過失速機動飛行仿真系統(tǒng)建立與研究

摘 要：為滿足我國新一代殲擊機的研制和技術(shù)驗證需求，為其試飛關(guān)鍵技術(shù)研究和演示驗證提供必要的技術(shù)支持，以更好更快地開展相關(guān)試飛方法的研究，開發(fā)了一套過失速機動飛行仿真系統(tǒng)。該仿真系統(tǒng)基于3種典型的過失速氣動模型，采用動態(tài)逆控制方法，最終通過VP軟件編程實現(xiàn)虛擬仿真環(huán)境，對各個部分的原理、方法和技術(shù)難點進行介紹和研究。該系統(tǒng)已用于試飛員的模擬飛行試驗中，試驗結(jié)果和試飛員評述表明：該系統(tǒng)完全達到了試飛員過失速機動初級飛行培訓(xùn)的要求。

關(guān)鍵詞：過失速 仿真 控制 系統(tǒng)

中圖分類號：V212.1 文獻標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）05（b）-0032-03

1 基本概述

近年來，隨著我國綜合國力的提升，在世界多極格局中扮演著越來越重要的角色，表現(xiàn)之一就在于航空武器裝備的迅速發(fā)展。目前，世界各強國殲擊機技術(shù)已經(jīng)普及到三代機，而第四代飛機的研究與開發(fā)也取得了重大成果，部分世界一流強國已經(jīng)將第四代飛機少量裝配部隊。而第四代飛機區(qū)別于前幾代飛機的最主要特點就是具有過失速機動的能力。

相對于常規(guī)包線內(nèi)的飛行，過失速機動飛行中，飛機的機動動作快、氣動力呈現(xiàn)出很強的非定常、非線性特征，并且失速后飛機氣動操縱面效率急劇降低、甚至失效，主要依靠推力矢量控制來補償，此時為了獲得試飛員可接受的操縱品質(zhì)，常規(guī)的線性控制理論已無法解決氣動力嚴重的非線性和操縱面的冗余問題。因此，利用現(xiàn)代計算機仿真技術(shù)，建立過失速機動飛行仿真系統(tǒng)，對于開展現(xiàn)代飛機過失速機動性能分析、戰(zhàn)效評估、飛行試驗方法驗證等方面研究具有重要意義。

2 過失速機動飛行仿真系統(tǒng)的基礎(chǔ)構(gòu)架

過失速機動飛行仿真系統(tǒng)得基礎(chǔ)構(gòu)架主要包括：座艙系統(tǒng)、視景系統(tǒng)、數(shù)據(jù)處理及控制系統(tǒng)、航跡規(guī)劃模塊、飛行解算模塊和虛擬儀表模塊。如圖1所示，座艙系統(tǒng)是基于某通用殲擊機座艙布局設(shè)計，座艙儀表采用虛擬儀表方式實現(xiàn)，其具體解算由單獨的計算機控制。座艙的操縱指令輸出到中央控制系統(tǒng)后，通過數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，然后進行飛行解算和航跡規(guī)劃，中央計算機解算出當(dāng)前的飛行姿態(tài)后，實時顯示到視景系統(tǒng)上，從而被駕駛者捕獲，形成閉環(huán)回路。由于篇幅所限，對于該仿真系統(tǒng)的具體結(jié)構(gòu)和構(gòu)架不再贅述，具體實現(xiàn)方式如圖1。

3 過失速機動飛行仿真系統(tǒng)開發(fā)

對于一個飛行仿真系統(tǒng)而言，硬件的投資可以很直接的改善系統(tǒng)性能，但其核心要素還是其軟件的設(shè)計。過失速機動飛行仿真系統(tǒng)軟件設(shè)計主要包括三個部分：（1）動力學(xué)模型開發(fā)；（2）飛行控制軟件開發(fā)；（3）視景系統(tǒng)開發(fā)；（4）虛擬儀表開發(fā)。

3.1 過失速機動動力學(xué)模型開發(fā)

區(qū)別于常規(guī)飛行狀態(tài)的動力學(xué)模型，過失速機動動力學(xué)模型需要對其大迎角下的氣動力模型和推力矢量發(fā)動機模型進行分別建模。

3.1.1 大迎角其動力模型

根據(jù)風(fēng)洞試驗理論，過失速機動的大迎角氣動力模型可以分為大迎角靜態(tài)氣動力，圓錐運動氣動力，振蕩運動氣動力，以及非定常氣動力。[1]

（1）大迎角靜態(tài)氣動力

3.1.2 推力矢發(fā)動機模型

對推力矢量的描述是假定飛機有二維推力矢量控制，即俯仰和偏航控制。單臺發(fā)動機的推力矢量（以右發(fā)為例）在機體坐標(biāo)系下的分量為：

式中，T為發(fā)動機推力，為右發(fā)俯仰推力矢量偏角（左右發(fā)等值差動偏轉(zhuǎn)，左發(fā)為），為偏航推力矢量偏角（左右發(fā)同步偏轉(zhuǎn)）。[3]

3.2 過失速機動飛行控制原理

根據(jù)過失速機動的動力學(xué)模型，有多種方法可以對其進行控制，本文采用內(nèi)外環(huán)的動態(tài)逆控制方法。將飛機的過失速機動控制狀態(tài)變量分為兩個回路：內(nèi)環(huán)快變量回路控制和外環(huán)慢變量回路控制，[4]具體的控制原理圖如圖2所示。

3.3 基于VP的視景系統(tǒng)開發(fā)

目前，世界上有很多的虛擬現(xiàn)實軟件用于模擬器視景系統(tǒng)的開發(fā)，在對比了集中典型的虛擬現(xiàn)實軟件后，筆者在本仿真系統(tǒng)中采用Vega Prime（VP）平臺進行視景系統(tǒng)的開發(fā)，其主要優(yōu)點是VP軟件的主要模塊可以方便地通過C/C++語言進行訪問，可以通過給出的相關(guān)函數(shù)進行視景系統(tǒng)的每一個元素進行控制。

3.3.1 仿真地形的建立

針對過失速機動飛行仿真，由于更多的是要反映飛機姿態(tài)的變化，因此必須在飛機機動時，要給試飛員以足夠的參照物，以辨識目前的飛機姿態(tài)。針對這個特點，通過VP平臺的專用建模軟件Creator為該仿真系統(tǒng)建立了一個200*200 km的仿真地形，其中黑線表示飛機軌跡，在該軌跡上飛機進行過失速機動時，具有最佳的顯示效果。

3.3.2 第三視角機動模型的建立

在進行飛機過失速機動飛行動作體驗或?qū)ｍ椗嘤?xùn)時，必須建立第三視角的觀察窗口，以便于讓飛機員更加直觀地了解飛機的姿態(tài)。因此，需要對飛機當(dāng)前姿態(tài)、實際飛行軌跡和預(yù)定軌跡進行建模。[5]如圖4所示，綠線為飛機的實際飛行軌跡，黑線為預(yù)定動作軌跡，從該圖中觀察者和試飛員都能清楚地了解到當(dāng)前機動的飛機姿態(tài)和動作的準(zhǔn)確性。

3.4 虛擬儀表開發(fā)

座艙下顯模塊采用計算機純虛擬方式實現(xiàn)，用一個觸摸屏代替原有儀表操作。綜合虛擬儀表采用VP平臺的專用儀表工具開發(fā)，包括兩塊多功能下顯（MFD）、飛控狀態(tài)選擇板、飛機狀態(tài)指示板、駕駛桿/腳蹬位置指示板、起落架控制手柄等子模塊。由于過失速機動的特殊性，MFD部分需要顯示當(dāng)前桿力的狀態(tài)，這樣能夠使試飛員更好地把握住過失速機動飛行的操縱特性。[6]綜合虛擬儀表典型畫面如圖5所示。

4 仿真系統(tǒng)的模擬飛行驗證

在采用某典型的三代飛機的大迎角風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，在本過失速機動飛行仿真系統(tǒng)上，開展有人在環(huán)的過失速機動飛行模擬，并根據(jù)模擬飛行數(shù)據(jù)進行評價。在完成了仿真系統(tǒng)設(shè)計后，筆者及團隊進行了多種過失速機動的驗證，如“眼鏡蛇”機動（Cobra）、“尾沖”機動（Bell）、“J轉(zhuǎn)彎”機動（Herbst）等，均取得了較好的仿真效果。篇幅所限，僅列舉“眼鏡蛇”機動（Cobra）的模擬飛行數(shù)據(jù)。

如圖6所示，試飛員按照迎角指令模式完成的“眼鏡蛇”機動，速度在5 s內(nèi)迅速降低到0.2 M，迎角達到105°，并在該狀態(tài)保持2 s，從進入到改出整個機動過程中飛行高度基本保持不變，也未出現(xiàn)偏離及其它指令性的運動。

5 結(jié)語

目前該過失速機動飛行仿真系統(tǒng)已經(jīng)應(yīng)用于試飛員的模擬飛行、飛行試驗方法驗證等實際工程應(yīng)用中，對新型飛機機動能力的預(yù)先研究起到了極大的推動作用，獲得了各方面的一致好評。但由于本文篇幅所限，部分關(guān)鍵技術(shù)的原理、軟件的實現(xiàn)過程并沒有列舉。同時，該型仿真系統(tǒng)雖然已經(jīng)有了實際工程應(yīng)用，但與國外的先進模擬器還存在一定的差距，這也是筆者后續(xù)繼續(xù)研究的方向。

參考文獻

[1]高浩，朱培申，高正紅，等.高等飛行動力學(xué)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2004.

[2]李永富，陳洪.研究尾旋的風(fēng)洞試驗技術(shù)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2002.

[3]張曙光.機敏性和超機動飛行與控制[D].西北工業(yè)大學(xué)博士論文，1995.

[4]許洲，高浩.三種典型過失速機動的仿真[J].飛行力學(xué)，1999，17（3）：11-16.

[5]白穆，莊達民，張磊.飛機操縱裝置優(yōu)化布局[J].中國民航飛行學(xué)院學(xué)報，2010（1）.

[6]王芳.飛行模擬器操縱負荷系統(tǒng)研究[D].南京航空航天大學(xué)，2008.