投彈前,全機(jī)質(zhì)量為M(含導(dǎo)彈),重心位于對(duì)稱面內(nèi),升力為L(zhǎng),兩側(cè)翼下導(dǎo)彈質(zhì)量均為m,掛點(diǎn)至飛機(jī)對(duì)稱面距離為Δy。為創(chuàng)造良好的導(dǎo)彈發(fā)射條件,飛機(jī)處于定常直線飛行狀態(tài),Oyz平面內(nèi)受力如圖1所示。由圖可見(jiàn),飛機(jī)兩側(cè)翼下導(dǎo)彈形成的力矩相等,飛行員只需進(jìn)行常規(guī)的縱向配平,使L=Mg,即可保持平飛狀態(tài)。

圖1　投彈前受力示意圖Fig.1　Forces on aircraft before launching missile

圖2　投彈瞬間受力示意圖Fig.2　Forces on aircraft while launching missile

1.2非對(duì)稱掛載問(wèn)題分析

如上文所述,投放左側(cè)導(dǎo)彈時(shí)飛機(jī)產(chǎn)生一個(gè)向上的力和向右的力矩,飛行員出于本能會(huì)斜推桿抑制飛機(jī)狀態(tài)改變。待飛機(jī)平衡后,為減輕操縱負(fù)擔(dān)需對(duì)橫向配平,配平力矩為:

(1)

(2)

當(dāng)投放多枚外掛物時(shí)上式變?yōu)?

(3)

飛機(jī)配平后可作定常直線飛行,但縱向機(jī)動(dòng)時(shí)又產(chǎn)生新的問(wèn)題,即橫向發(fā)生滾轉(zhuǎn)。假設(shè)拉桿使飛機(jī)產(chǎn)生Δnz的法向過(guò)載增量,此時(shí)飛機(jī)Oyz面內(nèi)合力如圖3所示。

圖3　過(guò)載增量為Δnz時(shí)合力示意圖Fig.3　The resultant force when the increment of normal load factor equals to Δnz

飛機(jī)發(fā)射一側(cè)導(dǎo)彈后,重心在y軸上的坐標(biāo)為:

(4)

由于大部分升力由飛機(jī)機(jī)翼產(chǎn)生,可假定非對(duì)稱外掛時(shí)升力作用點(diǎn)仍位于飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)。因此,飛機(jī)所受合力對(duì)重心形成向右的滾轉(zhuǎn)力矩,其值為:

(5)

將式(4)代入式(5),得:

(6)

由式(6)可見(jiàn),所投彈越重、離飛機(jī)對(duì)稱面越遠(yuǎn)、拉桿產(chǎn)生過(guò)載越大,滾轉(zhuǎn)越明顯。推桿時(shí)亦能得到同樣的結(jié)論,不同點(diǎn)在于滾轉(zhuǎn)方向相反。

上述結(jié)論也可進(jìn)一步推導(dǎo),得出投放多枚外掛物后的情況,其縱橫向耦合力矩為:

(7)

縱橫向耦合迫使飛行員俯仰操縱時(shí)必須進(jìn)行橫向補(bǔ)償,且補(bǔ)償量隨高度、速度變化,飛行員難以掌握。對(duì)于進(jìn)近著陸這樣的高增益閉環(huán)任務(wù),飛行員需頻繁修正下滑線和位置,此時(shí)容易引起PIO[3],在接地拉平段,很容易發(fā)生翼尖擦地、偏出跑道的危險(xiǎn)。

2　控制律設(shè)計(jì)

為抑制非對(duì)稱投彈瞬態(tài)以及投彈后縱向操縱對(duì)橫向的耦合,有必要設(shè)計(jì)一種補(bǔ)償控制律,以提高飛行和著陸安全。

非對(duì)稱投彈后控制律需補(bǔ)償?shù)臐L轉(zhuǎn)力矩包括兩部分:一是平飛配平力矩;二是機(jī)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩,即:

(8)

因此補(bǔ)償?shù)母币砥菫?

(9)

根據(jù)上式,取增益為:

(10)

于是:

(11)

該控制律采用法向過(guò)載作為反饋信號(hào),增益隨動(dòng)壓調(diào)整,控制律根據(jù)所投外掛物特征即重量、重心進(jìn)行校正。

該控制律也適用于投放多枚外掛物后的情況,其形式為:

(12)

3　模型建立

由于非對(duì)稱投彈/非對(duì)稱掛載時(shí)需考慮縱向?qū)M向的耦合,因此本文建立了六自由度動(dòng)力學(xué)模型研究該問(wèn)題[4]。其中,力方程中使用的飛機(jī)質(zhì)量、力矩方程中使用的慣量在投彈前后都發(fā)生了變化,方程中這些值均隨時(shí)間改變。

與重量、重心改變相比,投彈前后氣動(dòng)力變化對(duì)全機(jī)影響較小,為便于研究,本文對(duì)投彈前后使用同一套氣動(dòng)力。但投彈后,需將氣動(dòng)力作用點(diǎn)折算到新的重心處,如式(13)和式(14)所示。其中,角標(biāo)為“cg-F”的向量表示氣動(dòng)力以新重心為原點(diǎn)機(jī)體系中的坐標(biāo),角標(biāo)為“cg-B”的向量表示氣動(dòng)力以原重心為原點(diǎn)機(jī)體系中的坐標(biāo),Δx,Δy和Δz表示投彈后重心在原機(jī)體系中的坐標(biāo)。投彈前后,使用同一套發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)。

(13)

(14)

4　仿真驗(yàn)證

4.1非對(duì)稱投彈

本文選取某型飛機(jī)高度為5 000 m,馬赫數(shù)為0.8,巡航構(gòu)型定常直線飛行狀態(tài),對(duì)應(yīng)用補(bǔ)償控制律前后的投彈瞬態(tài)進(jìn)行分析。飛機(jī)在該狀態(tài)下飛行5 s后發(fā)射左側(cè)翼下導(dǎo)彈,飛行員不作干預(yù),仿真結(jié)果如圖4所示。

圖4　非對(duì)稱投彈瞬態(tài)仿真結(jié)果Fig.4　Simulation results of transient state in asymmetric launching

由圖4可見(jiàn),不采用補(bǔ)償控制律的情況下,投彈后滾轉(zhuǎn)角速度很快達(dá)到21 (°)/s,滾轉(zhuǎn)角5 s內(nèi)達(dá)到90°,法向過(guò)載增至1.1。由此可見(jiàn),非對(duì)稱投彈嚴(yán)重影響了飛機(jī)狀態(tài),主要表現(xiàn)在橫向。采用補(bǔ)償控制律后,滾轉(zhuǎn)角速度降至1.5 (°)/s,且能夠收斂,滾轉(zhuǎn)角幾乎沒(méi)有變化。法向過(guò)載仍增至1.1,其原因是由于飛機(jī)投彈后全機(jī)重量變輕。因此,補(bǔ)償控制律可以消除非對(duì)稱投彈時(shí)的飛機(jī)瞬態(tài),飛行員只需稍推桿穩(wěn)定俯仰方向即可保持狀態(tài),橫向無(wú)需干預(yù)或配平。

4.2非對(duì)稱掛載

選取高度為500 m,馬赫數(shù)為0.3,著陸構(gòu)型定常直線飛行狀態(tài),對(duì)應(yīng)用補(bǔ)償控制律前后的非對(duì)稱掛載縱橫耦合現(xiàn)象進(jìn)行分析。飛機(jī)在該狀態(tài)下飛行5 s后階躍拉桿,產(chǎn)生過(guò)載1.15,飛行員在橫航向不作干預(yù)。仿真結(jié)果如圖5所示。

圖5　非對(duì)稱掛載狀態(tài)縱向機(jī)動(dòng)時(shí)飛機(jī)響應(yīng)Fig.5　Responses of aircraft due to longitudinal movement in the case of asymmetric missile loading

由圖5可見(jiàn),不采用補(bǔ)償控制律的情況下,階躍拉桿后滾轉(zhuǎn)角速度均值約5 (°)/s,滾轉(zhuǎn)角在5 s內(nèi)達(dá)到20°。滾轉(zhuǎn)角如此大幅變化會(huì)使航向、位置難以保持,對(duì)進(jìn)近著陸構(gòu)成很大威脅,嚴(yán)重影響著陸安全。采用斜拉桿/斜推桿這種駕駛技巧后,仍難以確保絕對(duì)安全。

采用補(bǔ)償控制律后,滾轉(zhuǎn)角速度均值降至零,滾轉(zhuǎn)角幾乎沒(méi)有變化,飛行員在進(jìn)近著陸這個(gè)高增益任務(wù)中容易保持姿態(tài)、航向和位置,降低了拉平接地時(shí)飛機(jī)機(jī)翼擦地和偏出跑道的可能性,大幅提高了非對(duì)稱掛載著陸的成功率。

5　結(jié)束語(yǔ)

本文研究了非對(duì)稱投彈瞬態(tài)和非對(duì)稱掛載時(shí)縱向機(jī)動(dòng)橫向耦合的機(jī)理;設(shè)計(jì)了改善橫向擾動(dòng)的補(bǔ)償控制律。通過(guò)仿真,表明該控制律可完全消除非對(duì)稱投彈時(shí)的橫向瞬態(tài),亦可大幅降低縱向機(jī)動(dòng)對(duì)橫向的耦合,有助于非對(duì)稱投彈時(shí)飛機(jī)狀態(tài)的保持,更重要的是提高了非對(duì)稱掛載情況下著陸的安全性。

[1]黃長(zhǎng)強(qiáng),趙輝,杜海文,等.機(jī)載彈藥精確制導(dǎo)原理[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2011:4-6.

[2]高亞奎,王宜芳,任寶平.投彈對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性影響分析[J].飛行力學(xué),2005,23(3):25-27.

[3]王敏文.電傳飛控系統(tǒng)起飛著陸時(shí)的PIO研究[J].飛行力學(xué),1996,14(2):80-86.

[4]方振平,陳萬(wàn)春,張曙光.航空飛行器飛行動(dòng)力學(xué)[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2005:175-183.

(編輯：方春玲)

Research on compensation control technology for asymmetric launching and loading of missiles

LI Hong-gang, ZHAO Hai, GAO Ya-kui, JIANG Fei-hong

(Flight Control and Hydraulic System Design Institute, AVIC Xi’an Aircraft Design Institute,Xi’an 710089, China)

For asymmetric launching and loading missiles from fighters, this paper analyses the principles of lateral disturbance in missile launching and lateral coupling in longitudinal movement, and describes the threats to the flight safety. Finally, a control law is designed to compensate the lateral disturbance caused by asymmetric launching and loading missiles, by using the mass and location of missile fired, along with the normal load factor of aircraft. The simulation results indicate that the control law can eliminate the lateral disturb caused in those two situations. It is conducive to keeping the attitude of aircraft when launch missile asymmetrically, and it improves the landing safety of aircraft with asymmetric missiles especially.

asymmetric; launching missile; missile loaded to fighter; compensation

2016-02-28;

2016-04-29; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2016-04-22 09:52

李宏剛(1984-)，男，陜西鳳翔人，工程師，碩士，研究方向?yàn)轱w行控制律設(shè)計(jì)；

趙海(1978-)，男，陜西涇陽(yáng)人，高級(jí)工程師，碩士，研究方向?yàn)轱w行控制律設(shè)計(jì)。

V249.1

A

1002-0853(2016)04-0046-04