民用飛機PIO工程預測準則及試飛方法研究

劉軍，付琳，徐南波

(中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設計研究院，上海　201210)

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民用飛機PIO工程預測準則及試飛方法研究

劉軍，付琳，徐南波

(中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設計研究院，上海201210)

駕駛員誘發振蕩(PIO)是備受關注的適航安全性問題之一。以某民用飛機為研究對象，設計階段通過工程預測準則計算分析其Ⅰ類、Ⅱ類PIO趨勢，適航驗證階段參考AC25-7A給出民用飛機的PIO試飛方法與評價標準。通過試飛驗證的飛行數據，結合飛行員評價，表明該民用飛機在試飛期間不存在PIO趨勢，滿足CCAR25規章要求，且試飛結果與理論預測結果一致。

民用飛機；駕駛員誘發振蕩；預測準則；試飛方法；試飛評價標準

0　引　言

在民用飛機的安全性、經濟性和舒適性設計要求中，安全性是首要且關鍵的要求。駕駛員誘發振蕩(Pilot Induced Oscillation，簡稱PIO)是影響航空飛行器安全的重要因素之一[1-2]。AC25-7A試飛指南[3]明確指出，為了保證飛機能夠滿足適航規章CCAR25.143(a)和(b)所要求的飛行品質，必須由駕駛員通過高增益閉環任務評定飛機以確定遇到不利PIO趨勢的可能性是極小的。PIO趨勢是由于非正常的飛機和駕駛員動力學特性相互影響，使得人-機系統閉環失穩而造成的[4]。根據產生的機理不同，PIO可分為三類[5]：Ⅰ類——線性的人機耦合振蕩；Ⅱ類——帶位移/速率非線性特性的準線性人機耦合振蕩；Ⅲ類——由模態轉換等瞬態變換導致的非線性人機耦合振蕩。

歐美國家十分重視PIO問題，并針對該問題開展了深入研究，提出了多種有效的PIO工程預測方法[6-7]，還通過分析不同飛機的試飛數據確定了PIO發生的邊界條件，其研究成果已經被應用于民用飛機的設計階段與適航取證階段。針對PIO問題，國內重點研究了Ⅱ類PIO的預測與抑制，開展了電傳飛機的飛行試驗等研究[8-11]，但關于民用飛機適航取證方面的研究較少。

民用飛機的PIO問題是民航審查十分關注的適航安全性問題之一。如何在民用飛機的設計階段規避潛在的PIO趨勢，以及在試飛驗證階段通過合理的試飛方法證明飛機存在PIO趨勢的可能性是極小的成為研究的熱點和難點問題。

本文以某民用飛機為研究對象，設計階段通過工程計算方法預測其Ⅰ類、Ⅱ類PIO趨勢，適航驗證階段參考AC25-7A給出適航符合性試飛方法，并結合試飛試驗，來驗證該民用飛機的PIO趨勢是否滿足相關要求。

1　Ⅰ類PIO預測準則

Ⅰ類PIO趨勢通常采用帶寬/回落準則(Bandwidth/Dropback)[12]。飛行實踐表明，采用該準則預測飛機俯仰跟蹤和著陸狀態的PIO敏感性效果較好。將計算得到的準則參數(帶寬準則的帶寬ωBW、時間延遲τp和回落準則的qmax/qss、Δθmax/qss)畫到帶寬/回落的(時域)準則評估圖上，如圖1所示。

(a) 帶寬準則

(b) 回落準則 圖1　帶寬/回落(時域)準則評估圖Fig.1　Bandwidth/Dropback evaluation criteria

由此建立的PIO趨勢評估標準如下：

(1) 若標注點落入A區，則飛機無PIO趨勢；

(2) 若標注點落入B區，且回落不滿足要求，則飛機有PIO趨勢；若標注點落入B區，但回落滿足要求，則飛機無PIO趨勢；

(3) 若標注點落入C區，則飛機有PIO趨勢。

由于真實飛機是高階非線性系統，運用上述方法分析PIO趨勢時需采用低階等效擬配，以獲得短周期等效的阻尼、頻率、時間延遲和帶寬等參數。

以典型縱向增穩控制模型為例(如圖2所示)，采用低階等效擬配得到起飛構型、速度160 knot、高度10 000 ft飛行狀態下俯仰角速率傳遞函數為

(1)

相應地，俯仰姿態角傳遞函數為

(2)

圖2　縱向增穩控制框圖Fig.2　Longitudinal stability augmentation control block

俯仰角速率低階等效擬配傳遞函數(式(1))表明，等效延遲時間τp為60 ms。縱向操縱時域響應曲線如圖3所示，從該圖可以得到qmax、ass、Δθmax等參數；俯仰姿態幅頻特性曲線如圖4所示，從該圖可以得到帶寬ωBW。帶寬/回落準則的計算結果如表1所示。

(a) 俯仰角速率隨時間的變化曲線

(b) 俯仰角隨時間的變化曲線

(c) 桿位移隨時間的變化曲線 圖3　縱向操縱時域響應曲線Fig.3　Longitudinal control response in time domain

圖4　俯仰姿態幅頻特性曲線Fig.4　Pitch attitude amplitude frequency response 表1　帶寬/回落準則計算結果 Table 1　Bandwidth/ Dropback calculation result

指 標計算值指 標計算值qmax/qss1.85τp/s0.06Δθmax/qss1.32ωBW/(rad·s-1)4.8

按照上述計算方法，選取民用飛機起飛、巡航、著陸以及復飛構型的典型飛行狀態進行計算評估，其結果如圖5所示，可以看出等效延遲時間、帶寬均落在A區域，俯仰角速率、姿態回落均滿足要求，表明該民用飛機不存在I類PIO趨勢。

(a) 姿態帶寬評估結果

(b) 姿態回落評估結果 圖5　各飛行階段帶寬/回落(時域)準則評估結果Fig.5　Result of Bandwidth/Dropback evaluation criteria in different phases

2　Ⅱ類PIO預測準則

工程上，Ⅱ類PIO通常采用開環發生點(Open-Loop Onset Point，簡稱OLOP)準則，如圖6所示，來分析在人機閉環系統中速率限制環節對Ⅱ類PIO的影響。

圖6　OLOP穩定邊界Fig.6　OLOP stability boundary

H.Duda等[13-14]分析了LATHOS數據庫、Y-16數據庫、F-18A數據庫，并選取多個典型飛機構型論證確定了該穩定邊界，證明其適合工程預測。OLOP的意義在于通過開環飛機或人機系統在閉環發生頻率處的頻率響應，來判斷飛機是否具有PIO趨勢。邊界以下，相位滯后、幅值減小，不易發生速率飽和，無PIO趨勢；相反，邊界以上，相位滯后、幅值增大，容易發生PIO趨勢。

采用OLOP準則分析飛機的PIO趨勢時，需要選擇合適的駕駛員模型，本文選用簡單的增益駕駛員模型Kp，確定方法詳見文獻[15]。

OLOP準則的分析步驟如下：

(3)

(2) 計算開環頻率響應Fopen(jω)，并分解為幅頻A(ω)與相頻φ(ω)；

(4) 利用OLOP穩定邊界(圖6)判斷PIO趨勢。

按照上述步驟，選取高度2 600ft、校正空速175knot、起飛構型，增益駕駛員模型Kp取3.2，進行OLOP準則評估，評估結果如圖7所示。

圖7　起飛構型縱向OLOP準則評估結果Fig.7　Result of OLOP evaluation criteria in take-off

3　試飛方法與評價標準

3.1試飛方法

AC25-7A中明確指出，鑒于PIO敏感性的評價基本上是主觀定性的，試飛通常需要3名駕駛員通過高增益閉環試飛評定飛機，以確保飛機遇到PIO的可能性是極小的，并依據操縱評價標準給出飛機的操縱品質評定等級[3]。另外，對于民用飛機而言，在整個試飛期間都應關注飛機的PIO趨勢，同時還需要考慮飛行階段、環境條件、降級失效等因素。本文重點研究典型閉環高增益試飛方法。

(1) 姿態截獲

姿態截獲包括俯仰、滾轉角以及航向三類。

俯仰截獲是在規定的配平狀態下，首先截獲5°俯仰姿態(或者10°，如果飛機當前配平已在5°以上)，然后在兩個方向上做5°俯仰姿態增量的截獲，最后做10°俯仰姿態增量的截獲。試飛過程中盡量保證每一機動的初始狀態在規定飛行條件1 000ft和10knot范圍內(在高速狀態下的大角度俯仰姿態截獲時難以保證)。試飛中如果飛機偏離規定的飛行條件，則應在開始下一機動前配平飛機至初始狀態。

滾轉角截獲是從一個坡度到另一個坡度的滾轉來完成的。首先依次在兩個方向上截獲15°滾轉角，該過程應連續進行幾個循環；然后用30°滾轉角重復這一過程；最后再用45°滾轉角重復 (45°滾轉角截獲需要截獲到機翼水平的狀態)，但在小速度點(例如V2+15knot、VREF)可不必試飛到45°滾轉角截獲。

航向截獲是通過腳蹬快速改變飛機航向，同時控制駕駛桿盡量保持機翼水平。AC25-7A推薦航向截獲一般是 5°的航向變化量。

(2) 精確跟蹤

精確跟蹤任務可以用于評定飛機在紊流大氣條件下飛行時的PIO敏感性。在試飛過程中，需以目視提示或音響提示(由試飛工程師提供)的方式為駕駛員提供指令跟蹤目標，指令應由階躍和斜坡組合且指令序列應足夠長、復雜，以使駕駛員無法預測。試飛過程中盡量保證每一機動的初始狀態在規定飛行條件1 000ft和10knot范圍內。

(3) 進場著陸

對于進場著陸狀態，不再使用單純的精確跟蹤任務，而是采用完整的進場著陸任務來評估。在進場著陸任務中，飛機初始位置需偏離下滑道，由試飛員操縱飛機從偏離位置回到下滑道上。根據接地時飛機的垂直速度和偏離跑道中心線的距離來判斷任務的完成質量。試飛構型、側向偏離距離、垂直速度等參數需根據飛機類型和尺寸來確定。

民用飛機進場著陸通常以-3°軌跡角穩態下滑，其試飛方法是，由右(左)駕駛員操縱飛機進場并建立偏離正常下滑道之上4～5m、偏離跑道中心線30m，在無線電高度35m時，由左(右)駕駛員來操縱飛行，糾偏航跡并著陸。

(4) 顛傾和/或防撞規避

以遠航馬赫數MaLRC配平，拉桿減速后以30°～40°坡度推桿下俯10°加速轉彎，加速到初始配平速度，反方向以1.50g～1.67g拉起并截獲初始航向。

以遠航馬赫數MaLRC配平，下俯10°加速到MaMO，按照上述動作改出。

以遠航馬赫數MaLRC配平，以1.50g～1.67g拉起進入30°轉彎，建立目標過載，以0.5g下俯且反向轉彎，截獲初始航向。

3.2評價標準

雖然PIO本質上是飛行品質問題，但PIO評定具有特殊性，進行PIO試飛驗證時需要駕駛員使用FAA操縱品質評定等級(如表1所示)來評定飛機的PIO趨勢，評定結果需滿足最低FAA操縱品質等級。PIO特性說明及其與美國軍用標準的PIO評分等級間的關系如表2所示。

表2　PIO評定準則及其與美國軍用標準的比較

4　試飛結果分析

某民用飛機在高度9 908 ft、速度150 knot、襟翼2卡位、起落架收起、主飛控系統正常模式下俯仰姿態截獲的試飛數據，如圖8所示。

(a) 高度隨時間的變化曲線

(b) 速度隨時間的變化曲線

(c) 俯仰角隨時間的變化曲線

(d) 桿力隨時間的變化曲線 圖8　縱向俯仰截獲試飛曲線Fig.8　Longitudinal pith capture flight test curve

從圖8可以看出：俯仰姿態截獲良好，縱向操縱桿力符合CCAR25.143(c)的要求；整個動作期間高度變化在 1 000 ft范圍內，速度變化在10 knot范圍內(大角度的俯仰截獲除外)，滿足AC25-7A所規定的試飛要求。

對于主飛控正常模式下的姿態截獲、精確跟蹤、進場著陸以及顛傾和/或防撞規避的HQRM，3名飛行員的評價均為S；對于主飛控直接模式下的姿態截獲、精確跟蹤、顛傾和/或防撞規避的HQRM，3名飛行員的評價均為S，進場著陸的HQRM評價為A。

綜合試飛數據、飛行員評價以及適航局的持續跟蹤審查，表明在整個試飛期間內，飛機不存在任何PIO趨勢，飛機響應正常，滿足最低允許的HQRM要求，也滿足適航條款CCAR25.143(a)和(b)的要求。

5　結　論

(1) 在民用飛機電傳控制律的研發階段，帶寬/回落準則、OLOP準則能夠有效預測飛機的Ⅰ類、Ⅱ類PIO趨勢，從而檢驗控制律設計是否合理。

(2) 本文通過研究AC25-7A，給出了PIO適航驗證的試飛方法與評價準則，并嚴格按照CCAR25規章要求完成了某民用飛機的PIO適航驗證，且試飛結果與理論預測結果一致。該試飛方法與準則同樣適用于其他民用飛機適航取證。

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(編輯：馬文靜)

Research on Engineering Prediction Criteria and Flight Test Method of PIO for Civil Aircraft

Liu Jun, Fu Lin, Xu Nanbo

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Commercial Aircraft Corporation of China, Ltd., Shanghai 201210, China)

Pilot induced oscillation(PIO) is a safety issue which is concerned by airworthiness authorities. A civil aircraft is taken as the research object. I and II PIO susceptibility of a civil aircraft are calculated and analyzed by engineering prediction criteria in design phase. In flight test phase, flight test methods and evaluation criteria of PIO are proposed according to AC25-7A. Results show that there is no PIO susceptibility in this civil aircraft by flight data and pilot comments and it meets CCAR25 regulation requirements. Furthermore, the flight results are consistent with predictions.

civil aircraft; pilot induced oscillation; prediction criteria; flight test method; flight test evaluation criteria

2016-06-04；

2016-06-30

劉軍,liujun2@comac.cc

1674-8190(2016)03-343-06

V271.1

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.03.012

劉軍(1987-)，男，工程師。主要研究方向：飛行品質。

付琳(1980-)，女，研究員。主要研究方向：飛行品質。

徐南波(1984-)，男，高級工程師。主要研究方向：飛行品質。