摘 要：直升機(jī)對(duì)操縱輸入的短周期響應(yīng)是直升機(jī)飛行品質(zhì)試飛中的重要內(nèi)容，而總距操縱的航向軸間耦合和懸停高度響應(yīng)特性則是直升機(jī)懸?？偩嗖倏v開(kāi)環(huán)科目中的必要考核內(nèi)容。在相關(guān)飛行品質(zhì)規(guī)范中有明確的指標(biāo)要求，然而有關(guān)該響應(yīng)以及相關(guān)規(guī)范要求的背景卻鮮為人知。文章首先給出了該響應(yīng)及相關(guān)規(guī)范要求的背景分析，然后以此為基礎(chǔ)，設(shè)計(jì)出一套基于背景分析的直升機(jī)操縱輸入短周期響應(yīng)試飛方法并進(jìn)行實(shí)際應(yīng)用驗(yàn)證。

關(guān)鍵詞：直升機(jī)；短周期響應(yīng)；試飛方法

引言

直升機(jī)對(duì)操縱輸入的短周期響應(yīng)是直升機(jī)飛行品質(zhì)試飛中的重要內(nèi)容，而總距操縱的航向軸間耦合和懸停高度響應(yīng)特性則是直升機(jī)懸停總距操縱開(kāi)環(huán)科目中的必要考核內(nèi)容。美軍標(biāo)ADS-33E中針對(duì)該內(nèi)容也有明確的指標(biāo)條款。因此，在新機(jī)的設(shè)計(jì)定型試飛中，直升機(jī)操縱輸入短周期響應(yīng)是必須通過(guò)真實(shí)試飛進(jìn)行驗(yàn)證的科目。值得一提的是，國(guó)內(nèi)經(jīng)過(guò)幾十年的直升機(jī)試飛技術(shù)發(fā)展，雖然已經(jīng)擁有了較為成熟的直升機(jī)操縱輸入短周期響應(yīng)試飛方法，但受限于對(duì)規(guī)范條款和試飛方法的來(lái)源及背景知之甚少等諸多因素，仍停留在通過(guò)試飛回答指標(biāo)的層面上。而在研究國(guó)外相關(guān)資料的過(guò)程中我們也發(fā)現(xiàn)，美國(guó)、英國(guó)等航空發(fā)達(dá)國(guó)家在進(jìn)行直升機(jī)操縱輸入短周期響應(yīng)等飛行品質(zhì)開(kāi)環(huán)試飛科目試飛時(shí)，首先會(huì)根據(jù)試驗(yàn)機(jī)型的任務(wù)角色去選定相應(yīng)的作戰(zhàn)任務(wù)剖面，然后根據(jù)這些任務(wù)剖面的任務(wù)內(nèi)容去設(shè)計(jì)相應(yīng)的開(kāi)環(huán)科目的試飛方法，這樣不僅可以獲得戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)評(píng)定，還可以根據(jù)試飛數(shù)據(jù)和試飛員評(píng)述獲得完成相關(guān)使用任務(wù)的駕駛員工作負(fù)荷評(píng)估、性能指標(biāo)評(píng)估和人機(jī)功效評(píng)定；不僅可以將前期試飛服務(wù)于后續(xù)使用試飛，還有可能提前暴露新機(jī)的設(shè)計(jì)缺陷，從而縮短新機(jī)裝備部隊(duì)并形成戰(zhàn)斗力的周期。

也就是說(shuō)，在當(dāng)前的直升機(jī)試飛技術(shù)條件下，要想在調(diào)整試飛和定型試飛階段獲得除指標(biāo)評(píng)定外的其它相關(guān)信息，使試飛架次得到最大程度的利用，通過(guò)常規(guī)試飛科目獲得指標(biāo)評(píng)定以外的其他有用信息，以適應(yīng)不斷發(fā)展的直升機(jī)試飛技術(shù)需求，就必須對(duì)傳統(tǒng)試飛方法進(jìn)行改進(jìn)。而要做到這一點(diǎn)，正如前文所述，熟悉相關(guān)科目的規(guī)范背景是關(guān)鍵，也是前提。

文章將以直升機(jī)操縱輸入短周期響應(yīng)為例，對(duì)該科目對(duì)應(yīng)的規(guī)范條款進(jìn)行深入分析，并以此為依托，進(jìn)行技術(shù)改進(jìn)和方法設(shè)計(jì)。設(shè)計(jì)出一套基于規(guī)范背景的背景分析的直升機(jī)操縱輸入短周期響應(yīng)試飛方法并進(jìn)行實(shí)際應(yīng)用驗(yàn)證。

1 規(guī)范條款及背景分析

1.1 規(guī)范要求

美軍標(biāo)ADS-33E中第3.3.2.1條對(duì)座艙操縱輸入引起的姿態(tài)響應(yīng)作了明確要求，具體內(nèi)容概括如下：

由座艙操縱位移輸入引起的姿態(tài)響應(yīng)應(yīng)滿(mǎn)足圖1中規(guī)定的限制要求。其中帶寬（BW）和相位延遲（P）參數(shù)應(yīng)按照?qǐng)D2所示的方法得到。

1.2 背景分析

該規(guī)范條款通過(guò)帶寬和相位延遲兩個(gè)指標(biāo)，規(guī)定了可能導(dǎo)致PIO的座艙操縱輸入頻率，在此之前采用過(guò)將座艙操縱輸入短周期響應(yīng)看成一階系統(tǒng)，采用階躍輸入所得響應(yīng)，通過(guò)操縱導(dǎo)數(shù)和滾轉(zhuǎn)阻尼為指標(biāo)的規(guī)范條款（如圖3所示），規(guī)定短周期響應(yīng)的等級(jí)，但是由于兩點(diǎn)原因，最終ADS-33采用了現(xiàn)在的規(guī)范條款，這兩點(diǎn)原因分別為：

（1）直升機(jī)的座艙操縱輸入短周期響應(yīng)為高階系統(tǒng)，一階系統(tǒng)很難完全反映其特點(diǎn)。

（2）飛行員在執(zhí)行任務(wù)時(shí)的小幅座艙操縱輸入大部分都不是小幅階躍輸入。

直升機(jī)執(zhí)行任務(wù)時(shí)，可能出現(xiàn)小幅高頻座艙操作輸入的閉環(huán)任務(wù)有懸停，懸停索降，吊掛飛行，目標(biāo)捕獲等，在執(zhí)行這些任務(wù)時(shí)飛行員的動(dòng)作為有周期的小幅座艙操縱輸入，因此該條規(guī)范更接近使用任務(wù)。

2 基于規(guī)范背景的操縱輸入短周期響應(yīng)試飛方法設(shè)計(jì)

在進(jìn)行操縱輸入短周期響應(yīng)試飛時(shí)，以往慣用的方法是：直升機(jī)在給定近地面高度穩(wěn)定懸停并保持20s，進(jìn)行相關(guān)通道人工頻率掃描操縱輸入，其它通道操縱固持，輸入后保持座艙操縱輸入固持10s；最終通過(guò)數(shù)據(jù)處理給出指標(biāo)計(jì)算結(jié)果。

根據(jù)上述背景分析，我們?cè)O(shè)計(jì)新的試飛方法如下：

（1）直升機(jī)在給定近地面高度穩(wěn)定懸停并保持20s，按圖5所示進(jìn)行相關(guān)通道人工頻率掃描操縱輸入，其它通道操縱固持，輸入后保持座艙操縱輸入固持10s。

（2）直升機(jī)在給定近地面高度穩(wěn)定懸停并保持20s，按圖5所示進(jìn)行相關(guān)通道人工頻率掃描操縱輸入，若有其他通道的耦合響應(yīng)可進(jìn)行相應(yīng)修正，輸入后保持座艙操縱輸入固持10s。

此外，還要重點(diǎn)關(guān)注兩個(gè)問(wèn)題：一是掃頻過(guò)程中對(duì)于姿態(tài)角和航向角的控制（座艙視野）；二是掃頻過(guò)程中直升機(jī)是否會(huì)相對(duì)于懸停點(diǎn)漂移；三是掃頻過(guò)程中對(duì)于其他通道的耦合是否需要干預(yù)及干預(yù)過(guò)程的工作負(fù)荷。

采用新方法得到的試飛結(jié)果圖如圖4和圖5所示。

圖4為指標(biāo)計(jì)算結(jié)果，由圖4可知帶寬和相位延遲滿(mǎn)足等級(jí)1的要求。

但是由圖5可以看出：在腳蹬掃頻的中高頻段，橫桿需要進(jìn)行小幅的周期補(bǔ)償，補(bǔ)償頻率隨腳蹬掃頻的頻率增加而增加。此外飛行員反應(yīng)，在進(jìn)行該架次的掃頻試驗(yàn)時(shí)，存在相對(duì)懸停點(diǎn)的漂移現(xiàn)象。因此，預(yù)估在執(zhí)行懸停索降任務(wù)的過(guò)程中，可能會(huì)由于飛行員工作負(fù)荷增加而產(chǎn)生相對(duì)于懸停位置的漂移，導(dǎo)致任務(wù)失敗。建議在執(zhí)行懸停索降任務(wù)時(shí)，采用懸停保持功能，以提高任務(wù)成功率。

3 結(jié)束語(yǔ)

上述樣例直升機(jī)上的實(shí)際驗(yàn)證表明，文章所用的技術(shù)方法是可行的，運(yùn)用此方法進(jìn)行實(shí)際試飛，不僅可以回答研制總要求的相關(guān)指標(biāo)，還可以獲得一些與使用任務(wù)相關(guān)的信息。但是，值得強(qiáng)調(diào)的是，直升機(jī)在實(shí)際執(zhí)行任務(wù)時(shí)，所遭遇的情況更為復(fù)雜，且難以預(yù)測(cè)，此種方法只能暴露部分缺陷，提供部分有效建議，后續(xù)試飛過(guò)程中可能還會(huì)出現(xiàn)其他需要改進(jìn)的問(wèn)題或缺陷，這也是一個(gè)有待繼續(xù)深入探索的問(wèn)題。

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