基于虛擬駕駛員仿真的非定常尾流下直升機(jī)飛行品質(zhì)研究

王 濱，徐玉貌

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

艦載直升機(jī)的飛行環(huán)境惡劣，尤其是艦面尾流場復(fù)雜多變，導(dǎo)致直升機(jī)的起飛和著艦受到很嚴(yán)格的條件限制，飛行時(shí)機(jī)和任務(wù)時(shí)間也受到很大的限制，飛行員在起飛離艦與返場著艦過程中的工作負(fù)荷相當(dāng)大，由此造成飛行事故的概率也遠(yuǎn)比陸基直升機(jī)高[1]。因此，分析艦面非定常尾流場對(duì)機(jī)艦動(dòng)態(tài)配合飛行品質(zhì)的影響，對(duì)艦載直升機(jī)良好的飛行品質(zhì)設(shè)計(jì)意義重大，不僅是高質(zhì)量完成任務(wù)的基本保證，也對(duì)飛行安全具有重要作用[2]。

本文選取國外常見的三種下滑-著艦進(jìn)近軌跡[3]，在建立的直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型中，運(yùn)用基于虛擬駕駛員的仿真分析方法，開展定常與非定常尾流對(duì)機(jī)艦動(dòng)態(tài)配合飛行品質(zhì)的影響的分析工作，并給出著艦操作建議，為設(shè)計(jì)艦載直升機(jī)優(yōu)良的飛行品質(zhì)提供理論指導(dǎo)。

1 計(jì)算方法

基于虛擬駕駛員[4]的仿真分析方法能夠生成虛擬駕駛員操縱輸入，驅(qū)動(dòng)非線性直升機(jī)模型按預(yù)定軌跡進(jìn)行飛行。該方法根據(jù)用戶定義的約束條件，基于赫爾姆斯曼行為方法(Helmsman Behavior method)自動(dòng)生成飛行軌跡。該方法采用“3-arc”假設(shè)將3個(gè)任務(wù)點(diǎn)(例如先前、當(dāng)前和下一時(shí)刻)進(jìn)行光滑連接生成軌跡；然后采用獨(dú)特的增強(qiáng)逆仿真技術(shù)根據(jù)預(yù)定的軌跡生成操縱；最后，將前饋控制與反饋補(bǔ)償器結(jié)合，進(jìn)行高精度的軌跡跟蹤仿真。

1)增強(qiáng)逆仿真技術(shù)

相比于逆仿真技術(shù)[5]，為了提高其計(jì)算精度，增強(qiáng)逆仿真技術(shù)將其線性模型逆過程替換成為了初始配平狀態(tài)預(yù)估算法，如圖1所示。該算法用于預(yù)測給定配平點(diǎn)處的飛行器滾轉(zhuǎn)和俯仰姿態(tài)，每個(gè)時(shí)間步的姿態(tài)角采用分段插值算法獲得。利用姿態(tài)角隨時(shí)間的變化，求出角速度及角加速度的變化。求解得到的角加速度和線加速度(由預(yù)定軌跡求得)在隨后的第一次動(dòng)態(tài)配平過程中作為運(yùn)動(dòng)約束。

在第一次動(dòng)態(tài)配平過程中，飛行器角運(yùn)動(dòng)被重新定義，自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的控制信號(hào)能夠被計(jì)算出來。第二次動(dòng)態(tài)配平過程采用了第一次的角運(yùn)動(dòng)及控制信號(hào)，進(jìn)一步求解軌跡跟蹤的操縱信號(hào)。求解得到的給定配平點(diǎn)的操縱信號(hào)通過插值，進(jìn)一步得到時(shí)間連續(xù)的操縱。

圖1 增強(qiáng)逆仿真方法

2)反饋補(bǔ)償器

由于數(shù)值插值過程中會(huì)產(chǎn)生傳遞誤差，并且在動(dòng)態(tài)配平過程中由于非周期時(shí)變氣動(dòng)環(huán)境等的影響可能會(huì)產(chǎn)生軌跡跟蹤誤差，因此有必要引入一個(gè)反饋補(bǔ)償器。如圖2所示。

圖2 用于誤差修正的反饋補(bǔ)償器

根據(jù)應(yīng)用方式的不同，反饋補(bǔ)償器的結(jié)構(gòu)可采用經(jīng)典的控制理論、魯棒控制方法、優(yōu)化控制方法等。經(jīng)典的PID控制方法由于其結(jié)構(gòu)簡單，并且應(yīng)用于直升機(jī)的時(shí)候每個(gè)操縱通道都是解耦的，因此用于反饋補(bǔ)償器比較有益。但是，由于直升機(jī)動(dòng)力學(xué)及操縱的高度耦合性，反饋增益的選擇過程是非常耗時(shí)的。由于本方法前饋操縱是由精確的動(dòng)態(tài)配平優(yōu)化生成的，用于誤差修正的反饋補(bǔ)償器不是經(jīng)常需要用到，增益的選擇過程需求量不大，該增益的選擇可用自動(dòng)增益選擇算法進(jìn)行實(shí)現(xiàn)。

2 算例仿真

以某型右旋艦載直升機(jī)和某艦為例開展了仿真計(jì)算，計(jì)算時(shí)分別設(shè)置環(huán)境來流風(fēng)向?yàn)?°，風(fēng)速為55km/h，艦載機(jī)下滑角為3°，船速為0，計(jì)算直升機(jī)三種下滑-著艦進(jìn)近軌跡下的飛行品質(zhì)。計(jì)算條件具體設(shè)置如表1所示，進(jìn)近軌跡如圖3所示。

表1 計(jì)算條件設(shè)置

3 仿真結(jié)果

機(jī)艦動(dòng)態(tài)配合過程的下滑-著艦進(jìn)近軌跡的飛行姿態(tài)、操縱量變化和駕駛員操縱功率譜分析，計(jì)算結(jié)果見圖4-圖12。圖中，垂直于橫坐標(biāo)軸的黑色實(shí)線為艦船尾流影響區(qū)分界線，該分界線右側(cè)代表直升機(jī)進(jìn)入了艦船尾流影響區(qū)。紅色長虛線代表無艦船尾流影響時(shí)的計(jì)算結(jié)果；黑色短虛線代表考慮定常尾流時(shí)的計(jì)算結(jié)果；藍(lán)色實(shí)線代表考慮非定常尾流時(shí)的計(jì)算結(jié)果。

圖3 直升機(jī)三種下滑-著艦進(jìn)近軌跡

3.1 飛行姿態(tài)分析

從圖4-圖6可以看出，在直升機(jī)下滑-著艦進(jìn)近過程中，進(jìn)入非定常尾流影響區(qū)后，軌跡1的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角呈周期振蕩趨勢(shì)，波動(dòng)較為明顯；軌跡3的俯仰角幅值偏大，最大為9°；相比之下，軌跡2的姿態(tài)更為平穩(wěn)。

圖4 下滑-著艦進(jìn)近計(jì)算軌跡1飛行姿態(tài)分析

圖5 下滑-著艦進(jìn)近計(jì)算軌跡2飛行姿態(tài)分析

3.2 操縱量變化分析

從圖7-圖9可以看出，在直升機(jī)下滑-著艦進(jìn)近過程中，進(jìn)入非定常尾流影響區(qū)后，軌跡1的縱向操縱和橫向操縱量呈周期振蕩趨勢(shì)且幅值較大，波動(dòng)較為明顯；軌跡3在第60s左右橫向操縱和腳蹬操縱量過于劇烈；相比之下，軌跡2的操縱量更為平穩(wěn)。

圖6 下滑-著艦進(jìn)近計(jì)算軌跡3飛行姿態(tài)分析

圖7 下滑-著艦進(jìn)近計(jì)算軌跡1操縱量變化情況分析

圖8 下滑-著艦進(jìn)近計(jì)算軌跡2操縱量變化情況分析

圖9 下滑-著艦進(jìn)近計(jì)算軌跡3操縱量變化情況分析

3.3 駕駛員操縱功率譜分析

考慮非定常艦船尾流影響，對(duì)下滑-著艦進(jìn)近過程中進(jìn)入艦船尾流影響區(qū)之后的駕駛員操縱時(shí)間歷程進(jìn)行功率譜分析。如圖10-圖12所示：軌跡1的縱向操縱和橫向操縱變化比較劇烈，軌跡3橫向操縱變化比較劇烈，在低頻段出現(xiàn)能量集中點(diǎn)，駕駛員負(fù)荷較大；相比之下，軌跡2的操縱功率譜未出現(xiàn)能量峰值，負(fù)荷較小。

圖10 下滑-著艦進(jìn)近計(jì)算軌跡1駕駛員操縱功率譜分析

圖11 下滑-著艦進(jìn)近計(jì)算軌跡2駕駛員操縱功率譜分析

圖12 下滑-著艦進(jìn)近計(jì)算軌跡3駕駛員操縱功率譜分析

4 結(jié)論

1)從飛行姿態(tài)和操縱量變化分析結(jié)果可以看出，下滑-著艦進(jìn)近時(shí)相比于定常尾流，非定常尾流場對(duì)機(jī)體姿態(tài)角和駕駛員操縱的擾動(dòng)更為劇烈。

2)在0°風(fēng)向和55km/h風(fēng)速條件下，計(jì)算軌跡1和3的姿態(tài)角波動(dòng)明顯，同時(shí)駕駛員操縱量幅值偏大。從其駕駛員功率譜圖可以看到，縱向和橫向操縱變化比較劇烈，負(fù)荷較大。對(duì)于該型直升機(jī)，進(jìn)行機(jī)艦配合時(shí)的進(jìn)場路線推薦采用左后方45°(軌跡2)進(jìn)艦方式。

3)采用該種基于虛擬駕駛員仿真的非定常尾流對(duì)機(jī)艦動(dòng)態(tài)配合飛行品質(zhì)的影響的研究方法，能夠模擬出駕駛員在非定常尾流場中的工作負(fù)荷，為飛行品質(zhì)研究提供支撐，可進(jìn)一步用于安全使用包線的計(jì)算修正工作。