曹嘉旻, 尹建峰, 林建, 高文權(quán)

(1.中國飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089;2.中國飛行試驗(yàn)研究院 試飛員學(xué)院, 陜西 西安 710089;3.總參陸航部試飛大隊(duì), 北京 101104)

直升機(jī)螺旋模態(tài)試飛方法研究

曹嘉旻1, 尹建峰2, 林建3, 高文權(quán)2

(1.中國飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089;2.中國飛行試驗(yàn)研究院 試飛員學(xué)院, 陜西 西安 710089;3.總參陸航部試飛大隊(duì), 北京 101104)

螺旋模態(tài)是直升機(jī)前飛狀態(tài)下的固有模態(tài),是直升機(jī)設(shè)計(jì)定型試飛中必須進(jìn)行評(píng)定的科目,目前對(duì)該模態(tài)的評(píng)定已有相應(yīng)的試飛方法。隨著直升機(jī)飛控系統(tǒng)的不斷升級(jí)和提高、飛行員操縱習(xí)慣的改變以及所執(zhí)行任務(wù)的不同等情況,現(xiàn)有試飛方法已不能滿足對(duì)直升機(jī)螺旋模態(tài)特性的評(píng)定。通過研究直升機(jī)的使用背景,針對(duì)不同飛控系統(tǒng)、飛行員操縱習(xí)慣以及飛行員執(zhí)行的任務(wù)科目,給出了一種全新的試飛評(píng)定方法。

直升機(jī); 使用背景; 螺旋模態(tài); 試飛方法

0 引言

螺旋模態(tài)是直升機(jī)的固有模態(tài)之一,是一種非周期的滾轉(zhuǎn)和偏航耦合運(yùn)動(dòng),是指直升機(jī)在自身作用下滾轉(zhuǎn)角逐漸增大、盤旋半徑逐漸減小、高度不斷下降的螺旋飛行狀態(tài)。該模態(tài)是一種慢變的飛行模態(tài),一般情況下發(fā)散所需時(shí)間為20～40 s。GJB902-90和美軍標(biāo) ADS-33E中針對(duì)該模態(tài)都有明確的指標(biāo)要求。本文將從研究原有試飛方法和使用任務(wù)入手,得出一種全新的可以直接應(yīng)用于后續(xù)直升機(jī)使用任務(wù)評(píng)估的直升機(jī)螺旋模態(tài)試飛方法。

1 原有試飛方法及背景分析

1.1 國內(nèi)試飛方法

國內(nèi)在進(jìn)行直升機(jī)螺旋模態(tài)等級(jí)評(píng)定時(shí)慣用的方法是:選擇一個(gè)常用的飛行狀態(tài)點(diǎn),飛行員穩(wěn)定配平后,進(jìn)行橫向周期變距桿的脈沖操縱動(dòng)作,動(dòng)作完成后飛行員固持操縱一段時(shí)間,數(shù)據(jù)處理時(shí)采用參數(shù)辨識(shí)方法,所選用的模型為橫航向4階小擾動(dòng)線化模型,具體模型為:

(1)

其中:

X=[Vprφ]T,U=Wx

式中:A為直升機(jī)模型中的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)陣;B為直升機(jī)模型中的操縱導(dǎo)數(shù)陣。矩陣中帶下標(biāo)的符號(hào)表示待辨識(shí)的參數(shù)：V為側(cè)向速度;p為滾轉(zhuǎn)角速度;r為偏航角速度;φ為滾轉(zhuǎn)角;θ為俯仰角;Wx為橫桿操縱量。

在運(yùn)用參數(shù)辨識(shí)方法獲得矩陣A中的參數(shù)后,求取矩陣A的特征值,其中較小的實(shí)根就是表示螺旋模態(tài)的特征根,通過該特征根可以給出螺旋模態(tài)的評(píng)定等級(jí)。

1.2 國外試飛方法

國外在進(jìn)行直升機(jī)螺旋模態(tài)等級(jí)評(píng)定時(shí)采用的方法是:選擇一個(gè)常用的飛行狀態(tài)點(diǎn),飛行員穩(wěn)定配平后,使直升機(jī)產(chǎn)生20°的穩(wěn)定滾轉(zhuǎn)角并保持配平速度,然后將橫向周期變距桿恢復(fù)至配平位置并固持操縱一段時(shí)間,觀察滾轉(zhuǎn)角的變化,用以判斷螺旋模態(tài)的評(píng)定等級(jí)[1]。

1.3 使用背景分析

螺旋模態(tài)可能出現(xiàn)的3種情況分別為陣風(fēng)響應(yīng)、盤旋和盤旋改出。飛行員的飛行狀態(tài)可以分為全注意力飛行和分散注意力飛行:在全注意力飛行時(shí)由于該模態(tài)是慢變模態(tài),因此飛行員會(huì)自行改出,但同時(shí)會(huì)增加飛行員的工作負(fù)荷,比如某武裝直升機(jī)在進(jìn)行瞬態(tài)轉(zhuǎn)彎時(shí),如果在相應(yīng)的滾轉(zhuǎn)角下螺旋模態(tài)是發(fā)散的,那么飛行員需要增加相應(yīng)的工作負(fù)荷;在分散注意力飛行時(shí),飛行員沒有把全部精力用在維持直升機(jī)的狀態(tài)上,這時(shí)可能導(dǎo)致任務(wù)失敗,比如某艦載直升機(jī)在區(qū)域?qū)Ш侥Ｊ较逻M(jìn)行長時(shí)間的低空水上飛行,如果發(fā)生螺旋發(fā)散而飛行員沒有注意到,那么可能導(dǎo)致直升機(jī)觸水。

通過上述分析可以看出:

國內(nèi)針對(duì)直升機(jī)螺旋模態(tài)特性評(píng)定的試飛方法只考核直升機(jī)受到擾動(dòng)后的螺旋穩(wěn)定性,是依照陣風(fēng)響應(yīng)這個(gè)使用背景產(chǎn)生的,主要是為了確認(rèn)直升機(jī)在受到陣風(fēng)響應(yīng)后的螺旋模態(tài)穩(wěn)定性。運(yùn)用該方法進(jìn)行考核是必要的，但是顯然不夠全面。

國外試飛方法針對(duì)直升機(jī)螺旋模態(tài)特性評(píng)定選取了20°的穩(wěn)定滾轉(zhuǎn)角,是依照起落航線中盤旋改出這個(gè)使用背景來進(jìn)行設(shè)計(jì)的,因?yàn)橐话阍谕瓿蓛x表飛行規(guī)則的起落航線閉環(huán)任務(wù)時(shí),飛行員習(xí)慣的滾轉(zhuǎn)角為20°,而按照儀表飛行規(guī)則進(jìn)行飛行也是直升機(jī)最常見的閉環(huán)任務(wù)。也就是說,用這一方法所得結(jié)果還可以評(píng)估儀表飛行規(guī)則等任務(wù)的飛行員工作負(fù)荷。

2 新的試飛評(píng)定方法

隨著直升機(jī)飛控系統(tǒng)的改進(jìn)和更新,直升機(jī)的操縱響應(yīng)發(fā)生了很多變化。一些新增的功能,如保持功能和操縱功能等,也使飛行員的操縱習(xí)慣以及直升機(jī)所執(zhí)行的任務(wù)發(fā)生了相應(yīng)的變化。這些變化或多或少會(huì)對(duì)直升機(jī)螺旋模態(tài)評(píng)定造成影響。下面將針對(duì)產(chǎn)生螺旋模態(tài)的3種情況,給出改進(jìn)后的試飛方法。

2.1 陣風(fēng)響應(yīng)考核

現(xiàn)代直升機(jī)都裝有自動(dòng)駕駛儀,而自動(dòng)駕駛儀都有姿態(tài)保持模態(tài),可以保證直升機(jī)在受到一定擾動(dòng)后恢復(fù)至原有姿態(tài),并且可以有效降低軸間耦合響應(yīng)。圖1為某型武裝直升機(jī)在姿態(tài)保持功能接通的狀態(tài)下進(jìn)行的陣風(fēng)響應(yīng)螺旋模態(tài)特性試驗(yàn)結(jié)果。

圖1 陣風(fēng)響應(yīng)評(píng)定結(jié)果Fig.1 Results of gust response assessment

從圖1中可以看出,直升機(jī)以135 km/h的速度配平飛行時(shí),受到橫向擾動(dòng)所引起的滾轉(zhuǎn)角在3～4 s內(nèi)恢復(fù)至配平狀態(tài),因此該狀態(tài)下的螺旋模態(tài)是穩(wěn)定的,并且該模態(tài)將不會(huì)影響飛行員執(zhí)行相關(guān)閉環(huán)任務(wù)科目(如夜間飛行任務(wù))。然而從圖中可以看出，速度和高度都有明顯的變化,在執(zhí)行相關(guān)閉環(huán)任務(wù)時(shí)如果受到擾動(dòng),將會(huì)增加飛行員的工作負(fù)荷。因此建議飛行員執(zhí)行相關(guān)任務(wù)時(shí),在建立航線以后開啟高度和速度保持功能,這樣在受到此類陣風(fēng)擾動(dòng)時(shí)將有效減少飛行員的工作負(fù)荷。

此外,在數(shù)據(jù)處理方面不推薦使用參數(shù)辨識(shí)方法來獲得直升機(jī)螺旋模態(tài)的評(píng)定等級(jí)。原因有兩點(diǎn):(1)參數(shù)辨識(shí)方法是建立在小擾動(dòng)假設(shè)基礎(chǔ)上的,因此模擬較大的陣風(fēng)擾動(dòng)是不適用的;(2)參數(shù)辨識(shí)方法對(duì)于數(shù)據(jù)的要求是非常高的,而飛控系統(tǒng)的解耦能力使得單軸擾動(dòng)只能引起本軸相關(guān)參數(shù)響應(yīng),而其余參數(shù)響應(yīng)較小(如圖1中橫向脈沖只能引起滾轉(zhuǎn)角速度響應(yīng)，而偏航角速度響應(yīng)較小),這種情況對(duì)于上述參數(shù)辨識(shí)方法來說是不利的。此外參數(shù)辨識(shí)是一項(xiàng)耗時(shí)耗力的工作,因此這里推薦能快速有效地給出結(jié)論的滾轉(zhuǎn)角觀測(cè)法。

滾轉(zhuǎn)角觀測(cè)法[2]是直接觀察激勵(lì)動(dòng)作后的滾轉(zhuǎn)角變化,若存在發(fā)散趨勢(shì)則利用下述公式進(jìn)行倍幅時(shí)間計(jì)算。

T2=0.693(t2-t1)/In(φ1/φ2)

(2)

式中:φ1,φ2為脈沖過后的兩個(gè)滾轉(zhuǎn)角;t1,t2為對(duì)應(yīng)的時(shí)間。

2.2 盤旋考核

對(duì)于現(xiàn)代直升機(jī)來說,獲得滾轉(zhuǎn)角通常有3種方法:運(yùn)用比普操縱按鈕、運(yùn)用桿加比普操縱和運(yùn)用桿釋放按鈕加桿操縱。其中后兩種方法可以用于快速獲得較大的滾轉(zhuǎn)角。此外,直升機(jī)的操縱響應(yīng)形式不同,獲得滾轉(zhuǎn)角的動(dòng)作也不同,如RC操縱響應(yīng)要獲得滾轉(zhuǎn)角應(yīng)使用脈沖動(dòng)作,而AC操縱響應(yīng)則需要使用階躍動(dòng)作,在獲得滾轉(zhuǎn)角后飛行員松桿即可。而滾轉(zhuǎn)角的選擇則可以聯(lián)系相關(guān)的閉環(huán)任務(wù)進(jìn)行,最后通過觀察滾轉(zhuǎn)角的變化情況判斷螺旋模態(tài)的等級(jí)。

圖2為某海軍直升機(jī)進(jìn)行螺旋模態(tài)特性試飛的試飛結(jié)果,可以看出螺旋模態(tài)為中性穩(wěn)定,因此螺旋模態(tài)不會(huì)影響相關(guān)閉環(huán)任務(wù)(如長時(shí)間的小角度盤旋)。另外所采用的激勵(lì)方式為按壓桿釋放按鈕的脈沖操縱,這是由于該機(jī)的操縱響應(yīng)為RC操縱響應(yīng),并且該機(jī)的閉環(huán)任務(wù)當(dāng)中包含長時(shí)間的滾轉(zhuǎn)角為6°～8°的穩(wěn)定盤旋動(dòng)作,因此在進(jìn)行該試驗(yàn)時(shí)需要試飛員通過脈沖動(dòng)作激發(fā)的滾轉(zhuǎn)角為6°～8°。

從圖2中還可以看出,在改變滾轉(zhuǎn)角后直升機(jī)的高度在慢慢下降,因此在執(zhí)行該任務(wù)時(shí)為了維持原有高度會(huì)對(duì)飛行員帶來相應(yīng)的工作負(fù)荷。

圖2 盤旋進(jìn)入評(píng)定結(jié)果Fig.2 Results of spirals entry assessment

2.3 盤旋改出考核

考核改出盤旋動(dòng)作的螺旋模態(tài),首先是穩(wěn)定平飛,然后形成相應(yīng)滾轉(zhuǎn)角,之后將直升機(jī)改平,觀察直升機(jī)的滾轉(zhuǎn)角變化,滾轉(zhuǎn)角的選擇也可以聯(lián)系相關(guān)的閉環(huán)任務(wù)科目。

圖3為某型直升機(jī)的試驗(yàn)結(jié)果。從圖中可以看出,該機(jī)的螺旋模態(tài)是穩(wěn)定的,因此螺旋模態(tài)不會(huì)影響相關(guān)的閉環(huán)任務(wù)(起落航線飛行)。另外速度和滾轉(zhuǎn)角的選擇均來源于儀表飛行規(guī)則的起落航線閉環(huán)任務(wù)科目。

從圖3中還可以看出,在改變滾轉(zhuǎn)角后直升機(jī)的高度和速度在慢慢上升,因此在執(zhí)行該任務(wù)時(shí)為了維持原有高度和速度會(huì)對(duì)飛行員帶來相應(yīng)的工作負(fù)荷。

圖3 盤旋改出評(píng)定結(jié)果Fig.3 Results of spiral recovering assessment

3 結(jié)束語

本文通過研究直升機(jī)螺旋模態(tài)試飛方法,結(jié)合現(xiàn)代直升機(jī)飛控系統(tǒng)的特點(diǎn)、飛行員操縱習(xí)慣以及所執(zhí)行任務(wù)的情況給出了全新的螺旋模態(tài)評(píng)定方法。該方法不但可以全面地評(píng)定直升機(jī)的螺旋模態(tài)特性,而且所提供的試飛數(shù)據(jù)還可以提前預(yù)估相關(guān)閉環(huán)任務(wù)的飛行員工作負(fù)荷,為后續(xù)閉環(huán)任務(wù)試驗(yàn)提供真實(shí)合理的數(shù)據(jù)支持。

直升機(jī)螺旋模態(tài)是一個(gè)慢變模態(tài),考核它的目的不僅僅在于考核該模態(tài)穩(wěn)定與否,更重要的是通過試驗(yàn)為相關(guān)閉環(huán)任務(wù)提供一定的數(shù)據(jù)支持。因此研究使用任務(wù)科目并將這些科目進(jìn)行合理分解,然后運(yùn)用分解結(jié)果為開環(huán)試驗(yàn)提供相應(yīng)的試驗(yàn)方法和條件,將成為研究直升機(jī)規(guī)范背景的一個(gè)重要研究方向,而這個(gè)方向的研究成果將為后續(xù)研制新的直升機(jī)規(guī)范提供有力的數(shù)據(jù)支持。

[1] Alastair Cooke,Eric Fitzpatrick.Helicopter test & evaluation[M].USA:Blackwell Publishing,2002.

[2] Blanken C L,Hoh R H.Test guide for ADS-33E-PRF[R].USA:Amrdel Center,2008.

(編輯：方春玲)

Research on helicopter spiral mode flight test method

CAO Jia-min1, YIN Jian-feng2, LIN Jian3, GAO Wen-quan2

(1.Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China;2.Test Pilot Institute, CFTE, Xi’an 710089, China;3.General Staff of the Aviation Flight Brigade, Beijing 101104, China)

The spiral mode is an inherent mode in helicopter’s forward flight, it is a subject which needed to be evaluate in flight test. There are now some corresponding methods to evaluate it. With the improvement of helicopter flight control system, the change of pilot control habit and different mission performed. The old method is no longer suitable for evaluation of the helicopter spiral mode characteristics. With the deep research on helicopter using background, a new method is put forward for the change of control system, the control habit, and the mission.

helicopter; using background; spiral mode; flight test method

2014-11-24;

2015-04-16;

時(shí)間:2015-06-24 15:03

曹嘉旻(1985-)，男，江西南昌人，工程師，碩士，研究方向?yàn)橹鄙龣C(jī)飛行品質(zhì)。

V212.4

A

1002-0853(2015)05-0447-04