艦載機著艦多模態轉換技術研究

潘婷婷，江駒，王新華，蔡麗青

(南京航空航天大學自動化學院，江蘇南京210016)

0 引言

對于全天候著艦而言，采用何種工作模態引導飛機著艦對艦載機的安全至關重要。根據著艦條件選擇合適的著艦引導模態，并實現多模態間的實時平滑轉換，是保證著艦效率和安全性的關鍵。

全天候著艦引導系統包含四種工作模態［1］:模態Ⅰ(自動著艦引導系統，ACLS)、模態ⅠA、模態Ⅱ(儀表著艦引導系統，ILS)和模態Ⅲ(艦上控制進場系統，CCAS)。文獻［2-5］研究了四種工作模態的工作原理、結構配置、工作條件等。文獻［6］研究了飛行軌跡是否處于安全區和數據鏈是否出現故障情況下的模態轉換邏輯，但在研究基于安全區的模態轉換時，僅僅研究了模態Ⅰ和模態Ⅱ之間的模態轉換邏輯，且沒有設計模態轉換技術。本文在已有文獻的基礎上，給出了四種模態的安全區，根據飛行軌跡與各模態工作安全區之間的關系，完善了四種模態間的轉換邏輯，并比較分析了常見的幾種模態轉換技術，進而設計了著艦多模態間的實時轉換技術，最后針對具有下沉率干擾的著艦情況進行了相應的仿真驗證。

1 著艦安全區的建立

著艦過程中，當采取不同的著艦引導系統時，艦載機飛行的安全區不同。根據美國著艦信號官參考手冊給出的模態Ⅰ和模態Ⅱ的安全區邊界［7］，通過曲線擬合得到模態Ⅰ和模態Ⅱ安全區的曲線方程為:

式中，x為艦載機距著艦點的距離，ft。

假設某型艦載機的著艦速度恒定，整個著艦時間為56.3 s，根據上述安全區的曲線方程，即可得到模態Ⅰ和模態Ⅱ工作下所允許的飛行高度，如圖1所示。

圖1 模態Ⅰ和模態Ⅱ的安全區Fig.1 Safe area of mode Ⅰand modeⅡ

艦載機著艦時，在離艦1389 m處進入菲涅耳透鏡入口［1］，此時飛機在理想下滑線上的高度為84.95 m(選理想下滑角為 －3.5°)，而此時菲涅耳透鏡的工作安全區為理想下滑線上下16.5 m［6］，所以FLOLS引導著艦時，飛機的安全高度為68.45～101.45 m，即為模態Ⅲ引導著艦的安全區。

模態ⅠA工作時，是先按照模態Ⅰ將飛機引導至FLOLS入口，再采用FLOLS引導著艦，所以模態ⅠA的安全區由兩部分組成，離艦前1389 m為模態Ⅰ的安全區，之后為 FLOLS著艦時飛機的安全高度。

2 著艦模態轉換邏輯分析

艦載機著艦期間，艦載雷達實時檢測飛機是否在規定的安全區內飛行，進而決定采取何種工作模態引導飛機著艦。安全區內的模態轉換邏輯見圖2所示的流程圖。

圖2 安全區模態轉換邏輯流程圖Fig.2 Logic flow of mode conversion in safe area

模態Ⅰ與模態ⅠA非常類似，它們之間的轉換是飛行員根據天氣情況，選擇其中一種模態引導飛機著艦。一般情況下，當航母控制區云層的能見度低于9260 m，在日落后1.5 h至日出前1.5 h的情況下，采用模態Ⅰ引導飛機著艦;當航母控制區云層的能見度超過9260 m時，則采用模態ⅠA引導飛機著艦。

3 模態轉換技術研究

由于模態Ⅰ和模態ⅠA是根據雷達系統給出的飛行高度與理想高度之間的高度差，通過飛行控制對飛機姿態的控制，從而消除高度差，實現安全著艦;而模態Ⅱ是通過消除儀表所顯示的下滑偏差角來實現對基準下滑軌跡的跟蹤;模態Ⅲ是艦上管制人員根據雷達測出飛機的位置判斷飛機是否在正確的下滑道，然后通知飛行員操縱飛機著艦。因此在短暫的模態轉換過程中，轉換前后控制系統的控制參數不同，甚至結構也不同，這樣必然會出現輸出至伺服機構的控制量的突變，由此引起飛機過載突變，對飛機的安全著艦不利，并且飛行員很難在短短的幾秒內用操縱動作來完成模態間的切換。所以，必須采用合適的自動切換技術來實現模態間的快速切換，并能抑制相應的瞬態響應。

3.1 模塊轉換技術分析

3.1.1 慣性轉換

該轉換技術主要利用慣性環節的存儲功能，保證轉換前后輸出的連續性，能夠有效避免舵面的跳變，從而抑制轉換過程中出現的瞬態響應，其結構如圖 3 所示［8］。

圖3 慣性轉換技術Fig.3 Inertia conversion technology

系統的控制輸出為:

由系統的輸出可以看出，轉換前后系統的模型發生了改變。

3.1.2 慣性延遲式轉換

慣性延遲式轉換［9］和慣性轉換技術一樣具有慣性存儲環節，可以保證轉換前后的連續性，避免控制律輸出的跳變。不同之處在于該技術需要同時計算轉換前后兩種模態的控制律輸出，轉換過程中，兩種模態共同作用，轉換前后過渡更為平滑。結構如圖4所示。

圖4 慣性延遲轉換技術Fig.4 Inertial delay conversion technology

當控制律切換開關置于“1”時，原模態工作;當開關置于“0”時，轉為當前模態。假設在t0時刻，模態發生轉換，到t1時刻，模態轉換結束，則系統的輸出為:

可以看出，在模態轉換過程中，原模態的控制律輸出的加權系數在規定的時間內從1衰減到0，而當前模態的控制律輸出的加權系數從0漸升到1，從而實現了模態間的平滑切換。慣性環節因子a影響模態間轉換性能，其值越大，轉換時間越短。通過選取合適的a值，來達到模態間的快速平滑切換，進而有效抑制切換過程中的瞬態響應。

3.1.3 積分跟蹤式轉換技術

該轉換技術通過積分器將兩模態控制輸出的差值加到當前控制律計算結果中，直到差值E=0。這樣可以保證控制律切換時，當前模態的控制律的初值等于原模態的控制律的終值，既保證了切換前后系統的連續性，又保證了切換過程的平滑，其結構如圖 5 所示［9］。

圖5 積分跟蹤式轉換技術Fig.5 Integral tracking conversion technology

假設在t0時刻模態發生轉換，到t1時刻切換完成，則系統的輸出為:

通過選取合適的K1和K2值來達到模態間的快速平滑切換，有效抑制切換過程中的瞬態響應。

3.2 模塊轉換技術的仿真驗證

以F-4J艦載機為研究對象，將以上三種模態轉換技術加入到艦載機多模態著艦引導系統中，通過觀察各模態控制系統輸出的俯仰角響應來觀察各轉換技術對抑制瞬態響應的效果。以模態Ⅰ到模態Ⅱ的轉換為例，仿真模型如圖6所示。

圖6 模態轉換仿真結構圖Fig.6 Mode conversion simulation structure

圖中，h0為理想下滑軌跡高度;h為實際飛行高度;Γ為下滑偏差角;θ為俯仰角。設模態在t=5 s時刻發生轉換，仿真結果如圖7所示。

圖7 俯仰角響應曲線Fig.7 Pitching angle response curve

可以看出，若不加轉換技術，直接發生轉換，則在5 s時刻俯仰角發生了跳變，這必然會引起劇烈的瞬態響應，對飛機的著艦不利。而加入的三種轉換技術，均沒有改變俯仰角的穩態值，且變化較為平滑，在轉換過程中均沒有發生跳變現象。由此可見，加入轉換技術能夠抑制相應的瞬態響應，可以保證切換的平滑。

相比積分跟蹤式轉換技術，慣性轉換技術與慣性延遲式轉換技術能夠抑制俯仰角的振蕩峰值，這對飛機的著艦有利;然而慣性轉換技術在轉換前后，使系統發生了改變，這對系統本有的特性不利，而且抑制俯仰角振蕩峰值能力也沒有慣性延遲式切換技術強。因此，最終選擇慣性延遲式轉換技術來實現艦載機多模態間的轉換。

4 模態轉換仿真驗證與分析

根據安全區內模態轉換邏輯，運用慣性延遲式轉換技術實現艦載機多模態間的轉換。建立模態轉換仿真結構圖，如圖8所示。著艦過程中，若在某一時刻(仿真時取25 s時刻)加入下沉速率的干擾，飛機將進入不同的模態安全區，相應的仿真曲線如圖9所示。

圖8 模態轉換仿真結構圖Fig.8 Mode conversion simulation structure

圖9 模態轉換仿真曲線Fig.9 Mode conversion simulation curve

圖中，曲線0表示模態Ⅱ下邊界;曲線1表示模態Ⅰ下邊界;曲線2表示模態Ⅰ上邊界;曲線3表示模態Ⅱ上邊界;曲線4為飛行軌跡曲線。右上角的小圖為模態轉換數值表示，0表示復飛，1表示模態Ⅰ，2表示模態Ⅱ，3表示模態Ⅲ。

從圖9(a)可以看出，25 s時加入－4.5 m/s的下沉速率干擾時，整個著艦過程中飛機均在模態Ⅰ的安全區內由模態Ⅰ引導飛機著艦，56 s(著艦前0.3 s)時轉為復飛，出現這種情況是因為文獻［7］中的安全區在離著艦點305 m以下沒有定義，所以圖1所建立的著艦過程中的安全區存在一定的誤差。實際上在56 s時，飛機已保持著艦的姿態不變，可以保證最終安全著艦。

由圖9(b)可以看出，25 s時加入－7.5 m/s的下沉速率干擾時，整個著艦過程中的模態轉換順序為:模態Ⅰ→模態Ⅱ→模態Ⅲ→復飛。由飛行軌跡可以看出，27 s時飛機超出模態Ⅰ的安全區，轉為模態Ⅱ引導著艦;29 s時飛機超出模態Ⅱ的安全區，由模態Ⅲ引導著艦;但是在35 s時模態Ⅲ并沒有將飛機引入到FLOLS的安全區內，所以飛機復飛。整個過程轉換平滑快速。

綜上所述，采用慣性延遲式切換技術不但可以保證飛機實現不同模態間的自動切換，而且由于抑制了相應的瞬態響應，保證了飛機著艦的安全性。

5 結束語

根據全天候著艦模態的安全區，研究了艦載機著艦多模態轉換邏輯，并設計了模態間的轉換技術。該轉換技術能夠有效抑制模態轉換過程中飛機出現的瞬態響應，保證多模態間的實時平滑轉換，對研究艦載機安全著艦有一定的意義。

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