王躍萍，王敏文，戎曉娟

(飛行自動(dòng)控制研究所,陜西西安 710065)

0 引言

飛行模擬試驗(yàn)使控制律設(shè)計(jì)者有機(jī)會(huì)與飛行員進(jìn)行面對(duì)面的溝通與交流，深入地了解飛行過程中飛行員所采用各種操縱動(dòng)作的目的、如何利用不同的操縱動(dòng)作來評(píng)價(jià)飛行品質(zhì)的優(yōu)劣，從而為控制律設(shè)計(jì)工程師的設(shè)計(jì)工作提供具體指導(dǎo)，增強(qiáng)控制律設(shè)計(jì)的主動(dòng)性和前瞻性。此外，通過模擬器中的飛行感受，飛行員對(duì)控制律提出種種改進(jìn)意見和建議，對(duì)控制律設(shè)計(jì)者提出了更高的要求。

基于品模試驗(yàn)的迭代優(yōu)化過程，是控制律設(shè)計(jì)逐步完善的過程，它不僅提高了控制律設(shè)計(jì)質(zhì)量，也使控制律設(shè)計(jì)水平得以提升。

1 開發(fā)環(huán)境

基于飛行品質(zhì)模擬器的飛行控制律開發(fā)與驗(yàn)證系統(tǒng)，通過使用新技術(shù)、標(biāo)準(zhǔn)軟件接口、動(dòng)態(tài)鏈接庫以及數(shù)字可調(diào)電動(dòng)人感系統(tǒng)，生成飛行視景，使飛行模擬器仿真技術(shù)支持“人在回路中”的控制律迭代優(yōu)化，成功實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)、仿真、評(píng)價(jià)、優(yōu)化一體化。

整個(gè)開發(fā)環(huán)境的連接以網(wǎng)絡(luò)為基礎(chǔ)，組成如圖1所示。由圖可見，主控機(jī)通過I/O接口采集飛模座艙的飛行員操縱（駕駛桿、腳蹬）指令、油門信號(hào)和相關(guān)的模態(tài)控制信號(hào)，并將采集信號(hào)通過網(wǎng)絡(luò)集線器傳輸給飛機(jī)動(dòng)力學(xué)仿真機(jī)，動(dòng)力學(xué)仿真機(jī)根據(jù)主控機(jī)的信號(hào)進(jìn)行控制律以及飛機(jī)方程的解算，并將解算結(jié)果（飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)）通過網(wǎng)絡(luò)傳輸給三通道視景、儀表仿真機(jī)和主控機(jī)，主控機(jī)再將飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)信息通過同軸網(wǎng)絡(luò)傳輸給座艙控制仿真機(jī)，由它控制飛模座艙的運(yùn)動(dòng)。

圖1 飛模系統(tǒng)環(huán)境示意圖

2 控制律開發(fā)與驗(yàn)證

2.1 飛行品質(zhì)評(píng)定

在飛行品質(zhì)評(píng)定試驗(yàn)中，飛行員按照庫伯-哈伯相關(guān)規(guī)定動(dòng)作及其評(píng)分標(biāo)準(zhǔn)，依次進(jìn)行評(píng)定、記錄，并將評(píng)分結(jié)果與控制律設(shè)計(jì)者互動(dòng)交流、討論。設(shè)計(jì)者根據(jù)飛行員的評(píng)定意見迭代優(yōu)化控制律構(gòu)型、參數(shù)，直至飛行員滿意。

根據(jù)飛行員的評(píng)定需要，可預(yù)先選擇給定的飛行狀態(tài)（H、M）或模擬機(jī)場地面起飛過程。給定飛行狀態(tài)情況下，飛機(jī)的初始狀態(tài)為特定高度、速度，通過規(guī)定的操縱動(dòng)作進(jìn)行品質(zhì)評(píng)定，試驗(yàn)評(píng)定效率高；而模擬地面起飛則可以對(duì)滑跑、抬前輪等過程的控制律品質(zhì)特性予以評(píng)估。

為充分揭示控制律設(shè)計(jì)與飛機(jī)飛行品質(zhì)的相關(guān)性，根據(jù)眾多試飛員的經(jīng)驗(yàn)，選定了如下典型動(dòng)作及試驗(yàn)任務(wù)，分別說明如圖2。

2.1.1 推、拉俯仰角

要求：以一定的速度推或拉駕駛桿，使飛機(jī)盡快穩(wěn)定在給定的俯仰角。

目的：檢查飛機(jī)的縱向跟隨響應(yīng)及預(yù)測性。

圖2 典型動(dòng)作及試驗(yàn)任務(wù)

2.1.2 快速轉(zhuǎn)彎進(jìn)入

要求：飛機(jī)在平飛狀態(tài)，盡可能快壓桿，使飛機(jī)形成一定坡度，并盡快建立起給定過載。

目的：檢查飛機(jī)的水平機(jī)動(dòng)能力，特別是由平飛狀態(tài)向盤旋狀態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)飛機(jī)操縱的協(xié)調(diào)性、水平方向建立過載的能力。

2.1.3 收斂轉(zhuǎn)彎

要求：保持M數(shù)為常值，允許損失高度，先壓桿使飛機(jī)形成一定坡度，然后回桿，以8～10秒均勻拉桿，或使α、ny達(dá)到給定值。

目的：檢查α、ny隨桿力（或桿位移）的變化情況，桿力（或桿位移）梯度、最大操縱力，也可檢查α、ny的限制器工作情況。

2.1.4 BTBθ

要求：保持飛機(jī)俯仰姿態(tài)角不變，盡可能快地從左坡度轉(zhuǎn)入到右坡度（兩邊值相等），或從右到左。

目的：檢查橫向操縱協(xié)調(diào)性，動(dòng)態(tài)過程中縱、橫向是否有耦合，或舵面是否有干擾。

2.1.5 BTBG

要求：壓大坡度后，迅速拉桿，保持過載不變。目的：檢查過載響應(yīng)穩(wěn)態(tài)保持特性。

2.1.6 協(xié)調(diào)側(cè)滑

要求：蹬舵和壓桿組合操作，保持航向不變，一個(gè)方向至少飛三個(gè)側(cè)滑角。

目的：檢查橫航向靜穩(wěn)定性，橫航向桿舵操縱的協(xié)調(diào)性。

2.2 控制律優(yōu)化改進(jìn)

在品模試驗(yàn)中，飛行員憑借豐富的飛行經(jīng)驗(yàn)，提出了需求、改進(jìn)意見和建議。經(jīng)過多輪試驗(yàn)與交流，控制律設(shè)計(jì)者迭代優(yōu)化控制律參數(shù)與結(jié)構(gòu)，確保最終的飛行品質(zhì)令飛行員滿意。伴隨著某型高級(jí)教練機(jī)控制律開發(fā)過程，進(jìn)行了多輪飛行品質(zhì)模擬試驗(yàn)。很多涉及操縱習(xí)慣、飛行品質(zhì)、飛行安全的問題都是設(shè)計(jì)者與飛行員共同解決的，下面給出幾個(gè)典型問題的分析。

2.2.1 個(gè)別狀態(tài)出現(xiàn)蹬舵反傾斜現(xiàn)象

美國軍用規(guī)范（MIL—F—1797）認(rèn)為蹬舵反傾斜增加了駕駛員操縱負(fù)擔(dān)。規(guī)范要求飛機(jī)對(duì)于等級(jí)1和等級(jí)2，單獨(dú)利用方向舵腳蹬力應(yīng)能產(chǎn)生坡度，且要求左腳蹬力產(chǎn)生左滾轉(zhuǎn)，右腳蹬力產(chǎn)生右滾轉(zhuǎn)。蹬舵反傾斜雖然不會(huì)嚴(yán)重危及飛機(jī)的飛行安全，但它對(duì)飛行員來說是難以接受的。

通過某型教練機(jī)的品模試驗(yàn)，飛行員在個(gè)別點(diǎn)感受到了蹬舵反傾。經(jīng)分析，是由于控制律開發(fā)者在橫航向設(shè)計(jì)中有一路增益配置不合適所造成的。這樣，當(dāng)?shù)庞叶鏁r(shí)，方向舵右偏，機(jī)頭右偏，產(chǎn)生負(fù)的側(cè)滑角、正的側(cè)向過載。正的側(cè)向

過載帶給副翼的正向偏轉(zhuǎn)使飛機(jī)有左滾趨勢

2.2.2 減輕飛行員負(fù)擔(dān)

傳統(tǒng)控制律通常在A種飛行階段采用比例加積分構(gòu)型而在C種飛行階段采用切斷積分器的比例式控制。這是因?yàn)镃階段若采用比例加積分構(gòu)型，會(huì)導(dǎo)致精確著陸拉平比較困難，駕駛員必須推桿著陸。在著陸接地時(shí)，操縱不當(dāng)容易引起接地彈跳趨勢。但是，比例式控制律要求飛行員施加較大帶桿力，增加飛行員的工作負(fù)荷，使他沒有足夠集中的精力完成其它任務(wù)。

通過反復(fù)分析探討，綜合論證了兩種控制律構(gòu)型的利弊，最終在起落階段采納了飛行員建議：一定攻角范圍內(nèi)，實(shí)施比例積分式控制。后續(xù)的品模試驗(yàn)表明：這種控制律構(gòu)型既保證在規(guī)定攻角范圍內(nèi)的“中性速度穩(wěn)定性”功能，又滿足飛機(jī)下滑過程中要求的較小帶桿量，減輕了飛行員的工作負(fù)荷，提高了C種飛行階段的飛行品質(zhì)。后續(xù)的飛行試驗(yàn)也更進(jìn)一步的驗(yàn)證了這一點(diǎn)。

2.2.3 對(duì)飛行員的組合操縱增加保護(hù)實(shí)現(xiàn)無憂慮操縱

飛機(jī)本體縱向與橫航向運(yùn)動(dòng)存在耦合，在大攻角及組合操縱時(shí)尤為顯著，為了抑制大攻角及組合操縱時(shí)的非線性氣動(dòng)力導(dǎo)致的強(qiáng)耦合，確保飛行安全，通過品模試驗(yàn)研究，在控制律中設(shè)置了多項(xiàng)安全防范措施，并得到飛行員小組的認(rèn)可。

例如：由于某型教練機(jī)方向舵效率比較高，在蹬舵壓反桿（滿桿）操縱時(shí)出現(xiàn)發(fā)散現(xiàn)象，為了有效地遏止這種情況，一方面在航向控制回路設(shè)置了隨飛行狀態(tài)調(diào)參的增益，適當(dāng)減小方向舵的偏度；另一方面在橫向回路隨蹬舵量的增加降低指令增益，減小滾轉(zhuǎn)速率指令，使飛行員能夠無憂慮操縱。

2.2.4 其它方面的迭代優(yōu)化

控制律中有很多參數(shù)、邏輯主要由操縱品質(zhì)與飛行安全決定，這就更是需要通過品模試驗(yàn)中飛行員與設(shè)計(jì)方案的磨合、選優(yōu)，下表給出幾個(gè)典型事例。通過飛機(jī)操縱特性和試飛員經(jīng)驗(yàn)，給出新的改平策略，見圖3。

表1 飛行模擬試驗(yàn)迭代優(yōu)化的相關(guān)內(nèi)容

圖3 通過人機(jī)閉環(huán)試驗(yàn)確定合適的桿指令梯度、自動(dòng)改平邏輯

3 結(jié)論

控制律設(shè)計(jì)與優(yōu)化是電傳飛行控制系統(tǒng)研制關(guān)鍵內(nèi)容之一，與飛機(jī)飛行品質(zhì)和飛行安全密切相關(guān)。在基于飛行品質(zhì)模擬器的飛行控制律設(shè)計(jì)開發(fā)過程中，通過將飛行員引入控制律設(shè)計(jì)開發(fā)團(tuán)隊(duì)，借助飛行員豐富的飛行經(jīng)驗(yàn)，不斷迭代優(yōu)化控制律設(shè)計(jì)，獲得滿足需求的高性能控制律，使電傳飛機(jī)達(dá)到滿意的飛行品質(zhì)要求?；陲w行品質(zhì)模擬器的飛控系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì)開發(fā)，縮短了電傳系統(tǒng)研制周期，提高了全機(jī)飛行品質(zhì)和飛機(jī)性能，使電傳飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)水平得以提升，也實(shí)現(xiàn)了從過去“我們做什么用戶用什么”到“用戶需要什么我們做什么”理念的轉(zhuǎn)變。

[1]GJB 185-186，有人駕駛飛機(jī)（固定翼）飛行品質(zhì)[S].

[2]周自全，趙永杰，空中飛行模擬與電傳飛機(jī)飛行試驗(yàn)[J]，飛行力學(xué)，2005(1):19-22.

[3]張勇，模擬器在飛行控制系統(tǒng)開發(fā)中的應(yīng)用[J]，系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào)，2011(23):142-147.