田磊 張宏林 楊文鳳

摘要：滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合是直升機飛行品質(zhì)試驗的重要內(nèi)容。結(jié)合某型直升機的飛行試驗，通過參數(shù)辨識及數(shù)值仿真，給出了不同氣動參數(shù)下直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應結(jié)果，并對氣動參數(shù)對直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合及飛行品質(zhì)的影響規(guī)律進行了分析總結(jié)，對后續(xù)直升機品質(zhì)試飛有著重要意義。

關(guān)鍵詞：直升機；ADS-33E；滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合；參數(shù)辨識

中圖分類號：V217+.1

文獻標識碼：A

D0I：10.19452/j.issn1007-5453.2018.01.063

隨著世界直升機技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)代直升機，尤其是軍用直升機的技術(shù)要求與研究重點，已不單局限于對飛行性能指標的追求，更關(guān)注于直升機完成任務的能力與駕駛品質(zhì)。美國軍用直升機飛行品質(zhì)規(guī)范ADS-33E是目前國際上最新的軍用直升機飛行品質(zhì)規(guī)范，該規(guī)范強調(diào)了針對直升機的作戰(zhàn)和使用能力考核。滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合指標是ADS-33E直升機飛行品質(zhì)規(guī)范的一項重要指標，對直升機進入轉(zhuǎn)彎等具有中等傾斜角變化的飛行條件下滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑之間的耦合提出了限制要求。直升機的滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合過大，會使直升機的精確飛行軌跡控制困難，飛行員必須分散一部分精力去進行操縱協(xié)調(diào)，額外地增加了飛行員的工作負荷，在極端情況下甚至可能會造成飛行員誘發(fā)振蕩。直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合的研究對直升機飛行品質(zhì)具有重要意義。

ADS-33E采用的滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合標準是對固定翼飛機要求MIL-H-875B稍作修改后借用而來，目前，國內(nèi)對于固定翼飛機的滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合研究已有了一定的成果。但相比固定翼飛機，直升機由于本身氣動特性的復雜性，對于指標的測量和分析存在很多困難，且國內(nèi)直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合相關(guān)的試驗分析和數(shù)據(jù)較少，對相關(guān)飛行品質(zhì)試驗的研究則更為少見。本文主要結(jié)合直升機實際飛行試驗結(jié)果及數(shù)值分析，對直升機不同氣動參數(shù)下，滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合的變化規(guī)律進行了研究，對指導直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合的飛行試驗具有實際意義。

1直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合規(guī)范要求

ADS-33E規(guī)范對直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合提出了具體的考核方式與指標要求。滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合的考核包括兩部分內(nèi)容：傾斜角振蕩和轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)。傾斜角振蕩主要考核直升機轉(zhuǎn)彎機動過程中姿態(tài)的振蕩幅值φosc/φav不超出規(guī)定要求。φosc/φav定義為：

轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)則要求單一橫向操縱輸入下，不應引起過大的側(cè)滑，|△β/φ1|指標應滿足規(guī)范要求。具體的參數(shù)定義如圖l所示。

圖1中，φ，p，β，δAS為相對于配平狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角、角速率、側(cè)滑角、橫向操縱位置的變化量；△β為在時間tAB內(nèi)發(fā)出一個滾轉(zhuǎn)操縱指令之后，側(cè)滑角的最大變化量；tAB為6s或Td/2中較小者；tAB是對于向右的指令，側(cè)滑中的橫-航向振蕩達到第n個局部最大值的時間；ψpb為p比β超前相位；ψB為相位角，表示為側(cè)滑中橫-航向振蕩的余弦表達式（相位）滯后，其中：ψB=-360tnβ/Td+（n-l）360°，n與上述tnβ中數(shù)值一致；Td為振蕩響應周期。

另外，ADS-33E按照響應類型的不同提出了不同的飛行試驗要求。直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合的飛行試驗考核分為速率響應類型和姿態(tài)響應類型，針對不同的響應類型需采取不同的操縱輸入方式，通常對于速率響應類型采用脈沖輸入，對于姿態(tài)響應類型則采用階躍輸入。

2滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應模型和驗證

2.1響應模型

對于姿態(tài)響應系統(tǒng)，在橫向單軸輸入的條件下，直升機橫側(cè)運動方程可寫為：式中：v為側(cè)向速度，φ為傾斜角，△Wx為橫向操縱位移；Lv，Lφ，Lp，Lwx分別為滾轉(zhuǎn)力矩對側(cè)向速度、滾轉(zhuǎn)角速度、傾斜角和和橫向操縱位移的導數(shù)；Yv為側(cè)向力對側(cè)向速度的導數(shù)。經(jīng)拉氏變換后可求得滾轉(zhuǎn)姿態(tài)變化和側(cè)向速度的傳遞數(shù)：

整理可得：

其中：

由直升機的飛行軌跡定義可得直升機側(cè)滑角為：式中：β為側(cè)滑角，V為真空速。

2.2響應模型的驗證

為確保響應模型的可靠性，通過直升機真實飛行試驗結(jié)果對響應模型進行驗證。試驗以某型直升機為試驗機，進行前飛滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合飛行試驗。該型機安裝有數(shù)字式飛控系統(tǒng)，通過將傳感器采集的飛行員操縱指令、直升機響應等信號傳遞給控制計算機，由控制計算機處理后控制主、尾槳舵機和平尾舵機運動，最終將指令傳遞到主、尾槳葉和平尾等操縱面，實現(xiàn)對直升機飛行狀態(tài)的控制。在該直升機的飛控系統(tǒng)的設計過程中，采用了姿態(tài)控制/姿態(tài)保持（ACAH）及速率控制/姿態(tài)保持（RCAH）響應類型設計。本文進行的試驗結(jié)果及分析均是基于ACAH響應類型來進行。

選取試驗飛行高度為海拔高度lkm，操縱輸入方式為直升機穩(wěn)定前飛時的橫向左、右壓桿階躍操縱輸入，動作輸入時間為0.2s，幅值為2～3cm。試驗過程中可通過改變幅值來獲得不同的姿態(tài)變化量。為了獲得穩(wěn)定的姿態(tài)角，動作時間一般選擇保持10～12s。通過對試飛數(shù)據(jù)進行辨識和仿真，得到直升機的響應如圖2所示。

由圖2可以看出，根據(jù)響應模型辨識出的響應曲線與直升機原始數(shù)據(jù)曲線基本一致，說明辨識模型可以真實有效地模擬直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應。

3氣動參數(shù)對滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應特性的分析

由系統(tǒng)傳遞函數(shù)式（5）、式（6）可知，直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑響應同時受到Lv，Lφ，Lp，LWx等多個參數(shù)的影響。但直升機橫滾與側(cè)滑響應區(qū)別主要受側(cè)向力導數(shù)Yv影響，且Yv在響應方程中同時影響傳遞函數(shù)的多個系數(shù)，對直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合影響較大。本文以通過飛行試驗驗證的傳遞函數(shù)模型為基準，在不改變其他參數(shù)的前提下，通過改變Yv得到不同參數(shù)的直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑響應曲線，結(jié)果如圖3所示。根據(jù)直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合考核指標，對不同Yv下直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應進行分析。

由圖3分析可知，Yv=-7.25時，直升機滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角波動較大，傾斜角振蕩明顯，滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合結(jié)果較差。隨著|Yv|減小、直升機系統(tǒng)阻尼增大，橫滾、側(cè)滑振蕩得到明顯的抑制，但系統(tǒng)響應幅值明顯增大，滾轉(zhuǎn)周期延長。Yv=-7.05時，直升機滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角基本無明顯波動，橫向振蕩基本消失，系統(tǒng)無明顯的振蕩響應。根據(jù)ADS-33E規(guī)范要求，當系統(tǒng)響應沒有明顯的振蕩時，表明直升機響應已經(jīng)完全滿足了規(guī)范的符合性，無須進行具體的指標評價。當Yv=-6.95時，直升機滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角響應幅值顯著增大，且在試驗時間范圍內(nèi)無明顯穩(wěn)定的趨勢，持續(xù)向外發(fā)散。不同Yv下直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應的主要參數(shù)見表1，指標評價結(jié)果如圖4所示。

由表1及圖4可以得出，隨著|Yv|減小，直升機橫向振蕩指標φac/φav減小，轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)指標|△β/φ1|基本不變，滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合的定量評價指標總體得到改善。即在試驗樣機參數(shù)條件下隨著|Yv|減小，直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合品質(zhì)越好。但從響應曲線可以看出，當|Yv|過小時，直升機的姿態(tài)響應已出現(xiàn)變形，姿態(tài)響應已無法滿足ADS-33E規(guī)定的姿態(tài)控制6s內(nèi)達到穩(wěn)定的響應要求，且側(cè)滑角出現(xiàn)明顯的增大發(fā)散現(xiàn)象，不滿足直升機基本的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎響應要求。說明隨著|Yv|的改變，對直升機整體飛行品質(zhì)有著顯著的影響。為了明確該影響，對不同Yv下的直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑響應的穩(wěn)定裕度進行了分析，結(jié)果如圖5及表2所示。

由不同Yv下直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑響應的穩(wěn)定裕度結(jié)果可以看出，當|Yv|>7.05時，隨著|Yv|減小，直升機系統(tǒng)阻尼比明顯增大，穩(wěn)定裕度增大，幅值帶寬增大，相位延遲減小，整體飛行品質(zhì)得到改善。當|Yv|<7.05時，隨著|Yv|減小，直升機相頻曲線在低頻段出現(xiàn)下降，直升機相位裕度降低，導致直升機低頻操縱飛行品質(zhì)出現(xiàn)降級，影響飛行品質(zhì)整體評價結(jié)果。由分析結(jié)果可知，側(cè)向力對側(cè)向速度的導數(shù)Yv必然存在一個最優(yōu)解，使直升機的整體品質(zhì)評價達到最優(yōu)，此時直升機滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角響應能夠較快地達到穩(wěn)定且無明顯的振蕩響應，同時直升機具有較大的穩(wěn)定裕度，且直升機響應合理。由系統(tǒng)傳遞函數(shù)可知，Yv最優(yōu)解的具體大小受直升機多個氣動參數(shù)的影響，試驗樣機在Yv=7.05附近達到最優(yōu)。

4結(jié)論

本文基于實際飛行試驗與模型數(shù)值仿真結(jié)果，通過對直升機的滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應的研究可以得到以下結(jié)論：

（1）對直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應傳遞的函數(shù)模型進行了驗證，所得的響應曲線與理論模型具有很好的一致性。

（2）通過數(shù)值分析，對不同Yv下的直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應的飛行品質(zhì)進行了分析，給出側(cè)向力對側(cè)向速度的導數(shù)Yv對滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合影響的規(guī)律。同時，通過對不同Yv下滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應及穩(wěn)定裕度的飛行品質(zhì)分析，明確了Yv對直升機飛行品質(zhì)的影響，給出了適應于當前參數(shù)狀態(tài)的Yv的最優(yōu)解。

為消除氣動參數(shù)的交叉影響，本研究僅對Lv，Lφ，Lp，LWx等參數(shù)不變的情況下，Yv對直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應的影響進行了分析。其他參數(shù)對直升機滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合的影響以及Yv的最優(yōu)解與其他參數(shù)之間的關(guān)系有待進一步研究。