基于電傳飛控技術的直升機試飛驗證研究

姚海忠，王正偉，張浩華，李 波

(1.陸航試飛大隊，江西 景德鎮 333001； 2.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

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基于電傳飛控技術的直升機試飛驗證研究

姚海忠1，王正偉1，張浩華2，李 波2

(1.陸航試飛大隊，江西 景德鎮 333001； 2.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

針對加裝了航向電傳飛控系統的驗證機，分別采用工程模擬器試驗和空中試飛方式對驗證機進行飛行品質分析和論證，并對典型的RCDH操縱響應類型品質進行了分析和評定。

電傳飛控；驗證機；工程模擬器；飛行品質

0 引言

隨著現代戰爭對直升機使用要求的提高，人們對直升機的飛行品質提出了越來越高的要求。依靠傳統的飛控系統已無法完全滿足ADS-33E飛行品質規范的設計要求，采用先進的電傳飛控系統是有效的技術途徑，是直升機升級換代的重要標志[1]。目前美國的AH-64D、UH-60M、S-92及歐洲的NH-90、EH-101等直升機都采用了電傳飛行控制系統[2]；國內裝備的直升機采用的均是機械操縱+有限權限自動駕駛儀/控制增穩的傳統飛控系統，直升機電傳飛控技術飛行驗證研究為國內首次開展，將為電傳飛控技術在國內直升機領域的應用奠定技術基礎。

電傳飛控系統與傳統飛控系統(機械操縱+增穩系統)相比，能大幅提高直升機的飛行品質，提高直升機的安全性，減輕系統重量，同時提高系統維護性，降低使用費用[3]。

本文在直升機電傳飛控系統頂層設計、解耦控制律設計、原理樣機研制及地面試驗等研究的基礎上，開展了直升機電傳飛控系統技術飛行演示驗證研究，針對加裝了航向電傳飛控系統的電傳驗證機，結合驗證試飛的體驗，論述了電傳飛控系統試飛的各個環節和驗證結果。

1 試飛對象

1.1 驗證機狀態

直升機電傳飛控演示驗證驗證機為單旋翼帶尾槳構型，四片主槳葉，星型柔性槳轂，涵道式尾槳；前三點式可收放起落架。

為了降低風險，俯仰、橫滾、總距操縱線系及執行機構與改裝前的原機相同；航向軸將原操縱線系斷開，由航向操縱舵機代替原航向助力器。

1.2 電傳飛行控制系統架構

驗證機航向操縱舵機代替原航向助力器后，電傳控制計算機通過電信號指令航向舵機運動來實現航向軸的操縱。航向操縱舵機為機械雙余度、電氣四余度的旋轉閥式DDV舵機(RDDV)。航向舵機具有全權限的操縱能力，可以完全跟蹤腳蹬位移，也可以在腳蹬位移的基礎上疊加飛控控制律的指令。演示驗證電傳飛控系統架構見圖1。

圖1 演示驗證電傳飛控系統原理框圖

電傳飛控系統分主飛行工作(PFCS)、應急飛控(EFCS)、模擬機械桿系三種方式。正常情況下，電傳飛控系統上電則默認進入主飛行工作方式；當出現數字系統三次及以上故障或者飛行員撥動操縱臺的應急飛控開關，系統則轉入應急飛控工作方式；通過撥動操縱臺上的“模擬桿系”開關可以進行主工作模式及模擬機械桿系之間的轉換。三種工作方式切換示意見圖2。

2 工程模擬器地面試飛驗證

2.1 試驗目的

工程模擬器地面試飛驗證是人在回路的地面飛行仿真試驗手段，主要用于開展飛行品質仿真試驗、故障及特情仿真試驗、試飛科目飛行仿真試驗等。工程模擬器仿真試驗作為電傳飛控系統研制的重要試驗環節，可對飛行控制律進行仿真驗證評定，并為飛行員體驗電傳系統特性提供有效手段，與空中試飛形成有效互補[4，5]。

圖2 電傳飛控系統工作邏輯示意

本試驗采用與驗證機相一致的座艙操縱顯示裝置和驗證機飛行運動方程模型進行全模擬的飛行仿真驗證，主要目的是檢查飛行階段的過渡(巡航、懸停、著陸等)、狀態轉換、模態轉換(PFCS、EFCS)等狀態的操縱負荷情況；對飛行控制律改善飛行品質的情況進行仿真評估(飛行試驗機動科目包括懸停靜穩定性、偏航保持、偏航操縱、平飛靜穩定性、協調轉彎、預選航向保持等)，在工程模擬器上得到經飛行員驗證評估的直升機電傳飛行控制律。

2.2 試驗方法

直升機電傳飛控技術工程模擬器飛行仿真試驗總結了以往型號試驗經驗并針對電傳飛控系統特點，采取如下試驗方法：

1)由控制中心系統完成對試驗運行前的初始化設置，管理系統、航電綜合顯示系統、操縱負荷系統、飛行動力學系統、視景以及音響等系統準備就緒；

2)施加操縱輸入，飛行動力學系統依據駕駛員的操縱量進行直升機飛行運動方程解算，并將解算結果通過管理目標機分別發送給視景系統、航電綜合顯示系統和音響系統；

3)視景系統依據方程解算的直升機位置和姿態進行飛行虛擬景象顯示；

4)航電綜合顯示系統提供儀表顯示信息，音響系統提供旋翼及發動機仿真音效；

5)駕駛員通過獲得的視景顯示和航電顯示信息作出進一步的反應，操縱并控制直升機的運動。

通過以上步驟構成人在環的仿真回路，控制中心系統可對試驗過程中各系統狀態進行監控，同時可對關鍵數據進行數值或曲線的實時顯示，并完成數據記錄。

2.3 試驗結果

工程模擬器地面試飛驗證試驗原理框圖如圖3所示，工程模擬器仿真試驗開展了懸停仿真試驗、平飛仿真試驗、預選航向保持(HDG)仿真等試驗，驗證直升機航向操縱的飛行品質是否達到ADS-33E飛行品質規范相關要求。

圖3 工程模擬器飛行仿真試驗原理框圖

試驗結果評定主要包括對試驗數據結果的分析和飛行員主觀評價兩個部分，其中飛行員的主觀評定依據主要參考“庫珀-哈珀”飛行品質駕駛員評定要求。部分科目仿真試驗數據見圖4-圖6，飛行員主觀評定結果見表1。

圖4 懸停仿真試驗

圖5 平飛靜穩定性仿真試驗

圖6 預選航向保持(HDG)仿真試驗

從仿真試驗數據和駕駛員評定結果可看出，驗證機飛行品質滿足ADS-33E規范等級1要求，但試驗部分數據為數值仿真或模型解算結果，并不能完全反映驗證機的真實狀態，故控制律參數還需在空中試飛中進行驗證和調整。

表1 駕駛員主觀評定結果(部分科目)

3 空中試飛驗證

工程模擬器仿真試驗主要用于系統研發地面驗證階段，但由于模型與真實直升機的特性存在差異，需進行空中試飛驗證以最終評價電傳飛控系統的工作特性和直升機的飛行品質[6]。

3.1 試飛內容及方法

由于驗證機僅加裝了航向電傳飛控系統，故試飛內容僅驗證航向通道的各項性能，包括懸停長試、模擬機械桿系工作模式調整試飛、PFCS工作模式調整試飛，操縱輸入的短周期及中長周期響應、航向預選與保持、機動飛行等驗證試飛科目。

由于電傳飛控系統在國內直升機上應用尚屬首次，應用經驗不足。為降低風險，試飛采取先易后難，逐步放開系統控制權限的方法進行，主要如下：

1) 驗證機驗證試飛前，先在與驗證機同型號且沒加裝航向電傳飛控系統的直升機上進行試飛和特情科目飛行訓練，目的是使飛行員掌握驗證機的飛行品質特性及可能由于電傳飛行控制系統故障帶來的風險的處置措施；

2) 摸清驗證機特性之后，在驗證機上首先采用系統小權限，由模擬機械桿系工作模式過渡到PFCS工作模式的策略進行調整試飛，根據調整試飛數據進行航向電傳飛控系統設計更改和控制律調參；

3) 最后，在系統小權限調整試飛的基礎上逐步放大控制增穩權限進行試飛驗證。

3.2 試飛結果及分析

在PFCS工作模式下，電傳飛控飛行演示驗證項目共進行了19架次15h40min的驗證試飛，試飛科目包括懸停和前飛人工頻率掃描、懸停和前飛中等周期響應、協調轉彎、航向預選與保持、模擬桿系和PFCS工作模式下的模擬自轉等試飛大綱中規定的所有內容。試飛結果表明：加裝航向電傳飛控系統后的驗證機航向操縱性和穩定性良好，全權限航向控制增穩、航向保持、航向預選與保持系統功能正常；電傳飛行控制系統的系統狀態轉換與申報功能正常，RCDH操縱響應類型等飛行品質指標滿足《ADS-33E美國軍用直升機飛行品質規范》關于航向飛行品質指標的要求。

ADS-33飛行品質規范中對RCDH操縱響應類型的要求為：“航向保持響應類型，其脈沖響應應如圖7所描述的那樣[7]。在脈沖輸入之后，滾轉姿態和航向則必須在10秒內回復到峰值的10%以內或1°，取兩者中的較大者。對于等級1，姿態或方向應在規定的范圍內保持至少30秒。這一試驗中，最大姿態和航向的偏移量應從勉強可感覺到的程度變化到至少10°。”

RCDH操縱響應試飛結果見圖8。從試飛結果可知，RCDH操縱響應類型形狀，10秒內回落至峰值的10%以內，30秒內基本保持航向角穩定。

圖7 RCDH操縱響應要求

圖8 RCDH操縱響應試飛結果

4 地面和空中試飛對比

電傳飛控演示驗證驗證機較傳統的直升機最大的一特點是具有RCDH操縱響應類型，本章就驗證機空中試飛與地面試飛的RCDH響應品質進行對比分析。

在工程模擬器試驗臺上和空中試飛中分別進行相同的偏航操作動作(以中速右腳蹬，然后左腳蹬)，得出的試飛曲線見圖8、圖9所示。從圖中可看出，兩者具有類似的操縱響應特性，試飛結果表明電傳飛控系統驗證機具有RCDH操縱響應功能。在工程模擬器上，偏航操縱動作結束后偏航角能保持穩定，且穩定精度滿足等級1要求。

工程模擬器上運用的模型是理論值，飛行員能夠較為輕松地操縱直升機，而在空中試飛中，直升機模型更為復雜，對飛行員的駕駛水平要求更高。從空中試飛曲線可看出，飛行員飛出了較好的RCDH操縱響應品質。

圖9 RCDH操縱響應曲線(地面)

5 結 論

加裝了電傳飛控系統的直升機與裝傳統飛控系統的直升機最大的區別是能大大地提升飛行品質。本文基于飛行員在工程模擬器及空中試飛的感受，對電傳飛控驗證機偏航通道的飛行品質進行論證和評述。試飛結果表明，電傳飛控驗證機滿足ADS-33飛行品質規范中的要求，可以為我國直升機電傳飛控系統的研發和試飛提供經驗和參考。

[1] 王永熙.有人駕駛飛機電傳飛行控制系統的研制[C].中國航空學會年會，1999.

[2] 李益瑞.電傳飛控系統的功能與關鍵問題及發展[J].飛行力學，1997.

[3] 王昆玉.直升機飛行控制系統[M].北京：藍天出版社，1991.

[4] 吳 超.某直升機工程飛行模擬器控制中心的研究與實現[J].計算機仿真,2006.

[5] 朱國民.直升機工程模擬器研究與應用[J].直升機技術，2006(2)：36-40.

[6] 田福禮.試飛確定電傳飛控系統穩定峪度[J].飛行力學，1999.

[7] ADS-33E美國軍用直升機飛行品質規范[S].

Helicopter Flight Test Verification Research based on Fly by Wire Flight Control System

YAO Haizhong1,WANG Zhengwei1,ZHANG Haohua2,LI Bo2

(1.Army Aviation Test Flight Group, Jingdezhen 333001, China；2.China Helicopter Research and Development Institute , Jingdezhen 333001,China)

This paper focused on the verification helicopter installed yaw fly by wire flight control system. Respectively used engineering simulator test and air flight test to analyze and demonstrate flying qualities of the verification helicopter. In addition，analyzed and assessed the typical RCDH operation response qualities.

fly by wire flight control； verification helicopter； engineering simulator； flying qualities

2015-03-06

姚海忠(1973-)，男，江蘇啟東人，本科，主要研究方向：直升機試飛技術。

1673-1220(2015)02-058-05

V249

A