IFSTA自主著艦控制律仿真研究

華藝欣, 王海平, 曹良秋

(1.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089;2.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 科技部, 陜西 西安 710089)

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IFSTA自主著艦控制律仿真研究

華藝欣1, 王海平1, 曹良秋2

(1.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089;2.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 科技部, 陜西 西安 710089)

針對(duì)艦載機(jī)的自動(dòng)著艦系統(tǒng),以IFSTA原型機(jī)K8飛機(jī)為研究對(duì)象建立了著艦環(huán)境模型,設(shè)計(jì)了自動(dòng)著艦控制律,對(duì)在著艦階段的控制作用及影響著艦精度的因素進(jìn)行了分析和研究,并分別進(jìn)行了數(shù)值仿真和半實(shí)物地面仿真驗(yàn)證。研究結(jié)果表明,為了使飛機(jī)成功完成著艦任務(wù),需滿足海況、大氣擾動(dòng)、控制系統(tǒng)帶寬頻率的最低要求。

IFSTA; 自動(dòng)著艦系統(tǒng); 推力補(bǔ)償控制; 半實(shí)物地面仿真

0 引言

艦載機(jī)著艦過(guò)程中,飛行員需要承受極高的身體負(fù)荷和心理負(fù)擔(dān),因此艦載機(jī)技術(shù)發(fā)展的重要方向是研究自動(dòng)著艦控制技術(shù)。隨著以X-47B飛機(jī)為代表的艦載無(wú)人機(jī)的成功著艦,標(biāo)志著國(guó)外在此領(lǐng)域取得了重大技術(shù)進(jìn)步。對(duì)于固定翼飛機(jī)而言,進(jìn)近著艦是一項(xiàng)極具挑戰(zhàn)性的任務(wù),需要克服諸多影響因素,例如近艦區(qū)氣流擾動(dòng)、海況引起的航母甲板運(yùn)動(dòng)、飛機(jī)本體操縱性與穩(wěn)定性,以及自動(dòng)著艦控制系統(tǒng)的性能和精度等。

本文以中型固定翼飛機(jī)K8為研究對(duì)象,建立了包括飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型、自動(dòng)著艦控制律、航母運(yùn)動(dòng)模型及艦尾流模型在內(nèi)的自動(dòng)著艦仿真環(huán)境,并在鐵鳥(niǎo)臺(tái)上進(jìn)行了半實(shí)物仿真研究,分析了各要素單元對(duì)飛機(jī)實(shí)現(xiàn)安全、準(zhǔn)確、迅速著艦的影響,為我國(guó)今后開(kāi)展相關(guān)演示驗(yàn)證飛行奠定了重要的研究基礎(chǔ)。

1 自動(dòng)著艦過(guò)程

1.1 下滑航跡

與陸基飛機(jī)著陸不同,艦載機(jī)著艦下滑不經(jīng)過(guò)平飄,而是沿一特定軌道進(jìn)行帶動(dòng)力勻速直線下滑。假設(shè)飛機(jī)距艦尾水平距離約3 000 m時(shí)進(jìn)入雷達(dá)截獲窗。飛機(jī)進(jìn)入基準(zhǔn)下滑軌跡的前3 s加入俯仰指令,軌跡示意如圖1所示。其中,ACLS為自動(dòng)著艦系統(tǒng);DMC為甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償系統(tǒng);DTP為理想觸艦點(diǎn)。

根據(jù)文獻(xiàn)[1]仿真得到6級(jí)海況下基準(zhǔn)下滑軌跡如圖2所示。由仿真結(jié)果可見(jiàn),由于航母運(yùn)動(dòng)的加入,基準(zhǔn)下滑軌跡并不是一條直線,這種起伏是由海況引起的。

圖2 基準(zhǔn)下滑軌跡仿真結(jié)果Fig.2 Simulation result of ideal longitudinal glide slope

飛機(jī)在近艦段最大誤差來(lái)源是艦尾氣流對(duì)飛機(jī)的擾動(dòng)。文獻(xiàn)[2]中當(dāng)飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)離艦最后約800 m時(shí),仿真得到總的艦尾流擾動(dòng)分量uw,vw,ww在時(shí)域中的曲線如圖3所示。圖中：uw為水平氣流,順風(fēng)為正;vw為側(cè)向氣流,向右為正;ww為垂直氣流,向下為正。

航母的甲板運(yùn)動(dòng)幅值和頻率直接與海況有關(guān)。本文使用不同頻率、不同相位的正弦函數(shù)來(lái)模擬航母在海洋中的運(yùn)動(dòng)[1-2]。在6級(jí)海況下建立航母運(yùn)動(dòng)模型,仿真結(jié)果如圖4所示。圖中,θc,φc,ψc分別

為航母在體軸系下的縱搖、橫搖和偏航角;Y為起伏運(yùn)動(dòng)幅度。

圖3 艦尾流各分量仿真曲線Fig.3 Simulation results of all components of the airwake

圖4 航母運(yùn)動(dòng)姿態(tài)仿真結(jié)果Fig.4 Simulation results of all carrier moving attitudes

1.2 自動(dòng)著艦飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求

大多數(shù)著艦事故是由于縱向航跡控制不好造成的,所以本文重點(diǎn)研究縱向飛行控制特性[3]。自動(dòng)著艦縱向控制系統(tǒng)是由自動(dòng)飛行控制和推力補(bǔ)償系統(tǒng)組成[4],總的結(jié)構(gòu)圖如圖5所示。

圖5 自動(dòng)著艦控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.5 Structure of automatic carrier landing control system

2 自動(dòng)著艦控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與半實(shí)物地面仿真

自動(dòng)著艦控制系統(tǒng)采用經(jīng)典PID控制方法,通過(guò)調(diào)節(jié)比例、積分增益(kI,kP)自內(nèi)而外進(jìn)行不同層級(jí)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。選擇K8飛機(jī)作為研究對(duì)象,采用俄式坐標(biāo)系下的六自由度方程描述其運(yùn)動(dòng)特性。選取基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng):進(jìn)艦速度V=190 km/h, 高度H=250 m, 迎角α=10°。由縱向小擾動(dòng)方程計(jì)算得到縱向狀態(tài)方程4個(gè)特征值:

λ1,2=-0.676±1.09i，λ3,4=-0.008 6±0.227i

短周期模態(tài):ωn1=1.28 rad/s,ζn1=0.527

長(zhǎng)周期模態(tài):ωn1=0.228 rad/s,ζn1=0.037 8

通過(guò)圖5中控制系統(tǒng)內(nèi)環(huán)增穩(wěn)設(shè)計(jì),系統(tǒng)的頻率、阻尼比及主導(dǎo)極點(diǎn)列表如表1所示。由表可知,加增穩(wěn)控制后,系統(tǒng)的頻率和阻尼比都有明顯增大,主導(dǎo)極點(diǎn)更加遠(yuǎn)離虛軸,說(shuō)明飛機(jī)的固有特性得到改善。

表1 增穩(wěn)前后系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能指標(biāo)

Table 1 Dynamic performance indicator before and after augmentation

系統(tǒng)頻率/rad·s-1阻尼比主導(dǎo)極點(diǎn)原系統(tǒng)1280527λ3，4=-0676±109i增穩(wěn)后系統(tǒng)5140616λ3，4=-3170±405i

著艦過(guò)程中艦載機(jī)飛行速度變化較小,圖5中外環(huán)的高度控制就相當(dāng)于對(duì)航跡角的控制,這與一般的俯仰角指令反饋相比,具有更好的抗擾動(dòng)能力,對(duì)于克服下滑道中艦尾流更加有利[5-6]。自動(dòng)推力

補(bǔ)償系統(tǒng)作為艦載機(jī)自動(dòng)著艦控制的關(guān)鍵技術(shù),是為解決艦載機(jī)低速著艦過(guò)程中速度不穩(wěn)定而提出的。采用圖5中速度反饋主要目的是通過(guò)油門控制來(lái)保持艦載機(jī)的空速和迎角。加推力補(bǔ)償控制前后的速度和迎角響應(yīng)如圖6所示。對(duì)比可見(jiàn),加入推力補(bǔ)償控制后,速度和迎角的穩(wěn)定性大大增強(qiáng)[7]。

圖6 加推力補(bǔ)償前后迎角和速度響應(yīng)Fig.6 Responses of angle of attack and velocity before and after adding power compensation control

為了驗(yàn)證所設(shè)計(jì)的自動(dòng)著艦控制律的正確性,還開(kāi)展了半實(shí)物地面仿真試驗(yàn)。半實(shí)物地面仿真試驗(yàn)以現(xiàn)有的某試驗(yàn)臺(tái)為基礎(chǔ),增加艦載機(jī)關(guān)鍵舵面的控制舵機(jī)及其加載系統(tǒng),其余舵面控制采用計(jì)算機(jī)模擬方式實(shí)現(xiàn),運(yùn)行環(huán)境如圖7所示。半實(shí)物仿真得到的仿真結(jié)果如圖8所示。

圖7 地面試驗(yàn)臺(tái)運(yùn)行環(huán)境Fig.7 Operating environment of ground test bed

圖8 半實(shí)物地面仿真結(jié)果Fig.8 Results of semi-physical ground simulation

由以上仿真結(jié)果可見(jiàn),數(shù)值仿真的著艦誤差約為2.5 m,半實(shí)物仿真的著艦誤差約為3 m,均小于ACLS著艦誤差范圍±6.1 m。此外,半實(shí)物仿真環(huán)境下飛機(jī)實(shí)際下滑軌跡與理想下滑軌跡的高度誤差與Matlab數(shù)值仿真結(jié)果基本一致。這說(shuō)明,盡管有真實(shí)舵機(jī)和加載系統(tǒng)的加入,存在時(shí)間延遲和采集誤差,仍然認(rèn)為所設(shè)計(jì)的控制律在半實(shí)物地面試驗(yàn)臺(tái)環(huán)境下的控制效果較好。

3 仿真結(jié)果及分析

3.1 海況影響

參考航母運(yùn)動(dòng)方程求解過(guò)程(略),仿真求解2級(jí)、6級(jí)和9級(jí)海況下自動(dòng)著艦觸艦點(diǎn)的縱向水平偏差分別為:1.5 m,2.5 m和6.5 m。

根據(jù)著艦點(diǎn)縱向理想水平偏差±6 m以內(nèi)的要求可知,本文設(shè)計(jì)的控制律對(duì)于2級(jí)海況和6級(jí)海況來(lái)說(shuō)是可以安全、準(zhǔn)確地著艦。

3.2 不同控制律帶寬頻率與控制精度的關(guān)系

帶寬準(zhǔn)則作為艦載機(jī)飛行品質(zhì)判據(jù)的基礎(chǔ)[8-9],在上述半實(shí)物著艦環(huán)境模型下，本文進(jìn)一步設(shè)計(jì)了3套控制律，分別研究帶寬頻率與控制精度之間的關(guān)系。Bode圖如圖9所示。

圖9 不同增益控制律下的Bode圖對(duì)比Fig.9 Bode plot comparison at different control laws

在同等海況和艦尾流強(qiáng)度下，將3種控制律的下滑軌跡(yda,ydb,ydc)與理想下滑軌跡(Hc)進(jìn)行了比較(見(jiàn)圖10)，并根據(jù)上述帶寬頻率定義對(duì)3種控制律帶寬進(jìn)行了計(jì)算，計(jì)算結(jié)果如表2所示。

圖10 不同控制律下滑軌跡與理想下滑軌跡Fig.10 Actual and ideal glide slope at different control laws

Table 2 Results of control accuracy and band frequency

控制律超調(diào)量/%著艦精度/m帶寬頻率/rad·s-1a32142100b21417112c1073126

綜上可知,在同等海況和艦尾流強(qiáng)度下,帶寬頻率越高的控制系統(tǒng)跟蹤精度越好,根據(jù)帶寬頻率和著艦精度還可以選擇一套最優(yōu)的自動(dòng)著艦控制律。

4 結(jié)論

本文以自動(dòng)著艦控制理論為基礎(chǔ),分別建立了飛機(jī)、航母和艦尾流模型。以理想下滑軌跡為基準(zhǔn)進(jìn)行控制律設(shè)計(jì),分析影響著艦精度的因素,并分別進(jìn)行了數(shù)值仿真和半實(shí)物地面仿真驗(yàn)證。得出以下結(jié)論:(1)半實(shí)物地面仿真的著艦誤差為3 m,由于加入了真實(shí)的舵機(jī)及其加載系統(tǒng),著艦誤差仍滿足要求，這說(shuō)明設(shè)計(jì)的自動(dòng)著艦控制系統(tǒng)具有較強(qiáng)的工程實(shí)際應(yīng)用價(jià)值;(2)自動(dòng)著艦控制律是完成精確定點(diǎn)著艦的關(guān)鍵因素,自動(dòng)著艦控制系統(tǒng)必須達(dá)到12.6 rad/s的帶寬頻率,才可以滿足理想著艦精度的安全要求;(3)海況影響航母的六自由度運(yùn)動(dòng),直接增加了著艦難度。研究表明,6級(jí)以下海況均可滿足理想著艦的安全要求。

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(編輯：方春玲)

Research of automatic carrier landing control law simulation by IFSTA

HUA Yi-xin1, WANG Hai-ping1, CAO Liang-qiu2

(1.Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China; 2.Ministry of Science and Technology, CFTE, Xi’an 710089, China)

In this paper, automatic carrier landing system of carrier-based aircraft is introduced. Model of landing circumstance is established which is based on the prototype model of IFSTA-K8, and auto landing control law is designed. Control effect during landing process and factors which influence landing precision are studied. At last, numerical simulation and semi-physical ground simulation are both performed. These results demonstrate that in order to land on board successfully, the minimum requirements of sea condition, atmospheric disturbance and control system band frequency should be met.

IFSTA; automatic carrier landing system; power compensation control; semi-physical ground simulation

2016-03-15;

2016-08-31;

時(shí)間:2016-09-22 14:55

華藝欣(1988-)，女，陜西寶雞人，碩士研究生，研究方向?yàn)轱w行控制與飛行仿真。

V249.1

A

1002-0853(2016)06-0030-04