受控制律影響的電傳運輸機飛行品質試飛技術

作者簡介：李雅靜（1985-），女，碩士，高級工程師。研究方向為飛行品質試飛。

DOI：10.19981/j.CN23-1581/G3.2024.13.009

摘? 要：針對電傳運輸機控制律設計特點，該文分析保護功能、自動配平功能等飛控功能對飛行品質試飛科目的影響，梳理受影響的關鍵試飛科目，并根據影響情況，適應性提出受控制律影響的運輸機失速特性、抖振邊界、空中最小操縱速度、高速特性等科目改進的試飛方法，總結試飛過程中的問題和經驗，突破受電傳控制律影響的飛機飛行品質關鍵科目試飛技術，為后續電傳運輸機飛行品質試飛提供參考。

關鍵詞：飛行品質試飛；失速特性；抖振邊界；空中最小操縱速度；高速特性

中圖分類號：V217? ? ? 文獻標志碼：A? ? ? ? ? 文章編號：2095-2945（2024）13-0035-04

Abstract： Aiming at the design characteristics of control laws for FBW aircraft， the influence of flight control functions such as protection function and automatic leveling function on flight quality flight test subjects is analyzed， and the key flight test subjects affected are combed. Adaptively， the improved flight test methods of stall characteristics， buffeting boundary， minimum air control speed and high speed characteristics affected by the control law are put forward， and the problems and experiences in the flight test process are summarized. This study breaks through the flight test technology of the key subject of aircraft flight quality affected by the telex control law， and provides a reference for the follow-up flight quality test of telex transport aircraft.

Keywords： flight quality test; stall characteristics; buffeting boundary; minimum air control speed; high speed characteristics

近年來，我國民機及軍用飛機大多采用電傳飛行控制系統并設計先進控制律，飛機出現了很多新的特點[1]，這些設計特征對飛機飛行品質試飛產生了較大影響，飛行品質標準或相關適航條款無法對這些新的特點進行考核或評價。對于民機來說，當適航規章條款不能覆蓋飛機技術特征時，可以制定專用條件[2-3]，但專用條件并沒有給出明確的試飛方法，需要在試飛設計中格外關注新的電傳飛控設計特征。本文詳細深入分析這些特征對飛機飛行品質影響及對飛行品質試飛的影響，在現有試飛技術的基礎上進行適應新更改或者提出創新的試飛方法，用以完成新型電傳飛機飛行品質試飛。

1? 電傳飛機控制律特點介紹

電傳飛機采用電傳操縱系統大大提高了飛機的安全性能、改善飛機飛行品質。為保障飛行安全、實現飛行員無憂慮操縱，電傳飛機提供邊界保護功能[4-5]。

縱向控制律可以達到精確控制并實現自動配平，同時控制律提供超速保護、失速保護、松桿姿態保持、姿態控制和法向過載保護等功能[6-8]。

橫航向控制律副翼通道主要由駕駛盤的偏轉角度實現橫向控制，并提供起飛增升功能、松桿傾斜姿態保持及傾斜角限制功能，多功能擾流板通道協助副翼進行滾轉，也接收減速操縱手柄的控制信號實現空中減速及著陸滑跑減速[6-8]。

1.1? 失速保護功能

飛行過程中，當迎角增大時，飛機的速度逐漸減小，當前迎角超出告警迎角（隨構型、M變化）時，失速保護功能自動接通，即使拉滿桿，也不會超過允許最大迎角。

1.2? 超速保護功能

當飛機的飛行速度超過最大使用速度（VMO）或最大使用馬赫數（MMO）時，飛機會發出超速警告，如果此時飛行員推桿，飛機繼續增速，當速度增加至超速保護速度時，飛控向升降舵或平尾發出抬頭指令使飛機抬頭，制止飛機加速。這時，飛行員繼續推桿，飛機的飛行速度也不會增加。

1.3? 俯仰角保護功能

俯仰角限制功能從某一俯仰角開始限制，即使滿推桿或滿拉桿，俯仰角都不會超出限制值。

1.4? 滾轉角限制

飛機最大可操縱的滾轉角值為φ1，當飛機迎角保護功能起作用時，飛機的最大滾轉角限制值為φ2，以防止飛機失速，另外，在操縱中，當飛機的滾轉角大于φ3時，若飛行員松盤，飛機的滾轉角會自動回到φ3。

1.5? 過載保護

在飛機處于巡航構型（襟翼0°）下，載荷因數限制為nz1～nz2，在襟翼放下時，載荷因數限制為nz3～nz4，過載保護功能可防止飛機因過載超限而導致結構受損。

1.6? 自動配平功能

常規飛機為保持過載等于1 g的水平直線飛行，加速時要推駕駛桿、減速時要拉桿，這種特性成為正向速度穩定性。為減輕飛行員負擔，電傳操縱系統提供了中性速度穩定性，即飛機在加減速飛行時，飛行員無需操縱駕駛桿就可以保持飛機的水平直線飛行。

通過試飛方法分析及試飛實施，得到自動配平、邊界保護功能對飛行品質中失速、高速特性、抖振邊界和空中最小操縱速度等關鍵試飛科目的試飛方法均產生了較大的影響，需要特別考慮，形成電傳飛機關鍵項目試飛技術，指導后續電傳飛機飛行品質試飛。本文重點介紹電傳飛機控制律特點對失速試飛、抖振邊界、空中最小操縱速度和高速特性等試飛科目的影響。

2? 對失速特性試飛的影響

2.1? 失速保護、滾轉保護、過載保護對失速特性試飛的影響

在進行電傳運輸機失速試飛試驗設計時，需要評估控制律功能對飛機大迎角飛行的影響，并綜合考慮飛機技術狀態、控制律架構、各功能工作條件等影響因素，具體影響分析如下。

失速保護功能對失速試飛的影響：影響失速點的判斷、影響試飛駕駛技術和方法、影響試飛員對飛機失速情況的判斷。

自動配平功能對失速試飛的影響：影響操縱力和操縱位移，影響失速改出技術，影響失速動作初始配平位置，進而影響全機升力和失速特性。

姿態保護功能對失速試飛的影響：由于帶功率失速試飛時飛機姿態較大，可能查過飛機俯仰限制姿態，俯仰姿態保護可能影響帶功率失速的正常進行；滾轉姿態保護可能會影響失速改出特性和改出時機。

2.2? 失速特性試飛方法

通過上述對比分析，綜合考慮試驗安全風險、試驗進度等因素，制定了一種優化后的試飛策略，即：首先在飛控系統正常工作模式下進行失速試飛，主要檢查飛機失速特性、失速形式以及飛控系統工作情況；然后在不帶迎角保護功能條件下開展失速試飛，獲得飛機本體失速數據，設計單位依據第一步試飛中發現的飛控系統的不足同步開展升級、完善和驗證工作，同時將飛機本體失速數據貫改進新的控制律；待飛控系統升級后，開展失速速度、失速特性和失速警告試飛，如圖1所示。

上述先進電傳運輸機失速試驗設計方案的優點包括：①提前摸索飛控系統工作狀態，暴露設計缺陷；②在開展飛機不帶迎角保護時失速試飛的同時開展控制律升級準備工作，節省試驗周期，減小進度壓力；③可以獲得飛機不帶迎角保護時大迎角氣動數據，為完善控制律、飛機后續改型升級奠定技術基礎。

圖1? 優化后的試飛策略流程圖

2.3? 失速特性試飛評估

帶迎角保護功能的電傳運輸機失速評價方法，先進電傳運輸機飛控系統所實現的眾多功能的目的主要有2個：提高飛機的安全性；降低飛行時的操縱負荷。飛機迎角保護就是其中最重要的功能之一。

迎角保護系統為飛行員進行“無憂慮”空中飛行提供了可能。迎角保護系統是以限制飛機能夠達到的最大迎角為直接目的，通過飛控系統自動操縱飛機舵面偏轉，使飛機迎角低于氣動失速迎角。通常，限制迎角是在迎角保護系統作用下，飛機能夠保持穩定且縱向操縱保持在后制動點所對應的迎角。

我國雖然完成了帶有推桿器的迎角保護系統的系統研發和飛機適航審定試飛，但在運輸機中尚無開展以迎角限制為特征的迎角保護系統試飛的經驗。因此，按照什么標準來評判迎角保護系統，以及如何評價都需要提前開展研究，以便為型號試飛奠定基礎。

通過研究，評價迎角保護系統應該從5個方面來進行評價。

1）迎角保護系統的性能要求。飛行員操縱飛機進行機動動作時不得發生飛機失速，并且不需要特殊的駕駛技巧、機敏和體力就可以操縱飛機；不能妨礙飛機的機動。

2）迎角保護系統的可靠性要求。系統的可靠性和故障影響必須是可接受的，應符合相關條款的要求。

3）迎角保護系統必須具有適應殘余冰導致的任何失速迎角減小的能力。

4）迎角保護系統應考慮系統功能失效情況。如果迎角保護系統不能表明是極不可能故障時，飛機必須具有失速警告功能以防止飛機無意進入失速。

3? 對抖振邊界試飛的影響

3.1? 失速保護、滾轉保護、過載保護對抖振邊界試飛的影響

失速保護、滾轉保護、過載保護對抖振邊界試飛的影響具體如下。

1）滾轉保護功能對抖振邊界試飛的影響：飛機由坡度角限制，使用收斂轉彎的試飛動作，最大過載有限制，可能在未出現初始抖振，過載已被限制。

2）失速保護與姿態保護的控制律之間的交聯：飛機在進行收斂轉彎試驗時，隨著滾轉角的持續增加，迎角增加，擋觸發失速告警后，松盤可保持的滾轉角減小，可能導致無法保持抖振過載。2種影響使得收斂轉彎不適用與抖振邊界試飛。

3）過載保護功能對抖振邊界試飛的影響：飛機設計過載邊界保護值，在較輕重量進行試驗時，很有可能不能飛出初始抖振，過載就已經被限制。

3.2? 抖振邊界試飛方法

上節3種限制，使得抖振邊界很難出現，必須進行特殊的試驗設計，抖振出現的規律如下。

1）中間速度，抖振裕度較大，較小速度和較大速度抖振裕度較小，更容易出現抖振。

2）高度增加，同樣重量，離抖振邊界更近，越容易出現抖振。

3）重量增加，同樣高度，離抖振邊界更近，越容易出現抖振。

4）同樣的重量、高度，中間速度需要更大的機動（過載值）才能達到抖振邊界，較小速度和較大速度需要的機動量較小（過載），就能到達初始抖振。

結合控制律特點及抖振出現規律，抖振邊界試驗設計原則如下。

1）在大重量進行試驗，此時飛機過載限制值與過載保護限制值一致，容易出現抖振，因此不需要更改過載保護控制律。

2）中間馬赫數最不容易出現抖振，飛行時在最大可用重量先進行中間馬赫數的檢查，再進行其他馬赫數試飛。

3）確認收斂轉彎和推拉桿試驗方法的適用性。

考慮到邊界保護功能的影響，制定抖振邊界試驗流程具體描述如下。

1）根據理論設計中抖升力系數隨馬赫數的變化趨勢，遵循線性段稀疏布置試驗點，拐點和非線性區密集布置試驗點的原則，進行馬赫數試驗點布置。

2）根據重量越大、高度越高越容易發生初始抖振的特性，結合飛機限制條件，選擇高空、稍低高度，飛機大重量下進行初始抖振試驗。

3）計算不同試驗高度下1.3VSR和馬赫數，保證在失速保護范圍內完成抖振，并根據結果確定不同馬赫數的試驗高度，高高度開展中間馬赫數和大馬赫數抖振邊界試驗，稍低高度開展較小馬赫數試驗，保證試驗點覆蓋全面且在失速保護范圍內出現初始抖振。

4）預測不同試驗點中抖對應的升力系數。

5）預測不同試驗點中抖對應的過載、收斂轉彎的滾轉角。

6）根據過載機動能力和姿態保護的設計邏輯，分析推拉桿和收斂轉彎的可行性，所有試驗點中抖對應的過載，在飛機的限制過載能力范圍內，因此，所有狀態點都可采用推拉桿方法進行試驗得到，若收斂轉彎多數需達到45°以上才能夠達到初抖邊界，結合飛機姿態保護的設計邏輯，失速告警后滾轉限制45°，收斂轉彎不可用，最終確定抖振邊界使用推拉桿試飛方法。

7）結合上述試驗點布置和失速特性、失速速度試驗結果，適當補充小馬赫數到中間馬赫數范圍的平飛減速試驗點。

試驗流程圖如圖2所示。

圖2? 抖振邊界試飛流程

4? 對空中最小操縱速度VMCA試飛的影響

失速保護、方向舵限偏功能、滾轉姿態保持對VMCA試飛會產生影響，具體如下。

失速保護功能對VMCA試飛的影響：試驗條件下VMCA可能小于失速速度，或者在告警速度與失速速度之前，而失速保護功能使得在告警后無法保持固定迎角配平狀態，須先進行VMCA的計算估計得出與失速速度比較，進而確定該飛機VMCA試飛方法，此外由于試飛過程中無法直接得到VMCA值，必須通過換算得到VMCA值。

方向舵限偏功能對VMCA試飛的影響：必須注意在方向舵限偏速度以下試驗，保證方向舵實現最大效能。

滾轉姿態保持功能對VMCA試飛的影響：由于飛機具有松桿滾轉姿態保持功能，這增大了小滾轉角姿態內飛機的精確操縱難度，同時VMCA試飛動作的難度。

根據以上影響分析，受失速保護功能限制的VMCA不能通過試飛直接得到，需使用文獻[9]提出的受失速限制的VMCA試飛方法通過換算得到。

5? 超速保護功能對高速特性試飛的影響

高速特性試飛主要受超速保護功能控制律影響。基于高速保護功能控制律工作原理[10]，高速特性試飛方法及評價方法需要進行相應調整。

俯沖到VDF/MDF機動，飛機從設計巡航速度（VC） 平飛開始，顛傾后沿著7.5°的軌跡角向下俯沖，20 s后以 1.5 g拉起改出，將整個過程中出現的最大速度定義為VDF。而根據高速保護工作原理，高速保護控制律將改變該機動，如隨著速度的增加，保護控制律產生的抬頭指令可能超出飛行員的最大低頭指令，從而使飛行員無法維持-7.5°的穩定軌跡，飛機提前進入改出機動。

在改出時，保護控制律可能產生一個大于過載1.5的指令改出，根據國外民機試飛經驗不超過1.75可接受。

試驗關注減速板過載使用限制，由于改出時過載是由控制律自動控制，若自動改出控制律控制擾流板伸出可能超過擾流板時用限制。

6? 結束語

針對電傳運輸機控制律設計特點并深入研究電傳控制律對飛行品質試飛的影響，梳理受影響的關鍵試飛科目得到電傳運輸機控制律影響下關鍵科目試飛方法，總結試飛過程中的問題和經驗，為后續電傳運輸機飛行品質試飛提供參考。

創新性地提出了受失速保護、姿態保護、自動配平影響的運輸機失速特性試飛方法及評價方法；制定失速保護、滾轉保護、過載保護影響下抖振邊界試飛方法，可以在不改變飛控系統狀態情況下，通過試驗點及試飛動作設計，可得到帶邊界保護飛機的抖振邊界，有效化解了試飛風險；提出了受失速保護、滾轉姿態保持、方向舵限偏影響的最小操縱速度和受超速保護影響的高速特性試飛的改進措施，并對現有評價方法修訂。

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