王鋒 李富剛 房圣友

摘要：變穩(wěn)模擬參數(shù)的確定是變穩(wěn)直升機(jī)建設(shè)的首要任務(wù)。基于ADS-33E典型旋翼飛機(jī)飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)，分析了包括響應(yīng)類型等在內(nèi)的旋翼飛機(jī)典型飛行品質(zhì)及表征參數(shù);從飛行品質(zhì)研究和試飛員培訓(xùn)的需求出發(fā)，提出變穩(wěn)直升機(jī)基本的模擬能力，設(shè)計(jì)典型的控制策略;最后在典型模擬器環(huán)境中對變穩(wěn)直升機(jī)的軸間耦合、模態(tài)特性以及響應(yīng)類型等進(jìn)行了仿真驗(yàn)證，表明本文提出的變穩(wěn)機(jī)直升機(jī)模擬參數(shù)設(shè)計(jì)方法是可行的。

關(guān)鍵詞：變穩(wěn)直升機(jī);直升機(jī)飛行品質(zhì);試飛員培訓(xùn);響應(yīng)反饋;控制策略

中圖分類號(hào)：V217+.1 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

與固定翼變穩(wěn)飛機(jī)類似，變穩(wěn)直升機(jī)也是通過變穩(wěn)飛行控制系統(tǒng)、可變?nèi)烁邢到y(tǒng)等方式改變飛機(jī)的操縱響應(yīng)特性，實(shí)現(xiàn)對不同直升機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)、穩(wěn)定性、操縱性及人機(jī)工效等特性進(jìn)行空中飛行模擬的試驗(yàn)平臺(tái)。對變穩(wěn)直升機(jī)來說，其核心的一個(gè)問題便是其所具備的模擬能力，即確定合理的模擬參數(shù)。世界上已先后成功研制了十多架變穩(wěn)直升機(jī)，如德國的BO-105變穩(wěn)直升機(jī)，加拿大的貝爾一05和貝爾-412變穩(wěn)直升機(jī)[1]，美國的CH-46、S-76“影子”、UH-60、SH-60變穩(wěn)直升機(jī)、俄羅斯的米-4和米-6變穩(wěn)直升機(jī)等，這些變穩(wěn)直升機(jī)在飛行員培訓(xùn)和飛行品質(zhì)研究領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用[2]。我國曾開展過直升機(jī)變穩(wěn)能力和變穩(wěn)控制技術(shù)的先期研究工作，但未涉及和考慮變穩(wěn)直升機(jī)模擬參數(shù)的設(shè)計(jì)。近年來，國內(nèi)直升機(jī)發(fā)展迅速，新的旋翼機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范ADS-33E-PRF也已經(jīng)發(fā)布，這些都給變穩(wěn)直升機(jī)模擬參數(shù)的設(shè)計(jì)帶來很大挑戰(zhàn)。

本文基于對ADS-33E-PRF旋翼機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范關(guān)鍵條款的分析，從飛行品質(zhì)的角度提出變穩(wěn)直升機(jī)的控制策略，并以某型直升機(jī)氣動(dòng)模型為基礎(chǔ)設(shè)計(jì)了相應(yīng)的變穩(wěn)控制模態(tài)，最后在模擬器上通過飛行員和試飛工程師的模擬飛行進(jìn)行了驗(yàn)證，為我國變穩(wěn)直升機(jī)的設(shè)計(jì)和研制提供借鑒。

1 基于ADS-33E-PRF飛行品質(zhì)關(guān)鏈條款的分析

典型的旋翼機(jī)飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)歷經(jīng)兩代，首先是MIL-H-8501和MIL-H-8501A，該標(biāo)準(zhǔn)由于不能反映現(xiàn)代武裝直升機(jī)在夜間及其他惡劣氣象條件下的近地面或貼地飛行的要求而存在明顯不足。隨后取而代之的便是ADS-33E-PRF，其版本也不斷進(jìn)行修訂。目前，ADS-33E-PRF便是國際上最為成熟的軍用直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范，條款要求完全涵蓋了飛行品質(zhì)的關(guān)鍵要素，主要包括穩(wěn)定性、操縱性以及操縱系統(tǒng)特性三個(gè)部分。而多樣的響應(yīng)類型作為旋翼機(jī)飛行品質(zhì)的重要組成部分也在該標(biāo)準(zhǔn)中明確，且和任務(wù)動(dòng)作基元相關(guān)聯(lián)[3]。

（1）操縱性和穩(wěn)定性要求

在該飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)中對懸停/低速、前飛等狀態(tài)下的直升機(jī)穩(wěn)定性明確了詳細(xì)要求。因此，ADS-33E-PRF根據(jù)旋翼機(jī)的特點(diǎn)關(guān)注了直升機(jī)4個(gè)軸方向的響應(yīng)：俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航和垂直。與固定翼飛機(jī)不同的是，旋翼機(jī)將這些響應(yīng)根據(jù)幅值和頻率確定為配平狀態(tài)（任何幅值、長周期響應(yīng)）、中等偏大幅值和低中頻率、小幅值和中高頻率、小幅值和低中頻率，其劃分方式如圖1所示。

如針對懸停及低速狀態(tài)，飛行品質(zhì)主要對俯仰（滾轉(zhuǎn)）姿態(tài)變化、偏航姿態(tài)變化、高度響應(yīng)特性、軌跡穩(wěn)定性、靜穩(wěn)定性等有明確的要求。這些典型的飛機(jī)特性均可用頻率、阻尼比和時(shí)間常數(shù)等參數(shù)表征，如對于高度響應(yīng)來說，高度和總距的關(guān)系呈現(xiàn)一階特性，利用時(shí)間常數(shù)和延遲可表征其典型特性。

另外飛行品質(zhì)評(píng)估準(zhǔn)則也體現(xiàn)了這些典型參數(shù)，且頻率、阻尼比和時(shí)間常數(shù)等典型參數(shù)也在ADS-33E-PRF推薦的帶寬準(zhǔn)則中得到體現(xiàn)。另外從飛行員的角度出發(fā)，這些參數(shù)最被關(guān)注且感受最直接。

（2）響應(yīng)類型的要求

在旋翼機(jī)飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)中，響應(yīng)類型是依據(jù)適用的任務(wù)動(dòng)作基元（MTE）和可用感示環(huán)境來確定。與固定翼飛機(jī)相比它的響應(yīng)類型較多，如速率控制（RC）、速率控制姿態(tài)保持（RCAH）、姿態(tài)控制姿態(tài)保持（ACAH）、速率控制航向保持（RCDH）、速率控制高度保持（RCHH）、平移速率控制（TRC）以及各個(gè)通道不同響應(yīng)類型的組合控制等[4]。因此，在對旋翼機(jī)飛行品質(zhì)評(píng)價(jià)時(shí)，首先需要建立對響應(yīng)類型的理解，這也是直升機(jī)飛行員評(píng)價(jià)飛行品質(zhì)的基礎(chǔ)。

2 基于飛行品質(zhì)的變穩(wěn)參數(shù)設(shè)計(jì)

2.1 變穩(wěn)需求分析

從飛行員培訓(xùn)和飛行品質(zhì)研究的角度來看，期望變穩(wěn)直升機(jī)提供典型的飛行品質(zhì)特性，讓飛行員熟悉和掌握不同飛行品質(zhì)的特點(diǎn)[5]。從旋翼機(jī)飛行品質(zhì)內(nèi)容的分析來看，結(jié)合現(xiàn)有國內(nèi)旋翼飛機(jī)飛行品質(zhì)和飛控技術(shù)的發(fā)展，變穩(wěn)直升機(jī)的變穩(wěn)功能需滿足以下三個(gè)需求：

（1）能模擬軸間耦合

軸間耦合是直升機(jī)駕駛的一個(gè)顯著特點(diǎn)，除了操縱軸上的，在軸響應(yīng)外還會(huì)出現(xiàn)離響應(yīng)，軸間耦合增加了直升機(jī)操縱的復(fù)雜性和飛行員的工作負(fù)荷。隨著直升機(jī)飛控技術(shù)的發(fā)展，通過混合器以及飛控中類似混合器功能的控制，現(xiàn)代直升機(jī)軸間耦合已經(jīng)變得很小，采用電傳飛控的直升機(jī)甚至基本消除了軸間耦合。無論是理解直升機(jī)氣動(dòng)特點(diǎn)，還是發(fā)生飛控故障時(shí)提升對直升機(jī)的控制，對飛行員進(jìn)行軸間耦合培訓(xùn)都顯得尤為重要。

（2）能模擬典型的模態(tài)特性

目前，典型的模態(tài)特性根據(jù)其幅值和頻率的大小利用帶寬準(zhǔn)則和敏捷性指標(biāo)進(jìn)行評(píng)判。飛行員對這些特性的感覺主要體現(xiàn)在阻尼比、操縱靈敏度（前饋）、時(shí)間延遲等參數(shù)上。因此，要模擬典型模態(tài)特性就必須對阻尼比、操縱靈敏度和時(shí)間延遲進(jìn)行模擬。

（3）能模擬不同的響應(yīng)類型

響應(yīng)類型多樣性是旋翼飛機(jī)的特點(diǎn)，也是其飛行品質(zhì)重要的組成部分。因此，變穩(wěn)直升機(jī)需要具備模擬不同響應(yīng)類型的功能，才能培訓(xùn)飛行員熟練掌握旋翼飛機(jī)的飛行品質(zhì)。

2.2 變穩(wěn)模式設(shè)計(jì)

對變穩(wěn)直升機(jī)來說，混合器可以實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的操縱解耦與耦合控制，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)軸間耦合的模擬;通過響應(yīng)反饋的控制方式，可以實(shí)現(xiàn)各種不同模態(tài)特性及響應(yīng)類型;通過模型跟隨的控制方式，可以實(shí)現(xiàn)對新機(jī)控制律或先進(jìn)控制律的驗(yàn)證。采取上述控制方式基本能夠滿足飛行員的培訓(xùn)需求[6，7]。

圖2為變穩(wěn)直升機(jī)控制策略示意圖。在正常模式下，控制輸入與原機(jī)相聯(lián)，當(dāng)飛行員對模式進(jìn)行選取時(shí)可斷開原機(jī)操縱，選擇控制混合器、響應(yīng)反饋或者模型跟隨模式。其中，通過混合器控制模式實(shí)現(xiàn)軸間耦合模擬;響應(yīng)反饋模式通過前饋和反饋對直升機(jī)呈現(xiàn)的阻尼比、操縱靈敏度和時(shí)間延遲等參數(shù)進(jìn)行調(diào)整，根據(jù)反饋參數(shù)的不同，響應(yīng)反饋模式實(shí)現(xiàn)不同的響應(yīng)類型;模型跟隨模式主要是采取模型跟隨方式使得變穩(wěn)直升機(jī)實(shí)現(xiàn)不同的響應(yīng)類型?；旌掀骺刂?、響應(yīng)反饋和模型跟隨均屬于變穩(wěn)模式。因此，必須實(shí)時(shí)對直升機(jī)安全進(jìn)行監(jiān)控，若出現(xiàn)影響安全的因素，電傳系統(tǒng)或者飛行員均有權(quán)將變穩(wěn)模式切換至原機(jī)操縱模式。圖3為響應(yīng)反饋控制回路示意圖，圖4為模型跟隨控制回路示意圖，其模型機(jī)為具有典型響應(yīng)類型的飛機(jī)模型，而增穩(wěn)與補(bǔ)償控制回路負(fù)責(zé)飛機(jī)頻率和阻尼的調(diào)整。

3 算例分析與飛行員評(píng)述

為了進(jìn)一步驗(yàn)證上述變穩(wěn)參數(shù)選取的合理性，本文以某型直升機(jī)為原型機(jī)，采取響應(yīng)反饋的方式設(shè)計(jì)了典型變穩(wěn)直升機(jī)的控制系統(tǒng)，并在某型模擬器中進(jìn)行了飛行驗(yàn)證。

3.1 響應(yīng)反饋模式下不同飛行品質(zhì)的模擬結(jié)果

響應(yīng)反饋模式可實(shí)現(xiàn)變阻尼比、時(shí)延、前饋增益及各種響應(yīng)類型的模擬。下面以縱向通道為例進(jìn)行說明。

圖5為變阻尼比的模擬結(jié)果，可以看出：小阻尼比時(shí)，俯仰角速率呈現(xiàn)發(fā)散趨勢;中阻尼比時(shí)，俯仰角速率收斂，但是收斂時(shí)間較長;大阻尼比時(shí)，俯仰角速率收斂時(shí)間較短，穩(wěn)態(tài)值最小，需要通過增大前饋來增強(qiáng)控制。圖6給出了大阻尼比情況下改變前饋增益的模擬結(jié)果。前饋越大，俯仰角速率的穩(wěn)態(tài)值越大，操縱性越好，體現(xiàn)了“高增益，高阻尼”的飛控設(shè)計(jì)思想。

3.2 響應(yīng)反饋模式下不同晌應(yīng)類型的模擬結(jié)果

圖7給出了速率控制（RC）、速率控制姿態(tài)保持（RCAH）、姿態(tài)控制姿態(tài)保持（ACAH）、平移速率控制（TRC）。其中，RC響應(yīng)類型時(shí)，桿位移對應(yīng)角速率響應(yīng)，這種對應(yīng)關(guān)系要求不是很嚴(yán)格，桿回中時(shí)，角速率有回零的趨勢，但一般情況下不能回到零位;RCAH響應(yīng)類型時(shí)，桿位移對應(yīng)角速率響應(yīng)，這種對應(yīng)關(guān)系嚴(yán)格，桿回中時(shí)，角速率回零;ACAH響應(yīng)類型時(shí)，桿位移對應(yīng)姿態(tài)響應(yīng)，這種對應(yīng)關(guān)系嚴(yán)格，桿回中時(shí)，姿態(tài)回到初始配平時(shí)的姿態(tài);TRC響應(yīng)類型時(shí)，桿位移對應(yīng)速度，這種對應(yīng)關(guān)系嚴(yán)格，桿回中時(shí)，速度回零。按照RC、RCAH、ACAH、TRC的順序，穩(wěn)定性逐漸增強(qiáng)，可適用的可用感知環(huán)境（UCE）等級(jí)逐漸降低。

3.3 試飛員/試飛工程師評(píng)述

系統(tǒng)開發(fā)完成后，多名具有豐富直升機(jī)試飛經(jīng)驗(yàn)的試飛工程師和試飛員對其進(jìn)行了評(píng)價(jià)：

（1）通過混合器的控制，可以直觀地體驗(yàn)總距通道與縱向、橫向、航向之間的耦合以及航向與縱向之間的禍合;軸間耦合模擬增強(qiáng)了試飛員對直升機(jī)氣動(dòng)本體特性的理解。

（2）基于響應(yīng)反饋的控制方式能基本涵蓋現(xiàn)有典型的旋翼機(jī)飛行品質(zhì)特性，在飛行品質(zhì)研究特別是飛行員培訓(xùn)方面具有很強(qiáng)的指導(dǎo)作用。

（3）響應(yīng)類型是電傳直升機(jī)飛行品質(zhì)的重要組成部分，利用響應(yīng)反饋的控制方式可以模擬不同的響應(yīng)類型，加深飛行員對旋翼機(jī)飛行品質(zhì)的理解。同時(shí)，隨著響應(yīng)類型級(jí)別的提高，直觀的感受為直升機(jī)穩(wěn)定性增加和操縱負(fù)荷減輕，但需要更精準(zhǔn)的操縱。

通過試飛工程師和試飛員的評(píng)價(jià)可以看出，本文所提出的模擬參數(shù)基本可以涵蓋旋翼機(jī)飛行品質(zhì)模擬的各種需求，控制策略設(shè)計(jì)簡單，安全可控。

4 結(jié)束語

變穩(wěn)直升機(jī)是旋翼機(jī)飛行員培訓(xùn)最為有效的平臺(tái)，而變穩(wěn)控制策略是其中最為核心的技術(shù)。本文分析了旋翼機(jī)的飛行品質(zhì)特點(diǎn)，給出了變穩(wěn)直升機(jī)模擬關(guān)鍵參數(shù)和變穩(wěn)控制模式的建議，初步解決了變穩(wěn)直升機(jī)模擬什么以及如何模擬的問題。除此之外，完善的變穩(wěn)直升機(jī)控制策略還應(yīng)包括：人感特性、人機(jī)工效、任務(wù)系統(tǒng)等的模擬以及安全控制策略的設(shè)計(jì)等，這些本文尚未涉及，是下一階段的研究內(nèi)容。

參考文獻(xiàn)

[1]Arthur W G，Ellis D K.The NRC bell-412 advanced systemsresearch aircraft-facility description and results of initial flighttesting[Z].Canada：National Research Council of Canada，1985.

[2]Ohmit E E，Easer J R，Govindaraj K S.Augmented aircrafthandling qualities[Z].New York：Calspan，2006.

[3]Larry O D.ADS-33E-PRF Aeronautical design standard：handling qualities requirements for military rotorcraft [S].America：United States Army Aviation and Missile Command，2000.

[4]張宏林，田磊，周禹，等.加拿大變穩(wěn)直升機(jī)試飛技術(shù)培訓(xùn)技術(shù)總結(jié)[Z].西安：中國飛行試驗(yàn)研究院，2017.

[5]王鋒，李富剛，房圣友.某型變穩(wěn)直升機(jī)建設(shè)立項(xiàng)論證報(bào)告[Z].西安：中國飛行試驗(yàn)研究院，2017.

[6]楊生民，章伯定.直升機(jī)空中模擬在試飛員培訓(xùn)中的發(fā)展與應(yīng)用[2].西安：中國飛行試驗(yàn)研究院，2013.

[7]李富剛，張毅，丁團(tuán)結(jié).變穩(wěn)直升機(jī)控制與變穩(wěn)能力估算方法[J].飛行力學(xué)，2014，32（5）：385-388.