Wie stoppen Kampfjets die Nickbewegung nach einer Höhenruderauslenkung?

Dies hängt davon ab, welchen Grad an Realismus Sie möchten.

Wenn Sie hoch wollen, sparen Sie sich viel Arbeit, indem Sie ein vorhandenes Dynamikmodell wie JSBSim verwenden . Es gibt Modellvorlagen dafür, die alle erforderlichen Funktionen für ein halbwegs realistisches Modell vordefiniert haben, und Sie passen einfach die Koeffizienten an, um die gewünschte Leistung zu erhalten.

Wenn Sie niedrig wollen, lassen Sie die Oberflächendurchbiegung einfach der Nick-/Rollrate und nicht der Beschleunigung entsprechen , denn das passiert tatsächlich mit einem Annäherungsgrad, der für einen Arcade-Spieler vollkommen in Ordnung ist.

Was wirklich passiert, ist, dass beim Ablenken der Steuerfläche die Drehung den Winkel ändert, in dem Luft auf die Oberfläche trifft, und dies wird die Wirkung der Steuerfläche zunichte machen, sodass sich das Flugzeug mit einer festen Neigungs- / Rollrate einpendelt, die der entspricht befohlene Verschiebung. Und wenn der Pilot die Oberfläche wieder zentriert, ist immer noch die aerodynamische Kraft vorhanden, die der Auslenkung entgegenwirkt, die nun die Rotation wieder stoppt.

Dies ist schnell genug, dass Piloten die Rotation normalerweise nicht durch Gegenbewegung der Steuerung stoppen müssen, außer manchmal für schnelle Rollen im Kunstflug.

Beim PID-Regler, einem „Position-Integral-Differential“-Regler, geht es darum, dass der Differentialterm die Ansprechverzögerung vorhersagt, während der Integralterm jegliche Verzerrung kompensiert. Der Nachteil ist, dass wenn Sie es auf eine schnelle Reaktion abstimmen, es immer über den Zielwert hinausschießt, weil der integrale Term die Verzerrung überschätzt. Aber es ist einfach zu implementieren und erfordert nicht viel Modellierung. Passen Sie einfach die Zahlen an, bis es funktioniert. Das JSBSim bietet PID-Controller (und einige andere einfachere Controller) für die Modelldefinition.

Es gibt zwei grundlegende Dinge, die hier eine Rolle spielen (oder spielen sollten): Dämpfung und natürliche Tonhöhenstabilität .

Erstens Stabilität . Die meisten Flugzeuge (aber nicht alle Jäger) haben eine natürliche Tendenz, zu einem bestimmten (genannt getrimmten ) Anstellwinkel zurückzukehren . Ich werde hier nicht erklären , wie es aerodynamisch passiert, aber der Punkt ist, dass, wenn sich das Flugzeug nach oben neigt, ein Moment entsteht, der es nach unten neigt (wie eine Feder). Dies gilt für jede Störung, sei es eine Windböe oder eine Höhenruderauslenkung. Das Ziehen (und Halten) des Höhenruders erzeugt also keine permanente Rotation (anders als beispielsweise die isolierte Rollreaktion auf Querruder). Stattdessen wird sich das Flugzeug auf einem höheren Anstellwinkel (AoA) niederlassen. (Dies wird natürlich den Auftrieb erhöhen und das Flugzeug wird von seiner früheren Flugbahn abweichen, aber das ist eine andere Sache).

Typischerweise modellieren Sie diese 'Feder', indem Sie eine spezielle Funktion haben$C_m(\alpha)$(Neigungsmomentkoeffizient als Funktion der AoA (oder des Auftriebskoeffizienten)). Für ein stabiles Flugzeug ist es im Betriebsbereich von AoA linear und negativ. Was einfach bedeutet: mehr AoA -> proportional mehr Pitch-Down-Moment. Dies ist eine der wichtigsten Funktionen in der gesamten Flugsimulation.

Die Auslenkung des Höhenruders (z. B. nach oben) fügt ein Moment nach oben hinzu. Dies wird das ursprüngliche Gleichgewicht stören und dazu führen, dass das Flugzeug das Aufstellen beschleunigt. Dies wird jedoch nur so lange geschehen, bis das Höhenruder das zunehmende Pitch-Down-Moment aus der natürlichen Stabilität ausgleicht.

Nun hängt die Dynamik dieses Pitch-Prozesses von mehreren Faktoren ab. Abgesehen davon$C_m$und die Höhenruderauslenkung hängt von der Dämpfung ab . Die Dämpfung geschieht auch auf natürliche Weise, und zwar bei allen Flugzeugen, unabhängig davon, ob sie in der Neigung stabil sind oder nicht.

Dämpfung ist per Definition der Prozess, der der Geschwindigkeit entgegenwirkt : Das heißt, je schneller Sie sich bewegen, desto mehr Kraft verlangsamt Sie. In Abwesenheit anderer Kräfte werden Sie sich nach der anfänglichen Beschleunigung auf eine konstante Geschwindigkeit festlegen. Dies ist wiederum etwas, das bei einer isolierten Rollbewegung passieren würde: Wenn die Strömung symmetrisch ist, erzeugt der Flügel keine federartigen Kräfte, die die Querneigung wiederherstellen.

Es gibt zwei generische Möglichkeiten, die Dämpfung zu simulieren. Erstens, Sie führen diesen Begriff einfach direkt ein:$C_m(\dot\theta)$, dh Nickmoment als Funktion der Nickrate. Im normalen Betriebsbereich von AoA ist dies nahezu eine Konstante (dh ein proportionaler Term) und immer negativ. Der Wert dieser Konstante lässt sich anhand der Leitwerksgeometrie recht einfach abschätzen – siehe unten. Aber die Dinge werden komplizierter, wenn Sie sich dem Stall nähern. (Das tun sie immer).

Der zweite Weg ist eine Simulation, wie die Dämpfung tatsächlich abläuft. Das meiste davon kommt von der Tatsache, dass sich die lokale AoA am Heck ändert, wenn sich das Flugzeug neigt. Bedenken Sie Folgendes: Wenn Sie aufstellen, geht das Heck nach unten. Es kommt mehr Luft "von unten" dazu, was einem höheren AoA gleichkommt. Die Höhe dieser Erhöhung hängt von der hinzugefügten vertikalen Geschwindigkeit des Hecks in Bezug auf die normale Vorwärtsfluggeschwindigkeit ab:$\arctan(w/v)$. (In der Praxis können Sie Arctan normalerweise fallen lassen, da der Winkel klein ist). Jetzt,$w$linear von der Pitch-Rate abhängt$\dot\theta$(oft bezeichnet$q$) und der "Arm"$L$des Schwanzes (sein Abstand zum Schwerpunkt):$q\cdot L$.

Also, wenn Sie das Heck "richtig" simulieren, dh den Auftrieb darauf simulieren und dadurch alle Momente, die es erzeugt, müssen Sie diese lokale Erhöhung seiner AoA hinzufügen, und alles wird automatisch passieren. Wenn Sie alternativ die Momente direkt vom Heck simulieren (was häufig der Fall ist), können Sie die Dämpfungsmenge aus der Kenntnis ihrer Natur ableiten: Sie (oder besser gesagt ihr Koeffizient) ist proportional zu$q\cdot L$, dann zu einem anderen$L$weil die Kraft in dieser Entfernung wirkt (wodurch die Abhängigkeit entsteht$L^2$) und zum Bereich des Höhenleitwerks und umgekehrt zur Geschwindigkeit.

Das Heck trägt nicht nur zur Dämpfung bei, aber normalerweise ist es bei weitem das Wichtigste. Wenn Sie dies berücksichtigen, wird sich Ihr Modell viel besser verhalten. Um alle anderen Dinge zu berücksichtigen, haben Sie jedoch oft einen zusätzlichen Begriff$C_{m_{other}}(q)$(zumindest nur linear:$C_{m_{other}}^q\cdot q$), auch wenn Sie den Schwanz separat simulieren.

Damit ist hoffentlich die Frage geklärt, warum sich das Modell so unnatürlich verhält. Es bleibt zu überlegen, was passiert, wenn man tatsächlich einen statisch instabilen Jäger simulieren möchte.

Ein statisch instabiles Flugzeug hat immer noch die gleiche Dämpfung, aber seinen „Feder“-Begriff$C_m(\alpha)$positiv sein (oder null für neutrale Stabilität). Wenn Sie das Höhenruder nach oben ziehen, beginnt das Flugzeug, sich unbegrenzt aufzurichten. Diese Bewegung wird nur auf drei Arten gehemmt:

• Die Dämpfung begrenzt die maximale Nickrate.
• Wenn das Flugzeug den Strömungsabriss erreicht (insbesondere Heckströmungsabriss), werden die Dinge ganz anders. Das Flugzeug kann wieder stabil werden (was zu einem Cobra-ähnlichen Manöver führt) oder bei einer bestimmten hohen AoA "stecken bleiben". Die Simulation dieser Regime ist ein separates Problem in der Flugdynamik.
• Aktive Computersteuerung. Ja, eine einfache PID-Schleife kann es lösen. Ja, Verzögerungen im Steuerungssystem sind ein echtes Problem, und Sie müssen den Controller sorgfältiger einstellen, insbesondere. sein D-Term. Es macht Spaß.