基于飛行模擬的過失速機動試飛駕駛方法研究

楊挺健

(中國飛行試驗研究院 科技部，陜西 西安710089)

0 引言

具備過失速機動能力是第四代戰(zhàn)斗機的主要標志之一。過失速機動不要求很高的過載，而是憑借飛機的快速俯仰能力使其迅速進入過失速區(qū)，并繞速度軸旋轉(zhuǎn)，實現(xiàn)飛機姿態(tài)與航跡的解耦，以獲得快速的機頭指向或機身瞄準能力［1-2］。過失速機動的上述特點導致其試飛時在試驗狀態(tài)、試驗程序、操縱方法、注意力分配原則和評定方法等方面與常規(guī)機動的試飛任務有很大的區(qū)別。航空發(fā)達國家不但突破了第四代戰(zhàn)斗機推力矢量、非線性飛行控制和飛推綜合控制等關鍵技術，為F-22和T-50等新型號的研制奠定了基礎，而且在過失速機動試飛方法、敏捷性指標、飛行品質(zhì)評價等飛行試驗技術方面也做了大量的研究，許多試飛技術已在飛行試驗中得到了驗證和應用［3］。我國已在過失速機動飛行機理、推力矢量技術和非線性控制技術方面開展了大量研究并取得了一些突破［4-5］，但在過失速機動飛行試驗方法、程序以及化解技術風險的措施等方面還不完善，未形成成熟的過失速機動試飛方法。

本文根據(jù)過失速機動飛行試驗模擬驗證的需要，開展了基于非線性動態(tài)逆的過失速飛行控制律的仿真建模技術研究，依托大型地面模擬設施，建立了人在回路的過失速機動飛行模擬環(huán)境。通過開展人在回路的過失速機動地面模擬試驗，研究并形成了一套包括進入條件、操縱方法、注意力分配原則和退出方法在內(nèi)的帶推力矢量的飛機過失速機動試飛駕駛方法。

1 過失速機動飛行仿真建模

在過失速飛行條件下，由于機翼和機身上的氣流會出現(xiàn)分離、形成各種脫體渦系和渦破裂，這時作用在飛機上的氣動力呈現(xiàn)很強的非線性和非定常遲滯效應［6］，在一定條件下，受氣流分離、渦形成和破裂的隨機性影響會伴隨產(chǎn)生非對稱氣動力和力矩，同時由于操縱面效率銳減甚至失效，需要使用推力矢量彌補操縱面控制能力不足的問題。因此，基于線性定常系統(tǒng)的經(jīng)典控制律設計方法已不適用。為了解決過失速機動飛行的控制問題，需要采用非線性控制方法。目前，在眾多的非線性控制系統(tǒng)設計方法中，非線性動態(tài)逆原理的應用較為廣泛［7］。因此，根據(jù)奇異攝動原理，將控制律的設計分為快變量回路控制器和慢變量回路控制器，并對其分別進行了設計;根據(jù)動態(tài)逆原理的特點，對反饋所需的氣動力模型進行簡化，建立了推力矢量發(fā)動機模型，最終通過內(nèi)外回路的綜合完成了整個過失速機動飛行控制律的設計。

1.1 內(nèi)回路控制律設計及其建模

采用非線性動態(tài)逆原理進行角速率一級快變量的內(nèi)環(huán)控制律設計，由剛體飛機轉(zhuǎn)動運動方程改寫成的仿射方程為［8］:

其中:

式中:x1=(V，α，β，p，q，r，θ，φ，h)T為耦合的飛行狀態(tài);A(x1)為控制矩陣(這里亦為Falb-Wolovich矩陣或解耦矩陣);δ為操縱面偏轉(zhuǎn)量，如系統(tǒng)有常規(guī)操縱面及偏航-俯仰推力矢量控制，則可記δ=(δe，

其中:

在完成飛機剛體轉(zhuǎn)動方程的仿射方程式(1)的推導后，即可應用非線性動態(tài)逆原理進行內(nèi)環(huán)的控制律設計，控制律框圖如圖1所示。圖中，A－1為A(x2)的逆矩陣;符號開關①～③表示氣動舵面和推力矢量的控制融合方案［8］，①表示“花鏈飽和式”融合方案，②表示最小控制能量式融合方案，③表示上述兩種融合方案的結合，即在一種融合方案失效后自動切換至另一種。

圖1 過失速機動飛行控制系統(tǒng)內(nèi)回路控制律框圖Fig.1 Post stall maneuver flight control system inner loop control law

1.2 外回路控制律設計及其建模

應用非線性動態(tài)逆原理進行慢變量外環(huán)控制律設計，由剛體飛機線運動方程改寫成的仿射方程形式如下［8］:

其中:

式中:x2=(V，α，β，θ，φ，h)T為耦合的飛行狀態(tài)。

完成剛體飛機線運動方程的仿射方程式(2)的推導后，就可以應用非線性動態(tài)逆原理進行外環(huán)的控制律設計，控制律框圖如圖2所示。

圖2 過失速機動飛行控制系統(tǒng)外回路控制律框圖Fig.2 Post stall maneuver flight control system outer loop control law

為了滿足不同飛行階段及任務要求的控制需要，外回路控制律在俯仰方向設計了兩種指令模式，符號開關①和②分別對應這兩種指令模式。其中:①表示俯仰操縱以迎角指令的控制模式進行控制，G1為與之對應的G(x2)的逆矩陣;②表示俯仰操縱以俯仰角速率指令的控制模式進行控制，G2為與之對應的逆矩陣。圖2中的k和Ω為增益系數(shù)。

2 人在回路的過失速機動飛行模擬環(huán)境

為了開展過失速機動試飛方法研究，依托全任務飛行模擬系統(tǒng)，在完成帶推力矢量飛機飛行仿真建模的基礎上，建立了過失速機動飛行模擬環(huán)境，主要包括:控制臺、模擬座艙、航電系統(tǒng)、操縱人感系統(tǒng)、視景系統(tǒng)、六自由度運動系統(tǒng)等硬件設施;配套的軟件模塊包括:飛行仿真、航電仿真、音響仿真等一些專有軟件模塊;系統(tǒng)還包含網(wǎng)絡支撐環(huán)境和其他輔助設施。

仿真軟件是過失速機動飛行模擬系統(tǒng)的核心，它是在原飛機常規(guī)飛行軟件基礎上應用了推力矢量、大迎角、非定常氣動力建模和過失速機動飛行控制等技術，使軟件具有模擬過失速機動飛行的能力，為開展過失速機動試飛方法研究奠定了基礎。圖3為飛機過失速機動飛行軟件流程。

圖3 飛機過失速機動飛行仿真軟件流程Fig.3 The flight simulation software process of post stall maneuver

3 過失速機動試飛駕駛方法及其模擬驗證

目前已經(jīng)在飛機上實現(xiàn)的典型過失速機動有10余種，包括在縱向平面內(nèi)的機動(“眼鏡蛇”、“尾沖”、“榔頭”等)和空間機動(“J轉(zhuǎn)彎”、“直升機”等)。針對這些典型的過失速機動動作，通過理論分析、仿真計算以及人在回路的地面模擬試驗，研究并形成了一套包括進入條件、操縱方法、注意力分配原則和退出方法在內(nèi)的帶推力矢量的飛機過失速機動試飛駕駛方法，并利用過失速機動飛行模擬環(huán)境進行了驗證。由于篇幅所限，本文僅就“眼鏡蛇”和“J轉(zhuǎn)彎”機動的駕駛方法和驗證情況進行介紹。

3.1 “眼鏡蛇”機動

“眼鏡蛇”機動是指飛機從初始平飛狀態(tài)迅速拉桿到底，快速形成大迎角(瞬態(tài)可高達120°)，此時飛機快速減速，然后推桿，使飛機下俯，恢復到正常迎角狀態(tài)。該機動的特點是飛機只發(fā)生俯仰方向的運動，橫向沒有運動。

該試驗選取了多名有豐富飛行經(jīng)驗的試飛員在過失速機動飛行模擬環(huán)境下進行了驗證試飛。試飛的進入條件在高度為2～5 km，表速為350～550 km/h的狀態(tài)下，俯仰操縱指令選擇迎角指令類型;配平飛機后并保持5～10 s，迅速拉桿到底，當俯仰角超過90°時保持3～4 s，在2～3 s內(nèi)勻速回桿至配平位置并適當向前推桿退出機動。該機動動作成功的判據(jù)有兩點:一是迎角達到90°或以上，并保持3～4 s，二是飛機沒有明顯的橫向和航向偏離。在操作時試飛員需注意避免加入橫向和航向的輸入，并打開發(fā)動機加力，以保持飛機有足夠的動能。

圖4為“眼鏡蛇”機動的地面模擬試驗結果。由試驗結果可知，飛機從2.5 km，400 km/h進入機動，機動過程中飛機俯仰速率達70(°)/s，在7～8 s內(nèi)迅速減速至108 km/h，迎角在110°附近保持長達6 s。整個機動過程中飛機的高度變化很小，且橫航向未出現(xiàn)偏離。按照本文設計的試飛駕駛方法，駕駛員能夠很好地完成“眼鏡蛇”機動。

駕駛員對整個動作過程的評述是:采用迎角模式實施該機動，無論是機動的進入、迎角的建立和保持還是退出都非常容易控制，俯仰姿態(tài)判讀容易，迎角相對困難，整個機動過程中飛機未出現(xiàn)非指令性響應。多名駕駛員的“庫伯-哈珀”評價等級均值為2。

圖4 “眼鏡蛇”機動模擬試驗結果Fig.4 “Cobra”maneuver simulation test results

3.2 “J轉(zhuǎn)彎”機動

“J轉(zhuǎn)彎”機動是指飛機從初始平飛拉起形成大迎角，機頭迅速上仰，在接近垂直向上位置時，速度急劇下降(氣動舵面的效率也迅速下降)，然后壓桿，利用推力矢量控制使飛機繞速度矢旋轉(zhuǎn)，從上仰狀態(tài)轉(zhuǎn)為機頭向下，實現(xiàn)飛機航向180°轉(zhuǎn)向。

該試驗的進入條件在飛行高度為2～5 km，表速為400～550 km/h的狀態(tài)下，俯仰操縱指令選擇迎角指令類型;配平飛機保持5～10 s;迅速拉桿使飛機上仰接近垂直狀態(tài)(迎角約為70°);減速至250 km/h左右時，向一側(cè)壓桿直至機頭向下;觀察飛機的航向變化，同時有節(jié)奏地緩慢松桿減小迎角;當飛機航向改變超過180°時，反向壓桿直至機翼水平;稍松桿減小迎角逐漸改出俯沖。該機動動作成功的判據(jù)有兩點:一是迎角到達60°或以上;二是飛機航向改變180°。在操作時，試飛員需注意避免加入橫向和航向的輸入，并打開發(fā)動機加力，以保持飛機有足夠的動能。

圖5為“J轉(zhuǎn)彎”機動的地面模擬試驗結果。由試驗結果可知，飛機從2.3 km，410 km/h進入機動，完成180°轉(zhuǎn)向的時間約為16 s，整個機動完成的質(zhì)量較好。該機動可分解為快速俯仰和繞速度軸的滾轉(zhuǎn)兩個部分，因此被作為綜合驗證飛機過失速能力機動的典型動作。按照本文設計的試飛駕駛方法，駕駛員能夠完成“J轉(zhuǎn)彎”機動。

駕駛員對整個動作過程的評述是:采用迎角模式可以輕松地進入機動并建立初始迎角;由于大迎角下的滾轉(zhuǎn)響應是繞速度軸旋轉(zhuǎn)、繞體軸滾轉(zhuǎn)和偏航的復合運動，需要一定的適應過程，因此施加壓桿操縱時，操縱量不宜過大，避免響應太快超出預期;另外，在截獲180°航向過程中松桿不能過快，迎角的快速減小會導致飛機過度低頭、高度損失太多;俯仰和航向姿態(tài)判讀容易。多名駕駛員的“庫伯-哈珀”評價等級均值為3。

圖5 “J轉(zhuǎn)彎”機動模擬試驗結果Fig.5 “JTurn”maneuver simulation test results

4 結束語

本文針對我國當前在過失速機動飛行試驗方法、程序、化解技術風險措施等方面的不足，通過開展過失速機動飛行控制律設計與建模等，依托現(xiàn)有的大型地面模擬設施，建立了滿足過失速機動飛行試驗研究要求的地面飛行模擬環(huán)境。在此基礎上，通過理論分析、仿真計算和模擬驗證，提出了多種典型過失速機動的試飛駕駛方法，包括:試驗狀態(tài)、操作程序(含進入條件、駕駛方法、退出方法等)、注意事項、成功判據(jù)、試飛員評述要點等，并進行了大量的人在回路的地面模擬飛行驗證。驗證結果表明，按照本文方法，駕駛員能夠順利完成過失速機動試飛動作并給出有效的評述。

過失速機動試飛是一項復雜的系統(tǒng)工程，涉及的內(nèi)容很多，本文僅就過失速機動本身的試飛駕駛方法進行了初步探索，而對于整個過失速機動飛行試驗來說還有很多問題亟待解決，比如帶推力矢量飛機的大迎角飛行品質(zhì)評價技術;過失速機動試飛的安全評估和風險化解措施，如發(fā)動機停車故障下的失速/尾旋改出辦法，以及作為風險科目的飛行組織管理和安全監(jiān)控方法等。另外，過失速機動試飛對試飛員的駕駛和評價技術、生理和心理素質(zhì)是一種挑戰(zhàn)，必須有針對性地開展試飛員培訓相關內(nèi)容的技術研究。

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