譙裕青+王卿

摘 要：該文對(duì)人機(jī)閉環(huán)仿真方法進(jìn)行了研究，建立了由飛機(jī)本體動(dòng)力學(xué)模型、飛機(jī)氣動(dòng)力模型、飛機(jī)控制系統(tǒng)模型和駕駛員模型等子模塊構(gòu)成的仿真模型，并以起飛階段單發(fā)停車的操穩(wěn)特性評(píng)估為算例，分析了采用人機(jī)閉環(huán)仿真方法對(duì)飛機(jī)的操穩(wěn)特性評(píng)估的基本流程。研究表明，人機(jī)閉環(huán)仿真可以有效揭示飛機(jī)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)過(guò)程和駕駛員的操縱歷程，具有快速和高效的特點(diǎn)，可以有效的降低操穩(wěn)特性評(píng)估的時(shí)間成本和經(jīng)濟(jì)成本。

關(guān)鍵詞：操穩(wěn)特性 人機(jī)閉環(huán)仿真 駕駛員模型

中圖分類號(hào)：V22 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2014）12（a）-0026-03

飛機(jī)操穩(wěn)特性需要地面試驗(yàn)或飛行試驗(yàn)的方法進(jìn)行驗(yàn)證。但試驗(yàn)過(guò)程往往具有較多的不確定因素，且一般需要消耗大量的時(shí)間和經(jīng)濟(jì)成本。此外，對(duì)于某些高風(fēng)險(xiǎn)試飛科目，試飛過(guò)程可能需要在飛機(jī)的邊界飛行狀態(tài)完成，這對(duì)試飛安全構(gòu)成了極為不利的影響。鑒于此，為了有效提高飛機(jī)的操穩(wěn)特性評(píng)估的效率并保障試飛安全，試飛前的數(shù)值計(jì)算和仿真是需要的。

由于傳統(tǒng)的靜平衡數(shù)值計(jì)算方法[1-2]僅考慮了飛機(jī)的平衡狀態(tài)，忽略了飛機(jī)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)過(guò)程和駕駛員的操作過(guò)程，對(duì)于涉及比較復(fù)雜的飛行任務(wù)，其計(jì)算結(jié)果的參考價(jià)值也會(huì)降低。

人機(jī)閉環(huán)仿真方法采用計(jì)算機(jī)等輔助計(jì)算工具建立模型，通過(guò)對(duì)人機(jī)閉環(huán)任務(wù)的飛行仿真完成對(duì)飛機(jī)的操穩(wěn)特性的初步評(píng)估。該方法以操穩(wěn)特性評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)（如國(guó)軍標(biāo)相應(yīng)條款）為基礎(chǔ)，以人機(jī)閉環(huán)仿真模型為核心，以計(jì)算機(jī)作為輔助設(shè)計(jì)手段，方法雖不能完全代替最終的試飛，但其仿真驗(yàn)證結(jié)果可以有效揭示飛機(jī)飛行參數(shù)的變化規(guī)律，對(duì)試飛或試驗(yàn)方案的最終確定具有較重要的參考價(jià)值。

1 人機(jī)閉環(huán)仿真模型建立

人機(jī)閉環(huán)仿真模型由飛機(jī)本體動(dòng)力學(xué)模型、飛機(jī)氣動(dòng)力模型、飛機(jī)控制系統(tǒng)模型和駕駛員模型等子模塊構(gòu)成，其總體結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖1。

1.1 飛機(jī)本體動(dòng)力學(xué)模型

飛機(jī)本體模型采用非線性6自由度運(yùn)動(dòng)方程（機(jī)體軸系）[3]。

對(duì)于給定常運(yùn)動(dòng)，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)應(yīng)滿足特定的約束。例如，協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎運(yùn)動(dòng)可描述為：飛機(jī)保持恒定的飛行速度、俯仰與傾斜姿態(tài)以及偏航速率，作無(wú)側(cè)滑的偏航運(yùn)動(dòng)。這些約束構(gòu)成飛機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎運(yùn)動(dòng)的平衡方程：

（1）

在上述11個(gè)非線性代數(shù)方程中，未知量包括和等共計(jì)13個(gè)。為了使上述平衡方程封閉，需要另外指定2個(gè)特征參數(shù)的取值，如飛行速度和飛機(jī)的傾斜角。利用非線性代數(shù)方程的數(shù)值解法可計(jì)算出飛機(jī)平衡狀態(tài)的全部運(yùn)動(dòng)參數(shù)以及相應(yīng)的操縱面偏角。

另外，由于配平計(jì)算中給定的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)或約束方程會(huì)引入，，以及等附加的變量，求解過(guò)程中還需要補(bǔ)充適當(dāng)?shù)膸缀侮P(guān)系與下述速度轉(zhuǎn)換關(guān)系：

（2）

1.2 飛機(jī)氣動(dòng)力模型

氣動(dòng)力模型主要用于計(jì)算飛機(jī)在機(jī)動(dòng)飛行中所受的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)關(guān)系，飛機(jī)所受到的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩可通過(guò)下式計(jì)算得到：

（3）

式中，分別為飛機(jī)的升力系數(shù)，阻力系數(shù)和側(cè)力系數(shù)，分別為飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)和偏航力矩系數(shù)，為飛機(jī)空速，為機(jī)翼面積，為機(jī)翼的平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)，為機(jī)翼展長(zhǎng)。

人機(jī)閉環(huán)仿真模型的精度主要取決于所采用的飛機(jī)氣動(dòng)數(shù)據(jù)。

1.3 飛機(jī)控制系統(tǒng)模型

該文以某大型水陸兩棲飛機(jī)為例，該飛機(jī)通過(guò)助力操縱實(shí)現(xiàn)對(duì)舵面的控制，飛控系統(tǒng)模型為簡(jiǎn)單的液壓傳動(dòng)模型，用一節(jié)慣性環(huán)節(jié)來(lái)描述舵機(jī)的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)特性，并考慮舵面偏轉(zhuǎn)速率和偏轉(zhuǎn)范圍的限制。

1.4 駕駛員模型

駕駛員模型的作用是模擬駕駛員在完成各個(gè)機(jī)動(dòng)任務(wù)的過(guò)程中根據(jù)飛機(jī)的參數(shù)變化所施加的各種舵面和油門(mén)操縱，其輸出指令通過(guò)電子飛控系統(tǒng)傳輸給飛機(jī)本體，形成完成的人機(jī)閉環(huán)仿真模型。

該文將以經(jīng)典的McRuer駕駛員模型[4]為核心，針對(duì)不同的飛行任務(wù)，建立不同通道的駕駛員模型。McRuer模型目前應(yīng)用較為成熟，并且能夠較好地反映駕駛員特征中主要的線性部分，其數(shù)學(xué)描述如下：

（4）

式中：——拉普拉斯算子；

為駕駛員對(duì)輸入信息的反應(yīng)滯后，其值與神經(jīng)傳導(dǎo)和刺激有關(guān)，約為0.06～0.3 s，對(duì)中等技術(shù)水平的駕駛員約為0.2左右。

為駕駛員增益，表示駕駛員對(duì)單位反饋信息的誤差量所施加操縱力的大?。ㄒ哉{(diào)整飛機(jī)的姿態(tài)），根據(jù)不同的控制參數(shù)和取樣單位可在1～100范圍內(nèi)變動(dòng)。

為駕駛員對(duì)操縱過(guò)程的預(yù)測(cè)而需要的超前補(bǔ)償時(shí)間常數(shù)，約為0～1 s，該值反應(yīng)了駕駛員精神負(fù)荷的大小。

為中樞信息的傳遞和加工時(shí)滯，反映了駕駛員體力負(fù)荷的大小，約為0～1 s。

為肌肉神經(jīng)滯后時(shí)間，包括當(dāng)肌肉接受到大腦決策的指令后，由于自身的慣性、粘性及肌肉纖維的不同步收縮所形成的延遲，通常用一階慣性環(huán)節(jié)來(lái)描述這一行為，為此一階環(huán)節(jié)的時(shí)間常數(shù)。

在進(jìn)行人機(jī)閉環(huán)仿真時(shí)，駕駛員模型的調(diào)參結(jié)果應(yīng)符合上述各項(xiàng)的要求，從而使駕駛員模型符合真實(shí)的飛行員操縱行為特征。

駕駛員模型使用俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航、油門(mén)4個(gè)通道控制模型[5]。駕駛員操縱油門(mén)保持飛行速度、通過(guò)升降舵跟蹤預(yù)定的航跡角，控制副翼以建立并維持坡度，操縱方向舵以控制飛機(jī)偏航[6]。

通過(guò)仿真計(jì)算各參數(shù)時(shí)間歷程（參數(shù)包括操縱面偏度，操縱力，油門(mén)，姿態(tài)角，氣動(dòng)角，航跡角，機(jī)體軸三軸線速度、線加速度、角速度、角加速度、位移、過(guò)載等），選取條款要求的相應(yīng)參數(shù)，檢查是否滿足條款要求。

2 人機(jī)閉環(huán)仿真方法應(yīng)用舉例

該文以某大型水陸兩棲機(jī)的起飛階段單發(fā)停車后飛機(jī)的操穩(wěn)特性為例，演示人機(jī)閉環(huán)仿真計(jì)算流程。

2.1 評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)

在突然出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)非對(duì)稱停車時(shí)，飛機(jī)應(yīng)可以安全地操縱，國(guó)軍標(biāo)和適航對(duì)此有類似的要求，這里以國(guó)軍標(biāo)條款要求為例。

GJB185-86中5.12.2節(jié)（起飛離地后的非對(duì)稱推力）：要求保證起飛后發(fā)生任何一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力突然損失時(shí)駕駛員能安全地繼續(xù)完成爬高[7]。規(guī)定的整個(gè)爬升過(guò)程中保持傾斜角不超過(guò)5 °的直線飛行，且可用滾轉(zhuǎn)操縱效能須留有25%的余量，用來(lái)傾斜、轉(zhuǎn)彎或修正陣風(fēng)干擾等。

GJB185-86中5.12.3節(jié)（非對(duì)稱推力時(shí)飛機(jī)的瞬態(tài)反應(yīng)）：要求在發(fā)動(dòng)機(jī)停車造成的驅(qū)動(dòng)力矩作用下，至少在1 s的時(shí)間內(nèi)，飛機(jī)不允許出現(xiàn)運(yùn)動(dòng)發(fā)散，如迎角、側(cè)滑角發(fā)散，使之在駕駛員操縱后，可用恢復(fù)對(duì)飛機(jī)的控制。

2.2 飛行狀態(tài)確定

在起飛階段，大重量、后重心狀態(tài)對(duì)配平能力的要求較高，而方向舵的配平能力卻受到較短的尾力臂的制約，因此該狀態(tài)作為臨界狀態(tài)。

評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)中要求任何一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)停車，時(shí)間試飛中僅需確定臨界發(fā)動(dòng)機(jī)停車即可。從飛行力學(xué)的角度看，臨界發(fā)動(dòng)機(jī)是指故障后會(huì)對(duì)飛機(jī)配平造成最大影響（也即造成最大的失配平力矩）的發(fā)動(dòng)機(jī)。某型機(jī)裝有4臺(tái)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)，其槳盤(pán)旋向均為左旋（順航向看）。由于發(fā)動(dòng)機(jī)軸線相對(duì)于機(jī)身有一定安裝角，相對(duì)于來(lái)流也存在一定的迎角。當(dāng)槳葉轉(zhuǎn)向左翼尖時(shí)，其相對(duì)于來(lái)流的迎角較大，產(chǎn)生的拉力也較大；當(dāng)其轉(zhuǎn)向右翼尖時(shí)，槳葉朝上運(yùn)動(dòng)，相對(duì)于來(lái)流的迎角較小，產(chǎn)生的拉力較小。故各臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行時(shí)，均會(huì)產(chǎn)生一定的右偏航力矩。因此，當(dāng)右外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)，產(chǎn)生的航向力矩最大，所以此發(fā)動(dòng)機(jī)為臨界發(fā)動(dòng)機(jī)。

2.3 駕駛員操縱策略

俯仰軸駕駛員模型的操縱指令為爬升角 °，為保持不小于3%的爬升梯度，從而保證起飛階段的飛行安全。偏航軸駕駛員模型的指令為偏航角，為保持飛機(jī)偏航角不變。油門(mén)通道采用開(kāi)環(huán)控制，油門(mén)桿置于起飛功率位置。滾轉(zhuǎn)軸駕駛員模型的操縱指令為保持傾斜角不超過(guò)5 °，即5 °。

2.4 仿真演示

如圖2～圖4，假設(shè)在t=0 s臨界發(fā)動(dòng)機(jī)失效；保守起見(jiàn)，從發(fā)動(dòng)機(jī)突然停車失效到駕駛員校正動(dòng)作之間間隔考慮3 s，即在t=3 s駕駛員采取糾正動(dòng)作。

仿真結(jié)果表明：在0～3 s，臨界發(fā)動(dòng)機(jī)失效且駕駛員未采取任何校正動(dòng)作，縱向飛行參數(shù)變化不大，爬升角有小幅下降，迎角略微增加，這是由于發(fā)動(dòng)機(jī)在低速時(shí)有較充足的剩余功率。但此時(shí)臨界發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)橫航向飛行參數(shù)影響較大，側(cè)滑角和偏航角明顯增加，飛機(jī)向不工作發(fā)動(dòng)機(jī)一側(cè)偏航。t=3 s后，駕駛員采取糾偏措施。飛機(jī)能繼續(xù)爬升，爬升角逐漸減小至2°；滾轉(zhuǎn)角在5 °范圍內(nèi)，本次任務(wù)中控制φ=-5 °，以減小穩(wěn)定時(shí)方向舵偏度；操縱力均在適航條例規(guī)定的限制值內(nèi)，表明駕駛員的操縱負(fù)擔(dān)在合理范圍內(nèi)；在發(fā)動(dòng)機(jī)停車造成的驅(qū)動(dòng)力矩作用下，在3 s的時(shí)間內(nèi)，飛機(jī)沒(méi)有出現(xiàn)運(yùn)動(dòng)發(fā)散，如氣動(dòng)角和姿態(tài)角無(wú)過(guò)大值出現(xiàn)，表明飛機(jī)飛行狀態(tài)穩(wěn)定和安全。所以，單發(fā)停車后的操穩(wěn)特性滿足3.1.1的評(píng)估要求。

通過(guò)人機(jī)閉環(huán)仿真得到各參數(shù)時(shí)間歷程（參數(shù)包括操縱面偏度，操縱力，油門(mén)，姿態(tài)角，氣動(dòng)角，航跡角，機(jī)體軸三軸線速度、線加速度、角速度、角加速度、位移、過(guò)載等），選取評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)要求的相應(yīng)參數(shù)，檢查是否滿足要求。

3 結(jié)語(yǔ)

該文對(duì)人機(jī)閉環(huán)仿真方法進(jìn)行了研究，建立了由飛機(jī)本體動(dòng)力學(xué)模型、飛機(jī)氣動(dòng)力模型、飛機(jī)控制系統(tǒng)模型和駕駛員模型等子模塊構(gòu)成的仿真模型，并以起飛階段單發(fā)停車和低空盤(pán)旋為算例，分析了采用人機(jī)閉環(huán)仿真方法對(duì)飛機(jī)的操穩(wěn)特性評(píng)估的基本流程。該方法的精確度取決于建模過(guò)程所采用的氣動(dòng)數(shù)據(jù)的精度。

研究表明，人機(jī)閉環(huán)仿真可以有效揭示飛機(jī)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)過(guò)程、飛行參數(shù)變化規(guī)律和駕駛員的操縱歷程，具有快速和高效的特點(diǎn)，對(duì)實(shí)際的試飛方案的制定具有較高的參考價(jià)值，可以有效的降低操穩(wěn)特性評(píng)估的時(shí)間成本和經(jīng)濟(jì)成本。

參考文獻(xiàn)

[1] 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì)編.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第六冊(cè)氣動(dòng)設(shè)計(jì)[M].航空工業(yè)出版社，2002.

[2] 方振平，陳萬(wàn)春，張曙光.航空飛行器飛行動(dòng)力學(xué)[M].北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[3] Steven B L，Lewis F L. AIRCRAFT CONTROL AND SIMULATION[M].New York：Wiley，1992.

[4] Pool D M， Mulder M. Pilot equation in manual control of aircraft dynamics[C]// Proceedings of the 2009 IEEE International Conference on Systems， Man， and Cybernetics.

[5] Hosman R， Van der Geest P， Van der Zee J. Development of a pilot model for the manual balked landing maneuver[J]. AIAA 2009-5818.

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[7] 董庚壽.有人駕駛飛機(jī)（固定翼）操穩(wěn)特性背景材料和使用說(shuō)明[M].1993.

在突然出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)非對(duì)稱停車時(shí)，飛機(jī)應(yīng)可以安全地操縱，國(guó)軍標(biāo)和適航對(duì)此有類似的要求，這里以國(guó)軍標(biāo)條款要求為例。

GJB185-86中5.12.2節(jié)（起飛離地后的非對(duì)稱推力）：要求保證起飛后發(fā)生任何一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力突然損失時(shí)駕駛員能安全地繼續(xù)完成爬高[7]。規(guī)定的整個(gè)爬升過(guò)程中保持傾斜角不超過(guò)5 °的直線飛行，且可用滾轉(zhuǎn)操縱效能須留有25%的余量，用來(lái)傾斜、轉(zhuǎn)彎或修正陣風(fēng)干擾等。

GJB185-86中5.12.3節(jié)（非對(duì)稱推力時(shí)飛機(jī)的瞬態(tài)反應(yīng)）：要求在發(fā)動(dòng)機(jī)停車造成的驅(qū)動(dòng)力矩作用下，至少在1 s的時(shí)間內(nèi)，飛機(jī)不允許出現(xiàn)運(yùn)動(dòng)發(fā)散，如迎角、側(cè)滑角發(fā)散，使之在駕駛員操縱后，可用恢復(fù)對(duì)飛機(jī)的控制。

2.2 飛行狀態(tài)確定

在起飛階段，大重量、后重心狀態(tài)對(duì)配平能力的要求較高，而方向舵的配平能力卻受到較短的尾力臂的制約，因此該狀態(tài)作為臨界狀態(tài)。

評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)中要求任何一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)停車，時(shí)間試飛中僅需確定臨界發(fā)動(dòng)機(jī)停車即可。從飛行力學(xué)的角度看，臨界發(fā)動(dòng)機(jī)是指故障后會(huì)對(duì)飛機(jī)配平造成最大影響（也即造成最大的失配平力矩）的發(fā)動(dòng)機(jī)。某型機(jī)裝有4臺(tái)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)，其槳盤(pán)旋向均為左旋（順航向看）。由于發(fā)動(dòng)機(jī)軸線相對(duì)于機(jī)身有一定安裝角，相對(duì)于來(lái)流也存在一定的迎角。當(dāng)槳葉轉(zhuǎn)向左翼尖時(shí)，其相對(duì)于來(lái)流的迎角較大，產(chǎn)生的拉力也較大；當(dāng)其轉(zhuǎn)向右翼尖時(shí)，槳葉朝上運(yùn)動(dòng)，相對(duì)于來(lái)流的迎角較小，產(chǎn)生的拉力較小。故各臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行時(shí)，均會(huì)產(chǎn)生一定的右偏航力矩。因此，當(dāng)右外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)，產(chǎn)生的航向力矩最大，所以此發(fā)動(dòng)機(jī)為臨界發(fā)動(dòng)機(jī)。

2.3 駕駛員操縱策略

俯仰軸駕駛員模型的操縱指令為爬升角 °，為保持不小于3%的爬升梯度，從而保證起飛階段的飛行安全。偏航軸駕駛員模型的指令為偏航角，為保持飛機(jī)偏航角不變。油門(mén)通道采用開(kāi)環(huán)控制，油門(mén)桿置于起飛功率位置。滾轉(zhuǎn)軸駕駛員模型的操縱指令為保持傾斜角不超過(guò)5 °，即5 °。

2.4 仿真演示

如圖2～圖4，假設(shè)在t=0 s臨界發(fā)動(dòng)機(jī)失效；保守起見(jiàn)，從發(fā)動(dòng)機(jī)突然停車失效到駕駛員校正動(dòng)作之間間隔考慮3 s，即在t=3 s駕駛員采取糾正動(dòng)作。

仿真結(jié)果表明：在0～3 s，臨界發(fā)動(dòng)機(jī)失效且駕駛員未采取任何校正動(dòng)作，縱向飛行參數(shù)變化不大，爬升角有小幅下降，迎角略微增加，這是由于發(fā)動(dòng)機(jī)在低速時(shí)有較充足的剩余功率。但此時(shí)臨界發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)橫航向飛行參數(shù)影響較大，側(cè)滑角和偏航角明顯增加，飛機(jī)向不工作發(fā)動(dòng)機(jī)一側(cè)偏航。t=3 s后，駕駛員采取糾偏措施。飛機(jī)能繼續(xù)爬升，爬升角逐漸減小至2°；滾轉(zhuǎn)角在5 °范圍內(nèi)，本次任務(wù)中控制φ=-5 °，以減小穩(wěn)定時(shí)方向舵偏度；操縱力均在適航條例規(guī)定的限制值內(nèi)，表明駕駛員的操縱負(fù)擔(dān)在合理范圍內(nèi)；在發(fā)動(dòng)機(jī)停車造成的驅(qū)動(dòng)力矩作用下，在3 s的時(shí)間內(nèi)，飛機(jī)沒(méi)有出現(xiàn)運(yùn)動(dòng)發(fā)散，如氣動(dòng)角和姿態(tài)角無(wú)過(guò)大值出現(xiàn)，表明飛機(jī)飛行狀態(tài)穩(wěn)定和安全。所以，單發(fā)停車后的操穩(wěn)特性滿足3.1.1的評(píng)估要求。

通過(guò)人機(jī)閉環(huán)仿真得到各參數(shù)時(shí)間歷程（參數(shù)包括操縱面偏度，操縱力，油門(mén)，姿態(tài)角，氣動(dòng)角，航跡角，機(jī)體軸三軸線速度、線加速度、角速度、角加速度、位移、過(guò)載等），選取評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)要求的相應(yīng)參數(shù)，檢查是否滿足要求。

3 結(jié)語(yǔ)

該文對(duì)人機(jī)閉環(huán)仿真方法進(jìn)行了研究，建立了由飛機(jī)本體動(dòng)力學(xué)模型、飛機(jī)氣動(dòng)力模型、飛機(jī)控制系統(tǒng)模型和駕駛員模型等子模塊構(gòu)成的仿真模型，并以起飛階段單發(fā)停車和低空盤(pán)旋為算例，分析了采用人機(jī)閉環(huán)仿真方法對(duì)飛機(jī)的操穩(wěn)特性評(píng)估的基本流程。該方法的精確度取決于建模過(guò)程所采用的氣動(dòng)數(shù)據(jù)的精度。

研究表明，人機(jī)閉環(huán)仿真可以有效揭示飛機(jī)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)過(guò)程、飛行參數(shù)變化規(guī)律和駕駛員的操縱歷程，具有快速和高效的特點(diǎn)，對(duì)實(shí)際的試飛方案的制定具有較高的參考價(jià)值，可以有效的降低操穩(wěn)特性評(píng)估的時(shí)間成本和經(jīng)濟(jì)成本。

參考文獻(xiàn)

[1] 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì)編.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第六冊(cè)氣動(dòng)設(shè)計(jì)[M].航空工業(yè)出版社，2002.

[2] 方振平，陳萬(wàn)春，張曙光.航空飛行器飛行動(dòng)力學(xué)[M].北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

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[7] 董庚壽.有人駕駛飛機(jī)（固定翼）操穩(wěn)特性背景材料和使用說(shuō)明[M].1993.

在突然出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)非對(duì)稱停車時(shí)，飛機(jī)應(yīng)可以安全地操縱，國(guó)軍標(biāo)和適航對(duì)此有類似的要求，這里以國(guó)軍標(biāo)條款要求為例。

GJB185-86中5.12.2節(jié)（起飛離地后的非對(duì)稱推力）：要求保證起飛后發(fā)生任何一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力突然損失時(shí)駕駛員能安全地繼續(xù)完成爬高[7]。規(guī)定的整個(gè)爬升過(guò)程中保持傾斜角不超過(guò)5 °的直線飛行，且可用滾轉(zhuǎn)操縱效能須留有25%的余量，用來(lái)傾斜、轉(zhuǎn)彎或修正陣風(fēng)干擾等。

GJB185-86中5.12.3節(jié)（非對(duì)稱推力時(shí)飛機(jī)的瞬態(tài)反應(yīng)）：要求在發(fā)動(dòng)機(jī)停車造成的驅(qū)動(dòng)力矩作用下，至少在1 s的時(shí)間內(nèi)，飛機(jī)不允許出現(xiàn)運(yùn)動(dòng)發(fā)散，如迎角、側(cè)滑角發(fā)散，使之在駕駛員操縱后，可用恢復(fù)對(duì)飛機(jī)的控制。

2.2 飛行狀態(tài)確定

在起飛階段，大重量、后重心狀態(tài)對(duì)配平能力的要求較高，而方向舵的配平能力卻受到較短的尾力臂的制約，因此該狀態(tài)作為臨界狀態(tài)。

評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)中要求任何一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)停車，時(shí)間試飛中僅需確定臨界發(fā)動(dòng)機(jī)停車即可。從飛行力學(xué)的角度看，臨界發(fā)動(dòng)機(jī)是指故障后會(huì)對(duì)飛機(jī)配平造成最大影響（也即造成最大的失配平力矩）的發(fā)動(dòng)機(jī)。某型機(jī)裝有4臺(tái)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)，其槳盤(pán)旋向均為左旋（順航向看）。由于發(fā)動(dòng)機(jī)軸線相對(duì)于機(jī)身有一定安裝角，相對(duì)于來(lái)流也存在一定的迎角。當(dāng)槳葉轉(zhuǎn)向左翼尖時(shí)，其相對(duì)于來(lái)流的迎角較大，產(chǎn)生的拉力也較大；當(dāng)其轉(zhuǎn)向右翼尖時(shí)，槳葉朝上運(yùn)動(dòng)，相對(duì)于來(lái)流的迎角較小，產(chǎn)生的拉力較小。故各臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行時(shí)，均會(huì)產(chǎn)生一定的右偏航力矩。因此，當(dāng)右外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)，產(chǎn)生的航向力矩最大，所以此發(fā)動(dòng)機(jī)為臨界發(fā)動(dòng)機(jī)。

2.3 駕駛員操縱策略

俯仰軸駕駛員模型的操縱指令為爬升角 °，為保持不小于3%的爬升梯度，從而保證起飛階段的飛行安全。偏航軸駕駛員模型的指令為偏航角，為保持飛機(jī)偏航角不變。油門(mén)通道采用開(kāi)環(huán)控制，油門(mén)桿置于起飛功率位置。滾轉(zhuǎn)軸駕駛員模型的操縱指令為保持傾斜角不超過(guò)5 °，即5 °。

2.4 仿真演示

如圖2～圖4，假設(shè)在t=0 s臨界發(fā)動(dòng)機(jī)失效；保守起見(jiàn)，從發(fā)動(dòng)機(jī)突然停車失效到駕駛員校正動(dòng)作之間間隔考慮3 s，即在t=3 s駕駛員采取糾正動(dòng)作。

仿真結(jié)果表明：在0～3 s，臨界發(fā)動(dòng)機(jī)失效且駕駛員未采取任何校正動(dòng)作，縱向飛行參數(shù)變化不大，爬升角有小幅下降，迎角略微增加，這是由于發(fā)動(dòng)機(jī)在低速時(shí)有較充足的剩余功率。但此時(shí)臨界發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)橫航向飛行參數(shù)影響較大，側(cè)滑角和偏航角明顯增加，飛機(jī)向不工作發(fā)動(dòng)機(jī)一側(cè)偏航。t=3 s后，駕駛員采取糾偏措施。飛機(jī)能繼續(xù)爬升，爬升角逐漸減小至2°；滾轉(zhuǎn)角在5 °范圍內(nèi)，本次任務(wù)中控制φ=-5 °，以減小穩(wěn)定時(shí)方向舵偏度；操縱力均在適航條例規(guī)定的限制值內(nèi)，表明駕駛員的操縱負(fù)擔(dān)在合理范圍內(nèi)；在發(fā)動(dòng)機(jī)停車造成的驅(qū)動(dòng)力矩作用下，在3 s的時(shí)間內(nèi)，飛機(jī)沒(méi)有出現(xiàn)運(yùn)動(dòng)發(fā)散，如氣動(dòng)角和姿態(tài)角無(wú)過(guò)大值出現(xiàn)，表明飛機(jī)飛行狀態(tài)穩(wěn)定和安全。所以，單發(fā)停車后的操穩(wěn)特性滿足3.1.1的評(píng)估要求。

通過(guò)人機(jī)閉環(huán)仿真得到各參數(shù)時(shí)間歷程（參數(shù)包括操縱面偏度，操縱力，油門(mén)，姿態(tài)角，氣動(dòng)角，航跡角，機(jī)體軸三軸線速度、線加速度、角速度、角加速度、位移、過(guò)載等），選取評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)要求的相應(yīng)參數(shù)，檢查是否滿足要求。

3 結(jié)語(yǔ)

該文對(duì)人機(jī)閉環(huán)仿真方法進(jìn)行了研究，建立了由飛機(jī)本體動(dòng)力學(xué)模型、飛機(jī)氣動(dòng)力模型、飛機(jī)控制系統(tǒng)模型和駕駛員模型等子模塊構(gòu)成的仿真模型，并以起飛階段單發(fā)停車和低空盤(pán)旋為算例，分析了采用人機(jī)閉環(huán)仿真方法對(duì)飛機(jī)的操穩(wěn)特性評(píng)估的基本流程。該方法的精確度取決于建模過(guò)程所采用的氣動(dòng)數(shù)據(jù)的精度。

研究表明，人機(jī)閉環(huán)仿真可以有效揭示飛機(jī)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)過(guò)程、飛行參數(shù)變化規(guī)律和駕駛員的操縱歷程，具有快速和高效的特點(diǎn)，對(duì)實(shí)際的試飛方案的制定具有較高的參考價(jià)值，可以有效的降低操穩(wěn)特性評(píng)估的時(shí)間成本和經(jīng)濟(jì)成本。

參考文獻(xiàn)

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