基于任務(wù)的飛機(jī)大迎角飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則

侯天俊，郭有光，王立新*

(1.北京航空航天大學(xué) 中法工程師學(xué)院，北京100191;2.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京100191)

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動性能的提高，原來盡可能避免進(jìn)入的大迎角區(qū)，現(xiàn)已逐漸成為提高作戰(zhàn)效能頗有利用價(jià)值的空間［1］.這類高性能戰(zhàn)機(jī)多采用高增益的電傳飛行控制系統(tǒng)，如何準(zhǔn)確地評定其大迎角的飛行品質(zhì)顯得十分的必要與迫切.然而，常規(guī)飛行品質(zhì)的評定準(zhǔn)則是依據(jù)小迎角飛行試驗(yàn)和數(shù)據(jù)制定的，并不完全適用于戰(zhàn)斗機(jī)大迎角飛行品質(zhì)的評定［2-5］.

相比常規(guī)飛行品質(zhì)評定方法，基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評定方法具有任務(wù)針對性和包線適應(yīng)性，可以評定多軸耦合的飛行品質(zhì)，因此能夠?qū)︼w機(jī)大迎角飛行特性做出較為準(zhǔn)確的評估.但使用這種方法僅能夠評定任務(wù)完成的效果，不能有效地指導(dǎo)飛機(jī)飛行控制律的設(shè)計(jì)［6］.因此需要尋求通過這種方法所得到的飛行品質(zhì)評定結(jié)果與高階閉環(huán)飛機(jī)特征參數(shù)之間的關(guān)系，形成飛機(jī)大迎角飛行品質(zhì)的評定準(zhǔn)則.

目前，對大迎角飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則的研究多集中于定性方面.文獻(xiàn)［4］針對某型飛機(jī)低階等效后的動態(tài)模型，從高階閉環(huán)飛機(jī)系統(tǒng)的縱向短周期阻尼與頻率、穩(wěn)態(tài)軸滾轉(zhuǎn)速率和滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)(Tr)出發(fā)，著重研究了60°迎角下飛機(jī)系統(tǒng)的參數(shù)與飛行員完成任務(wù)過程中的感受之間的關(guān)系.但尚未見有大迎角飛行品質(zhì)的定量評定準(zhǔn)則研究報(bào)道.

本文針對IV類高增益飛機(jī)，采用基于任務(wù)的大迎角飛行品質(zhì)評定方法，通過模擬飛行試驗(yàn)，研究了飛機(jī)大迎角飛行品質(zhì)的評定新準(zhǔn)則，并分析了新準(zhǔn)則與常規(guī)評定準(zhǔn)則不同的物理原因.

1 基于任務(wù)的大迎角飛行品質(zhì)評定方法

基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評定方法主要依據(jù)特定機(jī)動任務(wù)的完成效果來評定飛機(jī)的飛行品質(zhì)［7-8］.完成任務(wù)后，通過主觀評估和客觀評估對飛機(jī)的飛行品質(zhì)進(jìn)行評定.評定結(jié)果分為3個(gè)等級，表1列出了各飛行品質(zhì)等級與任務(wù)適應(yīng)性之間的關(guān)系［9-10］.

表1 基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評定等級Table 1 Flying qualities evaluated levels based on missions

1.1 飛行任務(wù)的選取

飛機(jī)飛行品質(zhì)的評定應(yīng)包含縱向、橫向和航向三軸飛行品質(zhì)的評定.在大迎角飛行任務(wù)中，飛機(jī)主要作縱向大過載的拉起與橫滾的運(yùn)動，極少進(jìn)行偏航飛行，故不需考慮以航向運(yùn)動為主的任務(wù)［11］.選取以下兩種針對IV型飛機(jī)“A種”飛行階段，操作難度適中、獲取數(shù)據(jù)方便的大迎角機(jī)動任務(wù).

任務(wù)1 俯仰姿態(tài)捕獲與保持機(jī)動［10］.

該任務(wù)可以評定飛機(jī)的縱向飛行品質(zhì).任務(wù)開始時(shí)，在測試機(jī)前方1 km、上方600 m設(shè)置一架以空速130 m/s定直平飛的目標(biāo)飛機(jī)，測試機(jī)保持和目標(biāo)機(jī)相同速度.機(jī)動開始后飛行員使用縱向操縱桿盡快捕獲目標(biāo)機(jī).

任務(wù)2 大迎角滾轉(zhuǎn)與捕獲機(jī)動［6］.

該任務(wù)可以評定飛機(jī)的橫向飛行品質(zhì).任務(wù)開始時(shí)，首先設(shè)定地面路標(biāo)作為航向目標(biāo)，飛機(jī)初速度150 m/s，進(jìn)行“破S”機(jī)動.滾轉(zhuǎn)為倒飛并拉桿到俯仰角θ=-90°+α，其中，α為測試迎角，此時(shí)速度矢量與地面垂直.達(dá)到上述條件以后，立即向左或向右壓滿桿進(jìn)行最大滾轉(zhuǎn)機(jī)動，機(jī)動過程中盡量保持迎角不變.滾轉(zhuǎn)360°捕獲地面路標(biāo)以捕獲初始航向，然后退出滾轉(zhuǎn).

1.2 主觀評估

主觀評估需要有飛行員的參與，通過飛行員在任務(wù)完成后填寫庫珀-哈珀(Cooper-Harper)評分表對飛機(jī)飛行品質(zhì)進(jìn)行評定.評分表將飛機(jī)的飛行品質(zhì)分為10個(gè)飛行員評價(jià)尺度，分別對應(yīng)于3個(gè)評定等級.飛行員根據(jù)飛機(jī)在機(jī)動任務(wù)中的特性直接打分［12］.

1.3 客觀評估

客觀評估主要對飛行任務(wù)中所記錄的各項(xiàng)參數(shù)進(jìn)行分析，根據(jù)特定的客觀評估標(biāo)準(zhǔn)得到對任務(wù)完成效果的評定.其中，比較重要的參數(shù)有密位數(shù)、捕獲時(shí)間、捕獲超調(diào)次數(shù)等.所謂密位數(shù)是指目標(biāo)機(jī)到飛行員眼點(diǎn)的瞄準(zhǔn)視線向量與機(jī)身坐標(biāo)x軸(零密位視線)之間的夾角，單位為密位(mil)，密位與弧度的換算關(guān)系為:1 mil=2π/6400 rad.捕獲時(shí)間是指從開始機(jī)動到目標(biāo)機(jī)第1次進(jìn)入瞄準(zhǔn)帶內(nèi)的時(shí)間.捕獲超調(diào)次數(shù)的定義是在捕獲目標(biāo)后目標(biāo)機(jī)超出瞄準(zhǔn)帶的次數(shù).

表2和表3分別為所選取的兩種機(jī)動任務(wù)的客觀評估標(biāo)準(zhǔn).

表2 俯仰姿態(tài)捕獲與保持機(jī)動客觀評定標(biāo)準(zhǔn)Table 2 Subjective evaluation standard of pitch attitude capture and hold maneuver

表3 大迎角滾轉(zhuǎn)與捕獲機(jī)動客觀評定標(biāo)準(zhǔn)Table 3 Subjective evaluation standard of high angle of attack roll and capture maneuver

在得到主觀評估和客觀評估的結(jié)果之后，兩種評估方法得到的最低品質(zhì)等級即為該戰(zhàn)斗機(jī)的飛行品質(zhì)等級.

1.4 評定示例

本文所研究的飛機(jī)為IV類高增益飛機(jī)，如殲擊機(jī)、戰(zhàn)術(shù)偵察機(jī)等.所針對的飛行階段為“A種”飛行階段，即要求急劇機(jī)動、精確跟蹤，如空戰(zhàn)、對地攻擊、空中加油等階段.以高增益飛機(jī)F16戰(zhàn)斗機(jī)為模型進(jìn)行模擬試飛試驗(yàn)［13-16］.

1.4.1 縱向飛行品質(zhì)評定

測試機(jī)初始狀態(tài)為:初始速度130 m/s，初始高度7 km.俯仰姿態(tài)捕獲與保持機(jī)動過程中密位數(shù)隨時(shí)間的變化如圖1所示.

圖1 俯仰姿態(tài)捕獲與保持機(jī)動過程中密位數(shù)的變化Fig.1 Variation of mil error in pitch attitude capture and hold maneuver

如圖1所示，測試機(jī)在2 s之內(nèi)捕獲了目標(biāo)機(jī)，使目標(biāo)機(jī)位于80mil以內(nèi)，沒有超調(diào).根據(jù)表2的客觀評定標(biāo)準(zhǔn)，客觀評定結(jié)果為1級.

完成模擬飛行任務(wù)后，飛機(jī)飛行品質(zhì)的主觀評定結(jié)果如表4所示.依據(jù)飛行員評價(jià)尺度，可得主觀評定的結(jié)果為1級.

表4 縱向飛行品質(zhì)主觀評估結(jié)果Table 4 Result of subjective evaluation of longitudinal flying quality

根據(jù)主觀評估和客觀評估結(jié)果，取最低飛行品質(zhì)等級，可以得到算例飛機(jī)的大迎角縱向飛行品質(zhì)等級為1級.

1.4.2 橫向飛行品質(zhì)評定

測試機(jī)初始狀態(tài)如下:初始速度150 m/s，初始高度7 km，測試迎角為30°.

任務(wù)中飛機(jī)偏航角隨時(shí)間的變化如圖2所示(1°≈17.78 mil)，縱坐標(biāo)ψ為偏航角.可以看出，測試機(jī)在28 s時(shí)成功捕獲偏航角，但在31 s時(shí)有一次超調(diào).根據(jù)表3的客觀評定標(biāo)準(zhǔn)，客觀評定結(jié)果為2級.

圖2 大迎角滾轉(zhuǎn)與捕獲機(jī)動過程中偏航角的變化Fig.2 Variation of yaw angle in high angle of attack roll and capture maneuver

完成模擬飛行任務(wù)后，飛機(jī)飛行品質(zhì)的主觀評定結(jié)果如表5所示.依據(jù)飛行員評價(jià)尺度，可得主觀評定的結(jié)果為2級.

表5 橫向飛行品質(zhì)主觀評估結(jié)果Table 5 Result of subjective evaluation of lateral flying quality

根據(jù)主觀評估結(jié)果和客觀評估結(jié)果，取最低飛行品質(zhì)等級，可以得到算例飛機(jī)的大迎角橫向飛行品質(zhì)等級為2級.

2 大迎角飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則

對于常規(guī)響應(yīng)類型的電傳操縱飛機(jī)，可通過低階等效法得到高階閉環(huán)飛機(jī)系統(tǒng)的參數(shù)，然后使用短周期操縱期望參數(shù)(Control Anticipate Parameter，CAP)準(zhǔn)則和滾轉(zhuǎn)模態(tài)特性來評定飛機(jī)的縱向和橫向飛行品質(zhì).

通過對不同電傳操縱特性的飛機(jī)進(jìn)行模擬試驗(yàn)，再使用基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評定方法對試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行評定，便可建立大迎角狀態(tài)下戰(zhàn)斗機(jī)飛行品質(zhì)的CAP準(zhǔn)則和滾轉(zhuǎn)模態(tài)特性的品質(zhì)評定邊界.

由于駕駛員通常不采用航向操縱來完成側(cè)滑角的高增益跟蹤與捕獲任務(wù)，因此，縱向和橫向飛行品質(zhì)即可決定飛機(jī)的大迎角飛行品質(zhì).

2.1 縱向飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則邊界

在試驗(yàn)中，保持高階閉環(huán)飛機(jī)系統(tǒng)橫向傳遞函數(shù)的參數(shù)不變，以30°為測試迎角，測試不同的短周期阻尼比ξsp和CAP參數(shù)的組合情形，并通過第1.1節(jié)所述的姿態(tài)捕獲與保持任務(wù)對其縱向飛行品質(zhì)進(jìn)行評定.表6給出了8種參數(shù)組合的品質(zhì)評定結(jié)果.

表6 基于任務(wù)的縱向飛行品質(zhì)評定方法與傳統(tǒng)評定方法的縱向飛行品質(zhì)等級對比Table 6 Comparison of longitudinal flying qualities level between mission-oriented flying qualities evaluation method and conventional evaluation method

如表6所示，通過常規(guī)縱向飛行品質(zhì)評定方法所得到的飛行品質(zhì)等級與基于任務(wù)的縱向飛行品質(zhì)評定方法所得到的飛行品質(zhì)等級有所不同.試驗(yàn)中繼續(xù)選取了CAP值在區(qū)間［0.1，10］內(nèi)、ξsp在區(qū)間［0.1，10］內(nèi)的400余種參數(shù)組合，對模型飛機(jī)進(jìn)行基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評定，得到了如圖3中實(shí)線部分所示的曲線，該曲線即為基于任務(wù)的縱向飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則的邊界.圖3中虛線部分為常規(guī)方法的IV型飛機(jī)“A種”飛行階段的縱向飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則邊界.其中，較粗和較細(xì)的虛線分別為常規(guī)飛行品質(zhì)的1級和2級評定準(zhǔn)則，較粗和較細(xì)的實(shí)線分別為基于任務(wù)的飛行品質(zhì)的一級和二級評定準(zhǔn)則.

圖3 基于任務(wù)的飛機(jī)大迎角縱向飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則邊界Fig.3 Evaluation boundaries of mission-oriented longitudinal flying qualities criteria for high angle of attack aircraft

2.2 橫向飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則邊界

在試驗(yàn)中，保持閉環(huán)飛機(jī)系統(tǒng)的縱向傳遞函數(shù)的參數(shù)不變，選取6個(gè)不同的Tr值進(jìn)行模擬測試，并通過第1.1節(jié)所述的大迎角滾轉(zhuǎn)與捕獲任務(wù)對其橫向飛行品質(zhì)進(jìn)行評定，得到的評定結(jié)果如表7所示.

表7 基于任務(wù)的橫向飛行品質(zhì)評定結(jié)果與傳統(tǒng)評定方法結(jié)果的橫向飛行品質(zhì)等級對比Table 7 Comparison of lateral flying qualities level between mission-oriented flying qualities evaluation method and conventional evaluation method

通過圖3、表6和表7可以看出，通過常規(guī)評定方法所得到的飛行品質(zhì)等級與基于任務(wù)的評定方法所得到的飛行品質(zhì)等級有所不同.在區(qū)間［0.1，10］中取200個(gè)不同的Tr進(jìn)行模擬試驗(yàn)，得到的結(jié)果如表8所示，該表即為基于任務(wù)的橫向飛行品質(zhì)評定邊界.表中第2列為常規(guī)方法的IV型飛機(jī)“A種”飛行階段的橫向飛行品質(zhì)準(zhǔn)則邊界.

表8 大迎角橫向飛行品質(zhì)評定邊界Table 8 Evaluation boundaries of lateral flying qualities criteria for high angle of attack aircraft

3 不同飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則的對比分析

3.1 縱向飛行品質(zhì)

根據(jù)表6，在ξsp=1的情況下，CAP=0.4時(shí)，基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評定等級低于常規(guī)飛行品質(zhì)評定等級，CAP=5時(shí)，基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評定等級高于常規(guī)飛行品質(zhì)評定等級.故適當(dāng)增大CAP，可以提高大迎角飛行品質(zhì)評定等級.在CAP=1的情況下，ξsp=0.5時(shí)，基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評定等級低于常規(guī)飛行品質(zhì)評定等級，ξsp=1.5時(shí)，則得到相反的飛行品質(zhì)評定等級.故適當(dāng)增大ξsp也可以提高大迎角飛行品質(zhì)評定等級.通過圖3中直觀的對比可以得到相同結(jié)論.

這是因?yàn)樵诖笥菭顟B(tài)下捕獲目標(biāo)通常需要飛行員做出較大的桿力/桿位移輸入.CAP參數(shù)的物理意義是單位桿力所產(chǎn)生的初始俯仰角加速度，與穩(wěn)態(tài)飛行時(shí)產(chǎn)生單位過載所需桿力的乘積，故增大CAP參數(shù)的值意味著提高了桿力靈敏度，減小了單位過載桿力，有利于快速捕獲目標(biāo).而較大阻尼比可以防止因大幅操縱產(chǎn)生的振蕩響應(yīng).

文獻(xiàn)［4］給出了60°迎角下定性的縱向飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則.其分析指出，適當(dāng)增大短周期頻率和短周期阻尼可以提高60°迎角下飛機(jī)的縱向飛行品質(zhì)等級.而短周期頻率與初始俯仰角加速度呈正相關(guān).因此，提高短周期頻率即意味著提高CAP參數(shù)，這與本文所得到的研究結(jié)果一致.

3.2 橫向飛行品質(zhì)

根據(jù)表7，Tr=0.4時(shí)，基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評定等級低于常規(guī)飛行品質(zhì)評定等級，而Tr=1.2和Tr=1.9時(shí)，基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評定等級均比常規(guī)飛行品質(zhì)評定等級提高了一個(gè)等級.即適當(dāng)?shù)卦龃骉r可以得到更高的大迎角飛行品質(zhì)評定等級.通過表8直觀的對比也可以得到相同的結(jié)論.

Tr的物理意義是達(dá)到穩(wěn)態(tài)滾轉(zhuǎn)速率的時(shí)間，描述的是飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)阻尼特性.飛機(jī)大迎角飛行時(shí)，存在空氣動力非線性和遲滯效應(yīng)，若保持原有滾轉(zhuǎn)阻尼特性不變，則容易產(chǎn)生超調(diào)，會使飛行員難以準(zhǔn)確地操縱滾轉(zhuǎn)運(yùn)動.因此，較大的Tr可以減小桿力靈敏度，避免產(chǎn)生橫向的振蕩響應(yīng).

文獻(xiàn)［4］同時(shí)給出了60°迎角下定性的橫向飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則.其分析指出，適當(dāng)增大滾轉(zhuǎn)阻尼可以提高飛機(jī)的60°迎角下飛機(jī)的橫向飛行品質(zhì)等級.而Tr與滾轉(zhuǎn)阻尼正相關(guān)，故增大Tr可以使?jié)L轉(zhuǎn)阻尼增大，從而提高飛機(jī)的橫向飛行品質(zhì)等級.這與本文所得到的結(jié)果一致.

4 結(jié)論

1)由于飛行員通常不采用航向操縱來完成側(cè)滑角的高增益跟蹤與捕獲任務(wù)，因此，縱向和橫向飛行品質(zhì)即可決定飛機(jī)的大迎角飛行品質(zhì).

2)相比傳統(tǒng)的飛機(jī)縱向飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則，大迎角縱向飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則要求適當(dāng)增大高階閉環(huán)飛機(jī)系統(tǒng)的縱向短周期CAP參數(shù)與阻尼比.

3)相比傳統(tǒng)的飛機(jī)橫向飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則，大迎角橫向飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則要求適當(dāng)增大高階閉環(huán)飛機(jī)系統(tǒng)的滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù).

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