舰尾流下自动着舰进场动力补偿的仿真与分析

黄旭东 朱万博 闻子侠 刘玮

引用格式：黄旭东，朱万博，闻子侠，等.舰尾流下自动着舰进场动力补偿的仿真与分析［J］.航空兵器，2023，30（1）：69-73.

HuangXudong，ZhuWanbo，WenZixia，etal.SimulationandAnalysisofApproachPowerCompensationforAutomaticLandingwithCarrierAirWake［J］.AeroWeaponry，2023，30（1）：69-73.（inChinese）

摘要：着舰过程中舰尾流影响舰载机高度和速度，造成着舰偏差，甚至会导致复飞。针对舰尾流造成舰载机自动着舰落点精度差的问题，本文首先介绍传统速度恒定动力补偿、迎角恒定动力补偿2种方案，并对迎角恒定动力补偿控制方案进行改进，减小纵向高度通道与速度通道的耦合程度，降低舰尾流对下滑道控制精度的影响。通过数学仿真对比了3种方案抑制舰尾流稳态分量的效果。仿真结果表明，改进的迎角恒定动力补偿方案能够有效抑制舰尾流垂直分量的影响，并能够改善舰尾流水平分量的影响。

关键词：自动着舰；舰尾流；进场动力补偿；速度恒定；迎角恒定；舰载机

中图分类号：TJ760.12；E925.671

文献标识码：A

文章编号：1673-5048（2023）01-0069-05

DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0143

0引言

舰船在大海中前行，气流与舰船建筑的相对运动产生大量涡流，这些涡流在舰船后方产生不规则变化气流，即舰尾流［1］。在自动着舰过程中，以下滑角3.5°为例，1m的高度跟踪偏差会导致16.35m的著舰落点纵向偏差。当舰载机着舰末段遭遇舰尾流时，会对高度、速度产生严重干扰［2］，使着舰落点的散布范围扩大。因此，舰尾流是加剧着舰任务的难度和危险性［3］、造成着舰落点精度差的重要因素，不仅影响着舰控制，还会威胁着舰安全［4］。

舰载机着舰的恶劣环境对控制律的快速性、准确性和鲁棒性提出很高的要求，且在着舰时舰载机处于低动压、操纵性弱的状态，存在诸多模型不确定性［5］，增加了控制律的设计难度。目前国内外学者针对全自动着舰进行了诸多研究，很多先进控制算法被应用到自动着舰控制系统（AutomaticCarrierLandingSystem，ACLS）中，如模型参考自适应控制［6］、预测控制［7］、鲁棒控制［8］、滑模控制［9］等。为提高着舰成功率，一些智能算法也被用来优化控制器参数，从而改善下滑道跟踪性能［10-11］。

在舰尾流抑制方面，现有研究主要通过提高高度控制回路带宽［12］、控制平尾来达到抑制舰尾流的效果。油门控制通道的进场动力补偿系统（ApproachPowerCompensatorSystem，APCS）通常用于稳速度、保迎角，其舰尾流抑制效果的研究还较少。目前分析油门通道控制与抑制舰尾流干扰关系的研究亦较少，文献［13］仅验证了进场动力补偿对舰尾流垂直分量的抑制效果，未说明对舰尾流水平分量的抑制效果；文献［1，14］均未具体分析舰尾流抑制过程中动力补偿的作用机理及效果。而舰载机各通道之间呈现强耦合特性，分析油门通道控制对抑制舰尾流的效果很有必要。

本文首先描述舰尾流模型，介绍传统自动着舰进场动力补偿方案的主要原理，然后对迎角恒定动力补偿控制方案进行改进，提出了传统的速度恒定进场动力补偿、传统的迎角恒定进场动力补偿、改进的迎角恒定动力补偿3种方案，最后对这3种方案进行自动着舰闭环仿真，对比其抑制舰尾流稳态分量的效果。

1舰尾流模型

舰尾流是舰船尾部的气流场，是舰载机着舰落点散布误差的重要来源，参考美军标MIL-F-8785C，舰尾

流由四个分量合成，即

Ug=u1+u2+u3+u4Vg=v1+v4Wg=w1+w2+w3+w4（1）

式中：Ug，Vg，Wg分别为水平尾流、横向尾流和垂直尾流；u1，v1，w1为自由大气紊流分量，与舰载机相对于舰

船的位置和姿态无关，其大小可以用单位白噪声信号分别通过成形滤波器得到；u3，w3为舰尾流周期分量，由舰船的纵摇幅值和频率、甲板风速与舰载机飞行速度、距舰船纵摇中心的距离来决定，主要成因是舰船的纵摇运动；u4，v4，w4为舰尾流随机分量，可以用单位白噪声通过成形滤波器来得到；u2，w2为舰尾流稳态分量，是舰尾流的主要部分，是由于舰船逆风行驶，气流通过平坦的舰尾后形成的一种形状像雄鸡尾的风，因此又被称为“雄鸡尾流”，其强度分布与到舰船的纵摇中心的距离有关，分布如图1所示，vWOD为甲板风速。由于舰尾流稳态分量是舰尾流的主要构成部分，舰船在行驶过程中，气流由舰首向舰尾沿着甲板流动，流过舰尾后表现为下洗气流，远离舰尾之后下洗逐渐变为上洗，在垂向表现出雄鸡尾状的气流，是影响着舰的重要因素，因此本文主要针对舰尾流稳态分量的抑制效果进行分析。

2进场动力补偿方案

2.1传统进场动力补偿

舰载机速度v的状态方程［15］为

v·=Tmcosα－Dm－gsinγ（2）

式中：m为舰载机质量；g为重力加速度；γ为航迹倾角。速度变化率v·主要与推力T、阻力D和重力分量有关，舰载机着舰时速度较小，通常工作在速度不稳定区域。若无动力补偿，通过改变俯仰角来调整航迹倾角时将影响舰载机速度，进而影响航迹调节效果，那么最直接实现进场动力补偿的思路是保持速度恒定。

传统保持速度恒定的进场动力补偿系统是通过反馈速度v来调节发动机推力，采用PI控制保证舰载机在着舰时维持速度恒定，如图2所示。

控制器形式为

ΔδT（s）=kv+kvIsΔv（3）

式中：δT为油门偏度；kv和kvI为控制器系数。

另外一种进场动力补偿的的思路是保持迎角恒定。当忽略纵向和横侧向耦合的情况下，俯仰角θ为迎角α与航迹倾角γ之和，即

θ=α+γ。

若能保持迎角恒定，则航迹倾角能够跟随俯仰角同步变化，进而精确调整航迹。有研究表明，保持迎角恒定的进场动力补偿系统也具有保持速度恒定的能力［14］。

传统的保持迎角恒定的进场动力补偿系统是通过反馈迎角α来调节发动机推力，采用PI控制保证舰载机在着舰时维持迎角恒定，如图3所示。

控制器形式为

ΔδT（s）=kα+kαIsΔα（4）

式中：kα和kαI为控制器系数。

2.2改进的迎角恒定动力补偿

舰载机迎角α的状态方程［14］为

α·=q－Tmvsinα－Lmv+gvcosγ（5）

q·=MδezJzδe（6）

迎角变化率α·主要与俯仰角速度q、速度v、推力T、升力L和重力分量有关，俯仰角速度q受平尾δe控制，Mδez为气动参数，Jz为转动惯量。显然，当进行迎角恒定动力补偿时，姿态-平尾通道和迎角-油门通道存在强耦合特性。因此，前述方案中仅用PI控制来实现迎角恒定动力补偿易受通道耦合影响，难以得到良好的动态响应。为改善传统方案的动态响应品质，对保持迎角恒定的进场动力补偿系统进行改进，引入法向过载变化信息和平尾指令变化信息，用以减小姿态-平尾通道对迎角-油门通道的耦合影响，如图4所示。

最终的控制器形式为

ΔδT（s）=kα+kαIsΔα+knyΔny－kδeΔδe（7）

式中：kny，kδe为控制器系数。

3仿真对比分析

针对已设计好自动驾驶仪的固定翼舰载机，分别在临近着舰时仅加入舰尾流垂直分量、仅加入舰尾流水平分量、同时加入舰尾流垂直和水平分量条件下，对3种动力补偿方案的自动着舰过程进行舰机闭环数学仿真。由于舰尾流仅在临近着舰前存在，以下仿真结果重点关注存在舰尾流的着舰末段。仿真时，选取中等吨位航空母舰，在3级中等海况下，航速18节、甲板风速vWOD为9m/s的典型条件。参考军标要求，按照幅值裕度6dB，相角裕度45°的规则进行设计，得出一组控制参数如下：kv=0.85，kvI=0.0051，kα=5，kαI=0.5，kny=2，kδe=5。

3.1仅加入舰尾流垂直分量

在仅加入舰尾流垂直分量条件下，分别对速度恒定、迎角恒定、改进迎角恒定模式进行仿真，结果如图5和表1所示。

图5的3种方案中，舰载机均在180s左右触舰，w2，Δh，vy的变化趋势表明，舰载机在着舰末端会遭遇到上洗气流，使舰载机轨迹有偏离到下滑道上方的趋势，从而使高度指令低于实际高度，临近舰尾时又会遭遇下洗气流使舰载机轨迹有下降趋势。若不及时调整将显著增加着舰偏差。

当舰载机遇到上洗气流时，轨迹偏离到下滑道上方使纵向自动驾驶仪敏感到高度偏差，从而驱动平尾调整高度。

在速度恒定动力补偿方案中，由于垂直方向的w2远小于舰载机水平方向的速度，因此舰载机空速变化较小，油门响应有限，仅能依靠平尾控制高度。

在迎角恒定动力补偿方案中，上洗气流使舰载机迎角增加，于是增加油门来保持迎角恒定，而增加油门将使空速增加，舰载机升力更大，加剧偏离到下滑道上方的趋势，反而加重了平尾控制高度的压力。

改进迎角恒定动力补偿方案相比于传统方案，在油门指令中引入平尾指令偏差信号，未遇到舰尾流时平尾不偏转，油门与传统方案一致；当遇到上洗气流，平尾正偏开始调整高度时，改变传统方案中的油门增加趨势，反而使油门减小，有利于舰载机降高跟踪下滑道，对平尾控制高度起到辅助作用。

表1表明，传统迎角恒定动力补偿与速度恒定动力补偿相比，可以减小因舰尾流垂直稳态分量带来的着舰纵向散布误差，且舰尾流垂直分量对着舰侧向偏差影响较小，但二者在遭遇舰尾流垂直分量时，高度和垂直速度的波动较大，使高度控制误差大于0.5m。从高度和垂直速度响应可以看出，改进迎角恒定方案相较于前两者可以显著减小因舰尾流垂直分量带来垂直速度和高度的波动，其中高度误差在0.1m以内。因此，改进的迎角恒定动力补偿方案可以抑制舰尾流垂直稳态分量带来的影响。

3.2仅加入舰尾流水平分量

在仅加入舰尾流水平分量条件下，分别对速度恒定、迎角恒定、改进迎角恒定的模式进行仿真，结果如图6和表2所示。

图6中，3种方案中舰载机均在180s左右触舰，u2，Δh，vy的变化趋势表明，舰载机在着舰末端会遭遇到水平气流，使舰载机轨迹出现偏离到下滑道下方的趋势，从而使高度指令高于实际高度，若不及时调整将显著增加着舰偏差。

当舰载机遇到水平气流时，轨迹偏离到下滑道下方，使纵向自动驾驶仪敏感到高度偏差，从而驱动平尾调整高度。

在传统速度恒定动力补偿方案中，由于水平方向的u2使舰载机空速减小，油门增加来保持空速，于是地速增加使舰载机偏离到下滑道上方，造成着舰误差。

在传统迎角恒定动力补偿方案中，水平气流u2使舰载机迎角增加，油门增加来保持迎角恒定，于是地速增加使舰载机偏离到下滑道上方，造成着舰误差。

改进迎角恒定动力补偿方案相比于传统方案，在油门指令中引入平尾指令偏差信号，未遇到舰尾流时平尾不偏转，油门与传统方案一致。当遇到水平气流时，油门增加使舰载机偏离到下滑道上方，平尾正偏开始调整高度时，减缓油门增加趋势，减轻舰载机偏离下滑道的程度，从而减小着舰纵向误差。

表2表明，传统迎角恒定动力补偿与速度恒定动力补偿均会因舰尾流水平稳态分量带来较大的着舰纵向散布误差，而改进迎角恒定方案相较于前两者，纵向散布误差有所改善，且舰尾流水平分量对着舰侧向偏差影响较小。从图6可以看出，改进方案对因水平风带来垂直速度和高度的波动有改善作用。因此，改进迎角恒定动力补偿方案可以改善舰尾流水平稳态分量带来的影响。

3.3同时加入舰尾流垂直分量和水平分量

同时加入舰尾流垂直分量和水平分量条件下，分别对速度恒定、迎角恒定、改进迎角恒定的模式进行仿真，结果如图7和表3所示。

图7中，3种方案中舰载机均在180s左右触舰，v2，Δh，vy的变化趋势表明，舰载机在着舰末端会遭遇到复杂气流使舰载机轨迹偏离下滑道，若不及时调整将显著增加着舰偏差。

根据表3和前述仿真结果，对比速度恒定的纵向偏差可知，舰尾流水平分量和垂直分量共同作用时，对着舰的影响并不是简单的叠加关系，其对着舰纵向误差影响较大，对着舰侧向偏差影响较小。传统迎角恒定动力补偿与速度恒定动力补偿相比，对着舰纵向散布误差有所改善，改进的迎角恒定动力补偿方案对纵向散布误差改善更加明显。从图7可以看出，改进方案对因舰尾流稳态分量带来垂直速度和高度的波动有改善作用。因此，改进的迎角恒定动力补偿方案能够有效改善舰尾流稳态分量带来的影响。

4结论

本文针对自动着舰过程中传统的速度恒定及迎角恒定进场动力补偿方案进行分析，在迎角恒定方案的基础上引入法向过载和平尾指令信息，对传统方案进行改进，减小姿态-平尾通道与迎角-油门通道的耦合影响，改善通道响应效果，提高通道抗干扰能力。相较于之前文献，本文详细分析了3种动力补偿方案在舰尾流抑制过程中的作用机理，通过多组对比仿真，分析了3种方案抑制舰尾流稳态分量的效果。结果表明，相比于传统的速度恒定动力补偿和迎角恒定动力补偿方案，改进的迎角恒定动力补偿方案能够有效抑制舰尾流垂直分量的影响，改善舰尾流水平分量的影响。

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SimulationandAnalysisofApproachPowerCompensationfor

AutomaticLandingwithCarrierAirWake

HuangXudong*，ZhuWanbo，WenZixia，LiuWei

（AVICXianFlightAutomaticControlResearchInstitute，Xian710065，China）

Abstract：Intheprocessofcarrierlanding，thecarrierairwakeaffectstheheightandspeedofcarrieraircraft，resultinginlandingdeviationandevengoingaround.Aimingattheproblemofpooraccuracyoflandingpointcausedbycarrierairwake，thispaperfirstlyintroducesthetraditionalpowercompensationschemewithconstantspeedandthetraditionalpowercompensationschemewithconstantangleofattack，anditimprovesthepowercompensatorschemewithconstantangleofattacktoreducethecouplingbetweenlongitudinalheightchannelandspeedchannel，whichcanreducetheinfluenceofcarrierairwakeonthecontrolaccuracyofglidepath.Theeffectsofthreeschemesonsuppressingthesteadycomponentofcarrierairwakearecomparedthroughnumericalsimulation.Thesimulationresultsshowthattheimprovedpowercompensationschemewithconstantangleofattackcaneffectivelysuppresstheinfluenceoftheverticalcomponentofcarrierairwakeandreducetheinfluenceofthehorizontalcomponentofcarrierairwake.

Keywords：automaticlanding；carrierairwake；approachpowercompensation；constantspeed；constantangleofattack;carrieraircraft

收稿日期：2022-06-30

基金項目：航空科学基金项目（201907053005）

*作者简介：黄旭东（1994-），男，陕西西安人，硕士。