基于風(fēng)險(xiǎn)預(yù)測(cè)的飛行安全操縱空間構(gòu)建方法

李哲， 徐浩軍， 薛源， 裴彬彬

(空軍工程大學(xué)航空工程學(xué)院， 西安 710038)

飛機(jī)失控是導(dǎo)致飛行事故的主要原因[1]，駕駛員的正確操縱是防止飛機(jī)失控的前提條件，提高駕駛員的情景感知能力(situational awareness)可為駕駛員的正確操縱提供判斷依據(jù)?？湛凸镜难芯繄?bào)告指出，約85%的飛行事故或事故征候中至少一次涉及到駕駛員情景感知能力的喪失[2]。駕駛員的情景感知能力是指駕駛員對(duì)當(dāng)前和今后一段時(shí)間內(nèi)的飛行狀態(tài)和周圍環(huán)境的認(rèn)知程度。有效的情景感知能力使得駕駛員能夠提前預(yù)測(cè)飛機(jī)的飛行狀態(tài)并采取合適的操縱策略，這對(duì)于飛行安全至關(guān)重要。現(xiàn)有的情景感知手段一般為實(shí)時(shí)觀察部分飛行安全關(guān)鍵參數(shù)是否超出許用值來預(yù)測(cè)飛行風(fēng)險(xiǎn)[3]。當(dāng)飛機(jī)遭遇故障(如升降舵卡阻、單發(fā)失效)或復(fù)雜氣象條件(如結(jié)冰、風(fēng)切邊、尾流)時(shí)，飛行安全關(guān)鍵參數(shù)許用范圍和操縱范圍可能縮小。飛行員在不清楚操縱邊界縮小程度的情況下操縱飛機(jī)可能導(dǎo)致較為嚴(yán)重的后果，如1994年ATR飛機(jī)結(jié)冰失事[4]，飛機(jī)在5°迎角時(shí)即發(fā)生滾轉(zhuǎn)，遠(yuǎn)低于許用值18.1°。對(duì)特殊情況下的駕駛員情景感知能力的研究成為了當(dāng)今飛行安全領(lǐng)域的熱點(diǎn)問題之一。

針對(duì)駕駛員情景感知能力的研究主要集中在飛行安全信息的顯示和告警方面。Tan和Guy設(shè)計(jì)了商用飛機(jī)機(jī)載情景感知信息系統(tǒng)的迭代策略，提出了正常、非正常和緊急情況下的安全信息三級(jí)分類顯示方法，使飛行員更容易在正確的時(shí)機(jī)獲得適當(dāng)?shù)牟僮鲀?nèi)容[5]。Carlos和Serafin從駕駛員操縱、信息獲取、環(huán)境影響等方面設(shè)計(jì)了駕駛員情景感知能力評(píng)價(jià)系統(tǒng)[6]。Trujillo和Gregory研究發(fā)現(xiàn)在飛機(jī)發(fā)生故障前后，駕駛員更傾向于重點(diǎn)關(guān)注能量參數(shù)，尤其是滾轉(zhuǎn)角、高度變化率和空速，為優(yōu)化飛行參數(shù)顯示器提供參考[7]。Gingras等研究開發(fā)了積冰污染邊界保護(hù)系統(tǒng)(Icing Contamination Envelope Protection，ICEPro)，通過直觀的顯示結(jié)冰位置和飛機(jī)狀態(tài)等信息提高駕駛員的情景感知能力，經(jīng)地面模擬器試飛效果良好[8]。Wei和肖旭等通過人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)仿真分析了駕駛員情景感知能力評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)，進(jìn)而評(píng)價(jià)了3種典型機(jī)型的駕駛艙人機(jī)交互系統(tǒng)[9-10]。王小龍等提出一種飛機(jī)結(jié)冰后的飛控系統(tǒng)邊界保護(hù)方法，引入鉸鏈力矩檢測(cè)模塊，提前告警飛機(jī)縱向失速，為駕駛員和飛控系統(tǒng)提供安全保護(hù)裕度[11]。薛源等根據(jù)多元極值理論構(gòu)建了尾流風(fēng)險(xiǎn)概率三維拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)圖，為駕駛員直觀顯示場(chǎng)域尾流風(fēng)險(xiǎn)等安全信息[12-13]。Kasey等設(shè)計(jì)了動(dòng)態(tài)飛行包線保護(hù)系統(tǒng)，并直觀地提供給駕駛員，以提高駕駛員的情景感知能力[14]。

上述研究中，故障情況下和復(fù)雜環(huán)境情況下的安全告警系統(tǒng)或邊界保護(hù)系統(tǒng)等，多是為駕駛員提供實(shí)時(shí)的飛行狀態(tài)參量和邊界信息，如迎角、側(cè)滑角、舵面位置、爬升率及其限制邊界等。飛行故障或復(fù)雜氣象條件等特殊情況均會(huì)導(dǎo)致飛行安全邊界的畸變，飛行安全參數(shù)許用范圍的縮減，且不同情況下的飛行安全關(guān)鍵參數(shù)也不盡相同。駕駛員在不利外界環(huán)境影響下判定當(dāng)前飛行狀態(tài)，同時(shí)關(guān)注諸多飛行參數(shù)可能加重飛行員的操縱負(fù)荷，甚至引發(fā)誤操縱危及飛行安全[15]。此外，飛行控制系統(tǒng)提供給駕駛員的信息均是帶有少量延遲的當(dāng)前飛行狀態(tài)，不具有預(yù)測(cè)性[16]。筆者認(rèn)為，相較于評(píng)判當(dāng)前飛行狀態(tài)是否安全，預(yù)測(cè)未來一定時(shí)間內(nèi)飛行安全關(guān)鍵參數(shù)變化趨勢(shì)和潛在的飛行風(fēng)險(xiǎn)更重要。

通常駕駛員通過油門、駕駛桿(盤)和腳蹬操縱飛機(jī)，依據(jù)當(dāng)前和未來一定時(shí)間內(nèi)的飛行狀態(tài)，分析飛行安全參數(shù)變化趨勢(shì)，計(jì)算潛在操縱動(dòng)作的飛行風(fēng)險(xiǎn)，將不同操縱策略下的飛行風(fēng)險(xiǎn)，以直觀的拓?fù)湓茍D的方式呈現(xiàn)給駕駛員，將極大地減輕駕駛員的操縱負(fù)荷，有利于駕駛員在安全操縱范圍內(nèi)選擇正確的路徑和策略，避免緊張環(huán)境下誤操縱導(dǎo)致某些參數(shù)超限。針對(duì)此問題，本文提出基于人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)仿真的復(fù)雜條件下飛行安全操縱空間的概念，將駕駛員操縱指令下的飛機(jī)飛行安全參數(shù)軌跡色彩化，劃分不同風(fēng)險(xiǎn)等級(jí)，并綜合計(jì)算得出相應(yīng)操縱指令的風(fēng)險(xiǎn)概率，據(jù)此拓?fù)渲了锌赡艿牟倏v策略，揭示復(fù)雜環(huán)境下的安全操縱邊界和事故致災(zāi)機(jī)理，為駕駛員提供直觀的安全操縱建議和告警提示。

1 模型構(gòu)建

飛機(jī)故障或復(fù)雜氣象環(huán)境等特殊條件下，飛行操縱往往涉及到臨界飛行狀態(tài)，具有強(qiáng)耦合、強(qiáng)非線性等特點(diǎn)，需要構(gòu)建六自由度全量非線性運(yùn)動(dòng)方程和環(huán)境因素模型，為人-機(jī)-環(huán)閉環(huán)系統(tǒng)仿真奠定基礎(chǔ)。

飛機(jī)本體非線性動(dòng)力學(xué)模型可表示為[17]

(1)

式中：x為狀態(tài)向量，包含飛行速度V、迎角α、側(cè)滑角β、四元數(shù)q0～q3、俯仰角速率p、滾轉(zhuǎn)角速率q、偏航角速率r和空間位置參數(shù)xg、yg、zg。

x=[V,α,β,q0,q1,q2,q3,p,q,r,xg,yg,zg]T

(2)

u為控制向量，包括油門偏度指令δth、升降舵偏度指令δe、副翼偏度指令δa和方向舵偏度指令δr。

u=[δth,δe,δa,δr]T

(3)

為避免計(jì)算過程中產(chǎn)生奇點(diǎn)，采用四元數(shù)法構(gòu)建飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型：

(4)

(5)

(6)

同時(shí)

(7)

外部環(huán)境如紊流、尾流、風(fēng)切邊、結(jié)冰等對(duì)飛行安全影響較大，不當(dāng)操縱易引起飛行安全關(guān)鍵參數(shù)超限，導(dǎo)致飛行事故[19]。本文選取機(jī)翼結(jié)冰來說明外部環(huán)境對(duì)飛行安全操縱空間的影響。國(guó)內(nèi)外對(duì)結(jié)冰氣象條件下的飛機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)特性研究較多。根據(jù)Bragg等[20]提出的結(jié)冰影響模型，構(gòu)建結(jié)冰條件下的氣動(dòng)力模型，結(jié)冰前后氣動(dòng)參數(shù)為

C(A)iced=(1+ηkC(A))C(A)

(8)

式中：C(A)為某一氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)；C(A)iced為結(jié)冰后該氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)值；η為氣象因子，用于表征飛機(jī)結(jié)冰嚴(yán)重程度，CCAR-25-R4附錄C中規(guī)定結(jié)冰氣象條件由云層液態(tài)水含量、云層水滴平均有效直徑和周圍空氣溫度3個(gè)變量決定[21]，η值越大，表明結(jié)冰對(duì)氣動(dòng)參數(shù)的影響越大，通常氣象因子取值為0～0.3[20]；kC(A)為飛機(jī)結(jié)冰因子，對(duì)于特定飛機(jī)，其值為定值，通常通過試驗(yàn)或飛行仿真計(jì)算獲得。

多數(shù)研究將表征結(jié)冰嚴(yán)重程度的氣象因子η設(shè)定為一個(gè)定值[19-20,22-23]。然而結(jié)冰是一個(gè)動(dòng)態(tài)變化的過程，因此提出結(jié)冰惡化速率因子ζ，用于表征氣象因子η隨時(shí)間的變化情況。令η是時(shí)間的一次函數(shù)，則結(jié)冰前后氣動(dòng)參數(shù)模型為

ξ=η/(t-t0)

(9)

(10)

式中：t0為結(jié)冰開始時(shí)間。

當(dāng)一側(cè)機(jī)翼除冰系統(tǒng)發(fā)生故障時(shí)，兩側(cè)機(jī)翼將產(chǎn)生升力差和阻力差，進(jìn)一步產(chǎn)生附加滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩，較對(duì)稱結(jié)冰情況更復(fù)雜、風(fēng)險(xiǎn)更高，因此需進(jìn)一步構(gòu)建不對(duì)稱結(jié)冰情況下的仿真模型。Lampton和Valasek[24-25]據(jù)此提出兩側(cè)機(jī)翼的升力差模型、阻力差模型、非對(duì)稱結(jié)冰滾轉(zhuǎn)力矩模型和偏航力矩模型，以右側(cè)機(jī)翼除冰系統(tǒng)故障為例：

(11)

式中：CLice和CDice分別為結(jié)冰后的升力系數(shù)和阻力系數(shù)；dmgc為平均空氣動(dòng)力弦長(zhǎng)位置到飛機(jī)中心線的距離；Q為動(dòng)壓；Sw為機(jī)翼面積；CL和CD分別為干凈構(gòu)型下的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。將式(11)代入飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程，即可進(jìn)行非對(duì)稱結(jié)冰條件下的飛行仿真。

需要強(qiáng)調(diào)的是，結(jié)冰不僅會(huì)引起氣動(dòng)參數(shù)的變化，同時(shí)將縮小飛行安全關(guān)鍵參數(shù)的可用范圍，以失速迎角為例，結(jié)冰后的失速迎角計(jì)算模型為

(12)

式中：αstall為失速迎角。需要說明的是上述結(jié)冰影響模型適合初步分析結(jié)冰對(duì)氣動(dòng)參數(shù)的影響，若進(jìn)行高精度的數(shù)值模擬，可以通過風(fēng)洞試驗(yàn)記錄下不同迎角和結(jié)冰程度條件下的飛行安全參數(shù)范圍，以數(shù)據(jù)庫的形式存儲(chǔ)在計(jì)算機(jī)中，通過插值調(diào)用。

2 飛行安全譜

當(dāng)前預(yù)測(cè)飛行風(fēng)險(xiǎn)的一般方法是觀測(cè)部分飛行安全關(guān)鍵參數(shù)是否超限。飛機(jī)手冊(cè)對(duì)飛行安全參數(shù)的描述是確定性的，如巡航條件下，某型飛機(jī)最大縱向正過載限制值為3.75，即正向過載值3.75是安全和危險(xiǎn)的分界線。但是人們對(duì)于這種限制的認(rèn)知卻是模糊的，如飛機(jī)縱向正過載達(dá)到3.7時(shí)也是非常危險(xiǎn)的狀態(tài)。因此，Burdun[26-27]提出將飛行安全參數(shù)值進(jìn)行區(qū)間化處理，通過標(biāo)注不同顏色劃分風(fēng)險(xiǎn)等級(jí)。但是該方法僅能表示飛行風(fēng)險(xiǎn)，不能反映飛行安全參數(shù)超限的方向性，無法給駕駛員提供明確的操縱建議，同時(shí)在復(fù)雜情況下時(shí)刻關(guān)注多個(gè)飛行安全參數(shù)易增加駕駛員的操縱負(fù)荷。尤其突出的是，復(fù)雜環(huán)境下飛行安全參數(shù)許用范圍可能發(fā)生畸變，即同樣的操縱量，飛機(jī)的響應(yīng)可能異常變化而超出駕駛員的期望。因此本文考慮飛行安全參數(shù)風(fēng)險(xiǎn)區(qū)間的正負(fù)性和特定環(huán)境下的飛機(jī)動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性，結(jié)合諸多飛行安全關(guān)鍵參數(shù)及其特定條件下的許用范圍，計(jì)算飛行安全操縱空間，給出更加合理明確的駕駛員操縱策略。

Cacciabue[28]建議屏顯顏色最佳數(shù)量為3～5個(gè)，本文選取灰、紅、黃、綠 4個(gè)顏色表示飛行安全參數(shù)風(fēng)險(xiǎn)等級(jí)，其中灰、紅、黃 3色分別用深淺2個(gè)顏色表示負(fù)超限和正超限[29]，表1給出了高度3 000 m，速度150 m/s平飛狀態(tài)下的參數(shù)區(qū)間劃分實(shí)例。當(dāng)xf時(shí)，表示飛行安全參數(shù)超過極限值，飛行事故發(fā)生，處于“災(zāi)難”狀態(tài)，其區(qū)別在于淺灰色表示狀態(tài)參數(shù)超出了左邊界，深灰色表示狀態(tài)參數(shù)超出了右邊界；當(dāng)a

通過人-機(jī)-環(huán)閉環(huán)仿真系統(tǒng)計(jì)算每個(gè)飛行安全關(guān)鍵參數(shù)，得到預(yù)測(cè)時(shí)間段內(nèi)飛行安全參數(shù)的變化軌跡，分別確定每個(gè)飛行安全參數(shù)的色彩化區(qū)間分布，如圖1所示。因?yàn)槿魏我粋€(gè)飛行安全關(guān)鍵參數(shù)的超限均有可能導(dǎo)致高飛行風(fēng)險(xiǎn)，因此預(yù)測(cè)時(shí)間段內(nèi)的飛行安全譜為每個(gè)時(shí)刻各個(gè)飛行安全關(guān)鍵參數(shù)的最高風(fēng)險(xiǎn)色的疊加。背景飛機(jī)在平飛狀態(tài)下以升降舵和副翼協(xié)調(diào)操縱下降轉(zhuǎn)彎為例計(jì)算該飛行狀態(tài)下各個(gè)飛行安全參數(shù)的安全譜，如圖2所示，圖中最下一行安全譜為預(yù)測(cè)時(shí)間段內(nèi)的綜合安全譜。由于淺灰、深灰，淺紅、深紅，淺黃、深黃分別表示風(fēng)險(xiǎn)區(qū)間的正負(fù)性，其代表的風(fēng)險(xiǎn)程度是相當(dāng)?shù)?，故在?jì)算總的飛行安全譜時(shí)，淺灰、深灰同用黑色表示，淺紅、深紅同用紅色表示，淺黃、深黃同用黃色表示。需要說明的是，飛行員操縱動(dòng)作具有方向性，在構(gòu)建飛行安全操縱空間時(shí)以正負(fù)號(hào)的形式表示。

表1 安全相關(guān)的飛行參數(shù)色彩化區(qū)間實(shí)例

圖1 法向過載時(shí)變曲線及相應(yīng)的風(fēng)險(xiǎn)色譜圖Fig.1 Time history and corresponding risk chromatogram for vertical overload

圖2直觀地給出了不同飛行安全參數(shù)的變化情況，在進(jìn)行協(xié)調(diào)下降轉(zhuǎn)彎的過程中，高度變化率和法向過載變化幅度最大，且在仿真末期高度變化率超限。因此，將高度變化率和法向過載確定為協(xié)調(diào)下降轉(zhuǎn)彎操縱程序的主要敏感參數(shù)，駕駛員在操縱過程中需多加留意。

圖2 某轉(zhuǎn)彎指令情形下的飛行安全譜Fig.2 Flight safety spectra under a certain turning instruction condition

3 飛行風(fēng)險(xiǎn)量化

圖2給出了指定操縱狀態(tài)下預(yù)測(cè)時(shí)間段內(nèi)的風(fēng)險(xiǎn)演化過程。然而，不同操縱量所對(duì)應(yīng)的飛行安全譜是不同的。為衡量不同操縱動(dòng)作的飛行風(fēng)險(xiǎn)等級(jí)，本節(jié)根據(jù)飛行安全譜所包含的風(fēng)險(xiǎn)信息，通過計(jì)算不同風(fēng)險(xiǎn)色所占百分比并賦權(quán)相加，量化計(jì)算指定操縱動(dòng)作的風(fēng)險(xiǎn)值。

設(shè)定風(fēng)險(xiǎn)色黑、紅、黃、綠分別占整個(gè)預(yù)測(cè)時(shí)間段的百分比為Pb、Pr、Py、Pg，將每個(gè)風(fēng)險(xiǎn)色代表的風(fēng)險(xiǎn)值定義為Vb、Vr、Vy、Vg，那么整個(gè)預(yù)測(cè)時(shí)間段內(nèi)的風(fēng)險(xiǎn)值可表示為

R=PbVb+PrVr+PyVy+PgVg

(13)

一旦安全譜中出現(xiàn)黑色區(qū)域即表示存在飛行安全參數(shù)超出許用范圍的情況，可認(rèn)為發(fā)生飛行事故，為清楚地區(qū)分飛行事故，黑色所對(duì)應(yīng)的風(fēng)險(xiǎn)值Vb較大，若飛行安全參數(shù)超限，該操縱狀態(tài)下的飛行風(fēng)險(xiǎn)要明顯得高于其他安全操縱狀態(tài)。因此，設(shè)定Vb=30、Vr=4、Vy=2、Vg=1。據(jù)此，圖2飛行過程所對(duì)應(yīng)的風(fēng)險(xiǎn)值為1.828 0。

4 飛行安全窗設(shè)計(jì)

飛行安全譜可以直觀地表示飛機(jī)以某操縱指令飛行過程中的風(fēng)險(xiǎn)演化過程；單一操縱指令下飛行風(fēng)險(xiǎn)量化是構(gòu)建整個(gè)操縱空間飛行風(fēng)險(xiǎn)拓?fù)湓茍D的基礎(chǔ)。以副翼指令偏角、方向舵指令偏角和升降舵指令偏角構(gòu)建三維操縱空間，將計(jì)算區(qū)域劃分為若干計(jì)算單元，每個(gè)單元即對(duì)應(yīng)了一種操縱指令下的飛行情形，運(yùn)用上述方法計(jì)算該指令下的飛行風(fēng)險(xiǎn)值，進(jìn)而可得到整個(gè)操縱空間的風(fēng)險(xiǎn)拓?fù)湓茍D。每個(gè)計(jì)算單元之間是獨(dú)立的，風(fēng)險(xiǎn)值的計(jì)算互不干擾，因此可以調(diào)用MATLAB rapid accelerator模塊進(jìn)行并行計(jì)算，以加快計(jì)算進(jìn)程提高時(shí)效性。

本文選取不同色彩表示不同風(fēng)險(xiǎn)值，因風(fēng)險(xiǎn)值跨度較大，為更加清晰地區(qū)分不同風(fēng)險(xiǎn)值所對(duì)應(yīng)的顏色，提高風(fēng)險(xiǎn)色的分離度，本文將所有飛行風(fēng)險(xiǎn)值大于4.5的飛行情形均取為4.5。由第3節(jié)分析可知，當(dāng)風(fēng)險(xiǎn)值大于4時(shí)，預(yù)測(cè)時(shí)間段內(nèi)部分參數(shù)超限，因此風(fēng)險(xiǎn)閾值設(shè)定為4.5既能保證區(qū)分事故狀態(tài)，又能保證低風(fēng)險(xiǎn)狀態(tài)所對(duì)應(yīng)的風(fēng)險(xiǎn)分離度。

圖3為根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài)預(yù)測(cè)未來5s內(nèi)的飛行安全操縱空間，初始飛行狀態(tài)為高度3000m，速度150 m/s。圖中白色方塊為當(dāng)前駕駛桿(盤)所對(duì)應(yīng)的舵面位置，下同。為清晰地觀察不同方向舵偏角下的駕駛桿安全操縱情況，圖4給出了指定方向舵指令偏角下的駕駛桿安全操縱窗口，結(jié)合第5節(jié)案例再做具體分析。

圖3 正常狀態(tài)下飛行安全操縱空間Fig.3 Flight safety manipulation space in normal state

圖4 正常狀態(tài)下飛行安全操縱窗口Fig.4 Flight safety control windows in normal state

5 案例分析

5.1 結(jié)冰情形下的飛行安全操縱空間

本節(jié)以GJB 626A—2006中飛機(jī)結(jié)冰科目(No.44)為背景[30]，分別介紹對(duì)稱結(jié)冰和非對(duì)稱結(jié)冰2種情形下的飛行安全操縱空間，并分析2種情形下的事故致災(zāi)機(jī)理。

5.1.1 結(jié)冰情形下的飛行安全操縱空間計(jì)算

飛機(jī)的初始狀態(tài)為H0=3 000 m，V0=150 m/s，從0 s開始進(jìn)入結(jié)冰區(qū)域。升降舵指令偏角、副翼指令偏角、方向舵指令偏角的計(jì)算范圍分別設(shè)定在de=[-30°∶2°∶20°]，da=[-30°∶2°∶20°]，dr=[-45°∶2°∶54°]，計(jì)算節(jié)點(diǎn)數(shù)為26×31×46=37 076個(gè)，結(jié)冰惡化速率因子取常值，氣象因子隨預(yù)測(cè)時(shí)間呈線性變化，終值為0.15。對(duì)稱結(jié)冰和右側(cè)機(jī)翼除冰系統(tǒng)故障的非對(duì)稱結(jié)冰情形下的安全操縱空間如圖5和圖6所示。分別選取方向舵指令偏角為0°、-10°和+10°時(shí)的駕駛桿操縱窗口進(jìn)行分析，如圖7和圖8所示。

圖5 對(duì)稱結(jié)冰時(shí)的飛行安全操縱空間Fig.5 Flight safety manipulation space under symmetric icing condition

圖7 對(duì)稱結(jié)冰時(shí)的飛行安全操縱窗口Fig.7 Flight safety manipulation windows under symmetric icing condition

圖8 右側(cè)機(jī)翼除冰系統(tǒng)故障時(shí)的飛行安全操縱窗口Fig.8 Flight safety manipulation windows for right wing anti-icing device failure

根據(jù)仿真結(jié)果可直觀地發(fā)現(xiàn)，未結(jié)冰和對(duì)稱結(jié)冰情況下，圖4(a)和圖7(a)均左右對(duì)稱；且方向舵指令相反時(shí)，圖4(b)與(c)，圖7(b)與(c)分別左右對(duì)稱。但結(jié)冰條件下的飛行安全操縱空間明顯縮減，如圖4(a)和圖7(a)所示，升降舵負(fù)操縱范圍由-13°縮減為-10°。當(dāng)方向舵指令偏角不為0°時(shí)，升降舵負(fù)操縱范圍縮減更顯著。在帶有方向舵指令的操縱窗口中，綠色“安全”范圍和“紅色”危險(xiǎn)范圍也相應(yīng)縮減，紅色寬度的縮減說明危險(xiǎn)梯度的增加，駕駛員尤其需要注意顏色梯度變化劇烈的區(qū)域。需要指出的是，因?yàn)榉抡孢^程模擬的是機(jī)翼結(jié)冰，因此對(duì)于未結(jié)冰的升降舵正操縱影響不明顯。

當(dāng)右側(cè)機(jī)翼的除冰系統(tǒng)發(fā)生故障時(shí)，飛行安全操縱空間不但縮減嚴(yán)重且出現(xiàn)了不對(duì)稱現(xiàn)象，如圖8(a)所示，此時(shí)副翼負(fù)操縱方向安全操縱區(qū)域顯著縮減，即向除冰系統(tǒng)故障一側(cè)滾轉(zhuǎn)更危險(xiǎn)。當(dāng)方向舵指令偏角為正時(shí)，如圖8(c)所示，安全操縱范圍擴(kuò)大(對(duì)比C和E點(diǎn)，D和F點(diǎn))，因?yàn)橛覀?cè)機(jī)翼無法除冰導(dǎo)致出現(xiàn)升力差，向左壓桿和向左蹬舵均能夠促進(jìn)左右機(jī)翼升力平衡，所以駕駛員在發(fā)現(xiàn)右側(cè)機(jī)翼故障時(shí)，需努力減小兩側(cè)機(jī)翼的升力差。此外，由于紅色范圍的大幅縮減，危險(xiǎn)梯度明顯升高，駕駛員必須柔和操縱，避免操縱過量。

5.1.2 結(jié)冰情形下的安全操縱機(jī)理分析

為研究對(duì)稱結(jié)冰和非對(duì)稱結(jié)冰條件下的飛行事故誘發(fā)機(jī)理，選取6個(gè)典型事故狀態(tài)(如圖4(a)中A點(diǎn)，圖7(a)中B點(diǎn)，圖8(a)中的C、D點(diǎn)，圖8(c)中的E、F點(diǎn)，分析其飛行安全譜(如圖9所示)，以探究結(jié)冰條件下駕駛員操縱方法。仿真程序設(shè)定，當(dāng)滾轉(zhuǎn)角達(dá)到150°時(shí)，即認(rèn)為飛機(jī)狀態(tài)不可恢復(fù)，飛行事故不可避免，仿真終止，如圖9(c)所示。

狀態(tài)點(diǎn)A、B、C、E的操縱輸入指令相同，對(duì)比狀態(tài)點(diǎn)A～C發(fā)現(xiàn)，結(jié)冰條件下飛機(jī)下降過程中，滾轉(zhuǎn)角最容易超限，若伴隨著方向舵指令協(xié)調(diào)操縱，如狀態(tài)點(diǎn)E，能夠在一定程度上抑制滾轉(zhuǎn)角的超限，但該狀態(tài)下滾轉(zhuǎn)角業(yè)已達(dá)到危險(xiǎn)狀態(tài)，因此在結(jié)冰狀態(tài)下協(xié)調(diào)下降時(shí)，滾轉(zhuǎn)角為主要敏感參數(shù)，需特別注意滾轉(zhuǎn)角是否超限。

狀態(tài)點(diǎn)D和F的駕駛桿操縱輸入指令相同，方向舵指令不同，但在爬升過程中均出現(xiàn)了高度變化率超限，但滾轉(zhuǎn)角和速度均保持在安全的范圍內(nèi)。對(duì)比圖7和圖8發(fā)現(xiàn)，對(duì)稱結(jié)冰對(duì)飛機(jī)爬升影響較小，但由于對(duì)稱結(jié)冰僅存在理論的可能，因此駕駛員在結(jié)冰條件下爬升以脫離云層的操縱過程中，高度變化率為主要敏感參數(shù)，必須柔和操縱駕駛桿，減小拉桿幅度，緩慢爬升，避免參數(shù)超限，誘發(fā)飛行風(fēng)險(xiǎn)。

圖9 結(jié)冰情形下典型狀態(tài)點(diǎn)飛行安全譜Fig.9 Flight safety spectra for typical state points under icing conditions

從事故演化過程分析，由于結(jié)冰導(dǎo)致氣動(dòng)性能惡化，不對(duì)稱結(jié)冰易產(chǎn)生升力差，若要降低飛行高度脫離結(jié)冰云層，需注意駕駛桿和腳蹬的協(xié)調(diào)操縱，蹬舵方向與除冰系統(tǒng)故障方向相反，重點(diǎn)關(guān)注滾轉(zhuǎn)角的變化情況；若要爬升以脫離結(jié)冰云層，需重點(diǎn)關(guān)注高度變化率的變化情況，柔和操縱，減小拉桿幅度，避免參數(shù)超限。

5.2 主舵面卡阻情形下的飛行安全操縱空間

依據(jù)SAE ARP4761的要求，主舵面卡阻包括單側(cè)副翼舵面卡阻、單側(cè)升降舵面卡阻和方向舵面卡阻3個(gè)科目，在型號(hào)合格審定試飛中屬于高風(fēng)險(xiǎn)科目[31]。其中，方向舵面卡阻較為嚴(yán)重，屬于Ⅱ類(失效概率為10-7)飛控系統(tǒng)危險(xiǎn)性功能故障，較飛行事故10-9的概率大了2個(gè)數(shù)量級(jí)。以方向舵面卡阻為例，介紹飛行安全操縱空間。

5.2.1 方向舵面卡阻情形下的飛行安全操縱空間計(jì)算

本節(jié)的飛機(jī)初始狀態(tài)和計(jì)算節(jié)點(diǎn)范圍同5.1節(jié)，平飛狀態(tài)下駕駛員蹬舵進(jìn)行航線糾偏發(fā)生方向舵面卡阻，以方向舵面卡阻在-15°位置為例。方向舵面卡阻時(shí)的駕駛員飛行安全操縱空間如圖10所示。

根據(jù)仿真結(jié)果可以清晰地看出，由于方向舵面卡阻，駕駛員飛行安全操縱空間大幅縮小。當(dāng)前舵面位置為圖10(a)中F′點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的方塊，此構(gòu)型下，駕駛員駕駛桿橫向安全操縱范圍由配平位置的全量輸入縮減為[-2°,30°]，駕駛桿縱向安全操縱范圍由[-14°,20°]縮減為[-10°,14°]，且駕駛桿的縱向和橫向操縱必須協(xié)同。

方向舵面卡阻在-15°的位置，不但導(dǎo)致安全操縱范圍縮減，同時(shí)出現(xiàn)了不對(duì)稱的情況：對(duì)于綠色區(qū)域飛機(jī)安全范圍偏向右側(cè)區(qū)域(即副翼取正值一側(cè))，以平衡方向舵面卡阻引入的偏航力矩；圖中黃色區(qū)域和紅色區(qū)域下邊界急劇減小，表明操縱危險(xiǎn)梯度較大，駕駛員要特別注意該范圍內(nèi)操縱量的變化，黃色區(qū)域的上邊界范圍較寬，表明該區(qū)域的操縱安全裕度較大，飛行安全參數(shù)變化波動(dòng)對(duì)操縱量的依賴性較低，能夠保持在安全范圍內(nèi)。

圖10 方向舵面卡阻時(shí)的飛行安全操縱空間Fig.10 Flight safety manipulation space under ruder jammed conditions

1) 飛行安全操縱空間不對(duì)稱原因分析

飛機(jī)發(fā)生方向舵面卡阻在-15°時(shí)，副翼正操縱一側(cè)的可用范圍較大，負(fù)操縱一側(cè)幾乎不可用，為分析原因，在圖10(a)中選取2個(gè)狀態(tài)點(diǎn)A′和B′進(jìn)行對(duì)比。這2個(gè)狀態(tài)點(diǎn)對(duì)應(yīng)的飛行安全譜如圖11(a)、(b)所示。

對(duì)比圖10(a)中A′、B′ 2個(gè)狀態(tài)點(diǎn)，當(dāng)飛機(jī)偏向方向舵故障一側(cè)滾轉(zhuǎn)時(shí)，極易引發(fā)滾轉(zhuǎn)角迅速超限，而向另一側(cè)滾轉(zhuǎn)時(shí)，安全范圍較大，但是當(dāng)副翼正值選取過小時(shí)，在預(yù)測(cè)時(shí)間段的末尾，滾轉(zhuǎn)角由于不能完全平衡方向舵引起的偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩，滾轉(zhuǎn)角發(fā)展緩慢但也有正超限趨勢(shì)，因此駕駛員需特別注意，緩慢正壓桿修正副翼輸入量，以平衡滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩。因此，方向舵面卡阻條件下，滾轉(zhuǎn)角為主要敏感參數(shù)。

2) 油門影響分析

圖10中給出了不同速度狀態(tài)下方向舵面卡阻在-15°位置時(shí)的飛行安全操縱窗口，對(duì)比分析可得，飛機(jī)突遇方向舵面卡阻時(shí)，適當(dāng)收油門降低飛行速度，安全操縱范圍有增大趨勢(shì)，當(dāng)然必須與駕駛桿進(jìn)行協(xié)同操縱。因此，在方向舵面卡阻故障模式下，油門操縱量較為敏感。

圖11 方向舵面卡阻情形下典型狀態(tài)點(diǎn)飛行安全譜Fig.11 Flight safety spectra for typical state points under rudder jammed conditions

5.2.2 方向舵面卡阻情形下的安全操縱機(jī)理分析

為研究方向舵面卡阻情形下的飛行事故致災(zāi)機(jī)理，選取圖10(a)中4個(gè)典型狀態(tài)點(diǎn)C′～F′，這4個(gè)狀態(tài)點(diǎn)的參數(shù)及其所對(duì)應(yīng)的飛行安全譜如圖11(c)～(f)所示。

方向舵面卡阻時(shí)，若駕駛員不進(jìn)行操縱，飛機(jī)將快速滾轉(zhuǎn)，快回路中的滾轉(zhuǎn)角超限并不可逆。仿真中設(shè)定當(dāng)滾轉(zhuǎn)角達(dá)到150°時(shí)仿真即停止，如圖11(f)所示，在仿真設(shè)定結(jié)束時(shí)間前(4.62 s時(shí))，滾轉(zhuǎn)角已到達(dá)極限值，仿真停止。狀態(tài)點(diǎn)C′、D′和E′的副翼操縱指令相同而升降舵操縱指令不同。對(duì)比分析發(fā)現(xiàn)，狀態(tài)點(diǎn)C′的拉桿操縱指令雖然剛剛超出安全范圍，但迎角和滾轉(zhuǎn)角均迅速超出右邊界，且滾轉(zhuǎn)角超限后沒有恢復(fù)到安全范圍的趨勢(shì)；狀態(tài)點(diǎn)D′推桿指令略大于安全范圍，迎角處于危險(xiǎn)狀態(tài)，但高度變化率則迅速超出左邊界，5 s內(nèi)飛機(jī)高度降低約200 m。當(dāng)緩慢協(xié)調(diào)操縱駕駛桿，從初始狀態(tài)位置F′到E′點(diǎn)的過程中，飛行速度保持平穩(wěn)，高度略有降低，且滾轉(zhuǎn)角保持在30°之內(nèi)。副翼和升降舵的協(xié)調(diào)操縱能夠使得飛機(jī)較好平穩(wěn)運(yùn)行。

從事故演化過程來看，往往是由于方向舵面卡阻引入了較大的偏航力矩，若不能及時(shí)操縱副翼抵消偏轉(zhuǎn)力矩，并協(xié)調(diào)拉桿，保持一定的俯仰角，飛機(jī)很容易急速滾轉(zhuǎn)并下墜，引發(fā)飛行事故。因此，在出現(xiàn)方向舵面卡阻的情況下，應(yīng)及時(shí)反向操縱副翼以抵消偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩，并協(xié)調(diào)小幅度拉桿以保持飛行高度和速度。駕駛員和飛控系統(tǒng)應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注敏感參數(shù)：高度變化率和滾轉(zhuǎn)角，與Trujillo和Gregory[7]的研究結(jié)論相似。

6 結(jié) 論

1) 基于人-機(jī)-環(huán)復(fù)雜系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)仿真，提出了飛行安全操縱空間的構(gòu)建方法。通過對(duì)稱結(jié)冰、非對(duì)稱結(jié)冰、主舵面卡阻等典型案例，分析了飛行安全操縱空間的構(gòu)建方法，飛行事故演化過程，不同飛行狀態(tài)下的敏感參數(shù)確定方法和飛行事故誘發(fā)機(jī)理。飛行安全操縱空間能夠直觀地顯示當(dāng)前安全操縱裕度和安全操縱軌跡，提高駕駛員復(fù)雜環(huán)境下和故障模式下的情景感知能力，降低駕駛員工作負(fù)荷，盡量降低誤操縱或粗暴操縱引發(fā)的飛行風(fēng)險(xiǎn)，保障飛行安全。

2) 本文案例均是以某大型運(yùn)輸機(jī)為背景構(gòu)建飛行安全操縱空間，受機(jī)型氣動(dòng)特性、故障模式和環(huán)境因素建模準(zhǔn)確性的影響，不同飛機(jī)的飛行安全操縱空間略有不同，重點(diǎn)闡述了飛行安全譜、風(fēng)險(xiǎn)量化和飛行安全操縱空間的計(jì)算方法，對(duì)復(fù)雜情形下的致災(zāi)機(jī)理和安全操縱具有一定地借鑒意義。對(duì)飛行安全操縱空間的合理化顯示，外部環(huán)境模型和故障模式模型的精準(zhǔn)化構(gòu)建以及不同飛行狀態(tài)下飛行安全參數(shù)風(fēng)險(xiǎn)區(qū)間數(shù)據(jù)庫構(gòu)建有待進(jìn)一步研究完善。

3) 此外，本文方法可以用在飛行員培訓(xùn)，飛行控制律參數(shù)優(yōu)化，飛行邊界保護(hù)和飛行事故可視化重現(xiàn)等方面。