林軼群，方自力，董亞鵬

(1.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所，陜西 西安710089;2.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 試飛員學(xué)院，陜西 西安710089)

0 引言

隨著現(xiàn)代電傳飛機(jī)的快速發(fā)展，高增益的控制系統(tǒng)導(dǎo)致飛機(jī)模態(tài)趨于復(fù)雜化。高增益電傳飛機(jī)滾轉(zhuǎn)軸操縱特性和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性在飛行品質(zhì)鑒定試飛中占有重要地位。國(guó)內(nèi)外的飛行品質(zhì)規(guī)范指出:飛機(jī)橫向滾轉(zhuǎn)特性采用等效滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)來表征，它描述了飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)阻尼特性［1-2］。滾轉(zhuǎn)阻尼可以用一階滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)τR表示。國(guó)軍標(biāo)中對(duì)τR的最大值作出了明確規(guī)定［3］。利用試飛數(shù)據(jù)，采用低階等效系統(tǒng)方法可以計(jì)算得到飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)。但是僅僅使用最大值限制來評(píng)定滾轉(zhuǎn)模態(tài)飛行品質(zhì)等級(jí)的方法是不完備的。國(guó)內(nèi)關(guān)于τR值過低對(duì)飛行品質(zhì)的影響并沒有進(jìn)行深入的研究。本文針對(duì)某型電傳飛機(jī)橫向飛行品質(zhì)，深入剖析了τR值過小對(duì)于飛機(jī)滾轉(zhuǎn)軸飛行品質(zhì)的影響以及導(dǎo)致飛行員評(píng)分降低的原因，并且提出了改進(jìn)方案和建議，為提高電傳飛機(jī)飛行品質(zhì)試飛效率和飛機(jī)操縱性提供了有力的技術(shù)支持。

1 滾轉(zhuǎn)模態(tài)飛行品質(zhì)指標(biāo)

對(duì)于飛機(jī)滾轉(zhuǎn)模態(tài)的評(píng)價(jià)，采用的是τR，GJB-185-1986和GJB-2874-97中明確規(guī)定了τR各個(gè)標(biāo)準(zhǔn)等級(jí)的上限值，見表1。

表1 滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)規(guī)范要求Table 1 Required value of roll mode time constant(s)

標(biāo)準(zhǔn)中關(guān)于滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)的評(píng)價(jià)規(guī)定:只要飛機(jī)的τR沒有超過各等級(jí)上限值，則認(rèn)為飛機(jī)滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)符合國(guó)軍標(biāo)標(biāo)準(zhǔn)，這與飛行員評(píng)分是一致的，在飛行試驗(yàn)中也得到了很好的應(yīng)用。

從表1中可以看出，只要飛機(jī)的τR＜1.0 s或1.4 s，飛機(jī)品質(zhì)均可以評(píng)定為滿足1級(jí)標(biāo)準(zhǔn)，并沒有下限規(guī)定。但是當(dāng)τR過低時(shí)，駕駛員評(píng)分就會(huì)發(fā)生普遍降低，認(rèn)為飛機(jī)滾轉(zhuǎn)品質(zhì)下降。針對(duì)這一現(xiàn)象，進(jìn)行分析和研究后發(fā)現(xiàn):當(dāng)τR低于1/3 s后，駕駛員集中反映橫向響應(yīng)過分劇烈，有鋸齒狀滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象。圖1具體給出了過小的τR與駕駛員評(píng)分之間的關(guān)系。圖2則給出了MIL-HDBK-1797中某飛機(jī)的τR過低時(shí)，橫向操縱出現(xiàn)鋸齒狀滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象的典型例子［4-5］，圖中，實(shí)線為有鋸齒狀，虛線為無鋸齒狀。

圖1 駕駛員評(píng)分隨τR的變化Fig.1 Pilot evaluation with τR

圖2 有無鋸齒狀滾轉(zhuǎn)時(shí)間歷程對(duì)比Fig.2 Time history plots of roll with ratcheting and without ratcheting

從圖2中可以看出，鋸齒狀滾轉(zhuǎn)的特點(diǎn)是出現(xiàn)介于頻率2～3 Hz之間類似于極限環(huán)的振蕩，其頻率值遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于滾轉(zhuǎn)軸駕駛員的操縱頻率。

2 原因及解決方法

滾轉(zhuǎn)角速率對(duì)橫向桿力的傳遞函數(shù)如下所示:

增益為:

由公式可以看出，如果τR較小，則會(huì)產(chǎn)生較大的G(ω)，因此在駕駛員做橫向小幅值高頻(＞10 rad/s)操縱時(shí)，經(jīng)過傳遞函數(shù)增益的作用，有可能產(chǎn)生超出預(yù)期的滾轉(zhuǎn)角速率響應(yīng)。

分析τR過低造成飛行品質(zhì)評(píng)價(jià)降低的原因?yàn)?(1)飛機(jī)在高頻區(qū)域具有很大的操縱增益，即過大的駕駛桿操縱靈敏度;(2)駕駛員由于感受到橫向加速度的急劇變化，會(huì)產(chǎn)生“配重”反饋?zhàn)饔媒o飛機(jī)，造成駕駛員操縱超前或滯后，從而導(dǎo)致飛機(jī)閉環(huán)不穩(wěn)定，這與駕駛員誘發(fā)振蕩類似。

解決問題的方法有以下三種:(1)減小中立位置附近的滾轉(zhuǎn)操縱靈敏度;(2)調(diào)整控制律中的相關(guān)系數(shù)，減小飛機(jī)的1/τR;(3)增加一個(gè)截止頻率至少為10 rad/s的低通桿前置濾波器。

其中，方法(2)，改變控制律系數(shù)，雖然可以直接增大τR，但有可能同時(shí)改變飛機(jī)其他品質(zhì)指標(biāo)，相對(duì)比較復(fù)雜;方法(3)，增加桿前置濾波器可以減少鋸齒現(xiàn)象，其效果是平滑了駕駛員的輸入，減少了飛機(jī)橫向響應(yīng)中的高頻分量。但是這并不能實(shí)際解決飛機(jī)靈敏度的問題，而且前置濾波器有可能會(huì)增加一個(gè)可觀的橫向操縱等效時(shí)間延遲。因此，在實(shí)際工程應(yīng)用中，采用方法(1)比較簡(jiǎn)單有效，只是稍微減小操縱靈敏度，卻能夠使得飛行員評(píng)分提高很多，也適當(dāng)增大了τR。

下面具體介紹方法(1):滾轉(zhuǎn)操縱靈敏度是飛機(jī)橫向階躍操縱響應(yīng)達(dá)到穩(wěn)態(tài)時(shí)滾轉(zhuǎn)角速率p和橫向桿力Fa的比值:p/Fa。圖3給出了MIL-HDBK-1797中評(píng)價(jià)滾轉(zhuǎn)操縱靈敏度的標(biāo)準(zhǔn)。

該方法采用的是非線性桿力成形網(wǎng)絡(luò)，而不再是GJB-185-1986中的線性標(biāo)準(zhǔn)。對(duì)應(yīng)不同的輸入幅值，滾轉(zhuǎn)靈敏度的要求值是非線性變化的，即對(duì)滾轉(zhuǎn)靈敏度有了更細(xì)致的區(qū)域劃分和適合度要求。依據(jù)圖3可以進(jìn)行飛機(jī)滾轉(zhuǎn)操縱靈敏度調(diào)整，使其落在滿足駕駛員評(píng)價(jià)滿意的區(qū)域。

圖3 建議的非線性滾轉(zhuǎn)操縱靈敏度桿力成形網(wǎng)絡(luò)Fig.3 Stick force shaping networks for recommended nonlinear roll control sensitivity

3 飛行試驗(yàn)

在某型電傳飛機(jī)(II類)實(shí)際試飛中，駕駛員采用橫向小桿量操縱激發(fā)飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)，出現(xiàn)了鋸齒滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象，通過理論分析并與設(shè)計(jì)方討論，選取上述方法(1)來解決，試飛結(jié)果如下。

利用低階等效系統(tǒng)辨識(shí)得到飛機(jī)未調(diào)整之前的滾轉(zhuǎn)模態(tài)常數(shù)，結(jié)果如表2所示。

表2 滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)值Table 2 Values of roll mode time constant

從表2中可以看出，τR＜1.4 s，滿足表1規(guī)范中國(guó)軍標(biāo)的1級(jí)標(biāo)準(zhǔn)，但是多個(gè)飛行員試飛后給出的評(píng)述卻認(rèn)為:在空中進(jìn)行橫側(cè)小桿量操縱時(shí)，感覺有過強(qiáng)的橫向突變性，在執(zhí)行精確跟蹤等任務(wù)時(shí)，飛機(jī)滾轉(zhuǎn)品質(zhì)有所降低。

選取橫向階躍操縱的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行檢驗(yàn)發(fā)現(xiàn):小桿量操縱時(shí)，桿力靈敏度(p，F(xiàn)a)落于圖3中的“過于靈敏、鋸齒”區(qū)域。

根據(jù)試飛員評(píng)述和表2結(jié)果，調(diào)整了滾轉(zhuǎn)桿力梯度，主要減小了飛控系統(tǒng)小桿量()輸入時(shí)的穩(wěn)態(tài)滾轉(zhuǎn)角速率，如圖4所示。

圖4 桿力梯度曲線對(duì)比Fig.4 Comparison of stick force gradient curves

調(diào)整前后的滾轉(zhuǎn)操縱靈敏度對(duì)比如圖5所示。滾轉(zhuǎn)飛行時(shí)間歷程曲線對(duì)比如圖6和圖7所示。飛行狀態(tài)為V=550 km/h，H=5 km。

由圖5可看出，在桿力小于23 N時(shí)，(p，F(xiàn)a)位置由原來的過靈敏區(qū)變化為適中區(qū)。由圖6和圖7可看出，調(diào)整后飛機(jī)鋸齒滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象消失。進(jìn)一步計(jì)算調(diào)整后的等效系統(tǒng)滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)，可以得到τR值提高到了0.4～0.5 s，飛行員評(píng)述變?yōu)?橫向響應(yīng)適中，跟隨性好。

因此，飛行試驗(yàn)證明:減小中立位置附近的滾轉(zhuǎn)操縱靈敏度可以有效提高飛行品質(zhì)，解決飛機(jī)鋸齒滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象。

圖5 調(diào)整前后的滾轉(zhuǎn)操縱靈敏度對(duì)比Fig.5 Roll axis control sensitivity values of improved and unimproved stick force gradien

圖6 調(diào)整前飛機(jī)滾轉(zhuǎn)時(shí)間歷程Fig.6 Time history plots of airplane roll mode with unimproved sensitivity

圖7 調(diào)整后的飛機(jī)滾轉(zhuǎn)時(shí)間歷程Fig.7 Time history plots of airplane roll mode with improved sensitivity

4 結(jié)論

本文從國(guó)軍標(biāo)出發(fā)，深入研究了滾轉(zhuǎn)模態(tài)和滾轉(zhuǎn)操縱靈敏度在飛行品質(zhì)評(píng)價(jià)中的作用。根據(jù)理論分析和飛行驗(yàn)證得到以下結(jié)論:

(1)滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)過小對(duì)滾轉(zhuǎn)軸飛行品質(zhì)有不利影響;

(2)通過調(diào)整滾轉(zhuǎn)操縱靈敏度來提高滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)，可以避免鋸齒狀滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象的產(chǎn)生，提高了飛行品質(zhì)。

［1］ 高金源，李陸豫，馮亞昌.飛機(jī)飛行品質(zhì)［M］.北京:國(guó)防工業(yè)出版社，2003:98-103.

［2］ 方振平，陳萬春，張曙光.航空飛行器飛行動(dòng)力學(xué)［M］.北京:北京航空航天大學(xué)出版社，2005:324-346.

［3］ 中國(guó)人民解放軍空軍，航空工業(yè)部.GJB-185-1986有人駕駛飛機(jī)(固定翼)飛行品質(zhì)［S］.北京:國(guó)防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會(huì)，1987.

［4］ 中國(guó)航空工業(yè)總公司.GJB-2874-97 電傳操縱系統(tǒng)飛機(jī)的飛行品質(zhì)［S］.北京:國(guó)防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會(huì)，1997.

［5］ Department of Defense.MIL-HDBK-1797A Handbook flying qualities of piloted aircraft［S］.USA:Department of Defense，1997.