孫康寧, 陸正杰, 張景亭

(1.中國飛行試驗(yàn)研究院 試飛員學(xué)院, 陜西 西安 710089;2.西北大學(xué) 信息科學(xué)與技術(shù)學(xué)院, 陜西 西安 710127;3.中國人民解放軍 空軍試飛局， 陜西 西安 710089)

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民機(jī)橫航向穩(wěn)定性飛行試驗(yàn)與評(píng)定方法研究

孫康寧1, 陸正杰2, 張景亭3

(1.中國飛行試驗(yàn)研究院 試飛員學(xué)院, 陜西 西安 710089;2.西北大學(xué) 信息科學(xué)與技術(shù)學(xué)院, 陜西 西安 710127;3.中國人民解放軍 空軍試飛局， 陜西 西安 710089)

摘要:根據(jù)適航條款的要求,歸納出民機(jī)橫航向穩(wěn)定性的試飛要點(diǎn)。對(duì)國產(chǎn)某型支線客機(jī)的橫航向穩(wěn)定特性進(jìn)行了評(píng)定研究,提出了合適的飛行試驗(yàn)方法,并進(jìn)行了飛行試驗(yàn)評(píng)定。試驗(yàn)結(jié)果表明,該試驗(yàn)方法所驗(yàn)證的本體阻尼特性滿足適航審定的最低要求,而且通過自動(dòng)偏航阻尼器的增穩(wěn)作用,飛行品質(zhì)有顯著提升,飛行員更易于完成橫航向控制的飛行任務(wù)。

關(guān)鍵詞:適航審定; 橫航向穩(wěn)定性; 飛行試驗(yàn)

0引言

國內(nèi)之前的運(yùn)輸類飛機(jī)定型試飛工作中,主要依托GJB 185-86對(duì)飛機(jī)進(jìn)行試驗(yàn)考核。但民機(jī)的飛行任務(wù)、飛行包線、運(yùn)營環(huán)境等與軍用飛機(jī)有較大的不同,橫航向穩(wěn)定性考核內(nèi)容和試飛方法也與軍機(jī)有較大區(qū)別。民航適航管理?xiàng)l例也對(duì)此提出了特殊的適航審定要求,因此針對(duì)適航審定試飛的工作需要,開展民機(jī)的橫航向穩(wěn)定性試驗(yàn)及評(píng)定方法研究具有非常重要的意義。

本文首先研究分析了CCAR-25中有關(guān)橫航向穩(wěn)定性要求的條款;然后,針對(duì)國產(chǎn)某型支線客機(jī),利用其設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)對(duì)一系列典型飛行狀態(tài)的操穩(wěn)特性進(jìn)行分析,提出橫航向穩(wěn)定性適航審定試飛的方法。通過飛行試驗(yàn)中的駕駛體會(huì)、評(píng)述與事后數(shù)據(jù)分析,表明該機(jī)的橫航向穩(wěn)定性符合適航要求。本文的研究工作可為今后民機(jī)適航取證相關(guān)工作提供參考。

1適航條款的理解

根據(jù)CCAR-25-R4第25.177條對(duì)橫向和航向靜穩(wěn)定性的要求[1],結(jié)合文獻(xiàn)[2-3]，對(duì)于橫航向穩(wěn)定性試飛工作,主要應(yīng)注意以下兩點(diǎn):

(1)對(duì)于橫航向靜穩(wěn)定性試飛,采用協(xié)調(diào)側(cè)滑動(dòng)作進(jìn)行檢查,關(guān)注腳蹬力與側(cè)滑角、側(cè)向過載和方向舵偏度的梯度關(guān)系是否滿足相關(guān)適航條款的要求,產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)的方向與蹬腳蹬方向是否一致,是否滿足正的橫向穩(wěn)定性要求。

(2)對(duì)于橫航向動(dòng)穩(wěn)定性試飛,利用脈沖、倍脈沖動(dòng)作激發(fā)荷蘭滾模態(tài),滿意的響應(yīng)要求是1～2個(gè)周期內(nèi)振蕩迅速消失,即受到重阻尼。如果持續(xù)振蕩,則振蕩不應(yīng)發(fā)散,且糾偏后荷蘭滾模態(tài)能快速收斂。

2橫航向穩(wěn)定性分析

2.1橫航向靜穩(wěn)定性

航向靜穩(wěn)定性又稱風(fēng)標(biāo)穩(wěn)定性,是指飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)滑時(shí)能自動(dòng)恢復(fù)到指向風(fēng)來向的趨勢,通常用Nβ來表示:

(1)

橫向靜穩(wěn)定性通常稱為上反角效應(yīng),用Lβ表示:

(2)

在飛行試驗(yàn)中,橫航向靜穩(wěn)定性用協(xié)調(diào)側(cè)滑特性表示,航向靜穩(wěn)定性是腳蹬力、方向舵偏角隨側(cè)滑角變化的函數(shù),穩(wěn)定的航向穩(wěn)定性要求左方向舵偏度和左腳蹬力產(chǎn)生右側(cè)滑角,反之亦然。橫向靜穩(wěn)定性是飛機(jī)對(duì)側(cè)滑的滾轉(zhuǎn)趨勢,穩(wěn)定的橫向穩(wěn)定性要求左副翼下偏和駕駛盤右偏產(chǎn)生右側(cè)滑角,反之亦然。表1為某型支線客機(jī)橫航向靜穩(wěn)定性數(shù)據(jù)。

表1　橫航向靜穩(wěn)定性數(shù)據(jù)

2.2橫航向動(dòng)穩(wěn)定性

橫航向動(dòng)穩(wěn)定性包含滾轉(zhuǎn)、荷蘭滾和螺旋模態(tài)。所研究的該型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)在后機(jī)身吊掛,T尾布局,相較于常規(guī)布局飛機(jī)荷蘭滾阻尼較小。通過增大垂尾面積和采用較小的機(jī)翼上反角得到可接受的本體荷蘭滾阻尼特性[4]。

表2為該機(jī)橫航向動(dòng)穩(wěn)定性設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)。主要包括自然頻率ωnd、荷蘭滾模態(tài)阻尼比ζd、滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)TR和螺旋模態(tài)倍幅時(shí)間T2。

表2　橫航向動(dòng)穩(wěn)定性數(shù)據(jù)

3飛行試驗(yàn)評(píng)定

3.1橫航向靜穩(wěn)定性

實(shí)際的飛行試驗(yàn)表明,協(xié)調(diào)側(cè)滑動(dòng)作時(shí)注意事項(xiàng)有以下幾點(diǎn)[5]:

(1)為了準(zhǔn)確地保持航向,可在遠(yuǎn)處選一個(gè)明顯目標(biāo)(如清晰可見的云朵),這樣比單純的依靠儀表指示飛行簡單、準(zhǔn)確。

(2)進(jìn)入側(cè)滑時(shí),要桿舵協(xié)調(diào)、動(dòng)作柔和。當(dāng)出現(xiàn)偏差需要修正和調(diào)整時(shí),桿舵不要同時(shí)動(dòng)。較好的做法是以腳蹬位置不動(dòng),修正駕駛盤的位置,這樣飛機(jī)狀態(tài)的變化比較平穩(wěn)。

(3)保持穩(wěn)定直線側(cè)滑飛行的關(guān)鍵是飛行軌跡和方向保持不變,即偏航速率為0。階梯操縱法要求在每個(gè)穩(wěn)定飛行段保持飛行軌跡方向不變,但不必每個(gè)穩(wěn)定飛行段都保持相同航向。

(4)改出側(cè)滑時(shí),應(yīng)保持好航向,防止松舵過早、過快,使飛機(jī)的航向變化過大。更要防止回桿、回舵過快,造成飛機(jī)過度振蕩,延長了飛機(jī)恢復(fù)穩(wěn)定狀態(tài)的時(shí)間,降低了試飛效率。

(5)在部分荷蘭滾模態(tài)阻尼頻率較小的構(gòu)型下,在進(jìn)入和改出側(cè)滑時(shí),要嚴(yán)防速率過快或動(dòng)作幅值過大,以防飛機(jī)進(jìn)入荷蘭滾振蕩。

以巡航構(gòu)型為例,該構(gòu)型下各個(gè)速度的定常直線側(cè)滑表現(xiàn)出一致的規(guī)律性[6]:

(1)在定常直線側(cè)滑飛行過程中,無特殊的駕駛技巧就能平穩(wěn)地過渡到其他飛行狀態(tài)。

(2)整個(gè)側(cè)滑角范圍內(nèi),感覺操縱量、操縱力線性關(guān)系較明顯,沒有操縱力反向,符合正常操縱規(guī)律;直至蹬滿舵的角度為止,方向舵腳蹬力都在可以接受的范圍內(nèi)，且無反逆現(xiàn)象。

(3)整個(gè)側(cè)滑角范圍內(nèi),滾轉(zhuǎn)操縱力和腳蹬操縱力不存在過度的摩擦力。

(4)增加方向舵偏度時(shí)引起側(cè)滑角增加,在定常直線側(cè)滑飛行中,副翼和方向舵操縱行程和操縱力基本上穩(wěn)定地正比于側(cè)滑角。

圖1為協(xié)調(diào)側(cè)滑試飛操縱動(dòng)作與運(yùn)動(dòng)響應(yīng)曲線。

圖1　協(xié)調(diào)側(cè)滑試飛操縱動(dòng)作與運(yùn)動(dòng)響應(yīng)Fig.1　Response curves of coordinated sideslip

3.2橫航向動(dòng)穩(wěn)定性

荷蘭滾模態(tài)飛行試驗(yàn)首先應(yīng)激發(fā)飛機(jī)的固有頻率,從而確定合適的蹬舵速度。方向舵掃頻時(shí)分別用較慢頻率、中等頻率和快頻率進(jìn)行掃頻動(dòng)作,摸索到飛機(jī)的固有振蕩頻率大約在0.25～0.50 Hz(一個(gè)完整的倍脈沖周期需要),在這個(gè)頻率上飛機(jī)響應(yīng)有略微的“反操縱”現(xiàn)象。在合適的蹬舵速度附近,太快則能量小,不易激起飛機(jī)的擾動(dòng)運(yùn)動(dòng),太慢則激起的頻率范圍很窄。

確定蹬舵速度后,需確定合適的操縱輸入量。為了體會(huì)飛機(jī)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)和探索合適的輸入量,先以很小的幅度倍脈沖方向舵,結(jié)果由于動(dòng)作量過小,飛機(jī)受到的干擾過小,飛機(jī)只是微略晃動(dòng)一下,幾乎沒有其他類似的振蕩響應(yīng);再以滿行程幅度倍脈沖方向舵,結(jié)果動(dòng)作量過大,使飛機(jī)姿態(tài)變化偏離平衡位置過大,飛機(jī)的狀態(tài)發(fā)生了很大的改變,甚至有進(jìn)入復(fù)雜狀態(tài)的趨勢,必須馬上手動(dòng)制止,得不到滿意的擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)。

經(jīng)過幾次嘗試之后發(fā)現(xiàn),蹬舵量為1/4到1/2全行程的范圍是比較合適的,飛機(jī)的狀態(tài)響應(yīng)在飛行員意料中和可控范圍內(nèi),振蕩比較均勻，并且清晰可辨。

相同構(gòu)型下,偏航阻尼器(YD)接通時(shí)能感受到很強(qiáng)烈的阻尼,偏航阻尼器斷開時(shí)飛機(jī)才會(huì)隨著輸入開始振蕩,特別是在襟翼4卡位時(shí),飛機(jī)呈現(xiàn)出近似中立穩(wěn)定的持續(xù)性振蕩,需介入操縱動(dòng)作消除振蕩,實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行。

振蕩過程中由于螺旋模態(tài)影響,每個(gè)構(gòu)型下飛機(jī)的傾斜角可能向一個(gè)方向增大,但增大的幅值不會(huì)很大,而且隨時(shí)間的推移增幅變化量也不大,在可控范圍之內(nèi)。

振蕩的同時(shí)飛機(jī)會(huì)伴隨產(chǎn)生俯仰變化,即抬頭或低頭現(xiàn)象。在此過程中,在不干擾橫側(cè)振蕩運(yùn)動(dòng)的前提下,采取了對(duì)俯仰運(yùn)動(dòng)干擾的辦法,即用手指在駕駛盤中央位置輕輕抵住或勾住的辦法抑制俯仰變化。

在飛機(jī)的振蕩過程中,通過飛機(jī)的坡度變化量來判讀飛機(jī)的振蕩幅值和振蕩次數(shù)。倍脈沖輸入時(shí),輸入幅值較大,相應(yīng)的荷蘭滾初始振蕩幅值就大(坡度大),反之亦然。通過計(jì)數(shù)飛機(jī)往左側(cè)或右側(cè)滾轉(zhuǎn)至最大值的次數(shù),統(tǒng)計(jì)飛機(jī)振蕩的周期。襟翼在巡航構(gòu)型下,偏航阻尼器斷開時(shí)通過儀表和外界變化、人體感受很容易能判知到飛機(jī)振蕩的收斂過程;起飛構(gòu)型下在振蕩13個(gè)周期內(nèi)通過坡度變化值判知出收斂趨勢;著陸構(gòu)型下計(jì)數(shù)15個(gè)周期以上飛行員沒判知出收斂趨勢,在15～20個(gè)周期內(nèi)用橫側(cè)操縱駕駛盤的方法人工干預(yù)荷蘭滾振蕩,很容易改出振蕩模式,飛機(jī)進(jìn)入平穩(wěn)飛行。

圖2和圖3為著陸構(gòu)型下(起落架放下、襟翼40°)飛機(jī)的響應(yīng)曲線。

圖2　偏航阻尼器接通時(shí)的時(shí)間歷程曲線Fig.2　Response with YD on

圖3　偏航阻尼器斷開時(shí)的時(shí)間歷程曲線Fig.3　Response with YD off

可以看出:對(duì)于偏航阻尼器接通的情況,由于此狀態(tài)下的荷蘭滾阻尼比很大,振蕩迅速收斂,滿足大綱要求[6-7];當(dāng)偏航阻尼器斷開時(shí),滾轉(zhuǎn)、偏航方向響應(yīng)均呈現(xiàn)持續(xù)振蕩,但根據(jù)圖3所示,該振蕩沒有持續(xù)發(fā)散,呈緩慢收斂,通過人工干預(yù)操縱可改出振蕩模式,進(jìn)入平穩(wěn)飛行,因此該狀態(tài)下動(dòng)穩(wěn)定性也滿足適航條款要求。

4結(jié)束語

本文的研究工作表明,良好的氣動(dòng)布局和操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)可以使民機(jī)獲得滿意的橫航向靜穩(wěn)定性。通過偏航阻尼器的設(shè)計(jì),有效增加荷蘭滾模態(tài)阻尼比,可以獲得滿意的動(dòng)穩(wěn)定性。在斷開偏航阻尼器后,如果荷蘭滾振蕩接近中立穩(wěn)定,不繼續(xù)發(fā)散,且輔助操縱可以消除荷蘭滾振蕩,那么橫航向動(dòng)穩(wěn)定也滿足適航條款要求。

參考文獻(xiàn)：

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(編輯：任亞超)

Research on the method of flight test and evaluation for lateral and directional stability of civil aircraft

SUN Kang-ning1, LU Zheng-jie2, ZHANG Jing-ting3

(1.Test Pilot School, CFTE, Xi’an 710089, China;2.Information Science and Technology Institute, Northwestern University,Xi’an 710127, China;3.Air Force Flight Test Bureau of the PLA, Xi’an 710089, China)

Abstract:Key points for lateral and directional stability of civil aircraft are summarized according to the requirements of airworthiness regulations. Lateral and directional stability of a domestic regional jet aircraft was evaluated and studied, proper flight test methods were presented and evaluated through flight test. Flight test results show that the experimental method of otology damping characteristics meet the minimum standards for airworthiness certification. The flying quality has been significantly increased through the stability augmentation of automatic yaw dampers, and it is easier for the pilot to complete the flight mission for lateral and directional control.

Key words:airworthiness certification; lateral-directional stability; flight test

中圖分類號(hào)：V217

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1002-0853(2016)01-0082-03

作者簡介:孫康寧(1984-)，男，甘肅靜寧人，試飛員，主要從事民用飛機(jī)、直升機(jī)科研試飛工作。

收稿日期:2015-06-30;

修訂日期:2015-10-13; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2015-11-13 14:45