双发舰载飞机单发停车的安全着舰控制方法

摘要

本发明公开了一种双发舰载飞机单发停车的安全着舰控制方法，属于飞行控制技术领域。本发明首先通过对推力不对称时舰载飞机飞行特性的研究，提出一种双发舰载飞机单发停车的飞行状态模拟方法，其是在正常双发飞机飞行状态的基础上，分别对飞行速度、俯仰角速度、滚转角速度和偏航角速度的飞行状态变量上增加不同的常值干扰，从而得到双发飞机单发失效情况下的飞行状态；然后基于模拟的飞行状态，分别对纵向和横向控制律进行重构，从而得到本发明的双发舰载飞机单发停车的安全着舰控制方法。相比现有技术，本发明具有结构简单、性能可靠、着舰安性高等优点。

说明书

技术领域

本发明涉及一种舰载飞机的控制方法，尤其涉及一种双发舰载飞机单发停车的安全 着舰控制方法，属于飞行控制技术领域。

背景技术

飞机单侧发动机发生故障导致的推力不对称威胁飞行安全。正常状态下，飞机是以 机翼处于水平位置，机头对准甲板中心线姿态着舰。发生单发停车故障后，为保持力和 力矩平衡，飞机不能采用正常情况时的姿态着舰，其姿态可能会是机翼倾斜、机头不能 完全对准甲板中心线或两种情况的组合等。

为了提高舰载机应对各种故障的能力以保障飞行安全，除了采用余度技术外，行之 有效的方法是重构飞行控制律。重构控制的目的是当飞机发生故障或损伤时，飞行控制 系统可以利用剩余的有效控制机构补偿故障或损伤对飞机造成的影响，从而保证飞机可 以继续安全地飞行。按照对于故障检测与诊断信息的依赖性，控制律重构可分为两大类： 被动式重构和主动式重构。被动式重构不依赖故障检测与诊断，而是基于系统镇定或完 整性的思想，在飞机设计的初始阶段便针对某一故障集设计了保证闭环系统稳定的鲁棒 控制器，依靠该控制器的强鲁棒性保障飞机故障后的飞行安全。主动式重构是基于故障 检测与诊断系统得到的故障信息，在对当前故障准确了解的情况下修改控制律或重新设 计控制律，以保证飞机在该故障状态下具有所要求的飞行品质。

控制律重构设计就是一种主动重构控制方法。控制律重构设计方法简单可靠，被广 泛应用于工程实践中。它的基本思想是利用先验的故障及各种信息，预先设计重构控制 方案，离线设计出各种故障下所需的、合适的控制律参数，并存储在飞行控制计算机， 在发生故障后，根据故障诊断与识别系统获得的故障信息选择合适的控制律，保障故障 下飞机的安全飞行。

双发舰载飞机的发动机一般对称下吊在机翼上，当左、右两侧发动机工作状态不同 或某侧发动机停车导致机身两侧拉力出现不平衡时，飞机会因力矩不平衡出现偏转、倾 斜及机头下沉现象，从而偏离预定航线。

对于飞机的航向运动，由于一侧发动机失效，在另一侧发动机拉力作用下会引起偏 航力矩，若是螺旋桨飞机，则在停车发动机螺旋桨阻力作用下会引起正偏航力矩，二者 组成了不对称拉力引起的偏航力矩。该偏航力矩作用下，机头将向右偏转。由于惯性作 用，飞机仍将保持原先的飞行方向，因而会出现侧滑现象。飞机侧滑时，垂尾上将产生 侧力，同时也引起航向静稳定力矩，力图阻止飞机的偏转。在飞机偏转的最初阶段，侧 滑角较小，飞机的侧滑角将在一定范围内一直增大，直至偏航力矩再次平衡。可以看出， 拉力不对称会使飞机出现较大侧滑，破坏了飞机的方向平衡。

对于飞机的横向运动，由于停车发动机机翼上拉力的垂直分力消失，而工作发动机 一侧机翼上拉力的垂直分力依然存在，并且飞机会产生偏航角速度，流过发动机失效一 侧机翼的局部气流比另一侧机翼的局部气流速度要小，因此，发动机失效一侧机翼的升 力比另一侧机翼升力小。可以看出，拉力不对称使飞机出现滚转现象，破坏了飞机的横 侧平衡。

对于飞机的纵向运动，由于飞机发动机总功率降低，飞机拉力减小、侧滑的出现使 得阻力增大，伴随着飞机的偏转和倾斜，飞行速度必然减小。这会使飞机机头下沉，高 度下降，以重新获取速度和升力，因此，拉力不对称破坏了飞机的纵向平衡。

通过以上对拉力不对称飞行时飞机的运动特性分析可看出，不对称拉力引起的偏航 力矩及滚转力矩使飞机进入危险姿态，特别是在下滑导引着舰阶段，飞机将偏离预定下 滑道，飞行速度可能会减小到其最小操纵速度以下，飞机容易失控，造成严重的后果。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对双发舰载机单发停车推力不对称时的特殊情 况，对相应的控制律进行重构，提供一种双发舰载飞机单发停车的安全着舰控制方法， 从而使飞机在推力不对称飞行状态下具有较好的轨迹控制性能，使舰载机能够安全着 舰。

本发明的思路是首先通过对推力不对称时舰载飞机飞行特性的研究，提出一种双发 舰载飞机单发停车的飞行状态模拟方法；然后基于模拟的飞行状态，分别对纵向和横向 控制律进行重构，从而得到本发明的双发舰载飞机单发停车的安全着舰控制方法。具体 而言，本发明采用如下技术方案。

一种双发舰载飞机单发停车的飞行状态模拟方法，该方法在正常双发飞机飞行状态 的基础上，分别对飞行速度、俯仰角速度、滚转角速度和偏航角速度的飞行状态变量上 增加不同的常值干扰，从而得到双发飞机单发失效情况下的飞行状态，具体按照以下公 式：

式中，分别为飞行速度V、滚转角速度p、俯仰角速度q、偏航 角速度r的增量，m为飞机质量，T为单台发动机的推力，I_x为飞机刚体绕机体坐标系x轴的转动惯量，I_z为飞机刚体绕机体坐标系z 轴的转动惯量，I_xz为惯性积，推力作用点在机体坐标系中的坐标为(l_x，l_y，l_z)。

一种双发舰载飞机单发停车的安全着舰控制方法，所述双发舰载飞机的控制系统包 括正常状态飞行控制系统及单发停车飞行控制系统；当出现单发停车故障时，舰载飞机 的飞行控制由正常状况下的飞行控制系统切换至单发停车飞行控制系统，所述单发停车 飞行控制系统包括重构的纵向控制系统、横向控制系统，其中，

所述纵向控制系统包括分别用于控制着舰过程中飞机飞行高度和飞行速度的高度 控制回路、速度控制回路；高度控制回路包括高度控制器、俯仰姿态控制器、俯仰阻尼 器和升降舵回路，速度控制回路包括速度控制器、油门伺服回路；

高度控制回路通过对升降舵回路进行控制实现飞行高度的控制，具体按照以下控制 律，

$\Delta {\delta }_e=G_{{\delta }_e}\left(s\right)[K_{\theta }((K_H^P+\frac{K_H^I}{s}{K}_H^{D}s)(\Delta H_c-\mathrm{\Delta H})-\mathrm{\Delta \theta })-K_q\mathrm{\Delta q}],$

式中，ΔH_c为给定高度差信号，ΔH为实际飞行高度差信号，Δδ_e为升降舵偏角增量，Δθ 为俯仰姿态角增量，Δq为俯仰角速度增量，为高度控制回路PID控制参数， K_θ，K_q为姿态控制参数，为升降舵回路的传递函数，s为复变量；

速度控制回路通过油门杆开度大小实现控制飞行速度，具体按照以下控制律，

$\Delta {\delta }_T=G_{{\delta }_T}\left(s\right)(K_V^P+\frac{K_V^I}{s}+K_V^{D}s)(\Delta V_c-\mathrm{\Delta V}),$

式中，Δδ_T为油门开度增量，ΔV_c为速度控制回路指令信号，ΔV为速度增量，为速度控制器的PID控制参数，为油门伺服回路传递函数，s为复变量；

所述横向控制系统包括分别用于控制控制着舰过程中飞机方向舵偏角和副翼偏角 的侧向偏离控制回路、滚转姿态控制回路；侧向偏离控制回路包括侧向偏离控制器、偏 航姿态控制器、偏航阻尼器和方向舵回路；滚转姿态控制回路包括滚转姿态控制器、滚 转阻尼器和副翼舵回路；

侧向偏离控制回路通过对方向舵回路的控制实现侧向偏离速度的控制，具体按照 以下控制律，

式中，δ_r为方向舵偏角，r为偏航角速度，K_r，K_ψ表示偏航姿态回路控制参数，表示横向回路控制参数，为侧向偏离速度，ψ为偏航角，为方向舵回路传递函 数，s为复变量；

滚转姿态控制回路通过对副翼回路的控制实现滚转姿态的控制，具体按照以下控制 律，

${\delta }_a=G_{{\delta }_a}\left(s\right)[-K_{p}p+(-K_{\phi }^P-K_{\phi }^I\frac{1}{s})\phi ],$

式中，δ_a为副翼偏角，p为滚转角速度，为滚转姿态回路控制参数，φ 为滚转角，s为复变量。

相比现有技术，本发明具有以下优点：

(1)为了在地面半物理仿真或全数字仿真中，验证单发失效情况下舰载机飞行控 制律的有效性，首次提出了单发失效舰载飞机飞行状态模拟方法。

(2)对于单发停车时的舰载机飞行控制问题，首次提出了具有较高着舰精度的飞 行控制律，该重构的飞行控制律具有结构简单、性能可靠、着舰安全性高等优点。

附图说明

图1为本发明的纵向控制系统的控制原理示意图；

图2为本发明的横向控制系统的控制原理示意图；

图3为采用本发明控制方法得到的双发舰载飞机单发停车时的高度响应曲线；

图4为采用本发明控制方法得到的双发舰载飞机单发停车时的速度响应曲线；

图5为采用本发明控制方法得到的双发舰载飞机单发停车时的迎角响应曲线；

图6为采用本发明控制方法得到的双发舰载飞机单发停车时的俯仰角响应曲线；

图7为采用本发明控制方法得到的双发舰载飞机单发停车时的侧向偏离响应曲线；

图8为采用本发明控制方法得到的双发舰载飞机单发停车时的滚转角响应曲线。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明：

飞机单侧发动机发生故障导致的推力不对称严重威胁飞行安全。首先需要通过对推 力不对称时舰载飞机飞行特性的研究，对推力不对称飞行状态进行等效模拟，为研究推 力不对称时的飞行控制技术提供理论基础。

1)单发停机对速度的影响：单侧发动机故障减小了飞机的前向推力，同时增加了 飞行阻力。对于飞机的纵向运动，发动机总推力减小，相当于增加了原单台发动机推力 T大小的阻力，即D_T＝T。可以用引入常值干扰阻力的方法模拟飞机单发停车纵向运动 环境，即

式中，m为飞机质量，ΔV为飞行速度V的增量。

(2)单发停机对姿态角加速度的影响：因为飞机发动机安装位置的原因，在飞机 发动机失效后，机翼两侧的不对称推力引起绕三轴转动的力矩：俯仰力矩、偏航力矩和 滚转力矩，使飞机产生角加速度增量。同样，需要引入常值干扰力矩以模拟飞机单发停 车纵向运动环境。由力矩方程可得，机翼两侧的不对称推力引起绕三轴转动的力矩，使 飞机产生角加速度增量，表示为

式中，p，q，r分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度，M_A(AT)为俯仰力矩， N_A(AT)为偏航力矩，为滚转力矩，M_A(AT)＝-Tl_z，I_x为飞机刚体绕机体坐标系x轴的转动惯量，I_z为飞机刚体绕机体坐 标系z轴的转动惯量，I_xz为惯性积，推力作用点在机体坐标系中的坐标为(l_x，l_y，l_z)。 飞机发动机停车时，与拉力不对称引起的偏航力矩相比，飞机受到的滚转力矩较小，在 模拟单发停车时可忽略，即偏航力矩N_A(AT)可根据工作发动机拉力及停 车发动机阻力大小计算，如下式所示：N_A(AT)＝Tl_y。

综上所述，即可得到本发明的双发舰载飞机单发停车的飞行状态模拟方法，该方法 在正常双发飞机飞行状态的基础上，分别对飞行速度、俯仰角速度、滚转角速度和偏航 角速度的飞行状态变量上增加不同的常值干扰，从而得到双发飞机单发失效情况下的飞 行状态，具体按照以下公式：

式中，分别为飞行速度V、滚转角速度p、俯仰角速度q、偏航 角速度r的增量，m为飞机质量，T为单台发动机的推力，I_x为飞机刚体绕机体坐标系x轴的转动惯量，I_z为飞机刚体绕机体坐标系z 轴的转动惯量，I_xz为惯性积，推力作用点在机体坐标系中的坐标为(l_x，l_y，l_z)。

通过仿真研究得出，推力不对称出现后，飞机速度先减小，但随着高度减小，飞机 重新获得了速度，在此期间，飞机发生低头下俯现象，俯仰角和迎角都减小，但俯仰角 减小量相对较大，由此说明飞机的航迹倾斜角减小，从而飞机高度降低。推力不对称出 现后，由于惯性作用，飞机在偏航力矩作用下出现左侧滑，即机头方向在速度方向的右 侧，达到最大侧滑角后，由左侧滑变为右侧滑，这是由于在滚转力矩作用下飞机姿态倾 斜，升力方向改变，使得飞机速度方向的变化快于机头方向的变化，同时飞机发生偏航 及侧向偏离。综上分析可知，在加入常值干扰力和力矩作用下，飞机纵向及横侧向的动 态响应与理论分析的推力不对称时飞机的动态响应一致。因此，采用引入干扰力和力矩 模拟飞机推力不对称飞行状态是可行的。

依据上述的飞行状态模拟方法，可分别对双发舰载飞机单发停车的纵向和横向控制 律进行重构，从而得到相应的双发舰载飞机单发停车的安全着舰控制方法。下面分别结 合附图对两者进行详细描述。

一、纵向控制律重构

建立如图1所示的纵向控制系统，该纵向控制系统包括分别用于控制着舰过程中飞 机飞行高度和飞行速度的高度控制回路、速度控制回路；高度控制回路包括高度控制器、 俯仰姿态控制器、俯仰阻尼器和升降舵回路，速度控制回路包括速度控制器、油门伺服 回路。图中，Δθ_c为姿态控制回路指令信号，ΔH_c为给定高度差信号，ΔH为实际飞行 高度差信号，Δδ_e为升降舵偏角增量，Δθ为俯仰姿态角增量，Δq为俯仰角速度增量， Δδ_T为油门开度增量，ΔV_c为速度控制回路指令信号，ΔV为速度增量。

为保证着舰下滑过程高度控制系统的精度，需在高度控制系统的前向通道中加入积 分环节，于是高度控制律重构设计为

$\Delta {\theta }_c=(K_H^P+\frac{K_H^I}{s}+K_H^{D}s)(\Delta H_c-\mathrm{\Delta H})---\left(4\right)$

式中，为高度控制回路PID控制参数。

俯仰姿态控制回路为高度控制回路的内回路，其作用是接收着舰导引信息以控制并 稳定飞机的俯仰姿态，使飞机按照预定轨迹飞行。俯仰姿态控制回路的性能好坏直接影 响高度控制回路性能的好坏。因此，需要对俯仰姿态控制律进行重构设计，使其能在推 力不对称飞行状态下仍具有较好的性能。由于加入积分环节会影响系统的动态响应，为 此，高度重构控制系统中的姿态控制不采用PI控制形式，而采用P控制形式，再加上 俯仰阻尼回路，这样既可保证高度控制的精度，又对系统动态响应的影响较小，于是升 降舵通道的控制律重构设计为

$\Delta {\delta }_e=G_{{\delta }_e}\left(s\right)[K_{\theta }(\Delta {\theta }_c-\mathrm{\Delta \theta })-K_q\mathrm{\Delta q}]---\left(5\right)$

式中，K_θ，K_q为姿态控制参数，为升降舵回路的传递函数。

综合公式(4)、(5)即可得到高度控制回路的控制律如下：

$\Delta {\delta }_e=G_{{\delta }_e}\left(s\right)[K_{\theta }((K_H^P+\frac{K_H^I}{s}{K}_H^{D}s)(\Delta H_c-\mathrm{\Delta H})-\mathrm{\Delta \theta })-K_q\mathrm{\Delta q}]---\left(6\right)$

式中，ΔH_c为给定高度差信号，ΔH为实际飞行高度差信号，Δδ_e为升降舵偏角增量，Δθ 为俯仰姿态角增量，Δq为俯仰角速度增量，为高度控制回路PID控制参数， K_θ，K_q为姿态控制参数，为升降舵回路的传递函数，s为复变量。

飞行速度保持控制律重构设计的目的是使单发停车飞机的飞行速度保持不变，以满 足着舰复飞要求。速度控制回路通过油门杆开度大小实现控制飞行速度，由于油门杆阶 跃输入时飞机迎角和速度增量的稳态值为零，而俯仰角和航迹角变化显著，因此，应在 俯仰姿态保持的状态下通过控制油门改变飞行速度。速度控制回路的控制律重构设计为

$\Delta {\delta }_T=G_{{\delta }_T}\left(s\right)(K_V^P+\frac{K_V^I}{s}+K_V^{D}s)(\Delta V_c-\mathrm{\Delta V})---\left(7\right)$

式中，Δδ_T为油门开度增量，ΔV_c为速度控制回路指令信号，ΔV为速度增量，为速度控制器的PID控制参数，为油门伺服回路传递函数，s为复变量。

图1所示的纵向控制系统的工作原理描述如下：单发停车故障发生后，由于飞机的 拉力减小，阻力增大，飞机的水平速度会减小，从而使升力减小，在重力作用下飞机的 高度会降低，纵向轨迹发生改变，即某一时刻飞机的实际高度与原下滑轨迹的高度不一 致，从而出现高度偏差，该高度偏差信号经导引律计算处理，变为姿态指令发送给飞机， 以控制飞机改变俯仰姿态，通过偏转升降舵抵消不对称引起的俯仰力矩，在飞机速度和 迎角保持不变的情况下，飞机航迹倾斜角跟随俯仰角改变，使飞机回到预定下滑轨迹， 水平速度及垂直速度也将稳定。

所述高度控制回路的控制参数K_θ，K_q可以按照以下步骤得到：

步骤1、建立飞机的纵向短周期简化运动方程如下：

式中，为舰载飞机纵向的量纲导数；

步骤2、由短周期运动方程获得俯仰角速度与升降舵偏角之间的传递函数如下：

$G_{{\delta }_e}^q\left(s\right)=\frac{\mathrm{\Delta q}\left(s\right)}{\Delta {\delta }_e\left(s\right)}---\left(9\right)$

步骤3、建立升降舵回路的传递函数

步骤4、建立由K_q组成的传递函数，根据该传递函数随俯仰角速率反 馈增益K_q变化的根轨迹，为保证系统的动态特性满足要求，调整零极点位置，设计俯 仰角速率反馈增益K_q；

步骤5、建立由K_q、K_θ组成的传递函数，通过调整零极点位置，设 计俯仰角前馈增益K_θ；

步骤6、采用梯度下降法整定高度控制回路的PID参数本步骤中可使用 Matlab中的阶跃响应优化工具箱。

所述速度控制回路的控制参数可以按照以下步骤得到：

步骤1：建立简化的飞机状态方程如下：

式中，X_V，X_TV，Z_V，X_δT为舰载飞机纵向的量纲导数；

步骤2：计算飞行速度与油门杆输入的传递函数

步骤3：计算油门伺服器传递函数

步骤4：计算和组成的开环传递函数，根据自动控制理论中的根轨迹设计

方法，设计速度回路控制参数

二、横向控制律重构

考虑到对于下滑着舰阶段，在单个发动机停车后，为防止飞机在着舰时机翼擦地， 飞机着舰时机翼应该保持水平，因此，单发停车引起的侧向轨迹偏离不能利用飞机滚转 来消除。本发明采用水平转弯控制方式重构横向控制律。水平转弯控制方式的指令滚转 角应为零，利用方向舵控制转弯以修正侧向偏离，副翼起协调作用的方案。

在横向控制中采用控制侧向偏离速度由可知， 控制相当于 直接对航迹方位角χ进行控制。当飞机航迹恢复后，由关系式χ＝ψ+β可得到偏航角ψ 与侧滑角β之间存在如下关系：ψ＝-β，从而使飞机保持侧滑角稳定飞行。于是，建 立如图2所示的横向控制系统，该横向控制系统包括分别用于控制控制着舰过程中飞机 方向舵偏角和副翼偏角的侧向偏离控制回路、滚转姿态控制回路；侧向偏离控制回路包 括侧向偏离控制器、偏航姿态控制器、偏航阻尼器和方向舵回路；滚转姿态控制回路包 括滚转姿态控制器、滚转阻尼器和副翼舵回路；图中，δ_r为方向舵偏角，r为偏航角速 度，δ_a为副翼偏角，p为滚转角速度。

侧向偏离控制回路通过对方向舵回路的控制实现侧向偏离速度的控制，具体按照 以下控制律，

式中，δ_r为方向舵偏角，r为偏航角速度， K_r，K_ψ表示偏航姿态回路控制参数， 表示横向回路控制参数，为侧向偏离速度，ψ为偏航角，为方向舵回路传递函 数，s为复变量；

滚转姿态控制回路通过对副翼回路的控制实现滚转姿态的控制，具体按照以下控制 律，

${\delta }_a=G_{{\delta }_a}\left(s\right)[-K_{p}p+(-K_{\phi }^P-K_{\phi }^I\frac{1}{s})\phi ]---\left(12\right)$

式中，δ_a为副翼偏角，p为滚转角速度，为滚转姿态回路控制参数，φ 为滚转角，s为复变量。

所述侧向偏离控制回路的控制参数K_r、K_ψ、可按照以下步骤得到：

步骤1、根据飞机的横侧向线性状态方程，计算偏航角速度与方向舵偏量的传递函数

步骤2、计算方向舵回路的传递函数

步骤3、计算K_r组成的传递函数，根据自动控制理论中的根轨迹设计 方法，设计偏航角速度反馈增益K_r；

步骤4、计算K_r、K_ψ组成的偏航角控制回路闭环传递函数，根据自动 控制理论中的根轨迹设计方法，设计滚转角前馈增益K_r、K_ψ；

步骤5、计算K_r、K_ψ、组成的侧向偏离速率控制回路闭环传 递函数，根据自动控制理论中的根轨迹设计方法，设计滚转角前馈增益所述滚转姿态控制回路的控制参数K_p可按照以下步骤得到：

步骤1、根据飞机的横侧向线性状态方程，计算滚转角速度与副翼偏量的传递函数

步骤2、计算副翼舵回路的传递函数

步骤3、计算K_p组成的传递函数，根据自动控制理论中的根轨迹设计 方法，设计滚转角速度反馈增益K_p；

步骤4、计算K_p、组成的滚转角控制回路闭环传递函数，根 据自动控制理论中的根轨迹设计方法，设计滚转角前馈增益

为了验证本发明的效果，进行以下仿真实验。本实验中，控制对象是纵横向小扰动 线性状态方程描述的某型舰载飞机，飞机的质量m＝21535kg，距理想着舰点初始距离 x0＝3745.4m，平衡态的飞行速度为V₀＝70m/s，迎角α₀＝2deg，俯仰角θ₀＝2deg，俯仰角 速度q₀＝0m/s。假设飞机在进入基准下滑轨迹第30s时发生单发(右发动机)停车故障。

在纵向控制系统设计过程中，将升降舵通道与油门通道分开设计，没有考虑他们之 间的耦合，将所设计出的控制律及其控制参数带入纵向状态空间模型中以验证纵向控制 系统在单发停车后的性能。在飞机进入基准下滑轨迹前1.2s，加入Δθ＝-3.5deg的俯仰 指令。飞机的高度、速度、迎角及俯仰角的响应分别如图3-6所示，飞机各运动参量均 可在20s内基本达到稳定状态。如图3-6所示，单发停车后，飞机拉力减小，速度会降 低。速度减小造成飞机升力减小，飞机高度下降，高度误差将增大。飞机高度下降，说 明飞机下滑轨迹角减小，即飞机航迹倾斜角的绝对值会减小。当存在高度误差后，飞机 的飞控系统接收俯仰角变化指令信号，使飞机的俯仰角发生变化，以恢复飞行轨迹。同 时，在速度反馈作用下，油门改变使速度恢复平衡。最终使得高度误差为零。可以看出， 重构的飞行控制律使飞机姿态恢复了平衡，并且重新回到了预定下滑轨迹。

在横向控制系统设计过程中，考虑到单发停车飞机下滑着舰遭遇侧风时，如果不加 修正，飞机将偏离预定的航迹，不能安全着舰。因此，需要验证所设计的单发停车重构 控制律的抗侧风安全着舰能力。当有阶跃型侧风时，首先形成突风侧滑角 该侧滑角将会使飞机垂尾上产生侧力，由于垂尾位置的关系，力的 存在又会引起偏航及滚转力矩。左、右侧风分别引起的偏航及滚转力矩对单发停车飞机 的影响不同，左侧风加深滚转现象、减缓偏转现象，右侧风减缓滚转现象、加深偏转现 象。除此之外，在单发停车状态下，侧风的大小对飞机的影响也是很大的，风速越快， 影响越大。

仿真中，以左侧风为例，当下滑着舰速度为V＝70m/s，飞机分别遇到风速为 W_y＝1m/s和W_y＝2m/s的左侧风时，突风侧滑角分别为β_w＝-0.8deg和β_w＝-1.6deg， 飞机侧向偏离和滚转角响应分别如图7、图8所示。飞机各状态最大值随风速的增加而 增加，较大的侧风会使飞机舵面偏转至极限，容易造成飞机不可控，因此，所设计的重 构控制律具有一定的抗左侧风能力，能够保证飞机安全着舰。同样通过仿真可以表明， 所设计的重构控制律具有一定的抗右侧风能力，能够保证飞机安全着舰，更详细的仿真 结果在此省略。