固定翼飛機軌跡穩(wěn)定性飛行仿真張

張喆+++尤俊彬

摘 要：針對固定翼飛機反區(qū)操縱帶來的飛行安全性問題，分析了產(chǎn)生反區(qū)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(wěn)定性，仿真結果表明，在不同反饋增益的情況下，飛機軌跡穩(wěn)定性出現(xiàn)了較大的變化，可將原有的一級飛行品質(zhì)變?yōu)槎壓腿墶?/p>

關鍵詞：動力學建模；軌跡穩(wěn)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(qū)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(qū)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(guī)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(wěn)定性較差，現(xiàn)代戰(zhàn)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(wěn)定性更差。較差的軌跡穩(wěn)定性，常常使得飛機處于反區(qū)操縱區(qū)間內(nèi)，這種操縱方式往往使得飛行員處于不習慣狀態(tài)，甚至引起墜機的事故，因此對飛機軌跡穩(wěn)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(qū)操縱的成因

可用圖1所示說明反區(qū)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(qū)。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(fā)動機的可用推力P，以達到與平飛需用推力Ppx相等，實現(xiàn)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(qū)。

3 低動壓下飛行軌跡穩(wěn)定性與反區(qū)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(tài)往往處于低動壓情況下，和肯能使飛機進入反操縱區(qū)。在飛行反區(qū)操縱飛機時，往往與正區(qū)操縱習慣相反。

如圖2所示，為典型戰(zhàn)斗機飛機的上升極曲線，在正區(qū)操縱時，欲使飛機從原來的θ=5°的定常上升狀態(tài)C轉入以θ=10°的定常上升狀態(tài)E，那么飛行員后拉桿即可實現(xiàn)。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(qū)，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(tài)。因此，在正區(qū)范圍內(nèi)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(qū)范圍內(nèi)改變飛行狀態(tài)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(tài)轉到以θ=20°的點A定常上升狀態(tài)，若仍按照正區(qū)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(qū)的F點上，因而速度繼續(xù)減小，永遠不可能轉入速度較大的點A飛行狀態(tài)。所以，在反區(qū)范圍內(nèi)，按正常操縱規(guī)律是不可能實現(xiàn)預想的飛行狀態(tài)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(qū)點G狀態(tài)，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(tài)，而這往往要反復調(diào)整駕駛桿才能實現(xiàn)。

在陸地機場執(zhí)行飛行任務時，即是包括起飛著陸任務在內(nèi)，由于飛行速度較高，飛機都處于正區(qū)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(qū)。所以反區(qū)操縱的問題在艦載機試飛中特別值得關注。在飛行品質(zhì)規(guī)范要求中，往往以軌跡穩(wěn)定性來判定飛機在低速時的操縱特性。

根據(jù)8785-B有關的飛行軌跡穩(wěn)定性要求：飛行軌跡穩(wěn)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(shù)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(tài)應該是以V0min作正常進場下滑軌跡所要求的推力狀態(tài)。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(wěn)定性品質(zhì)的模擬控制律設計

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

4.1 軌跡穩(wěn)定性關鍵參數(shù)分析

已知IFSTA飛機在高度500米，0.2馬赫數(shù)下的小擾動數(shù)據(jù)如下所示：

由此可以看出，引入速度反饋后，除Xu參數(shù)變化較大外，其他參數(shù)變化不明顯，對短周期運動的飛行品質(zhì)基本無影響。表1為不同飛行品質(zhì)下的軌跡穩(wěn)定性的反饋參數(shù)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(tǒng)模型、發(fā)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(wěn)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(wěn)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(wěn)定性時（即負的軌跡穩(wěn)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(xiàn)出正的軌跡穩(wěn)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(qū)操縱時飛行所呈現(xiàn)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(wěn)定性，使一架具有良好軌跡穩(wěn)定性的飛機變?yōu)榫哂熊壽E不穩(wěn)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(qū)特性飛機的操縱響應特點，加深他們對反區(qū)操縱的印象。