非對稱投彈及非對稱掛載補償控制技術(shù)研究

李宏剛, 趙海, 高亞奎, 江飛鴻

(中航工業(yè)西安飛機設(shè)計研究所 飛行控制與液壓設(shè)計研究所, 陜西 西安 710089)

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非對稱投彈及非對稱掛載補償控制技術(shù)研究

李宏剛, 趙海, 高亞奎, 江飛鴻

(中航工業(yè)西安飛機設(shè)計研究所 飛行控制與液壓設(shè)計研究所, 陜西 西安 710089)

針對戰(zhàn)斗類飛機非對稱投彈和非對稱掛載這類情況,分析了投彈時橫向擾動及縱向機動時橫向耦合的機理,描述了其對飛行安全的威脅;通過引入所投彈質(zhì)量、位置以及飛機法向過載,設(shè)計了非對稱投彈/非對稱掛載補償控制律。仿真驗證結(jié)果表明:該補償控制律可消除上述兩種情況下的橫向擾動,有助于非對稱投彈時飛機狀態(tài)的保持,更重要的是提高了非對稱掛載情況下著陸的安全性。

非對稱; 投彈; 掛載; 補償

0　引言

現(xiàn)代戰(zhàn)爭中,戰(zhàn)斗類飛機普遍從防區(qū)外發(fā)射精確制導武器執(zhí)行對面打擊任務(wù)[1]。鑒于對手防空火力射程不斷增大,進攻方單純增加彈藥數(shù)量并不能提高任務(wù)完成率,必須提高武器射程及毀傷效能。在這種情況下,飛機典型的外掛配置是掛載少量遠程導彈,此類導彈具有單枚彈重量大的特點,特別是對戰(zhàn)術(shù)類飛機而言。掛載此類導彈執(zhí)行任務(wù)時,飛機一般先投放一枚導彈,待恢復平衡狀態(tài)后再按需投放另一枚[2]。單側(cè)投放會對飛機施加俯仰和滾轉(zhuǎn)干擾力矩,飛行員人工或自動駕駛儀需在短時間內(nèi)重新配平飛機,為投放另一側(cè)導彈創(chuàng)造條件。當另一側(cè)導彈不具備發(fā)射條件需帶回時,隨高度、速度的變化,需要不斷調(diào)整配平量,增加了飛行員負擔。同時,由于重心偏離飛機對稱面,縱向操縱會耦合橫向輸出,影響正常機動效果,威脅著陸安全。

本文研究了非對稱投彈瞬態(tài)和掛載時縱向機動橫向耦合的機理,設(shè)計了非對稱投彈/非對稱掛載補償控制律，并以某型飛機為例進行了仿真驗證。結(jié)果表明,該控制律可消除上述投彈瞬態(tài),大幅降低縱向機動對橫向的耦合。

1　問題分析

1.1非對稱投彈問題分析

投彈前,全機質(zhì)量為M(含導彈),重心位于對稱面內(nèi),升力為L,兩側(cè)翼下導彈質(zhì)量均為m,掛點至飛機對稱面距離為Δy。為創(chuàng)造良好的導彈發(fā)射條件,飛機處于定常直線飛行狀態(tài),Oyz平面內(nèi)受力如圖1所示。由圖可見,飛機兩側(cè)翼下導彈形成的力矩相等,飛行員只需進行常規(guī)的縱向配平,使L=Mg,即可保持平飛狀態(tài)。

圖1　投彈前受力示意圖Fig.1　Forces on aircraft before launching missile

圖2　投彈瞬間受力示意圖Fig.2　Forces on aircraft while launching missile

1.2非對稱掛載問題分析

如上文所述,投放左側(cè)導彈時飛機產(chǎn)生一個向上的力和向右的力矩,飛行員出于本能會斜推桿抑制飛機狀態(tài)改變。待飛機平衡后,為減輕操縱負擔需對橫向配平,配平力矩為:

(1)

(2)

當投放多枚外掛物時上式變?yōu)?

(3)

飛機配平后可作定常直線飛行,但縱向機動時又產(chǎn)生新的問題,即橫向發(fā)生滾轉(zhuǎn)。假設(shè)拉桿使飛機產(chǎn)生Δnz的法向過載增量,此時飛機Oyz面內(nèi)合力如圖3所示。

圖3　過載增量為Δnz時合力示意圖Fig.3　The resultant force when the increment of normal load factor equals to Δnz

飛機發(fā)射一側(cè)導彈后,重心在y軸上的坐標為:

(4)

由于大部分升力由飛機機翼產(chǎn)生,可假定非對稱外掛時升力作用點仍位于飛機對稱面內(nèi)。因此,飛機所受合力對重心形成向右的滾轉(zhuǎn)力矩,其值為:

(5)

將式(4)代入式(5),得:

(6)

由式(6)可見,所投彈越重、離飛機對稱面越遠、拉桿產(chǎn)生過載越大,滾轉(zhuǎn)越明顯。推桿時亦能得到同樣的結(jié)論,不同點在于滾轉(zhuǎn)方向相反。

上述結(jié)論也可進一步推導,得出投放多枚外掛物后的情況,其縱橫向耦合力矩為:

(7)

縱橫向耦合迫使飛行員俯仰操縱時必須進行橫向補償,且補償量隨高度、速度變化,飛行員難以掌握。對于進近著陸這樣的高增益閉環(huán)任務(wù),飛行員需頻繁修正下滑線和位置,此時容易引起PIO[3],在接地拉平段,很容易發(fā)生翼尖擦地、偏出跑道的危險。

2　控制律設(shè)計

為抑制非對稱投彈瞬態(tài)以及投彈后縱向操縱對橫向的耦合,有必要設(shè)計一種補償控制律,以提高飛行和著陸安全。

非對稱投彈后控制律需補償?shù)臐L轉(zhuǎn)力矩包括兩部分:一是平飛配平力矩;二是機動時產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩,即:

(8)

因此補償?shù)母币砥菫?

(9)

根據(jù)上式,取增益為:

(10)

于是:

(11)

該控制律采用法向過載作為反饋信號,增益隨動壓調(diào)整,控制律根據(jù)所投外掛物特征即重量、重心進行校正。

該控制律也適用于投放多枚外掛物后的情況,其形式為:

(12)

3　模型建立

由于非對稱投彈/非對稱掛載時需考慮縱向?qū)M向的耦合,因此本文建立了六自由度動力學模型研究該問題[4]。其中,力方程中使用的飛機質(zhì)量、力矩方程中使用的慣量在投彈前后都發(fā)生了變化,方程中這些值均隨時間改變。

與重量、重心改變相比,投彈前后氣動力變化對全機影響較小,為便于研究,本文對投彈前后使用同一套氣動力。但投彈后,需將氣動力作用點折算到新的重心處,如式(13)和式(14)所示。其中,角標為“cg-F”的向量表示氣動力以新重心為原點機體系中的坐標,角標為“cg-B”的向量表示氣動力以原重心為原點機體系中的坐標,Δx,Δy和Δz表示投彈后重心在原機體系中的坐標。投彈前后,使用同一套發(fā)動機數(shù)據(jù)。

(13)

(14)

4　仿真驗證

4.1非對稱投彈

本文選取某型飛機高度為5 000 m,馬赫數(shù)為0.8,巡航構(gòu)型定常直線飛行狀態(tài),對應(yīng)用補償控制律前后的投彈瞬態(tài)進行分析。飛機在該狀態(tài)下飛行5 s后發(fā)射左側(cè)翼下導彈,飛行員不作干預,仿真結(jié)果如圖4所示。

圖4　非對稱投彈瞬態(tài)仿真結(jié)果Fig.4　Simulation results of transient state in asymmetric launching

由圖4可見,不采用補償控制律的情況下,投彈后滾轉(zhuǎn)角速度很快達到21 (°)/s,滾轉(zhuǎn)角5 s內(nèi)達到90°,法向過載增至1.1。由此可見,非對稱投彈嚴重影響了飛機狀態(tài),主要表現(xiàn)在橫向。采用補償控制律后,滾轉(zhuǎn)角速度降至1.5 (°)/s,且能夠收斂,滾轉(zhuǎn)角幾乎沒有變化。法向過載仍增至1.1,其原因是由于飛機投彈后全機重量變輕。因此,補償控制律可以消除非對稱投彈時的飛機瞬態(tài),飛行員只需稍推桿穩(wěn)定俯仰方向即可保持狀態(tài),橫向無需干預或配平。

4.2非對稱掛載

選取高度為500 m,馬赫數(shù)為0.3,著陸構(gòu)型定常直線飛行狀態(tài),對應(yīng)用補償控制律前后的非對稱掛載縱橫耦合現(xiàn)象進行分析。飛機在該狀態(tài)下飛行5 s后階躍拉桿,產(chǎn)生過載1.15,飛行員在橫航向不作干預。仿真結(jié)果如圖5所示。

圖5　非對稱掛載狀態(tài)縱向機動時飛機響應(yīng)Fig.5　Responses of aircraft due to longitudinal movement in the case of asymmetric missile loading

由圖5可見,不采用補償控制律的情況下,階躍拉桿后滾轉(zhuǎn)角速度均值約5 (°)/s,滾轉(zhuǎn)角在5 s內(nèi)達到20°。滾轉(zhuǎn)角如此大幅變化會使航向、位置難以保持,對進近著陸構(gòu)成很大威脅,嚴重影響著陸安全。采用斜拉桿/斜推桿這種駕駛技巧后,仍難以確保絕對安全。

采用補償控制律后,滾轉(zhuǎn)角速度均值降至零,滾轉(zhuǎn)角幾乎沒有變化,飛行員在進近著陸這個高增益任務(wù)中容易保持姿態(tài)、航向和位置,降低了拉平接地時飛機機翼擦地和偏出跑道的可能性,大幅提高了非對稱掛載著陸的成功率。

5　結(jié)束語

本文研究了非對稱投彈瞬態(tài)和非對稱掛載時縱向機動橫向耦合的機理;設(shè)計了改善橫向擾動的補償控制律。通過仿真,表明該控制律可完全消除非對稱投彈時的橫向瞬態(tài),亦可大幅降低縱向機動對橫向的耦合,有助于非對稱投彈時飛機狀態(tài)的保持,更重要的是提高了非對稱掛載情況下著陸的安全性。

[1]黃長強,趙輝,杜海文,等.機載彈藥精確制導原理[M].北京:國防工業(yè)出版社,2011:4-6.

[2]高亞奎,王宜芳,任寶平.投彈對飛機穩(wěn)定性影響分析[J].飛行力學,2005,23(3):25-27.

[3]王敏文.電傳飛控系統(tǒng)起飛著陸時的PIO研究[J].飛行力學,1996,14(2):80-86.

[4]方振平,陳萬春,張曙光.航空飛行器飛行動力學[M].北京:北京航空航天大學出版社,2005:175-183.

(編輯：方春玲)

Research on compensation control technology for asymmetric launching and loading of missiles

LI Hong-gang, ZHAO Hai, GAO Ya-kui, JIANG Fei-hong

(Flight Control and Hydraulic System Design Institute, AVIC Xi’an Aircraft Design Institute,Xi’an 710089, China)

For asymmetric launching and loading missiles from fighters, this paper analyses the principles of lateral disturbance in missile launching and lateral coupling in longitudinal movement, and describes the threats to the flight safety. Finally, a control law is designed to compensate the lateral disturbance caused by asymmetric launching and loading missiles, by using the mass and location of missile fired, along with the normal load factor of aircraft. The simulation results indicate that the control law can eliminate the lateral disturb caused in those two situations. It is conducive to keeping the attitude of aircraft when launch missile asymmetrically, and it improves the landing safety of aircraft with asymmetric missiles especially.

asymmetric; launching missile; missile loaded to fighter; compensation

2016-02-28;

2016-04-29; 網(wǎng)絡(luò)出版時間:2016-04-22 09:52

李宏剛(1984-)，男，陜西鳳翔人，工程師，碩士，研究方向為飛行控制律設(shè)計；

趙海(1978-)，男，陜西涇陽人，高級工程師，碩士，研究方向為飛行控制律設(shè)計。

V249.1

A

1002-0853(2016)04-0046-04