等效模型電傳直升機(jī)預(yù)估飛行品質(zhì)試飛方法

張宏林

(中國飛行試驗(yàn)研究院飛機(jī)所，陜西 西安 710089)

0 引 言

隨著世界直升機(jī)技術(shù)的發(fā)展，電傳直升機(jī)由于其獨(dú)特的駕駛品質(zhì)在直升機(jī)領(lǐng)域得到了廣泛的認(rèn)可。相比傳統(tǒng)的機(jī)械操縱直升機(jī)，直升機(jī)電傳飛行控制系統(tǒng)的主要目的是通過先進(jìn)的控制律設(shè)計(jì)提高直升機(jī)的飛行品質(zhì)，減輕試飛員的操縱負(fù)擔(dān)。直升機(jī)電傳飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)采用顯模型跟隨設(shè)計(jì)技術(shù)，通過指令模型控制并跟蹤直升機(jī)響應(yīng)[1-2]。電傳直升機(jī)飛控系統(tǒng)在研制階段，都是經(jīng)過了大量的實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)，保證飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)參數(shù)設(shè)置、系統(tǒng)軟硬件等狀態(tài)已達(dá)到裝機(jī)狀態(tài)。但由于實(shí)驗(yàn)室條件與空中實(shí)際使用環(huán)境之間存在的差異，在實(shí)際飛行品質(zhì)試飛中會(huì)受多種因素影響，包括駕駛員的操縱耦合、超調(diào)響應(yīng)、時(shí)延，試飛環(huán)境的氣流擾動(dòng)、大氣溫度，試飛質(zhì)量、溫度、高度及設(shè)計(jì)輸入方式，這些因素都會(huì)影響飛行試驗(yàn)結(jié)果，不可避免地影響試飛效率及試飛結(jié)果的準(zhǔn)確性。一般通過設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)輸入動(dòng)作、限制試飛條件等盡可能的弱化其影響，但仍不能做到完全消除影響[3]，導(dǎo)致在實(shí)際飛行狀態(tài)下難以完全達(dá)到研制要求規(guī)定的技術(shù)指標(biāo)，需要通過大量的飛行試驗(yàn)逐漸滿足技術(shù)要求，達(dá)到驗(yàn)證狀態(tài)。

為準(zhǔn)確快捷地獲得所需的試驗(yàn)結(jié)果指標(biāo)參數(shù)，本文結(jié)合飛行試驗(yàn)，提出基于等效模型的電傳直升機(jī)預(yù)估飛行品質(zhì)試飛方法，并對該方法有效性進(jìn)行驗(yàn)證。

1 等效模型的試飛方法分析

等效模型辨識(shí)，是直升機(jī)系統(tǒng)辨識(shí)的重要內(nèi)容，等效模型相比傳統(tǒng)直升機(jī)的經(jīng)典氣動(dòng)模型更適用于單輸入單輸出響應(yīng)?；诘刃Ｐ捅孀R(shí)涉及參數(shù)少，便于進(jìn)行的飛行品質(zhì)科目的量化評估,目前在直升機(jī)控制律設(shè)計(jì)、驗(yàn)證、飛行品質(zhì)研究和飛行性能測試等領(lǐng)域有廣泛應(yīng)用[4-5]。ADS-33E是目前國際上最新版本的軍用直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范，該規(guī)范強(qiáng)調(diào)了針對直升機(jī)的作戰(zhàn)和使用能力的考核。美國、歐直的新型電傳直升機(jī)的研制和試飛都采用了ADS-33E。規(guī)范要求了37項(xiàng)開環(huán)科目進(jìn)行預(yù)估飛行品質(zhì)考核及 23 項(xiàng)閉環(huán)任務(wù)科目進(jìn)行認(rèn)定飛行品質(zhì)考核，以確保直升機(jī)能有效執(zhí)行各種飛行任務(wù)，其中37項(xiàng)開環(huán)科目的預(yù)估品質(zhì)評定準(zhǔn)則大多能夠通過典型的單軸等效模型給定[6]。

與傳統(tǒng)直升機(jī)相比，電傳直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)對直升機(jī)的飛行品質(zhì)有著較大的影響，尤其是全權(quán)限的電傳飛行控制系統(tǒng)依靠逆模型跟蹤等現(xiàn)代控制理論極大的改善了直升機(jī)的飛行品質(zhì)特性，也可以較為容易的按照飛行品質(zhì)和動(dòng)力學(xué)特性的要求設(shè)計(jì)各種響應(yīng)類型的控制律，而控制律設(shè)計(jì)是保證系統(tǒng)功能和直升機(jī)飛行品質(zhì)實(shí)現(xiàn)的最直接、最重要的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一[2]。其中，ACAH響應(yīng)是目前國內(nèi)電傳直升機(jī)定義的一種主要使用模式。在該模式下直升機(jī)的姿態(tài)變化和桿偏移成比例，當(dāng)在配平姿態(tài)時(shí)，可以通過姿態(tài)保持穩(wěn)定直升機(jī)，飛行員不必執(zhí)行姿態(tài)穩(wěn)定。使直升機(jī)在增大穩(wěn)定性的同時(shí)，仍具有一定的機(jī)動(dòng)性，典型ACAH響應(yīng)控制律框圖如圖1所示[7]。基于建立的等效模型對ACAH響應(yīng)試飛結(jié)果進(jìn)行等效辨識(shí)，擬配結(jié)果如圖2所示。

圖1 ACAH響應(yīng)控制律框圖

圖2 ACAH響應(yīng)類型試飛曲線

其中，Kp為反饋增益，Ks為前饋增益，Ts為角速率響應(yīng)時(shí)間常數(shù)，為速率響應(yīng)增益。對一個(gè)姿態(tài)指令控制系統(tǒng)，模型通常采用二階形式，如式（1）所示：

由擬合結(jié)果可以看出，ACAH響應(yīng)的試飛結(jié)果與理論等效模型擬配曲線基本一致，二者的擬合精度r2達(dá)到99%。按照品質(zhì)規(guī)范要求，二者r2偏差小于3%則辨識(shí)結(jié)果滿足試飛要求[8]，說明該方法適用于電傳直升機(jī)的飛行品質(zhì)試飛。目前電傳直升機(jī)的基本控制設(shè)計(jì)，通常都具有典型的低階響應(yīng)模態(tài)，適合采用低階等效模型的方法。因此，對于電傳直升機(jī)典型開環(huán)科目的預(yù)估飛行品質(zhì)考核，可采用先將其擬配為等效模型，再進(jìn)行飛行品質(zhì)等級的評價(jià)的方法，具體飛行試驗(yàn)流程如圖3所示。

圖3 基于等效模型的飛行試驗(yàn)流程

2 飛行試驗(yàn)與分析

2.1 飛行試驗(yàn)

本文結(jié)合某型直升機(jī)飛行試驗(yàn)，以姿態(tài)敏捷飛行品質(zhì)試飛為例對該方法的有效性進(jìn)行驗(yàn)證。

試驗(yàn)以某型直升機(jī)為試驗(yàn)機(jī)，該型機(jī)安裝有全權(quán)限電傳飛控系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)對直升機(jī)的飛行狀態(tài)控制。該直升機(jī)的飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)采用了姿態(tài)控制/保持（ACAH）及速率控制/姿態(tài)保持（RCAH）響應(yīng)類型設(shè)計(jì)，其中ACAH是直升機(jī)的主要使用模式。本文進(jìn)行的試驗(yàn)結(jié)果及分析是均基于ACAH響應(yīng)類型進(jìn)行的。姿態(tài)敏捷指標(biāo)作為直升機(jī)飛行品質(zhì)試飛的重要部分。通過角速度峰值與姿態(tài)變化峰值之比(Δp/Δ?)隨最小姿態(tài)改變量(Δ ?min)的變化對直升機(jī)完成諸如追隨跟蹤所要求的迅速、精度姿態(tài)變化能力的進(jìn)行評價(jià)[8]。

飛行試驗(yàn)高度選取相同地效外高度層穩(wěn)定懸停，保障初始配平條件一致。由初始配平狀態(tài)進(jìn)行橫向壓桿快速階躍操縱輸入，階躍操縱輸入幅值由低到高，通過改變幅值獲得不同的最小姿態(tài)改變量()對應(yīng)的角速度與姿態(tài)峰值之比()。試驗(yàn)過程試飛動(dòng)作時(shí)間歷曲線如圖4所示；最終得到姿態(tài)敏捷響應(yīng)試驗(yàn)結(jié)果如圖5所示，圖中“*”為推桿試飛結(jié)果，“。”為拉桿試飛結(jié)果。

圖4 直升機(jī)姿態(tài)敏捷試飛響應(yīng)曲線

圖5 修正前直升機(jī)姿態(tài)敏捷響應(yīng)結(jié)果

2.2 結(jié)果分析

姿態(tài)敏捷標(biāo)準(zhǔn)的背景資料與初始研究基于大量的仿真和飛行試驗(yàn)，試飛動(dòng)作主要通過許多不連續(xù)的理想階躍輸入構(gòu)成的[6]。但實(shí)際飛行試驗(yàn)中受人體生理因素條件的限制，不可避免的會(huì)出現(xiàn)超調(diào)、時(shí)延、非固持操縱等現(xiàn)象[9]，如圖4即出現(xiàn)了典型的超調(diào)操縱輸入。若直接對原始試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行評估，就會(huì)導(dǎo)致試飛結(jié)果的失真[10]。由圖5所示數(shù)值偏差近150%，無法作為有效的試飛結(jié)果。

本文通過基于等效模型的飛行品質(zhì)試飛方法，根據(jù)直升機(jī)的ACAH響應(yīng)特性，選取二階等效系統(tǒng)對直升機(jī)姿態(tài)響應(yīng)類型進(jìn)行辨識(shí)[7]。以操縱位移為輸入，直升機(jī)姿態(tài)角的改變量為輸出，通過參數(shù)辨識(shí)，獲得目標(biāo)操縱下直升機(jī)姿態(tài)敏捷試飛響應(yīng)的等效模型如式（2）所示。

根據(jù)姿態(tài)敏捷飛行品質(zhì)規(guī)范要求設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)設(shè)計(jì)輸入如圖6所示[6]。將圖6設(shè)計(jì)理想標(biāo)準(zhǔn)輸入導(dǎo)入姿態(tài)敏捷等效模型（2）中，即可得到修正后姿態(tài)敏捷響應(yīng)結(jié)果，如圖7所示。由于修正了原始數(shù)據(jù)中超調(diào)等不利操縱引起的響應(yīng)振蕩，修正后實(shí)際的最小姿態(tài)改變量增大。同時(shí)，對應(yīng)具有有較高的一致性，最大數(shù)值偏差不超過10%。由修正前后的試飛結(jié)果對比可得，明顯原始結(jié)果具有較大的離散性，難以判讀結(jié)果的準(zhǔn)確性。通過基于等效模型的試飛方法修正后，消除了原始數(shù)據(jù)中的不利操縱，試飛結(jié)果明顯具有較高的一致性，結(jié)果精度顯著提高，符合電傳直升機(jī)的姿態(tài)敏捷響應(yīng)特性規(guī)律[11]。

圖6 直升機(jī)姿態(tài)敏捷理想輸入

圖7 修正后直升機(jī)姿態(tài)敏捷響應(yīng)結(jié)果

此外，基于等效模型的電傳直升機(jī)預(yù)估飛行品質(zhì)試飛技術(shù)已在電傳直升機(jī)軸間耦合試飛及高原總距高度響應(yīng)等試飛科目中得到了有效的應(yīng)用[12-13]?；谠摲椒?，可以有效準(zhǔn)確的獲得評價(jià)飛行品質(zhì)所需的量化指標(biāo)，便于對飛行試驗(yàn)結(jié)果的考核。

3 結(jié)束語

本文結(jié)合飛行試驗(yàn)結(jié)果，對基于等效模型的電傳直升機(jī)飛行品質(zhì)試飛方法進(jìn)行了分析和驗(yàn)證，可以得到以下結(jié)論：

1)該方法基于試飛數(shù)據(jù)的高精度等效擬配模型，通過標(biāo)準(zhǔn)化的試飛動(dòng)作設(shè)計(jì)對原始試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行修正，最大化消除實(shí)際試飛動(dòng)作中因不利操縱等人為因素帶來的響應(yīng)，得到理想條件下的響應(yīng)曲線，從而獲得更為準(zhǔn)確的試驗(yàn)結(jié)果，便于對電傳直升機(jī)飛行品質(zhì)的試驗(yàn)考核。

2)結(jié)合飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了該方法對電傳直升機(jī)飛行品質(zhì)指標(biāo)考核的有效性，通過該方法，可有效減少無效試飛架次，提高試飛效率。為后續(xù)變穩(wěn)直升機(jī)試飛應(yīng)用打下基礎(chǔ)，為進(jìn)一步加深開環(huán)耦合研究，建立駕駛員模型提供依據(jù)，為未來品質(zhì)規(guī)范的編制、研究提供有效方法。