艦載機(jī)著艦側(cè)向軌跡增量控制

汪 節(jié)，韓 維，王正磊，岳付昌

（1.海軍航空大學(xué)，山東 煙臺 264001；2.91475部隊，遼寧 葫蘆島 125001）

0 引言

艦載機(jī)的著艦技術(shù)和能力，直接關(guān)系到航母整個體系作戰(zhàn)能力。飛機(jī)側(cè)向的著艦難度較大[1-8]：1） 橫滾、偏航、側(cè)偏等運(yùn)動復(fù)雜耦合；2） 著艦過程中會有側(cè)風(fēng)、艦尾流、甲板運(yùn)動等干擾；3） 觸艦攔阻時滾轉(zhuǎn)、偏航、側(cè)偏必須保持在很小的誤差范圍內(nèi)，以防止攔阻受力失衡過大而發(fā)生攔阻事故。

飛行員常需要通過壓坡度或蹬舵的方式修正側(cè)偏。以往側(cè)向著艦控制，飛行員一般是直接控制滾轉(zhuǎn)角或滾轉(zhuǎn)角速率[1-8]，此控制方式（如圖1 所示）的缺點(diǎn)如下[1-8]：1） 飛行員操作較為頻繁，例如，修正右偏離時需要先左滾讓速度矢量左偏，再右滾讓速度矢量恢復(fù)到原來狀態(tài)，最后小幅左右來回滾轉(zhuǎn)調(diào)整以使速度矢量回到基準(zhǔn)狀態(tài)。飛行員蹬舵同理。2） 飛行員總需要保持1個側(cè)向桿量來跟蹤降落跑道對中線。由于甲板降落跑道對中線和航母航速方向存在夾角，對中線總有1 個側(cè)向速度分量，導(dǎo)致飛機(jī)總需要1 個橫向速度分量來跟蹤甲板中心線，飛行員需要保持1 個常值側(cè)向桿量。3） 對艦尾流的側(cè)風(fēng)沒有抑制能力，完全依賴飛行員的人工操縱。

圖1 著艦側(cè)向常規(guī)控制結(jié)構(gòu)Fig.1 Lateral conventional control structure for carrier landing

2016 年美海軍試飛成功的“魔毯”（MAGIC CARPET）著艦技術(shù)，被稱為著艦“游戲規(guī)則改變者”。該技術(shù)中1 個重要改變是采用了縱向軌跡增量控制，著艦試飛效果顯著[9-19]。本文將此思想方法應(yīng)用到側(cè)向著艦上，提出側(cè)向軌跡增量控制；深入分析著艦側(cè)向軌跡增量控制的工作機(jī)理和著艦性能，為著艦領(lǐng)域的工程應(yīng)用提供參考。

1 著艦側(cè)向常規(guī)控制結(jié)構(gòu)

圖1 為著艦側(cè)向常規(guī)控制結(jié)構(gòu)[7]。襟副翼通道控制滾轉(zhuǎn)角，內(nèi)回路為滾轉(zhuǎn)角速率控制，增加滾轉(zhuǎn)阻尼；方向舵通道為偏航角速率反饋，增加航向阻尼。飛行員用側(cè)向桿來控制飛機(jī)滾轉(zhuǎn)，用腳蹬來控制飛機(jī)機(jī)頭航向。

當(dāng)側(cè)偏較小時，飛行員會選擇用腳蹬來改變飛機(jī)航向，由于飛機(jī)的航向靜穩(wěn)定性，側(cè)向軌跡會跟蹤機(jī)頭方向，當(dāng)修正完畢后，飛行員再操縱恢復(fù)機(jī)頭指向。這種操縱方式的缺點(diǎn)是，飛機(jī)航向會變化，同時飛行員需要多次反復(fù)調(diào)整。

當(dāng)側(cè)偏較大時，飛行員一般會選擇用橫桿壓坡度來修正，同時協(xié)調(diào)操縱腳蹬，控制航向。

當(dāng)出現(xiàn)側(cè)風(fēng)時，飛行員可以選用側(cè)航法或側(cè)滑法進(jìn)行修正。如果飛機(jī)的側(cè)向?qū)v向沒有解耦，那么飛行員會傾向于選擇側(cè)航法修正，讓機(jī)頭指向風(fēng)的來向，以避免側(cè)滑法的滾轉(zhuǎn)修正對縱向動力學(xué)（升力等）的不良耦合影響。

2 著艦側(cè)向軌跡增量控制

借鑒美國海軍的MAGIC CARPET著艦理念[10-11]，提出側(cè)向軌跡增量控制方法，如圖2所示，在原有滾轉(zhuǎn)角控制回路的基礎(chǔ)上，增加軌跡速率控制回路和軌跡增量控制回路，同時保持機(jī)頭航向。對各舵面通道和各層回路控制性能進(jìn)行分析。

圖2 著艦側(cè)向軌跡增量控制Fig.2 Lateral delta ground track command structure for carrier landing

2.1 襟副翼通道

圖2 中，將襟副翼通道作為主通道，控制側(cè)向軌跡，因為副翼的控制效能要大于方向舵[6]。

2.1.1 側(cè)向軌跡角速率控制

在傳統(tǒng)滾轉(zhuǎn)角控制的基礎(chǔ)上，增加側(cè)向軌跡角速率控制回路，此控制結(jié)構(gòu)的設(shè)計意義在于：側(cè)向軌跡角速率直接對應(yīng)側(cè)向過載（如式1），因而當(dāng)有側(cè)風(fēng)或橫向艦尾流的干擾時，此干擾會立即（零相位差、零時差）引起側(cè)向過載變化（如式2），而側(cè)向軌跡角速率的反饋會讓飛控系統(tǒng)迅速反應(yīng)，改變滾轉(zhuǎn)姿態(tài)（如式3），抵消風(fēng)干擾[20]。

令式（2）為0 rad/s，得到：

式（1）～（3）中：χ?為側(cè)向軌跡角速率；V為進(jìn)場速度；L為升力；φ為滾轉(zhuǎn)角；Cβ為側(cè)力對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)；βw為風(fēng)干擾所引起的側(cè)滑角。由于側(cè)風(fēng)引起的側(cè)力很小（相對于飛機(jī)升力），因此自動響應(yīng)的滾轉(zhuǎn)角也很小，故式（3）的約等于成立。

2.1.2 側(cè)向軌跡角控制

在上述側(cè)向軌跡角速率控制回路的基礎(chǔ)上，繼續(xù)增加側(cè)向軌跡角控制回路，此控制結(jié)構(gòu)的設(shè)計意義如下[10]。

1） 飛行員感覺很直觀。因為側(cè)向軌跡角直接對應(yīng)于飛機(jī)的地速的橫向分量，如式（4）。

式（4）中，y?為側(cè)向速度。飛機(jī)側(cè)向速度相對于進(jìn)場速度很小，因而式（4）的約等于成立。

2） 提高了飛行的控制層級，減小了飛行員操縱負(fù)擔(dān)，著艦操縱容易。如式（2），滾轉(zhuǎn)角和側(cè)向軌跡角在動力學(xué)上相差了1次積分（即相位相差了90°）；飛行員只需對軌跡層面進(jìn)行控制，滾轉(zhuǎn)角層面的控制由飛控系統(tǒng)根據(jù)滾轉(zhuǎn)角指令（由軌跡角回路運(yùn)算出）進(jìn)行。

3） 更好地抑制側(cè)風(fēng)和側(cè)向艦尾流。風(fēng)干擾與側(cè)向軌跡角速率是同相的，側(cè)向軌跡角比側(cè)向軌跡角速率滯后90°，因此側(cè)向軌跡控制回路自然也包圍住風(fēng)干擾信號，進(jìn)而使系統(tǒng)具有較強(qiáng)的魯棒性，對風(fēng)干擾具有較強(qiáng)的抑制能力[20]。

2.1.3 側(cè)向軌跡角增量控制

在指令前向通道中加入側(cè)向基準(zhǔn)指令，進(jìn)而飛行員桿指令即對應(yīng)側(cè)向軌跡角增量指令，見圖2 和式（5）。

式（5）中：Xstick為側(cè)向桿位移量；χc為側(cè)向軌跡角指令；χref為側(cè)向基準(zhǔn)軌跡；Δχc為側(cè)向軌跡增量指令。

艦載機(jī)著艦時，為了減小艦機(jī)相對速度和減小甲板運(yùn)動幅度，航母會以大概Vship=30 kn（15.4 m/s）的速度航行。由于斜甲板（航母降落跑道）與航母艏艉有固定夾角φship（約11°），所以斜甲板中心線會因為航母航行而有1個向右的側(cè)向速度分量，如下：

飛機(jī)在基準(zhǔn)狀態(tài)，是要跟蹤此側(cè)向速度分量的，如式（7）；進(jìn)而可得到側(cè)向基準(zhǔn)軌跡，如式（8）。

如式（8），飛行員需要事先通過人機(jī)接口，將航母航向、航速等輸入到飛控系統(tǒng)中。飛控系統(tǒng)即可算出側(cè)向基準(zhǔn)軌跡χref，然后執(zhí)行圖2 所示的側(cè)向軌跡增量控制。

設(shè)計增量控制策略，如式（5）。此設(shè)計意義在于[10]：讓側(cè)向操縱更直觀、簡單。詳細(xì)分析如下。

1） 讓側(cè)向操縱更直觀。飛行員的側(cè)向桿位移與艦機(jī)側(cè)向相對速度成正比，即與側(cè)向糾偏速率成正比，如式（11）。

當(dāng)軌跡能很好控制時，有：

由于側(cè)向軌跡角在著艦中很小，有：

由式（4）（5）（8）～（10），得到：

式（11）中：k2=k V，由于著艦時速度保持，進(jìn)場速度基本不變，故k2可認(rèn)為是常值；y?relative為艦機(jī)側(cè)向相對速度（也是橫向糾偏速度）。

2） 讓側(cè)向操縱更容易。如式（11）中，當(dāng)Xstick=0時，y?relative=0。這說明，當(dāng)飛機(jī)側(cè)向偏差糾正快到0 m時，飛行員只需要松橫桿即可，當(dāng)側(cè)桿回中時，飛機(jī)能自動跟蹤跑道中心線的側(cè)向漂移。

側(cè)向軌跡控制需要很高的精度，因而無論通過什么方法設(shè)計（如PID、滑模、動態(tài)逆等），最后控制器中都應(yīng)包含積分器項。所以，實現(xiàn)方式上可用比例+積分控制。

2.2 方向舵通道

方向舵通道，有2種方案可選擇：飛行員單獨(dú)控制和飛行員飛控聯(lián)合控制。

1） 由飛行員腳蹬進(jìn)行單獨(dú)控制，飛控系統(tǒng)只增加航向阻尼，如圖1[7]。這種方案的優(yōu)點(diǎn)是給了飛行員較大的自主權(quán)，缺點(diǎn)是增加了飛行員的負(fù)擔(dān)。

2） 飛控系統(tǒng)以某種方式控制方向舵通道，同時保留飛行員腳蹬的控制。實際運(yùn)行時，一般由飛控系統(tǒng)自動控制方向舵通道；當(dāng)飛行員覺得需要補(bǔ)償航向控制時，即腳蹬輸入，如圖2。

飛控系統(tǒng)控制方向舵通道，有2種方案可選擇，各有利弊[1-6]。

1） 穩(wěn)定航向方案，讓飛機(jī)機(jī)頭始終平行于甲板跑道中線。優(yōu)點(diǎn)是有利于觸艦攔阻（攔阻索兩側(cè)受力平衡），同時飛行員視場始終正對著橫向?qū)χ芯€。缺點(diǎn)是修正側(cè)偏時會有側(cè)滑角存在，且側(cè)滑角引起的側(cè)力效應(yīng)會一定程度減弱橫向修正。另外，在有側(cè)風(fēng)干擾時，飛機(jī)會以滾轉(zhuǎn)來抵消風(fēng)干擾（即側(cè)滑法），而滾轉(zhuǎn)又影響縱向升力。

2） 消除側(cè)滑方案，讓機(jī)頭始終跟蹤側(cè)向軌跡的方向。優(yōu)點(diǎn)是當(dāng)橫向糾偏時，不會出現(xiàn)出現(xiàn)側(cè)滑角影響橫向修正。當(dāng)出現(xiàn)風(fēng)干擾時，不需要滾轉(zhuǎn)來對抗風(fēng)干擾。缺點(diǎn)是無論橫向糾偏，還是抵消風(fēng)干擾，都需要改變航向（飛機(jī)機(jī)頭指向）。

綜合來看，選用穩(wěn)定航向方案有利于飛行員的視角和最后的攔阻。側(cè)風(fēng)的側(cè)力效應(yīng)遠(yuǎn)小于升力，因此滾轉(zhuǎn)幅度較小；而滾轉(zhuǎn)對升力的影響，可以通過縱側(cè)向的解耦設(shè)計來消除。

3 HUD顯示符號改進(jìn)

“魔毯”項目中，在進(jìn)行縱向軌跡增量控制的同時，其HUD 顯示符號[9-10，16]也進(jìn)行了改進(jìn)，即增加了可上下移動的相對于艦船的顯示符號（Ship Relative Velocity Vector，SRVV）以及固定的下滑道基準(zhǔn)線（Glide Slope Reference Line，GSRL）。SRVV 和GSRL的相對位置，與縱向桿量、下滑道修正速率皆成正比，飛行員可以很直觀地進(jìn)行縱向修正。

本文進(jìn)行側(cè)向軌跡增量控制。因此，也同樣改進(jìn)HUD顯示符號，如圖3所示。

圖3 改進(jìn)的HUD顯示符號Fig.3 Improved HUD display symbols

增加固定的豎向短劃線表示橫向?qū)χ谢鶞?zhǔn)線（Line-UP Reference Line，LURL），進(jìn)而與GSRL 形成了十字型符號結(jié)構(gòu)。同時，讓SRVV也可以左右移動。進(jìn)而，SRVV 與橫向?qū)χ谢鶞?zhǔn)線LURL 的相對位置，與側(cè)向桿量、側(cè)向?qū)χ行拚俾式猿烧龋M(jìn)而可以讓飛行員可以很直觀地進(jìn)行側(cè)向修正。

4 仿真分析

在計算機(jī)上連接操縱桿，與MATLAB Simulink通信，進(jìn)行實時著艦控制仿真，并用視景軟件顯示著艦視景。接上操縱桿，模擬飛行員操縱，實時修正對中偏差。從離艦1 400 m 時開始仿真，進(jìn)場速度70 m/s，斜甲板9.5°，船速25 kn，基準(zhǔn)側(cè)向軌跡為1.7°。著艦仿真實驗分成2組：實驗組采用側(cè)向軌跡增量控制（常規(guī)舵面）；對照組采用常規(guī)控制（常規(guī)舵面）。在不同條件進(jìn)行仿真，比較實驗組和對照組的結(jié)果。

1） 實驗條件一：初始偏差10 m+飛行員實時操縱。

圖4～7 中的變量，從左到右、從上到下，分別是側(cè)向軌跡增量、側(cè)向?qū)χ衅睢?cè)向漂移速度、滾轉(zhuǎn)角；航向角、側(cè)滑角、襟副翼、方向舵。

圖4 基于側(cè)向軌跡增量控制的飛行員修正Fig.4 Pilot correction of carrier landing based on lateral delta ground track command

圖4 顯示，當(dāng)采用“側(cè)向軌跡增量控制+飛行員實時操縱”時，飛行員操縱負(fù)擔(dān)明顯減小：①可以進(jìn)行“一桿輸入”策略（即修正偏差時只需保持1 個穩(wěn)態(tài)桿值，在偏差將要修正完畢時松桿），整個過程，側(cè)向軌跡增量能很好地跟蹤飛行員側(cè)桿指令；②松桿后，圖4中的飛機(jī)能如前文所述，側(cè)向軌跡角增量也為0，側(cè)向軌跡自動恢復(fù)到側(cè)向基準(zhǔn)軌跡。

圖5 顯示，當(dāng)采用“側(cè)向常規(guī)控制+飛行員實時操縱”時，飛行操縱負(fù)擔(dān)較大：①飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角能很好地跟蹤飛行員的側(cè)向桿指令，飛行員需要有較大的回桿時機(jī)預(yù)期，才能避免軌跡和側(cè)偏的過大超調(diào)；②飛行員需要來回調(diào)整側(cè)向桿，才能將修正側(cè)偏；③穩(wěn)態(tài)時，需要1 個穩(wěn)態(tài)常值側(cè)桿量，才能讓飛機(jī)跟蹤甲板中心線的向右漂移。

圖5 基于側(cè)向常規(guī)控制的飛行員修正Fig.5 Pilot correction of carrier landing based on lateral conventional control

2） 實驗條件二：側(cè)風(fēng)1 m/s+飛行員不操縱。

圖6中，當(dāng)采用“側(cè)向軌跡增量控制+飛行不操縱”時，飛機(jī)對風(fēng)干擾有很好的抑制能力：①飛機(jī)受到的影響較小，整個過程的側(cè)偏為0.7 m；②飛機(jī)在受到風(fēng)擾時迅速反應(yīng)，側(cè)向軌跡不斷恢復(fù)到基準(zhǔn)軌跡，在第30 s 時，完全恢復(fù)到基準(zhǔn)軌跡，側(cè)偏也最終穩(wěn)定在0.7 m。這是因為控制結(jié)構(gòu)中，有側(cè)向軌跡角速率的反饋（與風(fēng)干擾同相）和側(cè)向軌跡角的反饋，這兩層回路都包圍了風(fēng)干擾信號，進(jìn)而系統(tǒng)會有快速抵抗干擾的能力。

圖6 基于側(cè)向軌跡增量控制的風(fēng)干擾Fig.6 Wind disturbance of carrier landing based on lateral delta ground track command

圖7 中，當(dāng)采用“側(cè)向常規(guī)控制+飛行員不操縱”時，飛機(jī)側(cè)偏會持續(xù)受到影響，側(cè)向軌跡無法恢復(fù)（最終穩(wěn)定在0.8°），側(cè)偏會越來越大。這是因為沒有回路包圍風(fēng)干擾的信號，控制系統(tǒng)接受不到風(fēng)干擾的信號，無法做出響應(yīng)和抑制風(fēng)干擾。

圖7 基于側(cè)向常規(guī)控制的風(fēng)干擾Fig.7 Wind disturbance of carrier landing based on lateral conventional control

5 結(jié)論

本文參考美軍“魔毯”著艦技術(shù)的縱向軌跡增量控制思想，提出艦載機(jī)著艦側(cè)向軌跡增量控制，在原有滾轉(zhuǎn)角控制回路的基礎(chǔ)上，增加軌跡速率控制回路和軌跡增量控制回路，同時保持航向。本文從理論和仿真2 個角度進(jìn)行了研究，結(jié)果顯示著艦性能比側(cè)向常規(guī)控制要優(yōu)秀。主要優(yōu)點(diǎn)是有：

1） 簡易。降低了飛行員的操縱頻次和操縱負(fù)擔(dān)，提高了飛行員控制層級。

2） 直觀。著艦側(cè)向操縱更直觀，側(cè)向桿量與飛機(jī)側(cè)偏修正速率成正比例，而且當(dāng)橫桿回中時飛機(jī)能自動跟蹤跑道中心線的橫向漂移。另外，本文對HUD顯示符號的改進(jìn)，讓飛行員基于側(cè)向軌跡增量控制的著艦操縱更加直觀。

3） 魯棒。顯著提高了側(cè)風(fēng)和艦尾流抑制能力，即使在飛行員不操縱的情況下，飛機(jī)也能迅速反應(yīng)和抑制風(fēng)干擾。

因此，如著艦工程中采用本文所提出的側(cè)向軌跡增量方法，可在不增加任何側(cè)向舵面的情況下，只需要改進(jìn)側(cè)向控制結(jié)構(gòu)，即可顯著降低飛行員操縱負(fù)擔(dān)，并提高著艦性能。