固定翼飛機軌跡穩定性飛行仿真張

張喆+++尤俊彬

摘 要：針對固定翼飛機反區操縱帶來的飛行安全性問題，分析了產生反區操縱的原因，設計了一種飛行控制律，可使得飛機改變本體的軌跡穩定性，仿真結果表明，在不同反饋增益的情況下，飛機軌跡穩定性出現了較大的變化，可將原有的一級飛行品質變為二級和三級。

關鍵詞：動力學建模；軌跡穩定性；控制律設計；飛行仿真

1 概述

飛機著艦與在陸基機場著陸存在很大的區別，由于航空母艦不是一個固定的坐標，在海浪中它是處于六自由度的運動之中。另外由于允許著陸區域小得多，飛機的著艦點的精度對飛機的著艦安全影響很大，因此要求艦載機的著艦精度比常規陸基飛機要高得多。由于艦載機為了滿足在航空母艦上著艦要求，它的著陸速度一般要比陸基飛機小得多，因此飛機的軌跡穩定性較差，現代戰斗機為了保證高速性能通常采用小展弦比的機翼，也使得它的低速軌跡穩定性更差。較差的軌跡穩定性，常常使得飛機處于反區操縱區間內，這種操縱方式往往使得飛行員處于不習慣狀態，甚至引起墜機的事故，因此對飛機軌跡穩定性的研究和模擬對試飛安全和飛機設計定型意義重大。

2 飛機反區操縱的成因

可用圖1所示說明反區操縱成因，圖中Vyl即為有利速度點Vopt，當飛行速度高于Vyl時，若飛機由高速平飛轉到低速平飛時（即速度減小ΔV1），則需增大迎角和減小可用推力，此時飛行員應同時后拉駕駛桿和油門桿；若飛機由低速平飛轉到高速平飛時，則需減小迎角和增大可用推力，此時飛行員應同時向前推駕駛桿和油門桿。這種操縱動作符合飛行員的操縱習慣，故稱大于Vopt的速度范圍為正操縱區。然而，在飛行速度小于Vopt時，操縱動作卻不同，同樣飛機由高速平飛轉到低速平飛時（即速度減小ΔV2），飛行員要拉桿以增加迎角，同時推油門桿以增加發動機的可用推力P，以達到與平飛需用推力Ppx相等，實現等速平飛；而飛機由低速轉到高速平飛時，則飛行員應前推駕駛桿和后拉駕駛桿。這種操縱動作和飛行員操縱習慣相反，故稱此平飛范圍為反操縱區。

3 低動壓下飛行軌跡穩定性與反區操縱的關系

飛機在航母上進行起飛或著艦任務時，要進行上升或下滑操縱，在此飛行狀態往往處于低動壓情況下，和肯能使飛機進入反操縱區。在飛行反區操縱飛機時，往往與正區操縱習慣相反。

如圖2所示，為典型戰斗機飛機的上升極曲線，在正區操縱時，欲使飛機從原來的θ=5°的定常上升狀態C轉入以θ=10°的定常上升狀態E，那么飛行員后拉桿即可實現。在拉桿的最初瞬間，由于飛行速度尚來不及改變，故速度以D點表示。但由于D點落在減速區，飛行速度回自動減小而趨于E點，并最終在該點建立起θ=10°的等速上升狀態。因此，在正區范圍內控制上升航跡原則上只須移動一次駕駛桿就可完成。

在反區范圍內改變飛行狀態就要復雜得多。例如，欲使飛機從原來θ=15°的點B定常上升狀態轉到以θ=20°的點A定常上升狀態，若仍按照正區操縱方法，即后拉駕駛桿，則在后拉桿的最初瞬間，速度尚來不及改變而落在減速區的F點上，因而速度繼續減小，永遠不可能轉入速度較大的點A飛行狀態。所以，在反區范圍內，按正常操縱規律是不可能實現預想的飛行狀態的改變。為此應在點B先向前推桿使飛機轉入θ較小的加速區點G狀態，然后讓飛機加速到對應于點A的速度（或稍大于A的速度），此時再后拉桿使飛機轉入θ=20°的點A定常上升狀態，而這往往要反復調整駕駛桿才能實現。

在陸地機場執行飛行任務時，即是包括起飛著陸任務在內，由于飛行速度較高，飛機都處于正區操縱，而由于航母起降的特殊性，飛行速度較低，飛機往往處于飛行反區。所以反區操縱的問題在艦載機試飛中特別值得關注。在飛行品質規范要求中，往往以軌跡穩定性來判定飛機在低速時的操縱特性。

根據8785-B有關的飛行軌跡穩定性要求：飛行軌跡穩定性是按照飛行軌跡角隨空速的變化來定義的，此時空勤人員不改變油門位置，空速只由于使用升降舵操縱而改變。對于著陸進場飛行階段，飛行軌跡角對空速的曲線在V0min處的局部斜率應為負值或小于下列數值的正值：

a.等級1：0.06度/里/小時

b.等級2：0.15度/里/小時

c.等級3：0.24度/里/小時

推力狀態應該是以V0min作正常進場下滑軌跡所要求的推力狀態。飛行軌跡角對空速的曲線在比V0min小5里/小時處的斜率，在正值方向應不大于0.05度/里/小時，如圖3表示：

4 不同軌跡穩定性品質的模擬控制律設計

由于相關的飛行品質要求明確了飛機設計中的軌跡穩定性要求，所以對要求中的3級品質分別模擬，就對現役大部分飛機（包括軌跡穩定性不好的飛機），和即將服役的艦載機的軌跡穩定性進行模擬。

4.1 軌跡穩定性關鍵參數分析

已知IFSTA飛機在高度500米，0.2馬赫數下的小擾動數據如下所示：

由此可以看出，引入速度反饋后，除Xu參數變化較大外，其他參數變化不明顯，對短周期運動的飛行品質基本無影響。表1為不同飛行品質下的軌跡穩定性的反饋參數的設計。

5 仿真試驗

試驗是在某型固定翼飛機模擬器上進行的，由于該模擬器上采用與真實飛機上相同的駕駛桿系，所以模擬時桿力效果較為逼真。飛機模型包括：氣動力模型、飛行控制系統模型、發動機/燃油模型、六自由度全量運動方程等模塊。

試驗條件設置如下：

飛機總重3.6t，每次試驗時的配平速度均為74m/s，平飛構型，仿真步長均為0.01s。

試驗分兩次進行，選取的油門反饋增益k均為20.1115。

第1次：配平飛機后，拉桿減速，使飛機減速至68m/s，在此速度下保持10s以上，使飛機保持穩定航跡下滑，全過程不進行手動油門操縱。

第2次：配平飛機后，推桿增速，使飛機增速至80m/s，在此速度下保持10s以上，使飛機保持穩定航跡下滑，全過程不進行手動油門操縱。

6 結果分析

圖5、圖6為第1次試驗的結果，圖5為空速變化的時域響應圖，圖6為軌跡角變化的時域響應圖。

圖7、圖8為第二次試驗的結果。

當飛機具有好的軌跡穩定性時（即負的軌跡穩定性），在配平速度下，減速時，飛機軌跡爬升（即拉駕駛桿）；增速時，飛機軌跡下降（即推駕駛桿）。從試驗情況可知，通過對加以響應反饋的控制律，可以使飛機呈現出正的軌跡穩定性，拉桿后，飛機的航跡還在下降；推桿后，飛機的航跡在爬升，正是反區操縱時飛行所呈現出的特點。

7 結束語

通過給飛機油門桿加以反饋自動控制，可以改變飛機的軌跡穩定性，使一架具有良好軌跡穩定性的飛機變為具有軌跡不穩定的特性。通過這種控制律設計方法在飛行仿真上的應用，對于培訓飛行員有良好效果。特別是艦載機飛行員的培訓工作，可以讓飛行員在模擬器上就體會反區特性飛機的操縱響應特點，加深他們對反區操縱的印象。