民用電傳飛機顫振/ASE 試飛風險控制技術

王海剛，張紹云

（中國商飛民用飛機試飛中心試飛運行部，上海 210016）

0 引 言

顫振/氣動伺服彈性（ASE）是飛行器能遇到的最復雜的物理現象之一，涉及非定常氣動力、結構動力學、飛行控制等多個學科，顫振/ASE 試飛風險極高，國內外因顫振試飛而發生意外的飛機不甚枚舉。避免顫振要從設計分析開始，霍應元等從工程型號設計的角度，研究了大型飛機氣動彈性設計的翼面剛度、跨聲速顫振特性分析及氣動伺服彈性分析等關鍵技術，給出了解決措施；李秋彥等總結了新一代戰斗機氣動彈性設計歷程，詳細闡述復雜結構氣動彈性設計、高精度結構動力學分析、顫振模型設計與風洞試驗、主動顫振邊界預測等關鍵技術。對飛機顫振問題，國內外研究者從設計分析角度開展較多研究，對顫振/ASE試飛風險控制技術方面的研究較少，盧曉東等全面總結了ARJ21-700 飛機顫振試飛測試方法、試飛方法、激勵方法及數據處理，但對試飛風險方面未進行說明。

盡管顫振設計分析技術不斷發展，設計分析精度不斷提高，但試飛實踐表明，顫振/ASE 理論分析預測和有限地面試驗，并不能發現所有潛在問題。E-6 飛機顫振試飛事故表明，實際結構非線性、不確定性因素不一定能在試飛前發現，YF-16/17 飛機試飛時遇到橫滾脈沖激勵起6.5 Hz 反對稱模態和滾轉角速率傳感器反饋形成不穩定現象，該問題并沒有在分析或地面試驗中發現。F.A.Barfield 等發現案例中飛機在進近構型、側滑機動時，襟翼抖動反饋到襟翼鉸鏈附近的俯仰陀螺，引起持續共振。因此，顫振/ASE 試飛實施中的風險控制技術研究對于確保試飛安全具有重要意義。

民用電傳飛機顫振/ASE 存在諸多挑戰：飛機尺寸大，結構柔性增加，模態影響顯著；典型商用飛機巡航速度在跨聲速段，激波等復雜非線性現象給氣動力計算帶來挑戰；采用全時全權限電傳飛控系統，多組傳感器、多反饋回路、復雜增益控制律設計，使ASE 穩定性設計更加困難。為了確保試飛安全，需要準確全面地識別顫振/ASE 試飛相關的危險源，并制定風險降低措施和應急預案。

本文基于民用飛機試飛特點，總結民用飛機顫振/ASE 試飛準備中理論評估、機上測試和地面監控設備等方面注意事項；分析民用電傳飛機的試飛激勵和機組人員組成特點，采用風險矩陣工具識別潛在風險，進行全面風險評估，制定風險降低措施和應急處置程序，提出機上人工切斷和地面實時分析技術；基于MATLAB，開發地面顫振/ASE 實時分析的專用軟件，為試飛高效推進提供決策依據；該風險控制技術進行應用型號試飛，以期確保顫振/ASE 試飛安全、高效開展。

1 試飛準備工作

1.1 理論評估中注意事項

典型的顫振/ASE 理論評估過程如圖1 所示，理論模型經過縮比模型、風洞試驗、地面試驗、飛行試驗不斷更新，以提高顫振預測準確度，通過傳感器位置合理選擇和限幅濾波器提高ASE 裕度。在實際執行試飛前，理論評估需要重點關注模型構型與試飛實際構型的一致性。一架通用飛機在GVT 之后對平尾設計進行了較大更改，但未重新計算顫振，顫振試飛時在較小的速度便發生顫振飛機墜毀。一般民用飛機試飛，在完成GVT 試驗到顫振試飛可能間隔較長時間，需要考慮期間飛機構型變化，比如可能對飛機顫振/ASE產生影響的測試改裝更改、飛機本身結構更改等，試飛前應對實物構型差異進行評估。

圖1 顫振/ASE 研發流程圖Fig.1 Flutter/ASE development process

ASE 理論分析需要評估各個飛控模式的穩定性，典型的電傳民用飛機通常有正常模式、輔助/降級模式、直接模式等，需要對每種模式下穩定性進行分析。

1.2 機上測試及地面監控系統

顫振/ASE 試飛主要的機上測試改裝系統，按照其功能可以分為激勵系統和監控系統兩類，激勵系統包括掃頻設置和信號注入設備，不同的飛機根據駕駛艙空間布局激勵需求，專門設計控制系統，面板通常集成在駕駛艙由試飛員操作。監控系統包括振動傳感器、試飛工程師監控臺及切斷開關、遙測系統等，如表1 所示。此外考慮到高速段空速準確性問題的影響，還需根據實際情況選擇加裝拖錐及駕駛艙綜顯用于提供速度、高度參考。地面監控還需配置專用的監控頁面、ASE 準實時分析軟件等。

表1 顫振/ASE 試飛測試改裝需求Table 1 Flight flutter/ASE test instrumentation

2 試飛方法

2.1 激勵方法

民用電傳飛機顫振/ASE 試飛通常采用人工脈沖和飛控舵面自動掃頻的激勵方法。

人工三向脈沖是指試飛員快速拍擊側桿或踩方向舵腳蹬，向飛機施加快速脈沖激勵，觀察飛機振動收斂特性，用以定性檢查飛機穩定性。可通過機上人員主觀判斷和地面監控大廳振動數據衰減情況分析，進行穩定性確認。脈沖激勵方式簡單但能量小，信噪比低，需要進行數據降噪處理。原則上首次到新的高度速度點，必須先進行三向脈沖檢查，檢查正常后才可進行其他的動作。

自動掃頻是指通過測試設備向飛控計算機注入正弦線性掃頻信號，驅動舵面進行掃頻，一般典型的掃頻持續時間30 s 左右，頻率范圍0.5～30 Hz。掃頻同時記錄飛控系統輸出信號，通過輸入/輸出信號進行傳遞函數頻域響應運算，最終得到飛機氣動伺服彈性系統的定量穩定裕度。

2.2 機組分工

典型的民用飛機顫振/ASE 試飛可由4～5 人機組組成，包括2～3 名試飛員和2 名試飛工程師，機上人員分工可采取如下的方案。

（1）試飛員1 負責掃頻前后的飛機狀態控制，監控速度、高度；

（2）試飛員2 負責掃頻激勵設備操作，與地面和客艙工程師通信；

（3）駕駛艙觀察員負責試驗任務講評和狀態監控；

（4）客艙試飛工程師1 負責關鍵振動數據監控、切斷開關操作、與駕駛艙通話；

（5）客艙試飛工程師2 負責目視觀察飛機內部、外部振動/噪聲情況，輔助進行關鍵振動數據監控。

需要說明的是也有試飛機構要求最小機組登機，但針對民用飛機試飛特點，最小人員配置根據試飛科目需求而定，能有效降低試飛風險的最低必要人員登機即可。

3 風險控制

3.1 風險分析

顫振/ASE 試飛由于在大動壓/大馬赫數下進行，并且有意地激勵起整機較大幅度振動，采用FAA 推薦的試飛風險評估程序和風險矩陣工具對識別出的風險源進行評估，如表2 所示，其中三個風險源依次為：飛機顫振/ASE 不穩定、不良操穩特性和局部結構損壞。

表2 風險矩陣Table 2 Risk matrix

（1）飛機顫振/ASE 不穩定

可能致因包括大動壓/大馬赫數飛行氣動不確定性、飛機本體結構系統不確定性，考慮到試飛前開展的理論評估和地面試驗驗證該風險發生的概率，認為偶然等級比較適合。產生后果可能導致飛機主翼面或操縱面破損、缺失，飛機操縱困難，甚至失去控制，后果嚴重程度屬于災難性，因此風險源1 在風險矩陣中如表2 中①所示，為高風險。

（2）不良操穩特性

可能致因包括異常的飛機操控響應，高高度試驗點速度裕度小，機動過程中觸發抖振或失速，電傳飛機正常控制律改善操穩特性，氣動上導致后果可能只有在降級/直接模式下才會表現出來，因此風險源2 發生概率要根據試飛飛控模式確定，一般的正常模式可認為在不太可能和極不可能之間。產生的后果可能導致飛機損毀，機組嚴重受傷，屬于危險的等級，因此其在風險矩陣中如表2中②所示，為中風險。

（3）局部結構損壞

可能的致因包括飛機高速飛行時，未知的氣動效應造成局部結構異常振動。顫振/ASE 理論分析和風洞試驗都是主結構的分析，通常忽略局部結構細節，在大動壓/大馬赫數及較大振動激勵的工況下局部結構損壞風險源發生概率較高，根據工程經驗歸到可能的等級。產生后果可能導致飛機局部結構損傷，典型的部位包括舵面、作動器、艙門等，后果的等級為重大，因此其在風險矩陣中如表2 中③所示，為高風險。

3.2 風險降低措施

3.2.1 循序漸進方法

顫振/ ASE 試飛循序漸進具體措施包括：

（1）地面進行激勵及切斷系統、遙測監控的聯試；

（2）試驗點執行順序按照動壓從小到大，并選擇合適的速度步長；

（3）確認顫振/ASE 裕度足夠后，才可進行下一個狀態點試飛。

3.2.2 機上手動切斷技術

民用飛機試飛組織模式通常由試飛員和試飛工程師共同登機執行飛行。借鑒顫振風洞試驗時通過人工開關在判斷顫振發生時緊急停車以保護模型的做法，將該方案應用到試飛中，并加以改進。在試飛工程師監控臺設置掃頻切斷開關，并在監控臺配置專用的畫面監控重要位置的振動數據和舵面偏度數據，設置振動限制值，振動超限時信號燈亮起，提示試飛工程師進行切斷（如圖2 所示）。振動門限值通常通過設計理論評估或實際飛行數據確定，在試飛過程中也可根據實際情況進行更新調整。

在實際執行中，試飛中機組密切關注飛機振動、噪聲情況，如有異常立即中止試驗點。試飛工程師執行切斷的情況有以下兩種情形，處置方式分別為中止和停止。

（1）中止：振動參數/舵面偏度超限，中止掃頻，無需立即減速，等待下一步指令；

（2）停止：異常情況，立即停止激勵，并控制飛機減速至上個已知安全速度，等待下一步指令。

圖2 機上試飛工程師監控頁面Fig.2 Onboard flight test engineer monitoring picture

3.2.3 地面監控軟件

試飛中對振動試飛數據和ASE 注入、取出數據進行監控，確認數據是否符合預期。基于MAT?LAB 開發專用軟件，典型的監控頁面設置如圖3～圖4 所示，其中1 kn=0.514 4 m/s。

圖3 地面顫振監控頁面Fig.3 Telemetry flutter monitoring picture

圖4 地面ASE 監控頁面Fig.4 Telemetry ASE monitoring picture

試驗中每個掃頻激勵結束后，地面根據遙測存儲數據開展ASE 裕度準實時分析，確認ASE 裕度符合判據要求后方可繼續開展后續試驗點，試飛中如某個試驗點ASE 試飛裕度低于預期值，則終止試驗。

3.2.4 其他風險降低措施

（1）對機組進行必要的培訓、應急改出操作訓練等，為試飛機組配備應急離機的頭盔、傘包等設備。

（2）每架次試飛前，在地面確認所有測試設備工作正常，包括振動加速度傳感器、激勵系統、切斷功能、飛控模式開關等。

（3）飛機狀態和試飛環境選擇上注意根據顫振特性選擇合適重量配載，避免在中度或以上氣流顛簸條件下進行試驗。

（4）飛行結束后對飛機結構和系統進行檢查，檢查重點部位包括副翼、方向舵、升降舵、各類艙門等。

3.3 應急處置程序

3.2 節主要是針對如何降低和避免風險的預防性措施，對于激勵過程中出現緊急或異常情況，可按以下應急程序處置以減少損失、降低危害。

（1）切斷激勵信號并柔和拉桿減速至已知安全速度，觀察飛機響應情況；

（2）若情況緩解，保持安全速度等待下一步指令；

（3）若仍無法恢復控制則執行應急離機。

需要說明的是，在減速措施中采用收油門和柔和拉桿方法，不推薦使用減速板，主要考慮飛機首次達到新速度狀態，減速板的效應、功能存在不確定性，并且打開減速板會形成潛在較強激勵。

4 試飛結果分析

4.1 機上切斷數據分析

在高高度、大馬赫數飛行條件下執行航向ASE 穩定性試飛數據示例如圖5 所示。實際試飛表明，在發生振動超限后，從人工開關切斷到舵面停止偏轉時間約在1 s 以內。

圖5 切斷開關數據示例Fig.5 Cutoff data example

從圖5 可以看出：人工切斷后可以有效防止振動擴大至更危險程度，減少飛機在大振幅下暴露時間，保護飛機安全。

此外，相對于自動切斷設備，人工切斷方案只需在測試系統接入一個人工開關即可，成本大幅降低，并且在試飛實施中靈活性強，具有較高可操作性。

4.2 地面實時數據分析

通過開發專用分析程序，在完成掃頻后進行實時數據分析，輸出/輸入信號快速運算，主要采用Nyquist 和Bode 兩種方法計算得到ASE 裕度，如圖6 所示。開發的監控軟件在試飛過程可以快速計算出試驗點ASE 幅值裕度和頻率等，供地面指揮員決策，有效確保試飛安全高效推進。

圖6 ASE 實時分析結果示例Fig.6 ASE real-time analysis results example

5 結 論

（1）基于民用電傳飛機顫振/ASE 試飛特點，顫振/ASE 試飛風險控制技術能夠準確識別潛在的風險源，制定針對性風險降低措施和應急程序，有效實現試飛風險控制。

（2）基于民用飛機試飛組織模式特點的機上試飛工程師人工切斷方案可有效降低顫振/ASE試飛風險，具有操作性強、成本低等優點。

（3）開發的地面實時監控和ASE 實時分析軟件，能快速準確地計算穩定裕度，有效保障試飛實施安全和效率。

未來可開展自動切斷系統相關研究，詳細對比人工切斷與自動切斷在安全性、設備成本、實施靈活性等方面具體指標。