非对称投弹及非对称挂载补偿控制技术研究

李宏刚, 赵海, 高亚奎, 江飞鸿

(中航工业西安飞机设计研究所 飞行控制与液压设计研究所, 陕西 西安 710089)



非对称投弹及非对称挂载补偿控制技术研究

李宏刚, 赵海, 高亚奎, 江飞鸿

(中航工业西安飞机设计研究所 飞行控制与液压设计研究所, 陕西 西安 710089)

针对战斗类飞机非对称投弹和非对称挂载这类情况,分析了投弹时横向扰动及纵向机动时横向耦合的机理,描述了其对飞行安全的威胁;通过引入所投弹质量、位置以及飞机法向过载,设计了非对称投弹/非对称挂载补偿控制律。仿真验证结果表明:该补偿控制律可消除上述两种情况下的横向扰动,有助于非对称投弹时飞机状态的保持,更重要的是提高了非对称挂载情况下着陆的安全性。

非对称; 投弹; 挂载; 补偿

0　引言

现代战争中,战斗类飞机普遍从防区外发射精确制导武器执行对面打击任务[1]。鉴于对手防空火力射程不断增大,进攻方单纯增加弹药数量并不能提高任务完成率,必须提高武器射程及毁伤效能。在这种情况下,飞机典型的外挂配置是挂载少量远程导弹,此类导弹具有单枚弹重量大的特点,特别是对战术类飞机而言。挂载此类导弹执行任务时,飞机一般先投放一枚导弹,待恢复平衡状态后再按需投放另一枚[2]。单侧投放会对飞机施加俯仰和滚转干扰力矩,飞行员人工或自动驾驶仪需在短时间内重新配平飞机,为投放另一侧导弹创造条件。当另一侧导弹不具备发射条件需带回时,随高度、速度的变化,需要不断调整配平量,增加了飞行员负担。同时,由于重心偏离飞机对称面,纵向操纵会耦合横向输出,影响正常机动效果,威胁着陆安全。

本文研究了非对称投弹瞬态和挂载时纵向机动横向耦合的机理,设计了非对称投弹/非对称挂载补偿控制律，并以某型飞机为例进行了仿真验证。结果表明,该控制律可消除上述投弹瞬态,大幅降低纵向机动对横向的耦合。

1　问题分析

1.1非对称投弹问题分析

投弹前,全机质量为M(含导弹),重心位于对称面内,升力为L,两侧翼下导弹质量均为m,挂点至飞机对称面距离为Δy。为创造良好的导弹发射条件,飞机处于定常直线飞行状态,Oyz平面内受力如图1所示。由图可见,飞机两侧翼下导弹形成的力矩相等,飞行员只需进行常规的纵向配平,使L=Mg,即可保持平飞状态。

图1　投弹前受力示意图Fig.1　Forces on aircraft before launching missile

图2　投弹瞬间受力示意图Fig.2　Forces on aircraft while launching missile

1.2非对称挂载问题分析

如上文所述,投放左侧导弹时飞机产生一个向上的力和向右的力矩,飞行员出于本能会斜推杆抑制飞机状态改变。待飞机平衡后,为减轻操纵负担需对横向配平,配平力矩为:

(1)

(2)

当投放多枚外挂物时上式变为:

(3)

飞机配平后可作定常直线飞行,但纵向机动时又产生新的问题,即横向发生滚转。假设拉杆使飞机产生Δnz的法向过载增量,此时飞机Oyz面内合力如图3所示。

图3　过载增量为Δnz时合力示意图Fig.3　The resultant force when the increment of normal load factor equals to Δnz

飞机发射一侧导弹后,重心在y轴上的坐标为:

(4)

由于大部分升力由飞机机翼产生,可假定非对称外挂时升力作用点仍位于飞机对称面内。因此,飞机所受合力对重心形成向右的滚转力矩,其值为:

(5)

将式(4)代入式(5),得:

(6)

由式(6)可见,所投弹越重、离飞机对称面越远、拉杆产生过载越大,滚转越明显。推杆时亦能得到同样的结论,不同点在于滚转方向相反。

上述结论也可进一步推导,得出投放多枚外挂物后的情况,其纵横向耦合力矩为:

(7)

纵横向耦合迫使飞行员俯仰操纵时必须进行横向补偿,且补偿量随高度、速度变化,飞行员难以掌握。对于进近着陆这样的高增益闭环任务,飞行员需频繁修正下滑线和位置,此时容易引起PIO[3],在接地拉平段,很容易发生翼尖擦地、偏出跑道的危险。

2　控制律设计

为抑制非对称投弹瞬态以及投弹后纵向操纵对横向的耦合,有必要设计一种补偿控制律,以提高飞行和着陆安全。

非对称投弹后控制律需补偿的滚转力矩包括两部分:一是平飞配平力矩;二是机动时产生的滚转力矩,即:

(8)

因此补偿的副翼偏角为:

(9)

根据上式,取增益为:

(10)

于是:

(11)

该控制律采用法向过载作为反馈信号,增益随动压调整,控制律根据所投外挂物特征即重量、重心进行校正。

该控制律也适用于投放多枚外挂物后的情况,其形式为:

(12)

3　模型建立

由于非对称投弹/非对称挂载时需考虑纵向对横向的耦合,因此本文建立了六自由度动力学模型研究该问题[4]。其中,力方程中使用的飞机质量、力矩方程中使用的惯量在投弹前后都发生了变化,方程中这些值均随时间改变。

与重量、重心改变相比,投弹前后气动力变化对全机影响较小,为便于研究,本文对投弹前后使用同一套气动力。但投弹后,需将气动力作用点折算到新的重心处,如式(13)和式(14)所示。其中,角标为“cg-F”的向量表示气动力以新重心为原点机体系中的坐标,角标为“cg-B”的向量表示气动力以原重心为原点机体系中的坐标,Δx,Δy和Δz表示投弹后重心在原机体系中的坐标。投弹前后,使用同一套发动机数据。

(13)

(14)

4　仿真验证

4.1非对称投弹

本文选取某型飞机高度为5 000 m,马赫数为0.8,巡航构型定常直线飞行状态,对应用补偿控制律前后的投弹瞬态进行分析。飞机在该状态下飞行5 s后发射左侧翼下导弹,飞行员不作干预,仿真结果如图4所示。

图4　非对称投弹瞬态仿真结果Fig.4　Simulation results of transient state in asymmetric launching

由图4可见,不采用补偿控制律的情况下,投弹后滚转角速度很快达到21 (°)/s,滚转角5 s内达到90°,法向过载增至1.1。由此可见,非对称投弹严重影响了飞机状态,主要表现在横向。采用补偿控制律后,滚转角速度降至1.5 (°)/s,且能够收敛,滚转角几乎没有变化。法向过载仍增至1.1,其原因是由于飞机投弹后全机重量变轻。因此,补偿控制律可以消除非对称投弹时的飞机瞬态,飞行员只需稍推杆稳定俯仰方向即可保持状态,横向无需干预或配平。

4.2非对称挂载

选取高度为500 m,马赫数为0.3,着陆构型定常直线飞行状态,对应用补偿控制律前后的非对称挂载纵横耦合现象进行分析。飞机在该状态下飞行5 s后阶跃拉杆,产生过载1.15,飞行员在横航向不作干预。仿真结果如图5所示。

图5　非对称挂载状态纵向机动时飞机响应Fig.5　Responses of aircraft due to longitudinal movement in the case of asymmetric missile loading

由图5可见,不采用补偿控制律的情况下,阶跃拉杆后滚转角速度均值约5 (°)/s,滚转角在5 s内达到20°。滚转角如此大幅变化会使航向、位置难以保持,对进近着陆构成很大威胁,严重影响着陆安全。采用斜拉杆/斜推杆这种驾驶技巧后,仍难以确保绝对安全。

采用补偿控制律后,滚转角速度均值降至零,滚转角几乎没有变化,飞行员在进近着陆这个高增益任务中容易保持姿态、航向和位置,降低了拉平接地时飞机机翼擦地和偏出跑道的可能性,大幅提高了非对称挂载着陆的成功率。

5　结束语

本文研究了非对称投弹瞬态和非对称挂载时纵向机动横向耦合的机理;设计了改善横向扰动的补偿控制律。通过仿真,表明该控制律可完全消除非对称投弹时的横向瞬态,亦可大幅降低纵向机动对横向的耦合,有助于非对称投弹时飞机状态的保持,更重要的是提高了非对称挂载情况下着陆的安全性。

[1]黄长强,赵辉,杜海文,等.机载弹药精确制导原理[M].北京:国防工业出版社,2011:4-6.

[2]高亚奎,王宜芳,任宝平.投弹对飞机稳定性影响分析[J].飞行力学,2005,23(3):25-27.

[3]王敏文.电传飞控系统起飞着陆时的PIO研究[J].飞行力学,1996,14(2):80-86.

[4]方振平,陈万春,张曙光.航空飞行器飞行动力学[M].北京:北京航空航天大学出版社,2005:175-183.

(编辑：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; 网络出版时间:2016-04-22 09:52

李宏刚(1984-)，男，陕西凤翔人，工程师，硕士，研究方向为飞行控制律设计；

赵海(1978-)，男，陕西泾阳人，高级工程师，硕士，研究方向为飞行控制律设计。

V249.1

A

1002-0853(2016)04-0046-04