姚海忠，王正偉，張浩華，李 波

(1.陸航試飛大隊(duì)，江西 景德鎮(zhèn) 333001； 2.中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

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基于電傳飛控技術(shù)的直升機(jī)試飛驗(yàn)證研究

姚海忠1，王正偉1，張浩華2，李 波2

(1.陸航試飛大隊(duì)，江西 景德鎮(zhèn) 333001； 2.中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

針對(duì)加裝了航向電傳飛控系統(tǒng)的驗(yàn)證機(jī)，分別采用工程模擬器試驗(yàn)和空中試飛方式對(duì)驗(yàn)證機(jī)進(jìn)行飛行品質(zhì)分析和論證，并對(duì)典型的RCDH操縱響應(yīng)類型品質(zhì)進(jìn)行了分析和評(píng)定。

電傳飛控；驗(yàn)證機(jī)；工程模擬器；飛行品質(zhì)

0 引言

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭對(duì)直升機(jī)使用要求的提高，人們對(duì)直升機(jī)的飛行品質(zhì)提出了越來越高的要求。依靠傳統(tǒng)的飛控系統(tǒng)已無法完全滿足ADS-33E飛行品質(zhì)規(guī)范的設(shè)計(jì)要求，采用先進(jìn)的電傳飛控系統(tǒng)是有效的技術(shù)途徑，是直升機(jī)升級(jí)換代的重要標(biāo)志[1]。目前美國的AH-64D、UH-60M、S-92及歐洲的NH-90、EH-101等直升機(jī)都采用了電傳飛行控制系統(tǒng)[2]；國內(nèi)裝備的直升機(jī)采用的均是機(jī)械操縱+有限權(quán)限自動(dòng)駕駛儀/控制增穩(wěn)的傳統(tǒng)飛控系統(tǒng)，直升機(jī)電傳飛控技術(shù)飛行驗(yàn)證研究為國內(nèi)首次開展，將為電傳飛控技術(shù)在國內(nèi)直升機(jī)領(lǐng)域的應(yīng)用奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

電傳飛控系統(tǒng)與傳統(tǒng)飛控系統(tǒng)(機(jī)械操縱+增穩(wěn)系統(tǒng))相比，能大幅提高直升機(jī)的飛行品質(zhì)，提高直升機(jī)的安全性，減輕系統(tǒng)重量，同時(shí)提高系統(tǒng)維護(hù)性，降低使用費(fèi)用[3]。

本文在直升機(jī)電傳飛控系統(tǒng)頂層設(shè)計(jì)、解耦控制律設(shè)計(jì)、原理樣機(jī)研制及地面試驗(yàn)等研究的基礎(chǔ)上，開展了直升機(jī)電傳飛控系統(tǒng)技術(shù)飛行演示驗(yàn)證研究，針對(duì)加裝了航向電傳飛控系統(tǒng)的電傳驗(yàn)證機(jī)，結(jié)合驗(yàn)證試飛的體驗(yàn)，論述了電傳飛控系統(tǒng)試飛的各個(gè)環(huán)節(jié)和驗(yàn)證結(jié)果。

1 試飛對(duì)象

1.1 驗(yàn)證機(jī)狀態(tài)

直升機(jī)電傳飛控演示驗(yàn)證驗(yàn)證機(jī)為單旋翼帶尾槳構(gòu)型，四片主槳葉，星型柔性槳轂，涵道式尾槳；前三點(diǎn)式可收放起落架。

為了降低風(fēng)險(xiǎn)，俯仰、橫滾、總距操縱線系及執(zhí)行機(jī)構(gòu)與改裝前的原機(jī)相同；航向軸將原操縱線系斷開，由航向操縱舵機(jī)代替原航向助力器。

1.2 電傳飛行控制系統(tǒng)架構(gòu)

驗(yàn)證機(jī)航向操縱舵機(jī)代替原航向助力器后，電傳控制計(jì)算機(jī)通過電信號(hào)指令航向舵機(jī)運(yùn)動(dòng)來實(shí)現(xiàn)航向軸的操縱。航向操縱舵機(jī)為機(jī)械雙余度、電氣四余度的旋轉(zhuǎn)閥式DDV舵機(jī)(RDDV)。航向舵機(jī)具有全權(quán)限的操縱能力，可以完全跟蹤腳蹬位移，也可以在腳蹬位移的基礎(chǔ)上疊加飛控控制律的指令。演示驗(yàn)證電傳飛控系統(tǒng)架構(gòu)見圖1。

圖1 演示驗(yàn)證電傳飛控系統(tǒng)原理框圖

電傳飛控系統(tǒng)分主飛行工作(PFCS)、應(yīng)急飛控(EFCS)、模擬機(jī)械桿系三種方式。正常情況下，電傳飛控系統(tǒng)上電則默認(rèn)進(jìn)入主飛行工作方式；當(dāng)出現(xiàn)數(shù)字系統(tǒng)三次及以上故障或者飛行員撥動(dòng)操縱臺(tái)的應(yīng)急飛控開關(guān)，系統(tǒng)則轉(zhuǎn)入應(yīng)急飛控工作方式；通過撥動(dòng)操縱臺(tái)上的“模擬桿系”開關(guān)可以進(jìn)行主工作模式及模擬機(jī)械桿系之間的轉(zhuǎn)換。三種工作方式切換示意見圖2。

2 工程模擬器地面試飛驗(yàn)證

2.1 試驗(yàn)?zāi)康?/p>

工程模擬器地面試飛驗(yàn)證是人在回路的地面飛行仿真試驗(yàn)手段，主要用于開展飛行品質(zhì)仿真試驗(yàn)、故障及特情仿真試驗(yàn)、試飛科目飛行仿真試驗(yàn)等。工程模擬器仿真試驗(yàn)作為電傳飛控系統(tǒng)研制的重要試驗(yàn)環(huán)節(jié)，可對(duì)飛行控制律進(jìn)行仿真驗(yàn)證評(píng)定，并為飛行員體驗(yàn)電傳系統(tǒng)特性提供有效手段，與空中試飛形成有效互補(bǔ)[4，5]。

圖2 電傳飛控系統(tǒng)工作邏輯示意

本試驗(yàn)采用與驗(yàn)證機(jī)相一致的座艙操縱顯示裝置和驗(yàn)證機(jī)飛行運(yùn)動(dòng)方程模型進(jìn)行全模擬的飛行仿真驗(yàn)證，主要目的是檢查飛行階段的過渡(巡航、懸停、著陸等)、狀態(tài)轉(zhuǎn)換、模態(tài)轉(zhuǎn)換(PFCS、EFCS)等狀態(tài)的操縱負(fù)荷情況；對(duì)飛行控制律改善飛行品質(zhì)的情況進(jìn)行仿真評(píng)估(飛行試驗(yàn)機(jī)動(dòng)科目包括懸停靜穩(wěn)定性、偏航保持、偏航操縱、平飛靜穩(wěn)定性、協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎、預(yù)選航向保持等)，在工程模擬器上得到經(jīng)飛行員驗(yàn)證評(píng)估的直升機(jī)電傳飛行控制律。

2.2 試驗(yàn)方法

直升機(jī)電傳飛控技術(shù)工程模擬器飛行仿真試驗(yàn)總結(jié)了以往型號(hào)試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)并針對(duì)電傳飛控系統(tǒng)特點(diǎn)，采取如下試驗(yàn)方法：

1)由控制中心系統(tǒng)完成對(duì)試驗(yàn)運(yùn)行前的初始化設(shè)置，管理系統(tǒng)、航電綜合顯示系統(tǒng)、操縱負(fù)荷系統(tǒng)、飛行動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)、視景以及音響等系統(tǒng)準(zhǔn)備就緒；

2)施加操縱輸入，飛行動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)依據(jù)駕駛員的操縱量進(jìn)行直升機(jī)飛行運(yùn)動(dòng)方程解算，并將解算結(jié)果通過管理目標(biāo)機(jī)分別發(fā)送給視景系統(tǒng)、航電綜合顯示系統(tǒng)和音響系統(tǒng)；

3)視景系統(tǒng)依據(jù)方程解算的直升機(jī)位置和姿態(tài)進(jìn)行飛行虛擬景象顯示；

4)航電綜合顯示系統(tǒng)提供儀表顯示信息，音響系統(tǒng)提供旋翼及發(fā)動(dòng)機(jī)仿真音效；

5)駕駛員通過獲得的視景顯示和航電顯示信息作出進(jìn)一步的反應(yīng)，操縱并控制直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)。

通過以上步驟構(gòu)成人在環(huán)的仿真回路，控制中心系統(tǒng)可對(duì)試驗(yàn)過程中各系統(tǒng)狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)控，同時(shí)可對(duì)關(guān)鍵數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)值或曲線的實(shí)時(shí)顯示，并完成數(shù)據(jù)記錄。

2.3 試驗(yàn)結(jié)果

工程模擬器地面試飛驗(yàn)證試驗(yàn)原理框圖如圖3所示，工程模擬器仿真試驗(yàn)開展了懸停仿真試驗(yàn)、平飛仿真試驗(yàn)、預(yù)選航向保持(HDG)仿真等試驗(yàn)，驗(yàn)證直升機(jī)航向操縱的飛行品質(zhì)是否達(dá)到ADS-33E飛行品質(zhì)規(guī)范相關(guān)要求。

圖3 工程模擬器飛行仿真試驗(yàn)原理框圖

試驗(yàn)結(jié)果評(píng)定主要包括對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)結(jié)果的分析和飛行員主觀評(píng)價(jià)兩個(gè)部分，其中飛行員的主觀評(píng)定依據(jù)主要參考“庫珀-哈珀”飛行品質(zhì)駕駛員評(píng)定要求。部分科目仿真試驗(yàn)數(shù)據(jù)見圖4-圖6，飛行員主觀評(píng)定結(jié)果見表1。

圖4 懸停仿真試驗(yàn)

圖5 平飛靜穩(wěn)定性仿真試驗(yàn)

圖6 預(yù)選航向保持(HDG)仿真試驗(yàn)

從仿真試驗(yàn)數(shù)據(jù)和駕駛員評(píng)定結(jié)果可看出，驗(yàn)證機(jī)飛行品質(zhì)滿足ADS-33E規(guī)范等級(jí)1要求，但試驗(yàn)部分?jǐn)?shù)據(jù)為數(shù)值仿真或模型解算結(jié)果，并不能完全反映驗(yàn)證機(jī)的真實(shí)狀態(tài)，故控制律參數(shù)還需在空中試飛中進(jìn)行驗(yàn)證和調(diào)整。

表1 駕駛員主觀評(píng)定結(jié)果(部分科目)

3 空中試飛驗(yàn)證

工程模擬器仿真試驗(yàn)主要用于系統(tǒng)研發(fā)地面驗(yàn)證階段，但由于模型與真實(shí)直升機(jī)的特性存在差異，需進(jìn)行空中試飛驗(yàn)證以最終評(píng)價(jià)電傳飛控系統(tǒng)的工作特性和直升機(jī)的飛行品質(zhì)[6]。

3.1 試飛內(nèi)容及方法

由于驗(yàn)證機(jī)僅加裝了航向電傳飛控系統(tǒng)，故試飛內(nèi)容僅驗(yàn)證航向通道的各項(xiàng)性能，包括懸停長試、模擬機(jī)械桿系工作模式調(diào)整試飛、PFCS工作模式調(diào)整試飛，操縱輸入的短周期及中長周期響應(yīng)、航向預(yù)選與保持、機(jī)動(dòng)飛行等驗(yàn)證試飛科目。

由于電傳飛控系統(tǒng)在國內(nèi)直升機(jī)上應(yīng)用尚屬首次，應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)不足。為降低風(fēng)險(xiǎn)，試飛采取先易后難，逐步放開系統(tǒng)控制權(quán)限的方法進(jìn)行，主要如下：

1) 驗(yàn)證機(jī)驗(yàn)證試飛前，先在與驗(yàn)證機(jī)同型號(hào)且沒加裝航向電傳飛控系統(tǒng)的直升機(jī)上進(jìn)行試飛和特情科目飛行訓(xùn)練，目的是使飛行員掌握驗(yàn)證機(jī)的飛行品質(zhì)特性及可能由于電傳飛行控制系統(tǒng)故障帶來的風(fēng)險(xiǎn)的處置措施；

2) 摸清驗(yàn)證機(jī)特性之后，在驗(yàn)證機(jī)上首先采用系統(tǒng)小權(quán)限，由模擬機(jī)械桿系工作模式過渡到PFCS工作模式的策略進(jìn)行調(diào)整試飛，根據(jù)調(diào)整試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行航向電傳飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)更改和控制律調(diào)參；

3) 最后，在系統(tǒng)小權(quán)限調(diào)整試飛的基礎(chǔ)上逐步放大控制增穩(wěn)權(quán)限進(jìn)行試飛驗(yàn)證。

3.2 試飛結(jié)果及分析

在PFCS工作模式下，電傳飛控飛行演示驗(yàn)證項(xiàng)目共進(jìn)行了19架次15h40min的驗(yàn)證試飛，試飛科目包括懸停和前飛人工頻率掃描、懸停和前飛中等周期響應(yīng)、協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎、航向預(yù)選與保持、模擬桿系和PFCS工作模式下的模擬自轉(zhuǎn)等試飛大綱中規(guī)定的所有內(nèi)容。試飛結(jié)果表明：加裝航向電傳飛控系統(tǒng)后的驗(yàn)證機(jī)航向操縱性和穩(wěn)定性良好，全權(quán)限航向控制增穩(wěn)、航向保持、航向預(yù)選與保持系統(tǒng)功能正常；電傳飛行控制系統(tǒng)的系統(tǒng)狀態(tài)轉(zhuǎn)換與申報(bào)功能正常，RCDH操縱響應(yīng)類型等飛行品質(zhì)指標(biāo)滿足《ADS-33E美國軍用直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范》關(guān)于航向飛行品質(zhì)指標(biāo)的要求。

ADS-33飛行品質(zhì)規(guī)范中對(duì)RCDH操縱響應(yīng)類型的要求為：“航向保持響應(yīng)類型，其脈沖響應(yīng)應(yīng)如圖7所描述的那樣[7]。在脈沖輸入之后，滾轉(zhuǎn)姿態(tài)和航向則必須在10秒內(nèi)回復(fù)到峰值的10%以內(nèi)或1°，取兩者中的較大者。對(duì)于等級(jí)1，姿態(tài)或方向應(yīng)在規(guī)定的范圍內(nèi)保持至少30秒。這一試驗(yàn)中，最大姿態(tài)和航向的偏移量應(yīng)從勉強(qiáng)可感覺到的程度變化到至少10°。”

RCDH操縱響應(yīng)試飛結(jié)果見圖8。從試飛結(jié)果可知，RCDH操縱響應(yīng)類型形狀，10秒內(nèi)回落至峰值的10%以內(nèi)，30秒內(nèi)基本保持航向角穩(wěn)定。

圖7 RCDH操縱響應(yīng)要求

圖8 RCDH操縱響應(yīng)試飛結(jié)果

4 地面和空中試飛對(duì)比

電傳飛控演示驗(yàn)證驗(yàn)證機(jī)較傳統(tǒng)的直升機(jī)最大的一特點(diǎn)是具有RCDH操縱響應(yīng)類型，本章就驗(yàn)證機(jī)空中試飛與地面試飛的RCDH響應(yīng)品質(zhì)進(jìn)行對(duì)比分析。

在工程模擬器試驗(yàn)臺(tái)上和空中試飛中分別進(jìn)行相同的偏航操作動(dòng)作(以中速右腳蹬，然后左腳蹬)，得出的試飛曲線見圖8、圖9所示。從圖中可看出，兩者具有類似的操縱響應(yīng)特性，試飛結(jié)果表明電傳飛控系統(tǒng)驗(yàn)證機(jī)具有RCDH操縱響應(yīng)功能。在工程模擬器上，偏航操縱動(dòng)作結(jié)束后偏航角能保持穩(wěn)定，且穩(wěn)定精度滿足等級(jí)1要求。

工程模擬器上運(yùn)用的模型是理論值，飛行員能夠較為輕松地操縱直升機(jī)，而在空中試飛中，直升機(jī)模型更為復(fù)雜，對(duì)飛行員的駕駛水平要求更高。從空中試飛曲線可看出，飛行員飛出了較好的RCDH操縱響應(yīng)品質(zhì)。

圖9 RCDH操縱響應(yīng)曲線(地面)

5 結(jié) 論

加裝了電傳飛控系統(tǒng)的直升機(jī)與裝傳統(tǒng)飛控系統(tǒng)的直升機(jī)最大的區(qū)別是能大大地提升飛行品質(zhì)。本文基于飛行員在工程模擬器及空中試飛的感受，對(duì)電傳飛控驗(yàn)證機(jī)偏航通道的飛行品質(zhì)進(jìn)行論證和評(píng)述。試飛結(jié)果表明，電傳飛控驗(yàn)證機(jī)滿足ADS-33飛行品質(zhì)規(guī)范中的要求，可以為我國直升機(jī)電傳飛控系統(tǒng)的研發(fā)和試飛提供經(jīng)驗(yàn)和參考。

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[2] 李益瑞.電傳飛控系統(tǒng)的功能與關(guān)鍵問題及發(fā)展[J].飛行力學(xué)，1997.

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[7] ADS-33E美國軍用直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范[S].

Helicopter Flight Test Verification Research based on Fly by Wire Flight Control System

YAO Haizhong1,WANG Zhengwei1,ZHANG Haohua2,LI Bo2

(1.Army Aviation Test Flight Group, Jingdezhen 333001, China；2.China Helicopter Research and Development Institute , Jingdezhen 333001,China)

This paper focused on the verification helicopter installed yaw fly by wire flight control system. Respectively used engineering simulator test and air flight test to analyze and demonstrate flying qualities of the verification helicopter. In addition，analyzed and assessed the typical RCDH operation response qualities.

fly by wire flight control； verification helicopter； engineering simulator； flying qualities

2015-03-06

姚海忠(1973-)，男，江蘇啟東人，本科，主要研究方向：直升機(jī)試飛技術(shù)。

1673-1220(2015)02-058-05

V249

A