战斗机「手动操控」与「自动控制」差异研究

——面向飞行模拟器的特性设计与建模要点

摘要

「手动操控」与「自动控制」在战斗机语境下并不是一组二选一的关系，而是一条自动化介入深度的“光谱”。真正决定飞行员体感与训练价值的，不是「有没有自动驾驶」，而是四件事：

  1. ‎飞行员拉杆到底在指令什么——是舵面偏角、俯仰角速率、过载，还是航迹；
  2. ‎谁来提供稳定性——是气动布局本身，还是飞控计算机每秒数千次的修正；
  3. ‎谁来守包线边界——是飞行员的注意力，还是限制器；限制器能否被超控；
  4. ‎降级之后还剩什么——是机械备份、备用增益，还是一无所有。

对飞行模拟器而言，这四件事每一项都对应一组必须显式建模的特性。漏掉其中任何一项，模拟器都会产生负训练（negative training）：飞行员在模拟器里学到的操纵习惯，在真机上不成立，甚至有害。

本文基于公开飞行手册、NASA/AIAA 技术文献、FAA/ICAO 训练设备标准，以及 DCS World 等标杆软件的机型实现，梳理技术事实并给出可落地的模拟器特性清单。

一、重新定义问题：从「手动 vs 自动」到「自动化介入到哪一层」

1.1 五层自动化光谱

层级 名称 飞行员输入的含义 系统的输出 代表机型 飞行员角色
‎L0 机械/液压直接链路 这个舵面偏多少度 舵面偏角 MiG-21bis、F-5E、F-14A/B、A-10C 操纵者 + 稳定者 + 限制者
‎L1 增稳/控制增稳（SAS/CAS） 这个舵面偏多少度 舵面偏角 + 阻尼修正 F-14（SAS 三通道）、A-10C（SAS）、F-5E（阻尼器） 操纵者 + 限制者
‎L2 全权限电传（FBW） 我要多大的过载/滚转速率 计算机解算舵面组合 F-16C、F/A-18C、Su-27、Mirage 2000C 意图下达者
‎L3 包线保护（限制器） 我要多大的过载（但拿不到超限的） 受限后的响应 F-16C（α/g 硬限制）、Mirage 2000C 意图下达者，边界由机器守
‎L4 任务自动化 我要去哪里 / 保持什么状态 全回路闭环 各机型自动驾驶、Auto GCAS、ACLS、MAGIC CARPET 任务管理者 / 监督者

关键洞察：L0→L4 的演进方向，是飞行员的输入从物理量（舵面）逐级抽象为任务量（航迹、高度、防撞）。抽象层级每上升一级，飞行员的工作负荷下降，但「系统到底在做什么」的透明度也下降一级。

1.2 必须区分的两类「自动」

这是模拟器设计中最容易被混淆、也最致命的一组概念：

维度 ‎稳定自动化（控制律 / 增稳） ‎任务自动化（自动驾驶 / AFCS）
飞行员能否感知到 基本感知不到，融为「飞机的手感」 明确感知，需要主动接通/断开
飞行员能否关闭 通常不能（或只能降级） ‎能，随时可断开
出错的后果 飞机失控（静不稳定机甚至无法操纵） 模式混淆，飞机仍可操纵但飞错
在模拟器中的地位 属于气动模型的一部分，必须与气动同环运行 属于上层模式逻辑，可单独建模
典型故障 备用增益、通道失效、舵面卡滞 配平跑动、模式意外断开、耦合丢失

设计含义：稳定自动化必须永远在线且不可由学员随意关闭（除注入故障外）；任务自动化必须可随时断开、状态可显、切换有告警。二者在软件架构上应分置于不同层次。

二、真实飞机的技术事实

2.1 放宽静稳定性：为什么电传不是「可选配置」

常规飞机设计为正静稳定性：受扰后气动本身会把飞机拉回原姿态。战斗机为了机动性，把重心设计到焦点之后，形成负静稳定裕度——飞机天然发散，靠飞控计算机持续修正才能飞。

机型 亚声速静稳定裕度（MAC 百分比） 备注
F-16A（早期型） 约 −2% Brandt《Introduction to Aeronautics》表 6.1 原值 −0.02；F-16C 为 +0.01（基本中性），两者不可混用
Su-27 ‎−3% ~ −5%（俄方资料多取 5%） 苏霍伊第一种电传机
Su-27M / Su-35（带鸭翼） 约 −20% 该值常指带鸭翼型号，与量产 Su-35S 不宜混用
F-22 约 −15%（后限重心） 配平后可达约 60° 稳定迎角

口径勘误：F-16 的官方收益口径是「配平阻力最高降低约 50%、任务重量减少约 400 磅（181 kg）」（Code One《F-16 Design Origins》）。中文站点广泛流传的「机翼前移 40.6 cm、减重 258 kg」未找到英文一手出处，且 258 kg 实为翼身融合体带来的减重，与「机翼前移」无因果关系，工程文档中应避免使用。

负裕度飞机的偏差按指数发散，倍幅时间约在 0.3–0.7 秒量级（NASA TN D-779：静不稳定区应急使用边界 T₂≈2/3 s、可控极限约 1/3 s），短于飞行员的有效反应延迟（约 0.2–0.3 s）。这正是 F-16 飞行员中那句名言的来源：「你不是在飞 F-16，是它在飞你。」

模拟器建模含义：如果模拟器把 F-16 建模成「静稳定 + 一个可选的增稳开关」，那么学员松杆时飞机会自己回中——而真机松杆会发散。这是最严重的负训练之一。

2.2 指令语义：拉杆到底在要什么

这是「手动感」差异的第一来源，也是模拟器手感调校的第一优先级。

指令类型 物理含义 飞行员体感 使用时机/机型
‎舵面指令 杆位移 → 升降舵偏角 杆量决定姿态变化率，需持续配平 所有机械飞机（F-14、A-10、MiG-21、F-5E）
‎俯仰速率指令 杆位移 → 俯仰角速率 q 杆不动 = 姿态保持，需带杆才能持续拉起 F-16 起落架放下时
‎过载指令（g-command） 杆力/位移 → 过载 nz ‎松杆即 1g；拉杆到底 = 要 9g，与速度、高度无关 F-16 巡航增益、F/A-18、Su-27、Mirage 2000C
‎g + α 混合指令 高迎角区转为迎角指令 越接近失速越「拉不动」，形成天然预警 F-16（α>15° 起）、F/A-18（α>30° 时平尾反向助滚）
‎轨迹/航迹指令 直接改航迹不改姿态 直接力控制，姿态自动配平 MAGIC CARPET 精确着陆模式、DLC

F-16 最容易被做错的一点：巡航增益下纵向是 g 指令，但起落架手柄一放下来，纵向立即切换为俯仰速率指令（至 10° 迎角后再转混合）。这一切换的目的是让着陆拉平恢复传统飞机「持续带杆」的手感。模拟器若不建模该切换，学员在模拟器里练的 F-16 着陆手感与真机完全不同。

2.3 包线保护：三种截然不同的哲学

机型 迎角限制 过载限制 能否被飞行员超控 设计哲学
‎F-16C CAT I 25°；CAT III 15.5–15.8° ‎−3 ~ +9 g ‎部分能：MPO 手动俯仰超控（深失速改出）、DBU 数字备份 极限保护优先，最后手段留给人
‎F/A-18C ‎无独立 α 限制器（「unlimited AoA」是波音对 E/F 型的宣传语，不宜移用于 legacy C 型；FCS 在 α>22° 引入迎角反馈） 7.5 g（<44 000 lb）/ 5.5 g（>44 000 lb） ‎能：paddle 开关瞬时 +33% 高迎角能力是战术资产，不限制
‎Su-27/33 OPR 限制器，到限抖杆（常态迎角限制约 26°） 约 9 g ‎能：须先断开迎角限制器方可做眼镜蛇（迎角 90–120°），并非存在专用的「眼镜蛇开关」 战术机动优先，保护可关
‎Mirage 2000C 弹性止动（上推 43.2 mm / 机械止动 54 mm） 随构型切换（A/A ↔ CHARGES） ‎能：强行推杆越过止动 弹性提示 + 物理可越过
‎MiG-29 软限制约 26°（杆基部活塞推杆） 9 g / 超声速 7 g / 挂副油箱 4 g ‎能：约 17 kg 杆力超控 机械式软限制
‎Rafale 全包线限制 全包线限制 ‎不能：官方明确「无人工模式」 保护即边界，永不交出权限
‎F-14 / A-10 / F-5E / MiG-21 ‎无 ‎无 — 边界完全由飞行员负责

F-16 的 α/g 限制曲线（CAT I，巡航增益）是模拟器必须逐点建模的曲线：

迎角 可用最大过载
≤ 15° ‎9 g（受结构限制约束，非迎角限制器）
20° ‎7.3 g
25° ‎1 g（仅能平飞）

建模限定：15° 是限制曲线的拐点而非起点——迎角 ≤15° 时上限恒为 9 g，超过后才随迎角下降；且可用过载同时是空速与总重的函数，不是单变量查表。CAT III 的 15.5–15.8° 同样是随总重/外挂变化的范围值（手册按 GW = 25 000 / 30 000 / 35 000 lb 给出多条曲线），不是单一常数；CAT 开关直接限制的是迎角，过载下降是迎角受限的间接结果。

这条曲线决定了「拉杆越拉越沉」的体感。它是模拟器中最能体现「电传机 vs 机械机」差异的单条数据。

2.4 任务级自动化清单（真实装备情况）

功能 关键事实
‎自动配平 电传机普遍具备（F-16、F/A-18、Su-27、Mirage 2000C）；机械机需人工配平（F-14、A-10、MiG-29、F-5E、MiG-21）
‎自动油门（ATC） F/A-18C 具备；F-14 仅着陆构型下保持 on-speed 迎角；Block 70 之前的 F-16 无自动油门（Block 70/72 官方已列装 enhanced autopilot / auto throttle）；Su-27、MiG-29 等无自动油门
‎姿态/高度/航向保持 F/A-18C：ATTH / BALT / RALT / HSEL / CPL；F-14：AFCS 面板；Su-27 SAU-10：姿态、气压高度、无线电高度、航线、改平
‎Auto GCAS F-16 Block 40/50 自 2014 年 9 月随 M6.2+ OFP 改装，同年 11 月首次救机；F-35A 2019 年 7 月开始装机（比原计划的 2026 年提前约 7 年）。截至 2023-05-25，美空军安全中心口径为 15 次救机、16 名飞行员（12 架 F-16 中含 1 架双座 F-16D 故计 13 人 + 3 架 F-22 计 3 人）；洛马 2024 口径为 12 次 / 13 人（仅 F-16 单口径，二者不矛盾）。CFIT 占 F-16 飞机损失的 26%、死亡数的 75%；AFRL 称可预防其中 98%
‎Auto ACAS / Auto-ICAS 2016–2017 年在爱德华兹完成 158 架次、407 小时、1700 个测试点——AFRL 原文主语为 Auto-ICAS（综合防撞系统），非 Auto ACAS 单独；机间通信实际使用 ACMI 吊舱（备份为火控雷达），未全面列装的公开理由是优先级排序（英方 F-35 安全文件载 Auto ACAS 推迟至 2029 年 1 月），而非「缺乏数据链」
‎自动着舰（ACLS/ICLS） AN/SPN-46 Mode I 全自动（指令信号直送飞控，下有 Mode IA 子模式供目视 IFLOLS 后飞行员接管）、Mode II 半自动飞指针、Mode III 话音引导（CCA）；AN/SPN-41 ICLS 为备份。⚠ 雷达作用距离各来源口径不一（有 8 nmi 说法），不宜写死为「10 nm 截获」
‎MAGIC CARPET 2015 年 4 月首次海试，2016–2017 年初始版本已交付部署，2019 年达成完整全冗余能力；飞行员在最后 18 秒内的操纵修正次数由约 200–300 次降到约 20 次（新手），熟练后低于 10 次；触舰散布减小 50% 以上
‎自动地形跟随（TFR） F-111 最低 200 ft（手动 E-scope 模式为 500 ft），失效保险触发条件为低于设定高度的 68% 或 TFR 失效，自动拉起约 3–3.8 g（3.8 g 仅见二手汇编，另有 3 g 口径）

2.5 自动化的代价：模拟器必须能复现的负面效应

现象 机理 模拟器对策
‎PIO（飞行员诱发振荡） 回路相位滞后超过 180° 后，飞行员的修正反而向系统注入能量；多发于着陆拉平等高增益阶段。YF-22（1992-04-25，Edwards，试飞员 Tom Morgenfeld 安全逃生）、JAS 39 Gripen 39-1 原型机（1989-02-02，林雪平）均因电传 PIO 坠毁。⚠ 1989 年事故的机理是作动器速率限制饱和引入相位滞后（AIAA-96-3368，Saab 的修复是限速器相位补偿）；「对飞行员快速大幅输入的高增益放大」是 **1993-08-08 斯德哥尔摩坠机（39-102）**的原因，两者不可混记 必须把端到端延迟压到 150 ms 以内（力争 <50 ms）；提供 Boundary Avoidance Tracking 类任务诱发 PIO
‎模式混淆（mode confusion） 多模式、切换不透明、系统意图不可预测 必须做 FMA 模式显示 + 模式转换有声/视觉提示 + 注入「意外断开」
‎技能退化（skill decay） 自动化水平越高，作业绩效与负荷改善，但处境意识与手动飞行技能同步下降（Onnasch 等对 18 项研究的元分析） 提供「强制手动」训练剖面、原始数据进近、无飞行指引训练
‎自动化依赖 Auto GCAS 的设计前提正是「人会犯错」，部队反复强调不能把它当依靠 注入 GCAS 不可用场景

三、DCS World 机型实现对照表

DCS World 是目前公开可得的、对飞控建模最细致的战斗机模拟软件，其各机型恰好构成「手动—自动」的完整光谱，是直接的参考对象。

机型 操纵系统 俯仰指令 滚转指令 自动配平 限制器 关键面板开关 自动模式 降级模式
‎F-16C 四余度数字 FBW，无机械备份 g 指令（起落架放下改俯仰速率指令） 滚转速率指令 ‎有 α/g 硬限制、ARI 自动协调、自动 LEF/TEF FLCS RESET、MANUAL TRIM 面板、T/O TRIM、TRIM/AP DISC、MPO 姿态保持 + 航向选择、无自动油门 ‎Standby Gains（固定海平面标准日、600 kt / 230 kt 调参；早期 A/B 飞行中不可复位，Block 50/52 可用 FLCS RESET 复位至首次故障状态）、MPO
‎F/A-18C 四通道数字 FBW g 指令（高 α 引入 α 反馈） 滚转速率指令 ‎有 g 限制随重量、无独立 α 限制器、自动 LEF/TEF FCS RESET、FCS GAIN（GAIN ORIDE）、SPIN 开关、paddle 超控 ATTH/BALT/RALT/HSEL/CPL + ATC 自动油门 + ACLS 自动着舰 ‎MECH 机械回退（拔 FCC 1&2 跳开关）、GAIN ORIDE、SRM 尾旋恢复模式（1:1 直接舵面）
‎F-14A/B 液压机械 + SAS，无 FBW 直接舵面 直接舵面 ‎无 ‎无 α/g 限制器；CADC 自动后掠翼 20°–68°、自动机动襟翼 AFCS 面板（PITCH/ROLL/YAW SAS）、AP 应急断开 paddle、DLC 拇指轮、机翼后掠开关 姿态保持、ALT、HDG/GT、ACL 自动着舰、ATC（仅着陆）、DLC SAS 逐轴断开；液压失效可机械操纵部分舵面
‎A-10C 机械连杆 + 双液压 + SAS 直接舵面 直接舵面 ‎无（PAC 除外） ‎无 α/g 限制器；SAS 俯仰 +5/−2°、偏航 ±7° SAS 面板（俯仰/偏航各 2 个接通开关）、T/O TRIM、LAAP 面板、EAC PAC 1/2 航炮自动配平、LAAP PATH / ALT-HDG / ALT(BANK)、GCAS ‎MRFCS 人工机械回退；液压失效 SAS 自动断开
‎Su-27/33 SDU-10S 电传（纵向四余度/横航向三余度） g 指令（起降模式为俯仰角速率） 机械混频 + SDU ‎有（杆不动保持航迹） OPR 限制器（过载+迎角，到限抖杆） ‎限制器断开（眼镜蛇前提）、直接控制开关（DCS 中 [S]）、ACS 带灯按钮面板 姿态/气压高度/无线电高度/航线/改平/防撞自动拉起 ‎DIRECT CONTROL 应急模式（断开全部修正回路，要求 α≤10°、坡度≤45°）——即「眼镜蛇」模式
‎MiG-29 液压机械 + 人工感觉，无 FBW 直接舵面 直接舵面 ‎无 软限制：α≈26°（可加 17 kg 杆力超控）、机体按 9 g 设计（超声速 7 g / 挂副油箱 4 g 等细分值未见权威一手来源） SAU-451 面板（阻尼器、姿态保持、改平、防撞、航线）、阻尼器断开 阻尼、姿态保持、高度保持、改平、防撞拉起、航线 ‎断开增稳（阻尼器）会同时解除 α 限制器
‎Mirage 2000C 四通道 FBW（多数独立资料称其为模拟式）+ 第 5 应急通道 过载指令（低速以 α 为主） 滚转速率指令 ‎有 g/α 限制 + 杆上弹性止动；自动前缘缝翼（α=4° 伸出、10° 全伸出） ‎FBW GAIN（NORM / GAIN CDVE）、限制器开关 A/A ↔ CHARGES、BECS 缝翼开关 姿态保持、高度保持、预选高度、下滑道/进场保持（可自动着陆） ‎GAIN CDVE 电传应急模式（可用包线极小）
‎MiG-21bis 机械 + 液压助力，无 FBW/SAS 直接舵面 直接舵面 ‎无 ‎无（仅 SUA-1 临界迎角告警，最早 22° 触发）；ARU-3VM 自动改变杆-平尾传动比 ARU-3VM 模式开关（AUTOMATIC/MANUAL）、SAU-23ESN 模式开关 SAU-23ESN：姿态/航向稳定、高度保持、改平、航线、返航、自动进场着陆 ARU 转 MANUAL；液压失效可机械操纵
‎F-5E 液压助力 + 双液压 + SAS 直接舵面 直接舵面 ‎无（偏航配平仅在偏航阻尼接通时有效） ‎无；副翼限动器（起落架收起时限半行程，可超控至全行程） 俯仰/偏航阻尼开关（故障自动弹回 OFF）、杆上俯仰阻尼切断 ‎无自动驾驶，仅 SAS 阻尼 SAS 断开后仍可全包线安全飞行

厂商口径提示：Rafale「3 数字 + 1 模拟通道、100 万飞行小时无飞控导致事故」为达索自述口径，且限定为「无一起由飞控系统引发的事故」，不等于「无事故」，引用时不应省略该限定。

从这份表可以直接读出的建模谱系（建议模拟器机型库至少覆盖这五档）：

机械无增稳（MiG-21bis）
   ↓
液压助力 + SAS 阻尼（F-5E、A-10C、F-14A/B）
   ↓
增稳 + 软限制器（可超控）（MiG-29）
   ↓
全权限电传 + g/滚转速率指令（Su-27/33、F/A-18C）
   ↓
全权限电传 + α/g 硬限制 + 增益调度（F-16C、Mirage 2000C）

四、核心差异维度对比

序号 维度 手动操控（机械/液压 + SAS） 自动控制（全权限电传 + 限制器）
1 ‎拉杆的物理含义 升降舵偏角 过载（或俯仰速率）
2 ‎松杆后的行为 飞机按自身静稳定性演化 F-16 松杆即 1 g；静不稳定机松杆发散（由 FLCS 守住）
3 ‎配平责任 ‎飞行员：速度/构型/重心一变就要配平，配平会带动杆位 ‎系统：自动配平，杆位不随速度变化（F-16 为定力配平）
4 ‎稳定责任 气动布局 + 可断开的阻尼器 飞控计算机，每秒数千次修正，不可断开
5 ‎限制责任 飞行员看仪表、听告警，自己不越界 限制器守边界；能否超控取决于机型哲学
6 ‎转弯协调 飞行员蹬舵 ARI 自动协调，飞行员基本不用蹬舵
7 ‎杆力特性 随动压、重心、构型变化（可逆操纵能感到气动力） 恒定力梯度，与速度高度无关
8 ‎全包线一致性 不同高度/速度手感差异明显 增益调度使响应基本一致（除固定增益的备用模式）
9 ‎工作负荷 高（操纵占用大量注意力） 低，注意力转向战术与武器
10 ‎越界后果 失速、尾旋、超限过载、结构损伤 通常被限制器拦住（除非多限制器同时「冲撞」导致偏离）
11 ‎降级可飞性 SAS 断开通常仍可飞（F-5E 全包线安全） 降级后包线骤缩；F-16 无机械备份，Standby Gains 增益固定
12 ‎典型故障 配平跑动、舵面卡滞、液压失效 通道失效、增益切换、限制器误动作、深失速
13 ‎对延迟的敏感度 较低 ‎极高（电传飞机 PIO 更依赖模拟器延迟控制）
14 ‎训练转移重点 基本操纵、配平、能量管理、越界改出 意图下达、模式管理、降级处置、自动化监督

五、飞行模拟器应提供的特性清单

5.1 飞控建模层（优先级最高）

序号 特性 具体要求 参考数值
1 ‎静稳定性符号正确 静不稳定机在松杆/无控制律时必须发散 F-16 亚声速约 −2% MAC；Su-27 −5%；Su-35 −20%
2 ‎指令语义建模 明确每轴的指令类型（g / 速率 / 舵面 / α 混合） F-16 巡航 = g 指令；起落架放下 = 俯仰速率指令
3 ‎α/g 限制曲线 逐点插值，而非单点截断 15°→9 g，20°→7.3 g，25°→1 g
4 ‎增益调度 随构型（起落架、襟翼、外挂、CAT 开关）切换 F-16 巡航 / 起降 / 备用三套增益
5 ‎ARI 与自动协调 副翼—方向舵交联、零侧滑保持 F-16 方向舵权限自 14° α 起衰减、26° α 归零
6 ‎自动配平 / 定力配平 区分「配平移动杆」与「配平不移动杆」 F-16 为定力配平（配平不移动杆）
7 ‎自动襟翼（LEF/TEF） 随 M 数与 α 自动偏转，非飞行员操作 F-16 LEF 由 M 数与 α 决定；Mirage 2000C 缝翼 α=4° 伸出、10° 全伸出
8 ‎控制律与气动同环迭代 控制律不能跑在气动模型之外的低频线程 建议不低于气动解算频率

5.2 操纵感觉层（控制加载）

三种杆感模板必须分开实现，不能用一条 FFB 曲线通吃：

模板 物理本质 典型数值 适用机型
‎力敏感侧杆 测力，几乎无位移，不被反驱 行程 1/4 英寸（6.35 mm）；抬头 25 lb、低头 16 lb、滚转 17 lb（巡航）/ 12 lb（起降） F-16C
‎中置弹簧杆 弹簧 + 人工感觉，可被反驱 纵向刚度约 7.0 lb/in（源自 NASA TM 107601 仿真模型），后拉 5 in 满行程约 35 lb。⚠ 「35–40 lb」「3.5–4.5 lb/g」「启动力 ±3 lb（俯仰）/±2 lb（滚转）」为社区转引值，未能从一手文本核实；工程取值建议以 NATOPS 或麦道报告为准 F/A-18C、F-14、A-10C
‎可逆机械/液压 气动力直接回传 按机型手册设定力-位移曲线 MiG-21bis、F-5E、MiG-29

规范边界参考（MIL-STD-1797 表 XX、表 XVII；Class I / II-C / IV，Level 1–2）：

版本提示：军机飞行品质规范的现行有效版本为 MIL-STD-1797B（2006），配套验证指南为 MIL-HDBK-1797。1990 年前后的 MIL-STD-1797A 仍被大量文献引用，二者多数条目一致但并非等同；工程引用应以 B 版为准。

项目 取值
启动力：中置杆 / 驾驶盘 / 侧杆 ‎0.5–3 lb / 0.5–4 lb / 0.5–1 lb（Class II-L/III 中置杆放宽至 5 lb；Level 3 上限翻倍）
杆力/g 梯度上限 ‎≤28 lb/g，且不超过 240/(n/α)
杆力/g 梯度下限 ‎max(21/(n_L−1), 3.0 lb/g)

「≤28 lb/g、≥3 lb/g」是简化表述，实际还受 n/α（过载对迎角导数）与限制过载 n_L 约束。

客观测试容差参考（FAA 14 CFR Part 60 附录 A 表 A2A / CS-FSTD(A)）：

测试项 容差
动态扫杆力（相对静态值的动态增量） ‎±2 lb（0.9 daN）或 ±10%
纵向机动稳定性（杆力/g 梯度） ‎±5 lb（2.2 daN）或 ±10%；替代方法为 ±1° 或 ±10% 升降舵角
启动力（breakout） ‎±2 lb（0.9 daN）（俯仰/滚转）；方向舵 ±5 lbf

勘误说明：常见二手资料把纵向机动稳定性容差误写为 ±2 lb、启动力误写为「±10% 或 ±1 lb 取大者」，与 Part 60 表 A2A 原文不符。工程取值应以表 A2A 为准。

重要澄清：力敏感 ≠ 力反馈。F-16 侧杆是「测你的力」，几乎不动也不反驱；F-18/A-10 中置杆是「弹簧+人工感觉」；空客侧杆同样不被反驱。用一个力反馈摇杆通吃所有机型，是模拟器最常见的错误。

主观判据：Cooper-Harper 操纵品质评级（HQR）

前述 Table A2A 容差回答的是「设备复现得准不准」，HQR 回答的是「手感好不好」。二者互补——只做客观测试不足以证明模拟器可用，模拟器验收应同时满足客观复现与主观品质。

Cooper-Harper 量表（Cooper & Harper，1969）采用决策树，由三个问题引导飞行员给出 1–10 的评级：① 飞机可控吗？② 能否以可容忍的工作量达到足够的性能？③ 不改进就已经满意了吗？

飞行品质等级 HQR 区间 定义（MIL-STD-1797 口径）
‎Level 1（满意 satisfactory） ‎1 – 3.5 飞行品质明显胜任该任务飞行阶段；仅需极少飞行员补偿即可达到期望性能
‎Level 2（可接受 acceptable） ‎3.5 – 6.5 飞行品质足以完成该飞行阶段，但存在工作量增加或任务效能下降
‎Level 3（可控 controllable） ‎6.5 – 9.5 飞机可控，但飞行员工作量过大或任务效能不足；A 类飞行阶段可安全终止，B/C 类可完成
— ‎10 失控

判据差异说明：常见的整数分区表述（1–3 / 4–6 / 7–9）多用于教材科普；而 MIL-HDBK-1797 的正式验收判据采用中位数（中位数 ≤3.5 为 Level 1、≤6.5 为 Level 2、≤9.5 为 Level 3）。旋翼机 ADS-33E-PRF 的 Level 3 上限为 8.5，与固定翼不同，引用时必须区分。

实施要点（依据 MIL-HDBK-1797 的验证惯例）：

要点 具体要求
评估飞行员数量 每个测试条件建议 3–6 名
飞行员资质 必须是受过 Cooper-Harper 量表训练的试飞员，且熟悉被评机型等级；否则评级离散度会大到不可用
任务定义 必须预先量化定义「期望性能」与「可接受性能」边界（如航向保持 ±2° / ±5°），否则决策树无法落地
飞行阶段匹配 MIL-STD-1797 把飞行阶段分为 A 类（非终端，需快速机动/精确跟踪/精确航迹控制，如空战）、B 类（非终端，渐进机动无需精确跟踪，如爬升）、C 类（终端，渐进机动且精确航迹控制，如着陆）

在模拟器项目中的三项用途：

  1. ‎飞行模型调参的收敛判据——控制律或杆感参数改动后，用同一批飞行员跑同一批任务，检验 HQR 是否仍维持 Level 1；
  2. ‎降级与故障注入的分级依据——可参照 F-35 的定型要求：正常状态须达 Level 1；发生概率 >10⁻⁷ / 飞行小时的单一失效及失效组合下，空中加油与原定/备降场着陆须达 Level 2 或更好，巡航与下降 Level 3 或更好；
  3. ‎延迟预算的主观验收线——传输延迟超标会直接反映为 HQR 恶化，是「客观达标但主观不可用」场景的主要暴露途径。

5.3 自动化模式层

特性 说明
‎模式清单 姿态保持、高度保持（气压/无线电）、航向/地迹保持、航线跟随、改平、自动油门、自动着陆/着舰、地面防撞自动拉起
‎模式显示（FMA） 必须显式显示当前接通模式、待命模式与模式转换——这是防止模式混淆的唯一手段
‎接通/断开逻辑 符合真机限制（例如 A-10C 坡度 >10° 不能接通 ALT-HDG；F-16 无自动油门）
‎耦合与超控 杆力超控应立即断开自动驾驶并告警；断开有声/视觉提示
‎自动配平与 AP 的关系 明确 TRIM/AP DISC 一类开关的行为

5.4 故障与降级注入层

这是训练价值最高、也最容易被忽略的一层。建议至少提供以下注入项：

类别 可注入故障
‎飞控降级 F-16 Standby Gains（固定 600/230 kt 增益）、F/A-18 MECH 机械回退、Mirage 2000C GAIN CDVE、Su-27 DIRECT CONTROL
‎增稳通道失效 俯仰/滚转/偏航 SAS 逐轴断开；阻尼器断开（MiG-29 断开阻尼同时解除 α 限制器）
‎限制器故障 α 限制器失效、g 限制器失效、限制器误动作
‎配平故障 配平跑动（trim runaway）、配平卡滞
‎舵面故障 舵面卡滞、权限衰减、作动器速率限制下降（PIO 诱发条件）
‎自动模式故障 自动驾驶意外断开、模式静默切换、耦合丢失
‎极端状态 深失速（F-16 需 MPO 改出）、尾旋（F/A-18 SRM 模式）、偏离（departure）

5.5 训练评估层

类别 指标
‎主观负荷 NASA-TLX（心理需求、体力需求、时间需求、绩效、努力、挫折 6 维）
‎操纵输入度量 输入频次、双轴同时输入次数、超调量、杆力峰值、杆力反转次数
‎轨迹精度 高度/航向/速度偏差、下滑道偏差、触舰/接地散布
‎PIO 检测 ROVER、相位—攻击性准则（PAC）在线检测
‎越界统计 超限过载次数、超临界迎角次数、限制器触发次数
‎操纵品质评级 Cooper-Harper HQR（见 5.2 节），由 3–6 名受过训练的评估飞行员给出

数据记录与讲评（Debrief）系统

前述指标解决「怎么度量」，讲评系统解决「怎么留存与复现」。少了这一环，训练闭环就断在最后一步——评估指标只能用于实时监控，无法支撑事后复盘与能力成长跟踪。

能力 具体要求
‎数据记录 全参数时序记录：操纵输入、舵面位置、飞控模式状态（可选：眼动、生理）。采样率须足以支撑 PIO 分析，建议不低于操纵品质带宽的 10 倍（典型 ≥50 Hz）
‎状态内部量暴露 ‎必须记录飞控内部状态：当前增益档、限制器是否触发、自动化模式、增稳通道健康状态
‎事件自动打点 自动标记关键事件：限制器触发、模式切换、越界、人工接管、故障注入时刻，支持秒级定位
‎回放与重建 三维轨迹重建、驾驶舱视角同步回放、参数曲线与视频同步；支持同科目多架次叠加对比
‎自动评分 基于本章指标的自动打分，与教官主观评分并列呈现，避免单一数据源误判
‎能力档案 按学员维度累积历史数据，用于识别技能退化趋势（对应 2.5 节的 skill decay）

最容易漏掉的一条：记录必须穿透到飞控模型内部状态位，而不是只记录外部杆位与轨迹。降级科目复盘时，「那一刻 FLCS 究竟在哪一档增益」是唯一的归因依据——如果只记了杆位和轨迹，事后根本无法判断学员的处置是否正确。这是很多自研模拟器返工时才发现的问题。

5.6 时间与延迟预算

项目 阈值 依据
FFS C/D 级端到端传输延迟 ‎≤150 ms FAA Part 60 附录 A 表 A1A（现行版本）
FFS A/B 级 ≤300 ms 同上
仪表与运动系统响应 ‎≤100 ms ICAO 9625 Ed.4；FAA 2016-05860 已提案采用
视景系统响应 ‎≤120 ms 同上
EASA CS-FSTD(H) 直升机 C/D = 100 ms、A/B = 150 ms、FTD 1/FNPT I = 200 ms EASA
工程实践建议值 视景/仪表力争 <50 ms 工程经验值
PIO 敏感性判据 飞机自身等效时间延迟约 0.10 s 方具优秀品质；人机闭环总 τ_e 约 0.19 s 已属「高度 PIO 敏感」；总 τ_e >0.30 s 触发 PIO 美国国家科学院报告；航天飞机 ALT-5 的 PIO 归因于 270 ms 有效延迟，STS-3 估计 200–300 ms

勘误说明：原稿中「等效时间延迟不宜显著超过 120 ms、相位延迟 >200 ms 强烈诱发 PIO」的表述未找到权威出处（疑为二手转述）。上表已替换为可追溯判据。另需注意：军用规范普遍采用 100 ms 而非 120 ms；且 FAA 2016-05860 号规则制定文件已提出以 ICAO Ed.4 的 100/120 ms 取代现行 150/300 ms，引用旧数值时应注明版本。

注意：模拟器缺少真实风险与运动线索，飞行员会自适应地降低操纵增益，导致 PIO 在模拟器里「练不出来」，甚至练出错误的操纵习惯。大行程运动平台下的 PIO/操纵品质评分才与飞行真值吻合。

六、常见陷阱（负训练风险清单）

序号 陷阱 后果
1 把静不稳定机建模成静稳定 松杆行为完全错误，学员形成错误的松杆习惯
2 不建模 F-16 起降增益的指令语义切换 着陆拉平手感与真机不符
3 用统一 FFB 曲线套所有机型 力敏感侧杆与弹簧中置杆的手感互相污染
4 不建模配平力梯度 学员学不会配平，上真机「追杆」
5 限制器做成硬墙且不可超控 无法训练深失速改出、MPO、眼镜蛇等超控科目
6 自动化永远正常工作 无法训练模式混淆与自动化意外
7 延迟过高 PIO 练不出来，或练出错误的操纵增益
8 自动驾驶无模式显示 学员不知道「现在谁在飞」
9 故障注入只能是「全好/全坏」 缺少优雅降级（四余度→三余度）这一真实而重要的中间态

七、结论

  1. ‎「手动 vs 自动」的正确切分是五层光谱（舵面 → 速率 → 过载 → 包线保护 → 任务自动化），而非两级开关。模拟器应能显式呈现每一层的状态。
  2. ‎手感的第一来源是指令语义，不是气动数据。飞行员体感上最强烈的差别，是「拉杆要的是舵面还是要 9 g」。
  3. ‎训练价值最高的特性是降级与故障注入。正常状态下手动与自动的差异飞行员感受有限；真正的分水岭出现在 Standby Gains、MECH 回退、DIRECT CONTROL、限制器失效这些场景下——而这正是模拟器相比真机最安全的训练场。
  4. ‎必须区分稳定自动化与任务自动化：前者不可关、属于气动模型；后者可关、必须有模式显示与切换告警。
  5. ‎延迟是隐藏的一票否决项。控制在 150 ms 以内（力争 50 ms 以内），否则 PIO 相关训练全部失真。
  6. ‎引用数值前先做证据分级。本文多处数值来自公开手册派生文本、厂商口径或社区转引，同一条目在不同 Block / 不同总重 / 不同来源下差异可达数倍。工程落地时应按「一手手册 > 厂商官方 > 权威文献 > 社区转引」分级，并优先采用对应构型的官方飞行手册。
  7. ‎验收必须主客观双轨。Part 60 的客观容差只能证明「设备复现得准」，不能证明「手感可用」；必须叠加 Cooper-Harper HQR 主观评级，并对降级状态设定分级要求（正常 Level 1，降级着陆 Level 2 或更好）。二者缺一，模拟器验收就不完整。

参考资料

A 级｜一手权威

B 级｜权威文献与厂商

C 级｜派生与转引

D 级｜社区与待考

人机因素

附：本文证据分级说明

为便于工程取舍，本文引用数据按可信度分为四级，读者应据此决定能否直接用于工程取值：

等级 定义 典型来源 工程可用性
‎A｜一手权威 型号飞行手册、适航/军用规范原文、政府机关发布 T.O. 1F-16A-1 / GR1F-16CJ-1、FAA Part 60、MIL-STD-1797A、AFRL/AFSEC/Lockheed 官方发布 ‎可直接取值
‎B｜权威文献/厂商 AIAA/NASA 论文、制造商官方资料、权威百科及其引用 AIAA-96-3368、NASA TN D-779、Dassault 官网、Code One 可用，注明构型
‎C｜派生与转引 手册派生文本、仿真软件手册、行业媒体 BMS Dash-1、DCS 官方手册、Air Force Magazine 需回溯核对
‎D｜社区/待考 论坛、百科镜像、无一手出处的汇编 DCS 论坛、各类二手汇编 ‎不可直接取值

本文已核查并标出所有 D 级数据与存疑项（见正文中的「⚠」「勘误说明」「口径勘误」标注）。涉及具体型号性能的最终取值，应以对应构型的官方飞行手册与训练大纲为准。

附二：术语表

以下术语在对外汇报时最易混淆，建议汇报材料中统一口径。

术语 含义 易混淆点
‎FBW（电传操纵） 用电缆取代机械连杆传递操纵指令；全权限 FBW 指飞行员与舵面之间无任何机械通路 「有电传」不等于「有自动驾驶」；F-14、A-10C 有自动驾驶但无 FBW
‎SAS / CAS（增稳 / 控制增稳） 叠加在机械通道上的阻尼与增稳修正，权限有限、可断开 与控制律不同：SAS 断开后飞机通常仍可飞；控制律丧失则静不稳定机不可控
‎FLCS / FCS / SDU F-16 / F/A-18 / Su-27 各自的飞控系统命名 三者设计哲学不同，不可等同代换
‎控制律（Control Law） 把飞行员输入映射为舵面指令的算法与规则集 属于稳定自动化，飞行员通常感知不到，也不可随意关闭
‎自动驾驶 / AFCS / AP 任务自动化层的模式集合 属于任务自动化，可随时断开，必须有模式显示
‎限制器（Limiter） 约束迎角、过载、滚转速率等不超过边界的保护机制 「有限制器」不等于「不可超控」——美系可超控、法系不可超控、俄系可关闭
‎自动配平 vs 定力配平 前者指系统自动消除杆力；后者特指配平不移动杆位（F-16） 二者不同：多数机械机是手动配平且配平会带动杆位
‎g 指令 vs 俯仰速率指令 前者「拉杆要多少过载」，后者「拉杆要多少俯仰角速度」 F-16 起落架放下时会从 g 指令切换为俯仰速率指令，这是最常被漏建的
‎力敏感 vs 力反馈 力敏感：几乎无位移、测力、不反驱；力反馈：可被反驱 用同一个力反馈摇杆通吃所有机型是最常见的错误
‎PIO（飞行员诱发振荡） 飞行员与飞机组成闭环后的自激振荡，源于相位滞后使人的修正反而注入能量 不等于「飞行员手抖」，是人-机系统问题，飞机与控制律同样有责任
‎负训练（Negative Training） 在模拟器中学到的行为，在真机上不成立甚至有害 与「训练不足」不同——负训练是主动教错，危害更大
‎HQR（操纵品质评级） Cooper-Harper 1–10 级主观评分 HQR 是好手感的主观判据，与 Part 60 的客观容差互补，不可替代
posted @ 2026-10-04 22:42  灵境（虚幻知音）  阅读(5)  评论(0)    收藏  举报