劉濤　蒙澤海　白榮強(qiáng)

摘? 要：艦載機(jī)進(jìn)近著艦時(shí)多面臨軌跡穩(wěn)定性的問(wèn)題。軌跡穩(wěn)定性的下降和飛機(jī)進(jìn)入第二平飛狀態(tài)時(shí)阻力急劇增大有關(guān)，此時(shí)飛機(jī)的軌跡變化和操縱期望不匹配，突出表現(xiàn)為飛機(jī)總能量的急劇發(fā)散。對(duì)此基于總能量控制（TECS）的思路，設(shè)計(jì)了艦載機(jī)在軌跡不穩(wěn)定性情況下的軌跡角控制器，經(jīng)同常規(guī)動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)（APCS）的對(duì)比和蒙特卡洛拉偏仿真，表明基于TECS設(shè)計(jì)的軌跡角控制器，對(duì)于解決軌跡不穩(wěn)定問(wèn)題，有重要的工程意義。

關(guān)鍵詞：軌跡穩(wěn)定性;平飛范圍;總能量控制;動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)

中圖分類號(hào)：V212.1? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A? ? ? ? ?文章編號(hào)：2095-2945（2019）31-0015-03

Abstract： Carrier-based aircraft's approach landing state often faces flight path stability problems. The decline of flight path stability is related to the dramatic increase of drag force when the aircraft enters the second level flight area， where mismatch between aircraft longitudinal control and actual trajectory changes appear， and mainly manifested by the sharp divergence of the total energy of the aircraft. Based on the idea of Total Energy Control System （TECS）， a path angle controller for carrier-based aircraft under flight path instability is designed. Compared with conventional Automatic Power Compensation System （APCS） and Monte Carlo simulation， it shows that the path angle controller designed by TECS has good application value and has important engineering significance for solving the problem of flight path instability.

Keywords： flight path stability; second level flight area; TECS; APCS

引言

同陸基飛機(jī)相比，艦載機(jī)由于常常存在軌跡穩(wěn)定性差的情況，導(dǎo)致其進(jìn)場(chǎng)著艦困難。軌跡穩(wěn)定性指駕駛員僅通過(guò)俯仰操縱來(lái)控制飛機(jī)飛行軌跡（高度）時(shí)的閉環(huán)穩(wěn)定性情況[1-2]。軌跡穩(wěn)定性下降甚至失穩(wěn)常常發(fā)生在低速飛行狀態(tài)，進(jìn)入違反常規(guī)駕駛習(xí)慣的“反操縱區(qū)”，也就是飛機(jī)阻力曲線的“背區(qū)”[3-4]，此時(shí)駕駛員難以實(shí)現(xiàn)軌跡的精確跟蹤，甚至?xí)檫M(jìn)場(chǎng)著陸飛行帶來(lái)風(fēng)險(xiǎn)。因此，采取控制措施，解決軌跡不穩(wěn)定帶來(lái)的進(jìn)場(chǎng)著艦難題，提高著艦安全性，是十分必要的。

為解決艦載機(jī)進(jìn)場(chǎng)著陸時(shí)的軌跡穩(wěn)定性問(wèn)題，早在1948年，美國(guó)海軍就提出了建立動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)（Approach Power Compensation System， APCS），實(shí)現(xiàn)全自動(dòng)著艦（Automatic Carrier Landing System， ACLS）的構(gòu)想，經(jīng)過(guò)多年發(fā)展已經(jīng)形成了成熟的艦載機(jī)自動(dòng)著艦技術(shù)，并在F/A-18上得到成功應(yīng)用[5-8]。在我國(guó)國(guó)內(nèi)，對(duì)動(dòng)力補(bǔ)償技術(shù)的研究也已非常廣泛，常規(guī)的APCS技術(shù)也已成熟。但對(duì)于航母發(fā)展仍處于起步階段的我國(guó)，艦載機(jī)進(jìn)近著艦時(shí)的軌跡穩(wěn)定性和軌跡控制，仍需進(jìn)一步探索研究。

本文立足前人研究基礎(chǔ)，首先簡(jiǎn)要介紹軌跡穩(wěn)定性的原理和判據(jù)，其次采用總能量控制TECS方法，建立艦載機(jī)著艦時(shí)的軌跡角控制方案，最后對(duì)比在艦載機(jī)上常規(guī)使用的基于迎角恒定的APCS方法和TECS方法的控制效果，并進(jìn)行蒙特卡洛拉偏仿真。結(jié)果表明，采用TECS控制方法，可以使飛機(jī)的姿態(tài)和軌跡解耦，規(guī)避軌跡不穩(wěn)定問(wèn)題，并相比APCS方法獲得更好的軌跡角控制收益。

1 軌跡穩(wěn)定性概述

飛機(jī)的平飛需用推力曲線可以反映軌跡穩(wěn)定性。在第二平飛范圍，也就是阻力曲線的“背區(qū)”，飛機(jī)的阻力隨速度減小而增大。當(dāng)飛機(jī)的飛行速度處于這一區(qū)域時(shí)，如果駕駛員意圖拉桿使飛機(jī)爬升，同時(shí)保持油門(mén)桿不動(dòng)，雖然在短時(shí)間內(nèi)飛機(jī)會(huì)抬頭并減速，軌跡向上，但同時(shí)阻力隨速度減小而迅速增大，飛機(jī)最終將因?yàn)槭Ｓ喙β什蛔愣D(zhuǎn)為下滑。這種拉桿-減速-軌跡向下的運(yùn)動(dòng)，就是由軌跡不穩(wěn)定導(dǎo)致的非預(yù)期現(xiàn)象。

軌跡角對(duì)空速的變化率d？酌/dV常作為軌跡穩(wěn)定性的判據(jù)[9]。該參數(shù)可由軌跡角和速度對(duì)升降舵的傳遞函數(shù)推導(dǎo)得到，經(jīng)簡(jiǎn)化也可表達(dá)為式（1）。

即

式（2）指出了軌跡穩(wěn)定性和極曲線的關(guān)系，如圖1所示。以最大升阻比為界，分為軌跡穩(wěn)定和不穩(wěn)定兩個(gè)區(qū)域。

軌跡穩(wěn)定性屬于飛行品質(zhì)要求的一部分，對(duì)此軍民用飛機(jī)有著不同的規(guī)定。對(duì)比MIL-F-8785C和CCAR-25的相關(guān)條款，簡(jiǎn)要而言，軍機(jī)允許軌跡不穩(wěn)定現(xiàn)象的存在，但不得“過(guò)于不穩(wěn)”，也不得下降過(guò)快;而民機(jī)則不允許存在軌跡不穩(wěn)定的情況，且必須表明具有足夠的軌跡穩(wěn)定性裕度。

飛機(jī)的軌跡穩(wěn)定性常通過(guò)飛行試驗(yàn)表明。飛機(jī)以進(jìn)場(chǎng)著陸構(gòu)型，在最小使用速度左右取不同速度進(jìn)行直線下滑，記錄數(shù)據(jù)并繪制V-？酌曲線，從而得到d？酌/dV信息， 最終對(duì)軌跡穩(wěn)定性作出定量判斷。

2 基于TECS的艦載機(jī)進(jìn)場(chǎng)軌跡控制

本文取F/A-18著艦時(shí)的典型狀態(tài)作為研究對(duì)象，線性模型如下。

根據(jù)判據(jù)計(jì)算得：

參數(shù)d？酌/dV為正，表明該狀態(tài)下飛機(jī)軌跡不穩(wěn)定，此時(shí)僅靠升降舵操縱難以實(shí)現(xiàn)軌跡控制。對(duì)這一問(wèn)題，常規(guī)的解決思路是進(jìn)行動(dòng)力補(bǔ)償，通過(guò)改變飛機(jī)推力實(shí)現(xiàn)軌跡控制。這是一種反區(qū)操縱技術(shù)，從能量的角度來(lái)看，動(dòng)力補(bǔ)償實(shí)質(zhì)上是對(duì)飛機(jī)總能量的補(bǔ)償，通過(guò)改變飛機(jī)的總能量實(shí)現(xiàn)軌跡不穩(wěn)定情況下的軌跡控制。基于這樣的思路，總能量控制（Total Energy Control System， TECS）方法，對(duì)于解決這一類問(wèn)題更加具有優(yōu)勢(shì)。

TECS是一種改變飛機(jī)總能量大小、調(diào)配總能量中動(dòng)能和勢(shì)能組成的控制方法，其突出作用在于，解決了飛機(jī)縱向飛行軌跡和速度的耦合問(wèn)題[10-11]，因此在解決軌跡穩(wěn)定性問(wèn)題上具有重要的應(yīng)用價(jià)值。根據(jù)TECS理論，飛機(jī)總能量的變化率■、總能量的分配率■定義見(jiàn)式（3），其中，軌跡角γ可以表征勢(shì)能的變化率，■/g表征動(dòng)能的變化率。而對(duì)應(yīng)的，飛機(jī)的縱向操縱舵面如升降舵，可以改變軌跡角從而實(shí)現(xiàn)總能量分配率的改變;飛機(jī)的油門(mén)可以通過(guò)改變推力實(shí)現(xiàn)總能量變化率的改變。

根據(jù)TECS原理，本文設(shè)計(jì)的艦載機(jī)軌跡控制結(jié)構(gòu)如圖2所示。具體控制律可概括為式（4）。內(nèi)回路為升降舵通道的俯仰角速率和迎角反饋，目的是獲得該回路的更好的動(dòng)態(tài)特性。

對(duì)上文的F/A-18艦載機(jī)模型設(shè)計(jì)軌跡角控制器，經(jīng)控制律調(diào)參后，控制結(jié)果如圖3所示。

可見(jiàn)在TECS控制器下，發(fā)動(dòng)機(jī)提供了更大的推力，使得飛機(jī)總能量增加，軌跡向上，速度小幅增加。從總能量變化率和總能量分配率的時(shí)域響應(yīng)可知，在油門(mén)作用下總能量增加，而幾乎所有增加的能量都用來(lái)形成勢(shì)能，即建立軌跡角，而動(dòng)能的變化很小。

TECS的控制結(jié)果，和目前艦載機(jī)上普遍使用的動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)具有一致的原理，均為通過(guò)動(dòng)力系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)補(bǔ)充能量，使其在速度或迎角變化不大的情況下，實(shí)現(xiàn)軌跡的改變。

此外，艦載機(jī)著艦時(shí)常面臨由自由大氣紊流分量、尾流穩(wěn)態(tài)分量、尾流周期分量以及尾流隨機(jī)分量組成的尾流場(chǎng)的影響，本文根據(jù)MIL-F-8785B建立艦尾流場(chǎng)，并通過(guò)突風(fēng)迎角把艦尾流場(chǎng)加入艦載機(jī)TECS控制系統(tǒng)，仿真結(jié)果如圖4所示。

結(jié)果表明，TECS控制系統(tǒng)在艦尾流場(chǎng)下，軌跡角響應(yīng)的超調(diào)量不超過(guò)20%，調(diào)節(jié)時(shí)間基本不變，存在小幅振蕩，依然可以實(shí)現(xiàn)控制目標(biāo)。

3 TECS和APCS的控制性能比較

為進(jìn)一步確定TECS控制器對(duì)艦載機(jī)進(jìn)場(chǎng)著艦時(shí)軌跡控制的優(yōu)勢(shì)，本文對(duì)比了其與保持迎角恒定的APCS系統(tǒng)的控制結(jié)果。保持迎角恒定的APCS控制律如式（5）所示。該控制系統(tǒng)在油門(mén)通道加入迎角、法向過(guò)載和俯仰角速度的反饋，意在通過(guò)油門(mén)保持迎角不變，同時(shí)改善油門(mén)通道的動(dòng)態(tài)特性。

對(duì)同樣的飛機(jī)狀態(tài)點(diǎn)設(shè)計(jì)迎角恒定的APCS，各狀態(tài)量的時(shí)域響應(yīng)曲線如圖5所示，APCS同TECS的控制性能對(duì)比見(jiàn)表1。

可見(jiàn)在調(diào)節(jié)時(shí)間相當(dāng)?shù)那闆r下，TECS的超調(diào)量、用舵量以及速度變化量均明顯降低，尤其是大幅減少了油門(mén)桿偏角，保證了艦載機(jī)能有足夠的動(dòng)力裕度應(yīng)對(duì)其他突發(fā)事件。

進(jìn)一步，本文通過(guò)基于拉丁超立方抽樣的蒙特卡洛拉偏，檢驗(yàn)了TECS和APCS的魯棒性。設(shè)置模型內(nèi)各參數(shù)的不確定度均為20%，拉偏次數(shù)為30，軌跡角的拉偏結(jié)果如圖6所示。可見(jiàn)TECS經(jīng)拉偏后，雖然存在小幅度振蕩情況，但調(diào)節(jié)時(shí)間、超調(diào)量等無(wú)顯著增大，軌跡角的響應(yīng)沒(méi)有出現(xiàn)明顯惡化;而APCS拉偏結(jié)果存在超調(diào)增大、調(diào)節(jié)時(shí)間增長(zhǎng)的現(xiàn)象，控制性能明顯下降。因此在本文條件下，APCS的魯棒性不及TECS。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文介紹了軌跡穩(wěn)定性的概念和判據(jù)，并就艦載機(jī)軌跡穩(wěn)定性差的問(wèn)題，分別利用TECS和APCS設(shè)計(jì)了解決軌跡不穩(wěn)定問(wèn)題的控制方案。所得結(jié)論如下：

（1）軌跡穩(wěn)定性主要和飛機(jī)的升阻特性有關(guān)，并主要受阻力特性主導(dǎo)，當(dāng)飛機(jī)處于第二平飛范圍時(shí)，軌跡穩(wěn)定性下降并失穩(wěn)。（2）軌跡不穩(wěn)定體現(xiàn)為飛機(jī)總能量的發(fā)散，這為采用TECS控制飛機(jī)軌跡提供了思路，這也與常規(guī)解決軌跡不穩(wěn)定的動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)控制思路一致;（3）TECS控制可以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)在軌跡不穩(wěn)定情況下的軌跡角控制，且相比于APCS，具有更好的控制收益和魯棒性。

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