雒東超 張曉敏 王文星

摘 ? 要：根據(jù)飛行試驗(yàn)?zāi)M驗(yàn)證的需要，基于分離體法，建立了超低空重裝空投的過(guò)程模型，并同時(shí)建立了牽引傘模型，構(gòu)建了較為完善的超低空重裝空投飛行仿真環(huán)境。根據(jù)人在回路的超低空重裝空投仿真試驗(yàn)結(jié)果，提出了超低空重裝空投過(guò)程的任務(wù)流程和駕駛員操控方法。所得結(jié)論對(duì)空投過(guò)程駕駛員操控和任務(wù)的順利進(jìn)行具有重要的參考價(jià)值。

關(guān)鍵詞：超低空 ?重裝空投 ?飛行模擬 ?操控方法

中圖分類(lèi)號(hào)：V249.1 ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號(hào)：1674-098X（2019）08（c）-0010-05

Abstract： In this paper， according to the needs of the flight test of simulation， Based on the separation body method， the ultra-low altitude heavyweight airdrop model was developed， the extraction parachute model was developed as well which made the ultra-low altitude heavyweight airdrop flight simulation environment much more perfect. According to the pilot-in-the-loop flight simulation results， the mission process and pilots handle method was given out. The results show that the method in this paper has important reference value for pilots handling and ultra-low airdrop mission.

Key Words： Ultra-low; Heavyweight airdrop; Flight simulation; Handle method

重裝空投本身是一項(xiàng)技術(shù)性要求非常強(qiáng)的任務(wù)，特別是超低空重裝空投要求更加嚴(yán)格。通過(guò)實(shí)際的空投作戰(zhàn)訓(xùn)練來(lái)提升空投作戰(zhàn)能力，不但財(cái)力、人力、物力消耗較大，而且危險(xiǎn)性較大。從國(guó)外重裝空投，特別是超低空重裝空投飛行人員的培養(yǎng)來(lái)看，一般都經(jīng)歷過(guò)地面模擬訓(xùn)練系統(tǒng)的訓(xùn)練階段，這將大大減少不必要的物資消耗，并且能夠在保證絕對(duì)飛行安全的同時(shí)提升飛行員操控技術(shù)水平。在重裝空投過(guò)程訓(xùn)練方法與程序研究方面，國(guó)內(nèi)研究幾乎處于空白階段，國(guó)外可查閱的少量文獻(xiàn)主要是針對(duì)具體機(jī)型的空投試驗(yàn)報(bào)告。

本文結(jié)合某型運(yùn)輸機(jī)重裝空投任務(wù)的需求，并主要關(guān)注牽引空投，基于分離體法，建立了某型運(yùn)輸機(jī)超低空牽引空投過(guò)程模型。依據(jù)重裝空投模擬器仿真試驗(yàn)結(jié)果，并參考國(guó)外重裝空投試飛實(shí)驗(yàn)報(bào)告的相關(guān)結(jié)論，提出了超低空重裝空投過(guò)程的任務(wù)流程和駕駛員操控方法，所得結(jié)論對(duì)空投過(guò)程駕駛員操控和任務(wù)的順利進(jìn)行具有一定的參考價(jià)值。

1 ?超低空重裝空投過(guò)程建模

本節(jié)采用分離體的建模方法，考慮導(dǎo)軌坡度、飛機(jī)與剛體貨物之間的時(shí)變作用力和牽引力的時(shí)變作用方向等多種因素，建立了某型機(jī)空投單件貨物過(guò)程的數(shù)學(xué)模型。

1.1 坐標(biāo)定義與假設(shè)條件

在深入分析空投過(guò)程貨物艙內(nèi)運(yùn)動(dòng)特性的基礎(chǔ)上，本節(jié)提出如下假設(shè)條件。

（1）把地球視為慣性系統(tǒng)，即視為平面的和靜止的;

（2）將某型機(jī)視為剛體，不考慮機(jī)翼、機(jī)身和機(jī)尾的彈性自由度，而且質(zhì)量為常數(shù);

（3）不計(jì)載機(jī)擾流和發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的相互作用;

（4）假設(shè)重力加速度不隨飛行高度而變化;

（5）貨物為質(zhì)量均勻分布的剛體，質(zhì)心位于軸上。

采用分離體的建模方法，即將貨物的運(yùn)動(dòng)視為對(duì)載機(jī)運(yùn)動(dòng)的擾動(dòng)，空投過(guò)程模型只需在載機(jī)常規(guī)的運(yùn)動(dòng)方程上加入貨物的擾動(dòng)項(xiàng)即可，而建立貨物的運(yùn)動(dòng)方程，可視為剛體在非慣性系中的運(yùn)動(dòng)問(wèn)題。

載機(jī)和貨物的受力分析如圖1所示。

圖中，Nc表示載機(jī)對(duì)貨物的約束力，與貨物對(duì)對(duì)載機(jī)的干擾力Fc為作用力與反作用力關(guān)系，MA為載機(jī)氣動(dòng)力產(chǎn)生的氣動(dòng)力矩，MC表示貨物對(duì)載機(jī)產(chǎn)生的干擾力矩，、表示剛體貨物的1/2邊長(zhǎng)與1/2邊高。

文中，以*|x*/z*表示*在坐標(biāo)軸x*、z*上的分量。

1.2 載機(jī)動(dòng)力學(xué)模型

2 ?重裝空投過(guò)程基本要求

參考國(guó)外重裝空投試飛試驗(yàn)結(jié)果，對(duì)重裝空投過(guò)程操控技術(shù)提出以下幾個(gè)基本要求：

（1）空投操控過(guò)程對(duì)于駕駛員來(lái)講是簡(jiǎn)單和自然的，不能過(guò)于復(fù)雜;

（2）配平狀態(tài)的改變要最小;

（3）駕駛員對(duì)座艙內(nèi)儀表的監(jiān)控要最少;

（4）盡量減少發(fā)動(dòng)機(jī)功率調(diào)節(jié);

（5）在空投過(guò)程中駕駛員的精力消耗要小，不能過(guò)多的分神;

（6）要增強(qiáng)機(jī)組成員之間的協(xié)作，特別是機(jī)長(zhǎng)與副駕駛員和空投師的協(xié)作;

（7）對(duì)于低空牽引空投，要求能夠在輪離地3～10m的高度上具有連續(xù)投放能力（并能保證貨物完好），且保證不會(huì)出現(xiàn)操控問(wèn)題和不會(huì)超過(guò)飛機(jī)限制要求，低空牽引空投時(shí)的投放距離要盡量可能短。

3 ?超低空重裝空投過(guò)程飛行仿真驗(yàn)證

本實(shí)驗(yàn)的目的是驗(yàn)證執(zhí)行超低空單件貨物牽引空投任務(wù)時(shí)，采用推薦的操縱方法的控制效果。

如圖2所示，飛機(jī)在t=955s時(shí)開(kāi)始下滑，在機(jī)輪離地10 m高度飛機(jī)完成改平，貨物在t=985s時(shí)解鎖，大約6 s后出艙。飛機(jī)的下滑與改平階段，駕駛員嚴(yán)格按照推薦的操縱方法執(zhí)行任務(wù)。貨物牽引出艙階段，駕駛員頂桿，以盡量抑制飛機(jī)抬頭。從桿力曲線來(lái)看，駕駛員頂桿力度十分均勻。貨物出艙瞬間飛機(jī)過(guò)載峰值達(dá)到1.5g左右，但是舵面偏轉(zhuǎn)尚不到10°。因此，我們建議駕駛員頂桿的力度可以再大一些，這樣可以獲得更小的法向過(guò)載響應(yīng)。貨物出艙后，駕駛員小幅度拉桿，但是沒(méi)有及時(shí)推油門(mén)，這一點(diǎn)于我們推薦的操縱方法不符。從速度曲線可見(jiàn)，貨物出艙后，飛機(jī)速度在降低到210km/s后重新穩(wěn)定，沒(méi)有表現(xiàn)出持續(xù)的速度損失現(xiàn)象。但是我們?nèi)匀粡?qiáng)烈建議駕駛員應(yīng)當(dāng)在貨物離機(jī)后迅速推油門(mén)，以防止飛機(jī)失速。

4 ?超低空重裝空投過(guò)程任務(wù)流程與駕駛員操縱方法

在仿真試驗(yàn)中，超低空重裝空投過(guò)程可劃分為如下五個(gè)階段：準(zhǔn)備階段、下滑階段、拉平階段、牽引階段和爬升階段?？偨Y(jié)各階段操控方法如下。

4.1 準(zhǔn)備階段操控方法

飛機(jī)進(jìn)入空投區(qū)域后，下滑前的一段時(shí)間是超低空空投準(zhǔn)備階段。準(zhǔn)備階段的操控方法為：

放下起落架、打開(kāi)艙門(mén)、放下襟翼。飛行員調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)功率，按1.5倍失速速度配平飛機(jī)，保持飛行高度100m，保持水平飛行所需推力進(jìn)場(chǎng)。空投師應(yīng)集中精力，等待飛行員發(fā)布空投指令。當(dāng)投放貨物時(shí)，我們建議飛行員調(diào)整油門(mén)將飛機(jī)速度穩(wěn)定在250km/h，保持高度100m，迎角穩(wěn)定在4～5°之間，襟翼F40，水平安定面偏轉(zhuǎn)-2.1°。

由于升降舵在貨物牽引出艙階段是主要操縱面，因此，準(zhǔn)備階段應(yīng)保持升降舵處于回中狀態(tài)，配平時(shí)一般不操縱升降舵。

國(guó)外空投試驗(yàn)中要求準(zhǔn)備階段飛機(jī)配平后，俯仰角應(yīng)保持在2～4°的范圍內(nèi)。但是，某型飛機(jī)以1.5倍失速速度飛行時(shí)，無(wú)法保證俯仰角在2～4°范圍內(nèi)。事實(shí)上，我們通過(guò)實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，若飛機(jī)在準(zhǔn)備階段以1.5倍失速速度飛行，保持高度100m，則飛機(jī)拉平到3～10m目標(biāo)高度時(shí)，俯仰角即可落入2～4°區(qū)間，滿(mǎn)足貨物牽引條件。

4.2 下滑與拉平階段操控方法

駕駛員操縱升降舵使飛機(jī)按指定下降率下滑。我們建議初始下滑階段，保持飛機(jī)下降率在3～4m/s;在距離目標(biāo)高度約20m時(shí)，逐漸減小下降率，并保持在0.1～0.5m/s范圍內(nèi)。下降飛行中，飛行員通常不必調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)功率。因?yàn)?，飛機(jī)從100m高度開(kāi)始下降，其速度變化十分有限。當(dāng)下降到合適的位置時(shí)，駕駛員的注意力開(kāi)始轉(zhuǎn)移到外面，不再監(jiān)控速度的變化;在離目標(biāo)高度大約10m時(shí)開(kāi)始漸漸地改平，之后，要避免飛機(jī)軌跡做大的上下波動(dòng)，以避免飛機(jī)觸地;飛機(jī)拉平后，由駕駛員下達(dá)口令“空投”，此時(shí)，空投師按壓空投開(kāi)關(guān)，將貨物解鎖。

飛機(jī)拉平后俯仰角應(yīng)保持在2～4°的范圍內(nèi)。如果配平后俯仰角超過(guò)4°，由于飛機(jī)的晃動(dòng)將容易導(dǎo)致機(jī)艙斜板觸地;俯仰角大于2°時(shí)，有利于加速貨物向后移動(dòng)，特別是在重力空投或低牽引比情況下，配平俯仰角應(yīng)得到特別關(guān)注。此外，貨物離機(jī)后，飛機(jī)總重突然變輕，重心前移，低頭俯仰力矩突然增大，此時(shí)俯仰角有可能突然變成負(fù)值，從而導(dǎo)致強(qiáng)力的觸地并損壞前起落架。

4.3 牽引階段操控方法

牽引階段主要通過(guò)升降舵操控飛機(jī)，使其相對(duì)配平狀態(tài)的改變要最小，一般不調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)功率。下文主要討論牽引階段升降舵的操控要求。通過(guò)我們反復(fù)的實(shí)驗(yàn)，提出如下的操控要求。

空投牽引階段需要駕駛員應(yīng)迅速持續(xù)頂桿以減緩飛機(jī)的抬頭，保證飛機(jī)法向過(guò)載不至于太高，使飛機(jī)相對(duì)配平狀態(tài)的改變盡量小。在所有空投模式中，駕駛員應(yīng)該使用這種操縱技術(shù)（迅速持續(xù)頂桿）;牽引空投重型貨物時(shí)，一般不能夠?qū)崿F(xiàn)某一恒定俯仰姿態(tài)的保持，但是，只要迅速推桿使飛機(jī)一直保持較小的俯仰角速率，就可以得到滿(mǎn)意的飛機(jī)響應(yīng);牽引階段飛機(jī)會(huì)出現(xiàn)速度損失，但是由于牽引階段時(shí)間較短，因此，速度損失幅度不大。為了減小駕駛員操控負(fù)擔(dān)，我們建議駕駛員不必實(shí)施任何的油門(mén)干預(yù)。當(dāng)確定貨物離機(jī)（牽引階段結(jié)束），駕駛員應(yīng)迅速推油門(mén)桿，調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)功率，防止飛機(jī)失速。

我們發(fā)現(xiàn)，若牽引階段保持油門(mén)桿處于松浮狀態(tài)，那么貨物出艙后極易出現(xiàn)飛機(jī)失速現(xiàn)象。這種情況下，即使迅速將油門(mén)推到最大位置，也很難補(bǔ)償速度損失。國(guó)外進(jìn)行空投試驗(yàn)時(shí)要求牽引階段采取“大而快速”的升降舵操縱輸入來(lái)抑制飛機(jī)的抬頭。但是反復(fù)實(shí)驗(yàn)表明，并不需要非常大的升降舵輸入就可以保持很小的俯仰角速率。在投放最大質(zhì)量空投任務(wù)時(shí)，也未出現(xiàn)舵面滿(mǎn)偏的情況。

4.4 爬升階段操控方法

駕駛員一旦確定貨物離機(jī)，應(yīng)立即推油門(mén)（防止飛機(jī)失速），并操縱飛機(jī)以大約15°俯仰角爬升。如果需要飛越障礙，則駕駛員拉桿的動(dòng)作要大且迅速，但始終要注意飛機(jī)不能超過(guò)2g的法向過(guò)載限制。在飛機(jī)越過(guò)了大的障礙后，就可以結(jié)束爬升。

5 ?結(jié)語(yǔ)

本報(bào)告依據(jù)某型飛機(jī)重裝空投模擬器仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果，并參考國(guó)外重裝空投試飛實(shí)驗(yàn)報(bào)告的相關(guān)結(jié)論，提出了超低空重裝空投過(guò)程的任務(wù)流程和駕駛員操控方法，具體工作如下：

（1）建立了超低空牽引空投過(guò)程模型;

（2）將超低空重裝空投任務(wù)流程劃分為準(zhǔn)備、下滑、拉平、牽引和爬升五個(gè)階段，提出了各個(gè)階段飛行員和空投師的操控規(guī)范;

（3）依托大型模擬設(shè)施進(jìn)行了人在回路的超低空牽引空投操縱方法的飛行仿真驗(yàn)證。

本文推薦的操縱方法能夠保證超低空空投任務(wù)順利完成，且對(duì)駕駛員來(lái)說(shuō)這種操縱方法是容易掌握的。實(shí)驗(yàn)結(jié)果充分地驗(yàn)證了操縱方法的有效性和可實(shí)現(xiàn)性。

參考文獻(xiàn)

[1] Eke F O， Mao T C. On the dynamics of variable mass system[J]. International Journal of Mechanical Engineering Education， 2002， 30（2）： 123-137.

[2] Thomson W T. Introduction to Space Dynamics[M]， Dover Publication， Inc.， 1986.

[3] Eke F O. Angular Momentum and Multibody Dynamics[J]. Advances in Astronautical Sciences， 1991， 75（1）： 365-376.

[4] Eke F O， Cervantes E. Dynamics of Axisymmetric Rockets in Free Flight[J]. Journal of Dynamic Systems， Measurement， and Control， 1998， 120（3）： 410-414.

[5] Eke F O， Mao T C， Morris M J. Free Attitude Motions of a Spinning Body with Substantial Mass Loss[J]. Journal of Applied Mechanics， 2004， 71（2）： 190-194.

[6] 胡兆豐， 肖業(yè)倫. 貨物在貨艙內(nèi)移動(dòng)時(shí)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的研究方法[R]. 北京航空學(xué)院科學(xué)研究報(bào)告. BH—B550. 1980

[7] Chen Jie， Shi Zhongke. Aircraft Modeling and Simulation with Cargo Moving Inside[J]. Chinese Journal of Aeronautics， （22）.191-197. 2009

[8] 歐陽(yáng)紹修，丁重舜.貨物在貨艙內(nèi)移動(dòng)時(shí)飛機(jī)動(dòng)態(tài)特性的研究[J].飛行力學(xué).10（1）：77-86. 1992

[9] 胡兆豐， 肖業(yè)倫.“運(yùn)八”飛機(jī)投放重型貨物問(wèn)題的數(shù)值計(jì)算和模擬實(shí)驗(yàn)結(jié)果. 北京：北京航空航天大學(xué)， 1980

[10]蔡滿(mǎn)意. 飛行控制系統(tǒng)[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社. 2007， 40-41

[11]肖業(yè)倫.飛行器運(yùn)動(dòng)方程[M].北京：航空工業(yè)出版社，1987

[12]何植岱，高浩.高等飛行動(dòng)力學(xué)[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，1990

[13]王亞偉. 貨物空投系統(tǒng)自動(dòng)脫離鎖成功脫離概率分析[J]，航空學(xué)報(bào)，2010， 31（2）：265-270

[14]Marc Rauw. FDC 1.2- A Simulink Toolbox for Flight Dynamics and Control Analysis[Report]. 2001