飛機(jī)機(jī)動(dòng)性效能評(píng)估的關(guān)鍵參量影響分析

趙志高，李巖，張曙光

1.中國航空研究院，北京 100012

2.北京航空航天大學(xué)，北京 100191

飛機(jī)機(jī)動(dòng)性評(píng)估是指對(duì)飛機(jī)機(jī)動(dòng)性進(jìn)行效能評(píng)估。效能是預(yù)期一個(gè)系統(tǒng)能滿足一組特定任務(wù)要求的程度的量度。裝備作戰(zhàn)效能評(píng)估在試驗(yàn)鑒定工作體系中占據(jù)重要的地位，是作戰(zhàn)試驗(yàn)評(píng)估的主要組成部分和內(nèi)容。現(xiàn)代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)具有超機(jī)動(dòng)性、超聲速巡航、隱身能力、高信息優(yōu)勢(shì)、短距起降和多目標(biāo)攻擊等特點(diǎn)，且隨著信息化戰(zhàn)爭(zhēng)形態(tài)的不斷演進(jìn)，高技術(shù)、新概念武器在戰(zhàn)斗機(jī)上的應(yīng)用層出不窮，與之對(duì)應(yīng)的戰(zhàn)術(shù)和使用方法也不斷更新，新的作戰(zhàn)理論、戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)使戰(zhàn)爭(zhēng)形態(tài)變化極其迅速。但同時(shí)也為戰(zhàn)斗機(jī)的研發(fā)和實(shí)戰(zhàn)應(yīng)用帶來了比較大的風(fēng)險(xiǎn)。因此，面向?qū)崙?zhàn)應(yīng)用，新一代戰(zhàn)斗機(jī)研發(fā)和使用周期中的需求論證、概念設(shè)計(jì)、試驗(yàn)評(píng)估和戰(zhàn)術(shù)策略效能的快速檢驗(yàn)成為一個(gè)關(guān)鍵問題[1-2]。

超機(jī)動(dòng)性要求戰(zhàn)斗機(jī)具有良好的過失速能力和飛行品質(zhì)[3-4]。當(dāng)前的第五代戰(zhàn)斗機(jī)（俄羅斯戰(zhàn)斗機(jī)代級(jí)劃分標(biāo)準(zhǔn)）和部分四代戰(zhàn)斗機(jī)強(qiáng)調(diào)超機(jī)動(dòng)性，即在過失速迎角下飛機(jī)仍具有可控能力。過失速機(jī)動(dòng)雖不能作為常用的近距空戰(zhàn)戰(zhàn)術(shù)，但在關(guān)鍵時(shí)候，特別是在被動(dòng)和僵持階段，戰(zhàn)斗機(jī)可使用過失速機(jī)動(dòng)迅速改變機(jī)頭指向，對(duì)于改變敵我雙方的攻防形勢(shì)有重要作用。而影響超機(jī)動(dòng)性的關(guān)鍵值是迎角值和迎角的變化率，執(zhí)行過失速機(jī)動(dòng)的近距作戰(zhàn)效能評(píng)估，研究指向能力相關(guān)的關(guān)鍵參數(shù)和界定值，為軍方研制新機(jī)型提供定量依據(jù)，作為研制和采購的決策，并可指導(dǎo)作戰(zhàn)方案的生成和優(yōu)化，為作戰(zhàn)指導(dǎo)思想、戰(zhàn)術(shù)、戰(zhàn)法的研究提供可靠的基礎(chǔ)，同時(shí)對(duì)改進(jìn)訓(xùn)練方法、提高訓(xùn)練效益也有重要作用[5-7]。而準(zhǔn)確的空戰(zhàn)效能評(píng)估需要通過計(jì)算機(jī)模擬仿真進(jìn)行動(dòng)態(tài)評(píng)估，既可考慮人的因素又可加入實(shí)戰(zhàn)的機(jī)動(dòng)動(dòng)作，計(jì)算機(jī)仿真系統(tǒng)也會(huì)給出定量化的數(shù)據(jù)和趨勢(shì)。

目前，國外常用的作戰(zhàn)效能評(píng)估方法包括對(duì)比法、解析法、計(jì)算機(jī)模擬法、專家評(píng)分法、人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、多指標(biāo)綜合評(píng)價(jià)法等[8]。DoDD 5000.01《美國國防部采辦系統(tǒng)》規(guī)定要開展綜合試驗(yàn)鑒定，以便通過試驗(yàn)鑒定能夠向決策者提供必要信息，確定系統(tǒng)在其預(yù)定用途下的作戰(zhàn)效能、作戰(zhàn)適用性、生存性和安全性。DoDI 5000.02《美國國防采辦系統(tǒng)運(yùn)作》（2015年）在附錄5“作戰(zhàn)試驗(yàn)與評(píng)估”中說明，初始作戰(zhàn)試驗(yàn)與評(píng)估的主要目標(biāo)是確定系統(tǒng)的作戰(zhàn)效能和作戰(zhàn)適用性。

國內(nèi)采用的作戰(zhàn)效能評(píng)估方法也包括解析計(jì)算法、指標(biāo)評(píng)價(jià)法和模擬仿真法[9-10]。中國飛行試驗(yàn)研究院呂寶針對(duì)新形勢(shì)下裝備定型/鑒定試驗(yàn)要求，提出一種基于人為因素的裝備系統(tǒng)效能改進(jìn)評(píng)估方法[11]，并建立了航空裝備系統(tǒng)效能評(píng)估人因系數(shù)模型，有效解決了以往系統(tǒng)效能評(píng)估中未充分考慮人為因素影響的問題。航空工業(yè)一飛院王國陳開發(fā)建立了一套具有模型構(gòu)建與管理、想定編輯、運(yùn)輸任務(wù)規(guī)劃、仿真推演、效能評(píng)估等模塊的投送體系仿真與分析系統(tǒng)[12]，可實(shí)現(xiàn)裝載方案自動(dòng)生成、任務(wù)流程自動(dòng)規(guī)劃、多機(jī)型組合使用優(yōu)選、多任務(wù)動(dòng)態(tài)調(diào)度等功能。海軍航空大學(xué)董文洪針對(duì)傳統(tǒng)對(duì)數(shù)法存在算法不科學(xué)、模型脫離實(shí)際的問題，提出了一種改進(jìn)的對(duì)數(shù)法模型[13]。

GJB 8892.27—2017《武器裝備論證通用要求》第27 部分中，效能評(píng)估規(guī)定了武器裝備論證效能評(píng)估的原則、內(nèi)容、方法、步驟和報(bào)告編寫等通用要求[14]。評(píng)估內(nèi)容包括單件武器裝備效能評(píng)估、武器裝備系統(tǒng)效能評(píng)估、武器裝備體系效能評(píng)估；常用評(píng)估方法包括解析計(jì)算法、指標(biāo)評(píng)價(jià)法和模擬仿真法；評(píng)估步驟包含明確評(píng)估問題、分析評(píng)估對(duì)象、構(gòu)建評(píng)估模型、實(shí)施效能評(píng)估、校驗(yàn)評(píng)估結(jié)果、開展評(píng)估分析、提出結(jié)論建議。

GJB 8892.17—2017《武器裝備論證通用要求》第17 部分中，機(jī)動(dòng)性提出了空中裝備機(jī)動(dòng)性指標(biāo)，包括持久性指標(biāo)、快速（敏捷）性指標(biāo)、限制（通過）性指標(biāo)[15]。

本文首先分析現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)性特點(diǎn)和作戰(zhàn)效能評(píng)估方法，選擇適合機(jī)動(dòng)性效能評(píng)估的方法；然后分析現(xiàn)有作戰(zhàn)效能評(píng)估方法和標(biāo)準(zhǔn)中與機(jī)動(dòng)性相關(guān)的內(nèi)容和要求；提出影響飛機(jī)機(jī)動(dòng)性的關(guān)鍵參數(shù)，構(gòu)建機(jī)動(dòng)性效能評(píng)估方法，主要包括構(gòu)建機(jī)動(dòng)模型、確立評(píng)估指標(biāo)、設(shè)定評(píng)估任務(wù)、設(shè)計(jì)仿真試驗(yàn)，在已建立的仿真平臺(tái)上驗(yàn)證效能評(píng)估方法的可行性，并對(duì)試驗(yàn)結(jié)果和關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行分析；最后根據(jù)驗(yàn)證和試驗(yàn)分析結(jié)果，提出影響超機(jī)動(dòng)性發(fā)揮的關(guān)鍵參數(shù)和指標(biāo)，并為機(jī)動(dòng)性相關(guān)飛機(jī)設(shè)計(jì)、飛行手冊(cè)、戰(zhàn)術(shù)執(zhí)行動(dòng)作以及標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范的研究或制修訂奠定基礎(chǔ)。

1 先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動(dòng)性特點(diǎn)和評(píng)估方法分析選取

1.1 先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動(dòng)性特點(diǎn)

先進(jìn)飛機(jī)平臺(tái)的作戰(zhàn)能力的基本構(gòu)成要素可以概括為打擊力、防護(hù)力、機(jī)動(dòng)力與信息力。可以說，不管飛機(jī)如何發(fā)展變化，都是圍繞著增強(qiáng)這4種能力展開的；不管飛機(jī)構(gòu)成有多復(fù)雜，都可以用這4種能力來概括，進(jìn)而分解并歸納總結(jié)。

其中飛機(jī)機(jī)動(dòng)力是指飛機(jī)通過空間位移遂行機(jī)動(dòng)的能力。機(jī)動(dòng)是飛機(jī)趨利避害的一種行動(dòng)。在作戰(zhàn)中，機(jī)動(dòng)具有極其重要的作用。成功的機(jī)動(dòng)可以達(dá)成戰(zhàn)斗的突然性；可以改變與對(duì)方的相對(duì)位置，使己方運(yùn)動(dòng)能到最大限度打擊敵方或敵方對(duì)己方具有最小打擊力的位置；可以創(chuàng)造和捕捉戰(zhàn)斗機(jī)，集中打擊力形成優(yōu)勢(shì)，先進(jìn)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)能力主要包括超聲速機(jī)動(dòng)能力、跨聲速機(jī)動(dòng)能力、亞聲速機(jī)動(dòng)能力和過失速機(jī)動(dòng)能力等。

當(dāng)前已有的第五代戰(zhàn)斗機(jī)（如J20、F-22、F-35、T-50等）都具備4 種高難度高技術(shù)的性能，即短距起降、低可探測(cè)性、超聲速巡航和過失速機(jī)動(dòng)[16-17]。其中在過失速機(jī)動(dòng)方面[18-19]，第五代戰(zhàn)斗機(jī)和部分第四代戰(zhàn)斗機(jī)（蘇-27、蘇-30）在俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)三個(gè)通道具有足夠的操縱能力，采用推力矢量控制技術(shù)，并且選用推重比大于1.2的高性能發(fā)動(dòng)機(jī)，在馬赫數(shù)低到0.1、迎角達(dá)到70°時(shí)仍能保持較高的操縱效率[19-20]；采用閉環(huán)控制和先進(jìn)的氣動(dòng)布局，以便具有極好的低速、大迎角穩(wěn)定性；具有在很短時(shí)間內(nèi)產(chǎn)生很大的瞬時(shí)角速度的能力[21-22]。

飛機(jī)迎角超過失速迎角以后，僅依靠氣動(dòng)手段無法保證飛機(jī)停留在過失速區(qū)較長時(shí)間，如以60°～70°迎角穩(wěn)定平飛，為在氣動(dòng)操縱面失效時(shí)仍保證飛機(jī)的可控性，需要使用推力矢量來提供操縱力矩，使飛行包線向過失速區(qū)大大擴(kuò)展。如果引入直接力控制模式，可以將飛機(jī)的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)和軌跡運(yùn)動(dòng)解耦[22]。

提高飛機(jī)作戰(zhàn)效能是軍用飛機(jī)設(shè)計(jì)始終追求的目標(biāo)。作戰(zhàn)效能與許多因素有關(guān)，對(duì)于近距空戰(zhàn)，飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性對(duì)作戰(zhàn)效能起著關(guān)鍵作用[23]，特別是現(xiàn)代先進(jìn)飛機(jī)的超機(jī)動(dòng)性可以增加飛機(jī)機(jī)頭瞄準(zhǔn)能力或減速以獲得高轉(zhuǎn)彎率，瞬間改變飛機(jī)的姿態(tài)和指向，占得攻擊先機(jī)或擺脫敵機(jī)攻擊，可顯著提高近距空戰(zhàn)效能。

1.2 機(jī)動(dòng)性效能評(píng)估方法分析和選取

武器系統(tǒng)作戰(zhàn)效能評(píng)估的方法多種多樣，歸納起來可以分為解析計(jì)算法、指標(biāo)評(píng)價(jià)法和模擬仿真法三類。

（1）解析計(jì)算法

將武器裝備效能的總指標(biāo)表述成單項(xiàng)指標(biāo)和基礎(chǔ)指標(biāo)的解析公式，并對(duì)這些公式進(jìn)行數(shù)值求解，可得出武器裝備效能指標(biāo)值。如ADC法、量化標(biāo)尺評(píng)估法、階段概率法、指數(shù)法等。其優(yōu)點(diǎn)是公式簡(jiǎn)潔明了，易于理解，計(jì)算簡(jiǎn)單；缺點(diǎn)是考慮因素較少，且解析公式相關(guān)參數(shù)不易獲取。

（2）指標(biāo)評(píng)價(jià)法

采用建立指標(biāo)體系的方式，將武器裝備效能總指標(biāo)逐級(jí)分解為各基礎(chǔ)指標(biāo)，并通過各種方式確定指標(biāo)權(quán)重，經(jīng)加權(quán)綜合后進(jìn)行效能評(píng)估。如層次分析法、模糊綜合評(píng)判法、灰色關(guān)聯(lián)分析法、主成分分析法等。其優(yōu)點(diǎn)是能夠?qū)ξ淦餮b備全要素構(gòu)成做出清晰的分解；缺點(diǎn)是由于指標(biāo)間相互獨(dú)立，不可避免地忽略了指標(biāo)關(guān)系的跨層影響和本層綜合的涌現(xiàn)，以及加權(quán)綜合原理的缺陷，影響武器裝備效能的整體性和客觀性。

（3）模擬仿真法

模擬仿真法又稱作戰(zhàn)模擬法，是指利用計(jì)算機(jī)模型的運(yùn)行來模擬作戰(zhàn)行動(dòng)，從仿真試驗(yàn)中獲取關(guān)于作戰(zhàn)進(jìn)程和結(jié)果的數(shù)據(jù)，直接或經(jīng)過處理后給出武器裝備效能的描述。其優(yōu)點(diǎn)是能夠描述不確定的對(duì)抗過程和作戰(zhàn)效果；缺點(diǎn)是模型構(gòu)建復(fù)雜，仿真的可信性難以檢驗(yàn)。

其中解析計(jì)算法這種不考慮實(shí)際對(duì)抗的效能評(píng)估方法又稱效能的靜態(tài)評(píng)估法；模擬仿真法、指標(biāo)評(píng)價(jià)法這類考慮到航空裝備實(shí)際對(duì)抗的效能評(píng)估方法被稱為效能的動(dòng)態(tài)評(píng)估法。選擇哪種方法主要取決于效能參數(shù)特性、給定條件及評(píng)估目的和精度要求，然而模擬仿真法對(duì)于武器系統(tǒng)作戰(zhàn)效能評(píng)估具有不可替代的重要作用。武器系統(tǒng)的作戰(zhàn)效能評(píng)價(jià)要求考慮對(duì)抗條件和交戰(zhàn)對(duì)象，考慮各種武器裝備的協(xié)同作用、武器系統(tǒng)的作戰(zhàn)效能諸屬性在作戰(zhàn)效能全過程的體現(xiàn)，以及在不同規(guī)模作戰(zhàn)中效能的差別。武器系統(tǒng)的作戰(zhàn)效能只有在對(duì)抗條件下，以具體作戰(zhàn)環(huán)境和一定兵力編制成為背景才能有效評(píng)價(jià)，作戰(zhàn)模擬仿真方法是除實(shí)戰(zhàn)以外提供這種條件和背景的基本手段。

作戰(zhàn)模擬仿真法實(shí)質(zhì)是以計(jì)算機(jī)試驗(yàn)為手段，通過在給定數(shù)值條件下運(yùn)行模型來進(jìn)行作戰(zhàn)仿真，得到的結(jié)果直接或經(jīng)統(tǒng)計(jì)處理后得出飛機(jī)效能評(píng)估值。模擬法能較詳細(xì)地考慮影響實(shí)際作戰(zhàn)過程的因素，對(duì)飛機(jī)在對(duì)抗條件下的效能評(píng)定具有不可替代的重要作用。

超機(jī)動(dòng)性的空戰(zhàn)效能評(píng)估需要采用計(jì)算機(jī)模擬方法，而現(xiàn)在戰(zhàn)斗機(jī)的效能評(píng)估主要采用層次分析法及模糊隸屬度函數(shù)法進(jìn)行靜態(tài)評(píng)估，其優(yōu)勢(shì)在于戰(zhàn)斗機(jī)的各項(xiàng)指標(biāo)從屬關(guān)系清晰明確，可以分析各項(xiàng)指標(biāo)對(duì)空戰(zhàn)能力的敏感性。對(duì)于現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)需要考慮的因素更多，如精確制導(dǎo)和智能武器的使用、遠(yuǎn)距攻擊和突襲、無人偵察機(jī)和無人戰(zhàn)斗機(jī)的參與、網(wǎng)絡(luò)化的指揮通信綜合情報(bào)系統(tǒng)、電子戰(zhàn)以及近距空戰(zhàn)中過失速機(jī)動(dòng)的頻繁使用，都將影響空軍的作戰(zhàn)特點(diǎn)，都會(huì)對(duì)層次體系模型造成沖擊，且沒有考慮人的因素，不符合實(shí)戰(zhàn)情況，準(zhǔn)確的空戰(zhàn)效能評(píng)估需要通過計(jì)算機(jī)模擬仿真進(jìn)行動(dòng)態(tài)評(píng)估，既可考慮人的因素又可加入實(shí)戰(zhàn)的機(jī)動(dòng)動(dòng)作，計(jì)算機(jī)仿真系統(tǒng)也會(huì)給出定量化的數(shù)據(jù)和趨勢(shì)。

2 機(jī)動(dòng)性評(píng)估關(guān)鍵參數(shù)和評(píng)估方法

由第1 節(jié)的機(jī)動(dòng)性評(píng)估特點(diǎn)和評(píng)估方法分析可知，機(jī)動(dòng)性評(píng)估方法采用模擬仿真法，關(guān)鍵參數(shù)需主要考慮超機(jī)動(dòng)性。本節(jié)首先提出能體現(xiàn)大迎角機(jī)動(dòng)能力的關(guān)鍵參數(shù)，為分析關(guān)鍵參數(shù)，構(gòu)建機(jī)動(dòng)性評(píng)估方法，包括建立能代表飛機(jī)超機(jī)動(dòng)能力的等效系統(tǒng)模型，設(shè)定眼鏡蛇機(jī)動(dòng)、Herbst機(jī)動(dòng)等評(píng)估任務(wù)，并根據(jù)機(jī)動(dòng)模型、關(guān)鍵參數(shù)、評(píng)估任務(wù)設(shè)計(jì)評(píng)估關(guān)鍵參數(shù)的仿真試驗(yàn)。

2.1 關(guān)鍵參數(shù)指向時(shí)間

在現(xiàn)代空戰(zhàn)中，具有超機(jī)動(dòng)能力的先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)，率先指向敵機(jī)就可搶先攻擊，并占據(jù)空戰(zhàn)的主動(dòng)權(quán)。因此，影響飛機(jī)機(jī)動(dòng)性的關(guān)鍵因素是飛機(jī)機(jī)頭的指向能力，評(píng)估指向能力的關(guān)鍵參數(shù)是指向時(shí)間，可以作為機(jī)動(dòng)性評(píng)估的關(guān)鍵指標(biāo)。

戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)頭指向能力最能代表機(jī)動(dòng)性的效能，評(píng)估戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)頭指向能力的指標(biāo)是指向時(shí)間，指向時(shí)間tcap是指任務(wù)機(jī)AC1 從開始做機(jī)動(dòng)到AC1 對(duì)目標(biāo)機(jī)AC2 的指向角小于一定角度的完成時(shí)間，指向時(shí)間越小，機(jī)動(dòng)性越好。指向時(shí)間與飛機(jī)的最大迎角αmax、指向角和控制模式的相關(guān)參數(shù)ωsp、?sp密切相關(guān)。為了分析指向時(shí)間隨最大迎角的變化趨勢(shì)的形成原因，并提取出影響此趨勢(shì)的關(guān)鍵參數(shù)，需要重點(diǎn)分析影響指向角變化的相關(guān)參數(shù)。指向角和任務(wù)機(jī)的位置（x,y,z）、目標(biāo)機(jī)的位置（x1,y1,z1）及任務(wù)機(jī)的姿態(tài)（θ,ψ）有關(guān)，其中因目標(biāo)機(jī)為平飛，所以目標(biāo)機(jī)的位置（x1,y1,z1）可認(rèn)為是固定值。指向角與相關(guān)參數(shù)的關(guān)系如式（1）所示

指向角隨時(shí)間的變化率如式（2）所示

分別對(duì)變量x，y，z，θ，ψ求導(dǎo)，得出機(jī)動(dòng)性評(píng)估方法。

2.2 基于指令模式的機(jī)動(dòng)等效系統(tǒng)模型

效能評(píng)估需要反映待評(píng)估目標(biāo)能力的模型。對(duì)于過失速機(jī)動(dòng)在作戰(zhàn)中的效能，這里用代表其能力的等效模型。目前以五代機(jī)為代表的具有過失速機(jī)動(dòng)能力的飛機(jī)通常采用控制量為迎角、速度矢量（簡(jiǎn)稱速矢）滾轉(zhuǎn)角、油門（αcom,φw,com,ηT,com）的指令模式。以典型戰(zhàn)斗機(jī)特征數(shù)據(jù)為例，建立其在過失速飛行階段預(yù)期響應(yīng)模型如式（3）所示

當(dāng)啟動(dòng)過失速模式時(shí)，縱向操縱指令為迎角（大于αL），橫向操縱指令為繞速矢的滾轉(zhuǎn)角，航向操縱指令為側(cè)滑角（一般期望保持零側(cè)滑）。這里，根據(jù)目前戰(zhàn)斗機(jī)響應(yīng)特性，迎角響應(yīng)取二階模型，滾轉(zhuǎn)和油門響應(yīng)取一階模型。縱向響應(yīng)頻率ωsp、阻尼比ζsp、滾轉(zhuǎn)通道時(shí)間常數(shù)τR、最大滾轉(zhuǎn)角φw,max等參數(shù)一般隨迎角而變化，與最大迎角αmax、油門通道時(shí)間常數(shù)τT等是飛機(jī)可達(dá)能力和在空戰(zhàn)中效能需求的綜合體現(xiàn)。

其中在進(jìn)行作戰(zhàn)效能評(píng)估和飛行品質(zhì)評(píng)價(jià)時(shí)，涉及的參數(shù)范圍有：縱向響應(yīng)頻率ωsp為0.5～5rad/s、阻尼比ζsp為0.2～2、滾轉(zhuǎn)通道時(shí)間常數(shù)τR為0.1～2s、油門通道時(shí)間常數(shù)τT為0.1～2s、最大滾轉(zhuǎn)角φw,max＜180°、最大迎角αmax＜90°，變量的取值范圍是-20°≤α≤90°、-180°≤φw≤180°、0≤ηT≤1。

2.3 機(jī)動(dòng)性評(píng)估任務(wù)和仿真試驗(yàn)設(shè)計(jì)

進(jìn)行超機(jī)動(dòng)性效能評(píng)估的任務(wù)包括“眼鏡蛇機(jī)動(dòng)”、Herbst機(jī)動(dòng)、大迎角縱向捕獲機(jī)動(dòng)和大迎角縱-橫向捕獲機(jī)動(dòng)。“眼鏡蛇機(jī)動(dòng)”是經(jīng)典過失速機(jī)動(dòng)，可以反映飛機(jī)的縱向敏捷性；Herbst機(jī)動(dòng)是過失速機(jī)動(dòng)中具有代表性的機(jī)動(dòng)，目標(biāo)為以最少時(shí)間改變速矢方向180°，約束條件為最終回到初始位置和速度值，其中融合了深失速區(qū)穩(wěn)定飛行、繞速度軸滾轉(zhuǎn)并順利退出的能力，能同時(shí)反映飛機(jī)的橫向敏捷性和縱向敏捷性；大迎角縱向捕獲任務(wù)反映飛機(jī)保持一定滾轉(zhuǎn)角做深失速飛行的能力，更加關(guān)注飛機(jī)的縱向敏捷性；大迎角縱-橫向捕獲任務(wù)反映飛機(jī)邊滾轉(zhuǎn)邊做過失速飛行的能力，可以綜合評(píng)價(jià)飛機(jī)的縱-橫向敏捷性。

仿真試驗(yàn)是基于航空裝備的多任務(wù)閉環(huán)仿真系統(tǒng)，該仿真系統(tǒng)主要支持研究閉環(huán)飛行品質(zhì)和敏捷性試驗(yàn)、驗(yàn)證各種空戰(zhàn)戰(zhàn)術(shù)策略和多機(jī)空戰(zhàn)。

仿真試驗(yàn)是設(shè)置兩架戰(zhàn)斗機(jī)，執(zhí)行機(jī)動(dòng)任務(wù)是從特定高度起始，操縱駕駛桿使任務(wù)機(jī)捕獲后方直線平飛的目標(biāo)機(jī)。實(shí)施此任務(wù)時(shí)，任務(wù)機(jī)將進(jìn)入超機(jī)動(dòng)，可以體現(xiàn)飛機(jī)從被尾追態(tài)勢(shì)轉(zhuǎn)化為攻擊態(tài)勢(shì)的能力。任務(wù)機(jī)和目標(biāo)機(jī)都以一定速度同向平飛，任務(wù)機(jī)在目標(biāo)機(jī)后方，駕駛員急拉桿使任務(wù)機(jī)執(zhí)行超機(jī)動(dòng)動(dòng)作，最快速度改變機(jī)頭指向以指向后方目標(biāo)機(jī)，評(píng)估指標(biāo)是指向時(shí)間tcap。

3 機(jī)動(dòng)性評(píng)估試驗(yàn)和關(guān)鍵參量分析

根據(jù)第2節(jié)提出的關(guān)鍵評(píng)估指標(biāo)指向時(shí)間和機(jī)動(dòng)性評(píng)估方法，在航空裝備多任務(wù)閉環(huán)仿真系統(tǒng)進(jìn)行仿真試驗(yàn)，以Herbst 機(jī)動(dòng)任務(wù)為例對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析，得出指向時(shí)間與指向角和指向角變化率的量化關(guān)系，并根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果得出另一個(gè)關(guān)鍵參量有利迎角。

3.1 機(jī)動(dòng)性評(píng)估方法試驗(yàn)驗(yàn)證

根據(jù)上述構(gòu)建的機(jī)動(dòng)性評(píng)估方法，采用F-16 的氣動(dòng)數(shù)據(jù)和質(zhì)量數(shù)據(jù)如圖1 和表1 所示，其中評(píng)估戰(zhàn)斗機(jī)過失速能力的參數(shù)為最大迎角αmax和指向角，控制模式相關(guān)參數(shù)：ωsp=3rad/s，?sp=0.8，τR=0.67s，τT=1s。評(píng)估指標(biāo)是指向時(shí)間tcap，即任務(wù)機(jī)AC1從開始做機(jī)動(dòng)到對(duì)目標(biāo)機(jī)AC2的指向角小于特定角度的完成時(shí)間。

表1 F-16質(zhì)量和慣矩?cái)?shù)值表Table 1 Mass and moment of inertia value table of F-16

圖1 F-16升阻力系數(shù)Fig.1 Lift and drag coefficient of F-16

首先執(zhí)行的評(píng)估任務(wù)是眼鏡蛇機(jī)動(dòng)捕獲后方目標(biāo)，在高度5000m，任務(wù)機(jī)AC1和目標(biāo)機(jī)AC2都以200m/s的速度同向平飛，AC2 在AC1 后方1000m，駕駛員急拉桿使AC1的迎角達(dá)最大迎角αmax并維持住最大迎角，同時(shí)AC1 速度減小，待AC2超過AC1后AC1低頭指向AC2。

根據(jù)上述的評(píng)估方法，在仿真系統(tǒng)上做評(píng)價(jià)試驗(yàn)，設(shè)置最大迎角從45°到90°間隔為15°，結(jié)果如圖2所示。由試驗(yàn)結(jié)果可看出，隨著飛機(jī)最大迎角的增大，指向時(shí)間總趨勢(shì)減小，從45°到90°的指向時(shí)間呈線性下降，符合更大的過失速迎角有利于提高戰(zhàn)斗機(jī)的指向能力的規(guī)律，驗(yàn)證了機(jī)動(dòng)性評(píng)估方法的可行性。

圖2 指向時(shí)間tcap隨最大迎角αmax的變化Fig.2 Variation of pointing time tcapwith maximum angle of attack αmax

3.2 基于Herbst機(jī)動(dòng)的關(guān)鍵參量分析

Herbst 機(jī)動(dòng)是從高度5000m 起始，操縱駕駛桿使任務(wù)機(jī)捕獲后方直線平飛的目標(biāo)機(jī)。實(shí)施此任務(wù)時(shí)，任務(wù)機(jī)將進(jìn)入Herbst 機(jī)動(dòng)，可以體現(xiàn)飛機(jī)從被尾追態(tài)勢(shì)轉(zhuǎn)化為攻擊態(tài)勢(shì)的能力。任務(wù)機(jī)和目標(biāo)機(jī)都以200m/s 的速度同向平飛，任務(wù)機(jī)在目標(biāo)機(jī)前方5000m，飛行員急拉桿使任務(wù)機(jī)的迎角達(dá)最大迎角αmax，維持住最大迎角并隨后在過失速狀態(tài)下繞速矢滾轉(zhuǎn)，以最小半徑、最快速度改變機(jī)頭指向以指向后方目標(biāo)機(jī)，評(píng)估指標(biāo)指向時(shí)間tcap是任務(wù)機(jī)從開始做機(jī)動(dòng)到對(duì)目標(biāo)機(jī)的指向角小于5°的完成時(shí)間。

3.2.1 指向時(shí)間與指向角

根據(jù)上述的評(píng)價(jià)方法進(jìn)行仿真系統(tǒng)評(píng)價(jià)試驗(yàn)，設(shè)置最大迎角αmax從20°～90°。其中為減小飛行員對(duì)飛機(jī)的操縱能力的分散度對(duì)結(jié)果的影響，并趨近最小的指向時(shí)間，在設(shè)置的每個(gè)最大迎角下，進(jìn)行了至少6 次試驗(yàn)，結(jié)果如圖3 所示。由試驗(yàn)結(jié)果可看出從20°～35°失速迎角前，升力系數(shù)增加，指向時(shí)間減少，而在35°～70°范圍的過失速區(qū)，指向時(shí)間呈先增加后減少的趨勢(shì)，35°和70°的指向時(shí)間相近，從70°到90°指向時(shí)間繼續(xù)減少，在90°的最大迎角下，指向時(shí)間最少。

圖3 指向時(shí)間tcap隨最大迎角αmax的變化Fig.3 Variation of pointing time tcapwith maximum angle of attack αmax

Herbst機(jī)動(dòng)分為三個(gè)機(jī)動(dòng)階段：α變化、φw變化和α、φw保持，這三個(gè)機(jī)動(dòng)階段的指向角變化如圖4所示（以下圖中的α25～α90分別代表對(duì)應(yīng)的αmax25°～90°）。

圖4 不同機(jī)動(dòng)階段的指向角變化Fig.4 Variation of pointing angle in different maneuvering stages

在α變化階段，αmax越大，其引起的指向角變化也越大；而在φw變化階段，不同的αmax引起的指向角變化都比較小，且隨αmax的增大而指向角變化不具有規(guī)律性；最后在α、φw保持階段，αmax越大，其引起的指向角變化越小。

為了進(jìn)一步分析形成圖3 趨勢(shì)的機(jī)理，繪出不同最大迎角的指向角隨機(jī)動(dòng)時(shí)間的變化，如圖5（b）所示，可看出指向角減少的時(shí)間受迎角和滾轉(zhuǎn)角影響，在前幾秒，越大的αmax有指向角減少越快的優(yōu)勢(shì)；在之后加入滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，當(dāng)αmax大于迎角35°，會(huì)有幾秒的過渡時(shí)間指向角不改變，αmax小于35°并沒有這個(gè)過渡時(shí)間，指向角隨機(jī)動(dòng)時(shí)間一直在減少。50°與35°相比，過渡時(shí)間多于迎角帶來的優(yōu)勢(shì)，而70°與35°的指向時(shí)間相近，原因是70°的過渡時(shí)間正好抵消了迎角更大的優(yōu)勢(shì)。90°的過渡時(shí)間更少，同時(shí)迎角導(dǎo)致的時(shí)間也最少，所以指向角減小得最快。不同αmax的能量高度隨機(jī)動(dòng)時(shí)間的變化如圖5（a）所示，αmax越大能量耗散越多，飛機(jī)做過失速機(jī)動(dòng)的最大迎角受能量高度約束。因此，只有當(dāng)過失速迎角大于70°才能發(fā)揮出過失速機(jī)動(dòng)指向更快的效果，而在35°～70°迎角范圍，飛機(jī)的指向效果和能量耗散情況不如迎角35°時(shí)。

圖5 Herbst機(jī)動(dòng)捕獲后方目標(biāo)的能量高度和指向角Fig.5 The energy altitude and pointing angle of Herbst maneuvers to capture of the rear target

3.2.2 指向角變化率對(duì)指向時(shí)間的影響分析

根據(jù)Herbst機(jī)動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，得出指向角變化率和對(duì)分量x，y，z，θ，ψ的變化率如圖6所示。由指向角變化率曲線可看出，在前幾秒做急拉桿俯仰運(yùn)動(dòng)時(shí)，最大迎角越大，其指向角變化率越大；然后在維持最大迎角做滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)，隨著最大迎角的增大，指向角變化率變小，且對(duì)于過失速迎角50°、70°和90°這段時(shí)間的指向角變化率幾乎為0，即對(duì)應(yīng)3.2.1 節(jié)所說的過渡時(shí)間；當(dāng)繼續(xù)維持最大迎角和90°速矢滾轉(zhuǎn)角時(shí)，最大迎角越大，其指向角變化率越小，可以反映圖3 和圖5 的Herbst機(jī)動(dòng)捕獲后方目標(biāo)的指向時(shí)間和指向角的變化規(guī)律。根據(jù)指向角對(duì)各分項(xiàng)的變化率曲線，位置變量x，y，z的變化率量級(jí)很小，對(duì)指向角的影響比較小，而姿態(tài)角變量θ，ψ特別是俯仰角θ的變化趨勢(shì)對(duì)指向角的影響較大。

圖6 Herbst機(jī)動(dòng)的指向角變化率及各分項(xiàng)變化率Fig.6 Change rate of pointing angle and each sub item of Herbst maneuver

由式（2）可知，影響俯仰角θ和偏航角ψ的參數(shù)是俯仰角速率q和偏航角速率r，如圖7所示，q和r的變化趨勢(shì)與指向角變化趨勢(shì)基本相符，特別是q的變化曲線與指向角的變化曲線基本吻合，因此對(duì)于Herbst 機(jī)動(dòng)捕獲后方目標(biāo)的任務(wù)，最大迎角的變化對(duì)指向角和指向時(shí)間的影響，可以歸結(jié)為俯仰角速率q對(duì)指向角和指向時(shí)間的影響。

圖7 Herbst機(jī)動(dòng)俯仰角速率和偏航角速率Fig.7 Pitch rate and yaw rate of Herbst maneuver

3.2.3 不同指向角對(duì)指向時(shí)間的影響分析

上述的評(píng)估指標(biāo)指向時(shí)間tcap是任務(wù)機(jī)從開始做機(jī)動(dòng)到對(duì)目標(biāo)機(jī)的指向角小于5°的完成時(shí)間，但現(xiàn)在的空空導(dǎo)彈對(duì)指向角的要求在變大，因此需要分析更大的任務(wù)機(jī)捕獲目標(biāo)機(jī)時(shí)的指向角對(duì)空戰(zhàn)效能的影響。將指向角的范圍從5°～90°，其中設(shè)定ωsp=3rad/s、?sp=0.8、τR=0.67s、τT=1s，采用的方法仍然是改變單一參數(shù)αmax、執(zhí)行Herbst 機(jī)動(dòng)，得出αmax和指向時(shí)間的關(guān)系如圖8所示。

圖8 不同指向角對(duì)指向時(shí)間的影響Fig.8 Influence of different pointing angles on pointing time

數(shù)據(jù)取所做試驗(yàn)中每個(gè)αmax對(duì)應(yīng)的最少指向時(shí)間。對(duì)于Herbst機(jī)動(dòng)，對(duì)同一αmax，當(dāng)指向角越大其對(duì)應(yīng)的指向時(shí)間越少，而在指向角小于20°時(shí)，指向時(shí)間隨最大迎角的變化規(guī)律是：從20°到35°失速迎角前，指向時(shí)間減少，而在35°到60°～70°范圍的過失速區(qū)，指向時(shí)間呈先增加后減少的趨勢(shì)，35°和60°～70°的指向時(shí)間相近，從60°～70°到90°指向時(shí)間繼續(xù)減少；當(dāng)指向角大于20°時(shí)，從20°到35°失速迎角前，指向時(shí)間也是在減少，而在35°到50°范圍的過失速區(qū)，指向時(shí)間基本沒有變化，從50°到65°指向時(shí)間減少，在65°到85°范圍指向時(shí)間呈先增加后減少的趨勢(shì)，在90°的最大迎角下，指向時(shí)間是所有最大迎角中的最小值。因此，對(duì)于Herbst機(jī)動(dòng)，指向角的增大會(huì)推遲出現(xiàn)先增加后減少趨勢(shì)的出現(xiàn)。

3.3 關(guān)鍵參量影響分析

3.3.1 指向時(shí)間

從上述的試驗(yàn)結(jié)果可知，指向時(shí)間可以作為衡量飛機(jī)機(jī)動(dòng)性的關(guān)鍵參數(shù)和評(píng)估指標(biāo)，指向時(shí)間越少，機(jī)動(dòng)性越強(qiáng)。

指向時(shí)間與飛機(jī)的最大迎角αmax和指向角密切相關(guān)。在特定指向角約束下，指向時(shí)間與飛機(jī)的最大迎角αmax呈現(xiàn)的規(guī)律是：隨最大迎角增大，指向時(shí)間先減少然后再增加，在特定的最大迎角值時(shí)又開始減少。而特定指向角的增大會(huì)推遲先增加后減少趨勢(shì)的出現(xiàn)。隨著短周期頻率的增加，指向時(shí)間線性減少。指向時(shí)間隨阻尼的增大而增加。

這些規(guī)律會(huì)影響飛機(jī)設(shè)計(jì)指標(biāo)，如最大迎角、飛機(jī)執(zhí)行大迎角飛行試驗(yàn)和飛行員執(zhí)行戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作。因此，在制定和修訂飛機(jī)設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)和規(guī)范、試驗(yàn)規(guī)范、飛行手冊(cè)等時(shí)，需要重點(diǎn)考慮關(guān)鍵參數(shù)指向時(shí)間。

3.3.2 有利迎角

通過仿真試驗(yàn)執(zhí)行不同的評(píng)估任務(wù)，機(jī)動(dòng)性效能評(píng)估任務(wù)試驗(yàn)的最少指向時(shí)間如圖9 所示，可以看出三種機(jī)動(dòng)性評(píng)估結(jié)果具有相同趨勢(shì)，即在飛機(jī)的失速迎角35°以前，隨αmax的增加升力系數(shù)增大，指向時(shí)間減少，而從35°到過失速區(qū)的特定迎角，指向時(shí)間呈先增加后減少的趨勢(shì)，35°和特定迎角的指向時(shí)間相近，從特定迎角到90°，指向時(shí)間繼續(xù)減少，在90°的最大迎角下，指向時(shí)間最少。特定迎角與執(zhí)行的機(jī)動(dòng)動(dòng)作有關(guān)，其中Herbst 機(jī)動(dòng)的特定迎角是70°，大迎角縱向捕獲機(jī)動(dòng)的特定迎角是80°，大迎角縱-橫向捕獲機(jī)動(dòng)的特定迎角是75°。

圖9 多種機(jī)動(dòng)的指向時(shí)間tcap隨最大迎角αmax的變化Fig.9 Variation of pointing time tcapof multiple maneuvers with maximum angle of attack αmax

由上述曲線和分析可知，最大升力迎角的有利因素在于較大的法向過載產(chǎn)生的較大的（速矢）轉(zhuǎn)彎率，疊加形成快速機(jī)頭（姿態(tài)）指向；而大的可控過失速迎角，則允許飛機(jī)更靈活地改變機(jī)頭指向，直接獲得指向角優(yōu)勢(shì)。較小的過失速迎角（如45°～55°），速矢轉(zhuǎn)彎和機(jī)頭指向效應(yīng)的疊加結(jié)果不具備明顯的指向優(yōu)勢(shì)。

由此可以得出以下規(guī)律：從最快指向目標(biāo)進(jìn)行進(jìn)攻的角度，戰(zhàn)斗機(jī)有利迎角是在最大升力迎角區(qū)域或者在接近于90°的過失速區(qū)（一般在70°～80°），即有利迎角等于最大升力迎角或大于迎角70°。

有利迎角會(huì)影響飛機(jī)飛行的氣動(dòng)和推力矢量設(shè)計(jì)、大迎角飛行試驗(yàn)和過失速戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作的執(zhí)行。只有在有利迎角下，指向時(shí)間才是最少的，在大于最大升力迎角小于有利迎角時(shí)，雖也是過失速機(jī)動(dòng)，但指向時(shí)間不是最少，還會(huì)因?yàn)槟芰亢纳⒂绊懴麓喂舻膶?shí)施。因此在研究或制訂、修訂飛機(jī)相關(guān)設(shè)計(jì)、試驗(yàn)規(guī)范、飛行手冊(cè)、戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作、標(biāo)準(zhǔn)和規(guī)范等時(shí)，需要重點(diǎn)考慮關(guān)鍵參量有利迎角。

4 結(jié)束語

本文首先分析了戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動(dòng)性特點(diǎn)，以F-22為代表的第五代戰(zhàn)斗機(jī)的空戰(zhàn)戰(zhàn)術(shù)主要包括超視距和近距空戰(zhàn)，而過失速機(jī)動(dòng)作為近距空戰(zhàn)的戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作之一，可在關(guān)鍵時(shí)刻改變攻防態(tài)勢(shì)。并分析了相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)和評(píng)估方法，確定了使用仿真系統(tǒng)進(jìn)行動(dòng)態(tài)作戰(zhàn)效能評(píng)估的必要性，并根據(jù)過失速機(jī)動(dòng)特點(diǎn)，提出了機(jī)動(dòng)性效能評(píng)估中的關(guān)鍵參量指向時(shí)間。然后采用等效系統(tǒng)方法建立了機(jī)動(dòng)模型，以指向時(shí)間為評(píng)估指標(biāo)，執(zhí)行過失速機(jī)動(dòng)動(dòng)作，分析了最大迎角、指向角等對(duì)評(píng)估指標(biāo)的影響。使用仿真系統(tǒng)試驗(yàn)，執(zhí)行能反映戰(zhàn)斗機(jī)橫向和縱向敏捷性的過失速機(jī)動(dòng)動(dòng)作，驗(yàn)證了機(jī)動(dòng)性效能評(píng)估方法的合理性和可行性，并得出了不同參數(shù)對(duì)指向時(shí)間的量化關(guān)系，根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果，總結(jié)了指向時(shí)間與迎角的規(guī)律，提出了有利迎角的概念和定義。最后分析了關(guān)鍵參量指向時(shí)間和有利迎角對(duì)飛機(jī)設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)、試驗(yàn)規(guī)范、飛行手冊(cè)和戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作執(zhí)行的影響。