基于規(guī)范背景分析的直升機(jī)縱向長(zhǎng)周期模態(tài)試飛方法研究

摘 要：直升機(jī)縱向長(zhǎng)周期模態(tài)是直升機(jī)前飛狀態(tài)下的固有飛行模態(tài)，是指直升機(jī)受到擾動(dòng)后呈現(xiàn)出的速度和迎角的周期振蕩運(yùn)動(dòng)，在相關(guān)的飛行品質(zhì)規(guī)范中對(duì)該模態(tài)有明確的指標(biāo)要求，是新型直升機(jī)調(diào)整試飛和設(shè)計(jì)定型試飛中必須要進(jìn)行的試飛科目之一。然而有關(guān)該模態(tài)的相關(guān)背景信息卻鮮為人知。文章首先給出了該模態(tài)的規(guī)范要求，然后通過該模態(tài)的由來對(duì)相關(guān)規(guī)范要求的背景進(jìn)行了分析，最后通過這些背景分析，給出了兩種不同的試飛方法、數(shù)據(jù)處理方法和相關(guān)的注意事項(xiàng)。

關(guān)鍵詞：直升機(jī)；縱向長(zhǎng)周期模態(tài)；試飛方法；規(guī)范背景

引言

前飛狀態(tài)下的直升機(jī)縱向長(zhǎng)周期模態(tài)也稱浮沉運(yùn)動(dòng)，它是由直升機(jī)的速度穩(wěn)定性和迎角不穩(wěn)定性決定的，當(dāng)直升機(jī)的速度增大時(shí)，速度穩(wěn)定性使直升機(jī)上仰、減速上升，迎角不穩(wěn)定性使直升機(jī)因上升而低頭，進(jìn)而導(dǎo)致加速下沖，再由速度穩(wěn)定性導(dǎo)致上仰、減速、上升，呈現(xiàn)速度、高度和姿態(tài)的周期變化[1]。

對(duì)于該模態(tài)飛行品質(zhì)規(guī)范GJB902-1990要求如下：

等級(jí)1：對(duì)于周期大于20s的振蕩，必須是穩(wěn)定的；當(dāng)周期小于20s時(shí)，振蕩阻尼比應(yīng)大于0.1。

等級(jí)2：對(duì)于周期大于10s的振蕩，允許有輕微的不穩(wěn)定，但倍幅時(shí)間不得小于10s；對(duì)于周期小于10s的任何振蕩，必須是穩(wěn)定的。

等級(jí)3：對(duì)于周期大于5s的任何振蕩，其發(fā)散倍幅時(shí)間不應(yīng)小于3.5s；當(dāng)周期小于5s時(shí)，必須是穩(wěn)定的。

美軍標(biāo)ADS-33E有關(guān)縱向模態(tài)的要求如下：縱向中等周期響應(yīng)特性要求適用低于帶寬頻率的所有頻率。只要座艙操縱機(jī)構(gòu)脈沖輸入之后任何振蕩模態(tài)的有效阻尼比不小于ζ=0.35。

集中注意力飛行：中等周期響應(yīng)應(yīng)滿足圖1的限制要求。

分散注意力飛行：等級(jí)1：要求所有頻率的響應(yīng)都應(yīng)穩(wěn)定并且有效阻尼比不小于ζ=0.35，其余等級(jí)同圖1。

1 規(guī)范背景研究

前飛狀態(tài)下的縱向長(zhǎng)周期模態(tài)是英國人蘭切斯特最先發(fā)現(xiàn)的，當(dāng)時(shí)他是通過理論計(jì)算發(fā)現(xiàn)固定翼飛機(jī)受擾后飛機(jī)得速度和迎角會(huì)隨著時(shí)間周期振蕩，于是他將他的計(jì)算結(jié)果和飛行員進(jìn)行了溝通，然而，奇怪的是沒有一個(gè)飛行員遇到過縱向長(zhǎng)周期振蕩模態(tài)這一現(xiàn)象，那么是什么原因?qū)е嘛w行員們從來沒有遇到過這一振蕩模態(tài)呢。一個(gè)很重要的原因就是當(dāng)時(shí)的飛機(jī)還比較落后，飛行員在執(zhí)行任何任務(wù)時(shí)都需要集中注意力飛行即目視握桿飛行，而縱向長(zhǎng)周期模態(tài)的振蕩周期較長(zhǎng)響應(yīng)較為緩慢，因此，在振蕩初期飛行員就已經(jīng)發(fā)現(xiàn)了偏離平衡位置的趨勢(shì)并進(jìn)行了干預(yù)，阻止了該模態(tài)繼續(xù)發(fā)展下去，因此大多數(shù)飛行員都沒有遇到過長(zhǎng)周期振蕩模態(tài)這一現(xiàn)象。

然而隨著飛控系統(tǒng)的發(fā)展，飛行器開始有了自動(dòng)駕駛儀等輔助飛行設(shè)備，這就使得飛行員可以進(jìn)行分散注意力飛行，因此對(duì)于需要長(zhǎng)時(shí)間執(zhí)行穩(wěn)定直線平飛任務(wù)的直升機(jī)需要進(jìn)行長(zhǎng)周期模態(tài)的考核，這也就是GJB902-1990當(dāng)中只有ⅡШ類直升機(jī)才需要進(jìn)行該模態(tài)考核的原因。

美軍標(biāo)ADS-33E是目前最先進(jìn)的直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范，從圖1可以看出在集中注意力飛行時(shí)對(duì)于大于12s的振蕩模態(tài)，等級(jí)1允許該模態(tài)發(fā)散，因此相對(duì)于GJB902-1990美軍標(biāo)ADS-33E關(guān)于直升機(jī)前飛狀態(tài)下的縱向長(zhǎng)周期模態(tài)的要求是降低了的，而在分散注意力飛行狀態(tài)下的要求確又高于GJB902-1990，那么為什么會(huì)有這樣的規(guī)定呢？通過查閱ADS-33E試驗(yàn)指導(dǎo)可以知道，有關(guān)該模態(tài)的計(jì)算參數(shù)只需要俯仰角速度而沒有縱向速度[2]，這實(shí)際上是在暗示滿足該條規(guī)范要求的直升機(jī)在真實(shí)的飛行中是不會(huì)出現(xiàn)縱向長(zhǎng)周期振蕩模態(tài)的。

保證直升機(jī)具備這一能力的當(dāng)然是飛行控制系統(tǒng)，現(xiàn)代直升機(jī)的飛行控制率設(shè)計(jì)大部分采用控制增穩(wěn)方式，并且都有姿態(tài)保持功能，此外隨著飛行控制系統(tǒng)的進(jìn)一步提高尤其是電傳飛控系統(tǒng)的出現(xiàn)，直升機(jī)的飛控權(quán)限得到進(jìn)一步提高，因此通過飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)可以解決直升機(jī)穩(wěn)定性的問題，從而在一般的陣風(fēng)擾動(dòng)下直升機(jī)不會(huì)出現(xiàn)縱向長(zhǎng)周期模態(tài)，這也是該條規(guī)范在美軍標(biāo)ADS-33E中被命名為操縱輸入的中等周期響應(yīng)的主要原因。

2 試飛方法

下面首先介紹考核縱向長(zhǎng)周期模態(tài)相關(guān)規(guī)范要求的兩種試飛方法、數(shù)據(jù)處理方法，然后介紹基于規(guī)范背景分析的相關(guān)注意事項(xiàng)。

方法一：首先選擇需要考核的試驗(yàn)狀態(tài)，一般情況下后重心、大重量是最為嚴(yán)苛的考核狀態(tài)，然后選擇所需考核的速度、高度，一般情況下根據(jù)該架直升機(jī)的典型任務(wù)剖面進(jìn)行選擇，如某型直升機(jī)的任務(wù)典型任務(wù)剖面中包含長(zhǎng)時(shí)間的海高1000米平飛飛行，那么在飛行試驗(yàn)時(shí)，就應(yīng)該選擇在該高度進(jìn)行。

在滿足了上述條件之后，直升機(jī)進(jìn)行穩(wěn)定直線配平飛行，然后試飛員進(jìn)行一個(gè)縱向座艙脈沖操縱輸入用于模擬縱向陣風(fēng)響應(yīng)，脈沖結(jié)束后保持15～20s，如果在保持過程中直升機(jī)由于氣動(dòng)耦合導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)角或偏航角的變化則可以使用橫向或航向操縱抑制該氣動(dòng)耦合響應(yīng)，最后改出當(dāng)前狀態(tài)，進(jìn)行下一個(gè)動(dòng)作的準(zhǔn)備工作，如此重復(fù)4-6次上述試飛動(dòng)作，為該模態(tài)的飛行試驗(yàn)提供足夠的數(shù)據(jù)樣本量。

圖2是縱向座艙操縱脈沖動(dòng)作的示意圖，其中的脈沖幅值和動(dòng)作時(shí)間都可以根據(jù)直升機(jī)的響應(yīng)作調(diào)整，一般如果響應(yīng)較小沒有激發(fā)出理想的效果則可以增加該脈沖的幅值或者脈沖時(shí)間，如果響應(yīng)過大則可以對(duì)脈沖的幅值或者脈沖時(shí)間進(jìn)行相應(yīng)的減少。

試驗(yàn)所需要的測(cè)試數(shù)據(jù)有：速度、高度、重量、座艙縱向操縱位移、橫向操縱位移、航向操縱位移、總矩操縱位移、滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度、縱向過載、橫向過載、法向過載、滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、迎角、側(cè)滑角。

獲得試飛數(shù)據(jù)之后采用時(shí)域參數(shù)辨識(shí)方法對(duì)試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，由于在試飛動(dòng)作中通過橫航向操縱抑制了縱橫向的氣動(dòng)耦合現(xiàn)象因此可以采用縱、橫向解耦的四階小擾動(dòng)方程（1），計(jì)算獲得A陣中的未知系數(shù)，相關(guān)的時(shí)域參數(shù)辨識(shí)方法有很兩種，最小二乘法、最大似然法[3]，這里就不具體介紹了，最后求取該矩陣A的特征值，其中的長(zhǎng)周期振蕩特征值就表示縱向長(zhǎng)周期模態(tài)，根據(jù)該特征根的周期和頻率就可以對(duì)直升機(jī)的縱向長(zhǎng)周期模態(tài)進(jìn)行等級(jí)評(píng)定。

方法二：試驗(yàn)條件同方法1，在滿足試驗(yàn)條件后試飛員操縱直升機(jī)穩(wěn)定配平直線飛行，然后推桿或拉桿使空速增加或減少10km/h，之后將縱桿帶回配平位置固持所有操縱并觀察直升機(jī)響應(yīng)，或者在遇到縱橫向耦合時(shí)，采用縱橫向操縱抑制橫航向響應(yīng)并觀察直升機(jī)的縱向通道響應(yīng)。最后通過觀察空速變化判斷該模態(tài)是否收斂，如果收斂則采用峰值比法給出周期和阻尼比并對(duì)該模態(tài)進(jìn)行等級(jí)評(píng)定。

圖3為某型直升機(jī)的長(zhǎng)周期模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果，從試驗(yàn)結(jié)果可以看出該模態(tài)的振蕩周期為10～14s，瞬態(tài)峰值比為0.5（點(diǎn)1比點(diǎn)2），查圖4 可知該模態(tài)的阻尼比為0.21。

注意事項(xiàng)：根據(jù)規(guī)范背景分析可知，針對(duì)GJB902-1990進(jìn)行該模態(tài)的考核時(shí)應(yīng)該側(cè)重在分散注意力飛行時(shí)的考核，推薦的考核條件是接通相關(guān)自動(dòng)駕駛儀功能時(shí)進(jìn)行考核，如單獨(dú)接通接通氣壓高度保持、無線電高度保持、空速保持中其中的任一自駕功能進(jìn)行飛行試驗(yàn)，并且考核的重點(diǎn)還應(yīng)該放在考核直升機(jī)陣風(fēng)響應(yīng)。而針對(duì)美軍標(biāo)ADS-33E則不需要進(jìn)行該模態(tài)的考核。

在運(yùn)用上述兩種方法進(jìn)行飛行試驗(yàn)時(shí)，還應(yīng)該關(guān)注兩個(gè)問題，一是上述方法的試飛動(dòng)作是否容易激發(fā)出長(zhǎng)周期模態(tài)，二是在長(zhǎng)周期模態(tài)振蕩期間橫航向的耦合情況如何。通過收集這兩個(gè)問題的相關(guān)信息，可以預(yù)估執(zhí)行相關(guān)任務(wù)的試飛員工作負(fù)荷。

此外上述兩種方法的側(cè)重點(diǎn)不同，方法一從數(shù)據(jù)處理方式來說側(cè)重求取模型[4]，因此適合于在調(diào)整試飛中尤其是飛控調(diào)參試飛中運(yùn)用該方法，而方法二從動(dòng)作到數(shù)據(jù)處理都更加簡(jiǎn)單、方便適合于鑒定試飛。

3 結(jié)束語

文章給出了前飛狀態(tài)下的直升機(jī)縱向長(zhǎng)周期模態(tài)以及相關(guān)規(guī)范要求的背景分析，并結(jié)合這些分析結(jié)果給出了進(jìn)行該模態(tài)飛行試驗(yàn)時(shí)應(yīng)當(dāng)注意的問題，通過這些注意事項(xiàng)首先可以使評(píng)價(jià)該模態(tài)的試飛方法更具有針對(duì)性，其次通過該方法獲得的試飛數(shù)據(jù)可以為后續(xù)的使用試飛提供更多的數(shù)據(jù)支持。

參考文獻(xiàn)

[1]高正，陳仁良.直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)[M].科學(xué)出版社，2003.

[2]劉選民.ADS-33E-PRF試驗(yàn)指南[S].中國飛行試驗(yàn)研究院，2014.

[3]蔡金獅.飛行器系統(tǒng)辨識(shí)[M].宇航出版社，1995.

[4]楊松山.直升機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的響應(yīng)特征和評(píng)定要求[S].中國飛行試驗(yàn)研究院，2002，3.

作者簡(jiǎn)介：曹嘉 （1985，7-），男，江西南昌人，研究生，工程師，研究方向：直升機(jī)飛行品質(zhì)試飛。