焦連躍，郭勇冠

（中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089）

飛機縱向短周期模態(tài)具有振蕩周期短、頻率高的特點，對于運輸機來說，特別是在進近著陸、目標截獲、空中加油這類需要精確跟蹤的任務(wù)中，要求縱向短周期振蕩必須受到重阻尼，減小飛行員的工作負荷，以保證飛行安全。飛行試驗中，通常采用倍脈沖升降舵的方法來作為輸入激勵。頻率和幅值是對激勵輸入的基本要求，受眾多因素的影響，要求輸入的頻率和幅值也不相同。作為試飛員按照特定的頻率和幅值完成這一激勵的輸入，充分激發(fā)縱向短周期振蕩，對縱向短周期試飛來說至關(guān)重要，本文就如何根據(jù)飛機構(gòu)型和飛行狀態(tài)變化調(diào)整試飛員的輸入動作，高質(zhì)量地完成這一試驗激勵輸入進行分析研究。

1 縱向短周期模態(tài)介紹

理論分析和飛行實踐指出，對于大多數(shù)飛機，其縱向自由擾動運動由差別很大的2種運動模態(tài)組成[1]，即短周期模態(tài)和長周期模態(tài)。當存在擾動時，首先，擾動后的最初一段時間內(nèi)主要是迎角和俯仰角速度的變化，飛行速度的增量變化不大，因此，在討論短周期運動傳遞函數(shù)的簡化時，可近似認為飛行速度為常量，即增量ΔV=0，速度保持不變，運動是周期性的，阻尼比較大，且周期短，短周期模態(tài)是一個二階響應(yīng)，所以用頻率和阻尼比來描述[2]。

縱向短周期響應(yīng)特征方程：

式（1）中：ζsp為短周期阻尼比；ωnsp為短周期固有頻率。

“短周期振蕩”是飛機縱向小擾動運動模態(tài)，對應(yīng)于縱向運動特征方程的一對大復(fù)根。該模態(tài)反映迎角受擾動而引起飛機繞重心的快速俯仰振蕩的過程。對于短周期模態(tài)來說，其振蕩周期短、頻率高，駕駛員難以控制其振蕩運動，對于民用運輸機來說，要求縱向短周期振蕩必須受到重阻尼。運輸類飛機適航標準對此要求如下。

AC-25-7A對以上條款重阻尼的解釋為“是在初始輸入完成后，在兩個周期內(nèi)振蕩幅值衰減到初始值的1/10”。

縱向短周期特性的試飛方法有3種[4]，即單脈沖操縱升降舵、倍脈沖升降舵和階躍升降舵。鑒于運輸機自身特性，試飛過程中普遍使用倍脈沖升降舵作為激勵輸入，這樣可以盡量抑制長周期模態(tài)。

在進行短周期試飛時，試驗輸入前，要在規(guī)定的試驗狀態(tài)配平飛機，并保持至少10 s穩(wěn)定平飛，這樣能排除空速變化對飛機姿態(tài)響應(yīng)的影響，之后從駕駛桿的中立點為中心，迅速、柔和地推拉駕駛桿，最后回到中立點。作為一開環(huán)響應(yīng)的試飛動作，試驗輸入的頻率和幅值直接決定飛機響應(yīng)和試驗數(shù)據(jù)的有效性。

倍脈沖升降舵激勵輸入與飛機響應(yīng)示意圖如圖1所示。

圖1 倍脈沖升降舵的操縱與飛機響應(yīng)

在動作完成后，通過觀察與記錄飛機的響應(yīng)，試飛員可以對短周期的一些特征參數(shù)進行估算，用公式（2）對ζsp進行估算[5]：

式（2）中：n為飛機俯仰振蕩周期個數(shù)。

在飛機縱向振蕩過程中可以通過以下2種方式來計數(shù)振蕩的周期數(shù)。方法一，以機內(nèi)儀表為主，觀察姿態(tài)儀上飛機圖標俯仰運動周期數(shù)；方法二，以機外為主，觀察機頭相對于天地線或其他外界參照物的振蕩運動周期數(shù)。

在計數(shù)俯仰振蕩周期數(shù)的過程中，可以使用秒表記錄俯仰振蕩一個周期所用時間，用公式（3）估算ωsp：

式（3）中：T為短周期時長。

在估算出縱向短周期的阻尼比和頻率后，使用公式（4）計算縱向短周期固有頻率：

2 影響操縱激勵輸入的因素

縱向短周期的飛行試驗通常會在包線范圍內(nèi)所有典型狀態(tài)點上進行，飛行參數(shù)的改變必然會引起飛機自身操縱性和穩(wěn)定性的變化，其中包括飛機縱向短周期特性，同時也影響試飛員的試驗激勵輸入動作，所以試飛員明晰飛機狀態(tài)改變對縱向短周期特征參數(shù)的影響，以及如何相應(yīng)地調(diào)整試驗激勵輸入，對于縱向短周期試驗十分重要。

2.1 影響輸入頻率的因素

作為縱向短周期試驗的關(guān)鍵因素之一，如果激勵輸入的頻率太高，將不會充分激發(fā)飛機運動，太低又會導(dǎo)致飛機空速變化過大，偏離試驗點，影響數(shù)據(jù)有效性，只有當試驗輸入頻率與飛機固有短周期頻率一致時，才會充分激發(fā)縱向短周期振蕩。在縱向短周期試飛前，試飛員通常采用正弦掃頻的方法來感受短周期振蕩特性，并盡量使試驗輸入頻率與短周期固有頻率一致，如圖2所示。通過確定迎角或者俯仰角的振蕩周期就可以確定短周期模態(tài)的頻率。

圖2 縱向正弦掃頻示意圖

運輸類飛機通常具有很高的縱向靜穩(wěn)定性，所以Cmα將主導(dǎo)ωnsp的表達式[6]，則有下列簡化關(guān)系式：

式（5）中：ωnsp為短周期固有頻率；Cmα為俯仰靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)。

由上式可知，短周期固有頻率ωnsp將依賴于大氣密度ρ和飛行速度V，也就是說，固有頻率ωnsp與飛機動壓Q的平方根成正比，即：

2.1.1 飛行高度與空速對輸入頻率的影響

縱向短周期的試飛高度需包含高空和低空，試飛速度需要在高速、低速進行試飛。在速度和高度狀態(tài)改變時，其對固有短周期頻率的ωnsp的影響[4]，可由公式（5）得出下列結(jié)論：①同一高度下，高速飛行要比低速飛行時的ωnsp大，所以相比之下高速飛行時，激勵輸入動作應(yīng)快一些，完成試驗輸入的時間要短；②同一Ma數(shù)、不同飛行高度，由于低空空氣密度大，動壓Q比高空要大，所以低空飛行時固有短周期頻率ωnsp要大，完成試驗輸入時間要短；③當馬赫數(shù)Ma增大時，相比與飛行速度V的增大對短周期固有頻率ωnsp的影響，ωnsp增大的更多，因為隨著馬赫數(shù)Ma的增大，直接導(dǎo)致氣動焦點后移，使得縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)｜Cmα｜增大，從而導(dǎo)致短周期固有頻率ωnsp隨之增大。所以大馬赫數(shù)飛行時，完成試驗輸入的時間更短一些。

2.1.2 質(zhì)量、重心對激勵輸入頻率的影響

當改變飛機重心后，短周期固有頻率也會發(fā)生變化。重心主要影響靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)，重心后移時，縱向定速靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)｜Cmα｜減小[7]，由公式（5）可知，ωnsp減小，所以在后重心構(gòu)型下，試驗輸入頻率減小，試飛員完成輸入動作的時間需相應(yīng)延長，反之亦然。

2.2 影響輸入幅值的因素

倍脈沖輸入的幅值不易控制，推拉桿幅值的對稱性也很難掌握，此外，由于在推拉桿過程中飛機姿態(tài)快速變化，會直接影響到試飛員的輸入動作。

2.2.1 操縱系統(tǒng)機械特性的影響

在輸入過程中，感受桿力的大小是試飛員控制輸入幅值的主要方法之一，飛機操縱系統(tǒng)機械特性中的人感特性直接影響著試飛員的操縱感受，尤其是對于非電傳操縱系統(tǒng)的飛機來說，其中的起動力、摩擦力、自由行程、間隙、回中和振蕩等特性差異，可能會對試飛員的操縱感受帶來較為明顯的影響，所以試飛員必須熟悉飛機操縱系統(tǒng)的機械特性。

理想的操縱系統(tǒng)完全是線性的，沒有起動力和摩擦力，其Fes與δes曲線如圖3（a）所示。實際操縱系統(tǒng)的機械特性通常是既有摩擦力又有起動力[8]，其Fes與δes曲線如圖3（b）所示，飛行試驗前，試飛員可以著重感受操縱系統(tǒng)的摩擦力和起動力。

圖3 操縱系統(tǒng)桿力與舵偏曲線

摩擦力是用來克服操縱聯(lián)動裝置滑動、滾動或任何其他形式的動摩擦力所需的桿力，摩擦力是機械操縱裝置的固有屬性，不可避免，摩擦力過大時，操縱系統(tǒng)的特征是：回中性差，整個操縱偏轉(zhuǎn)范圍內(nèi)的操縱感覺不精確，需要頻繁地重新配平。

起動力是指操縱駕駛桿行程離開配平位置所需克服的初始阻力。起動力通常要比摩擦力大，這樣才能克服摩擦力使駕駛桿完全回中，也有助于飛行員感覺到駕駛桿的中立位置點。

對于機械傳動的操縱系統(tǒng)來說，激勵輸入過程中，起動力和摩擦力將對試飛員的操縱感受與動作的準確性帶來影響，尤其是在動作頂點和中立點這些較為特殊位置。

2.2.2 飛行員坐姿對輸入幅值的影響

在進行輸入時，飛行員的坐姿是一個重要且容易被忽視的因素。在缺乏操縱行程指示系統(tǒng)的飛機中，試飛員常以自己肘部的彎曲程度來感受和判斷推拉桿的行程，而大多數(shù)情況下，在動作過程中，試飛員的身體都會不由自主地前后晃動，此時相同的肘部彎曲度必然會產(chǎn)生不同的操縱行程。

在動作過程中，試飛員需要用腰部力量來穩(wěn)定上身，在做推桿動作時，試飛員的后背緊靠座椅，肩部向后移動的空間非常有限，移動量主要是來自座椅靠背填充物的壓縮量，所以此時肩部位置的移動量很小，對推桿形成造成的影響可以忽略；而在做拉桿動作時，尤其是對于操縱力較大的操縱系統(tǒng)來說，此時腰部力量難以充分穩(wěn)定肩部，通常會造成動作時上身前傾，將導(dǎo)致相同的肘部彎曲度下，拉桿行程較小，而在動作過程中疊加飛機運動，試飛員很難察覺自己的肩部前移，給試飛員造成拉桿行程到位的錯覺，此時再以肘部彎曲度作為參照物極易造成推拉行程輸入不一致。

3 對試驗輸入動作具體過程的優(yōu)化

基于以上分析研究，本文對實施試驗輸入的具體過程作出總結(jié)與優(yōu)化：①動作前試飛員應(yīng)調(diào)整座椅位置及坐姿，在調(diào)整過程中，本文建議的參考如下原則，推桿至極限位置時，肘部需要仍具有一定的彎曲度，確保肘關(guān)節(jié)不被伸直鎖死；拉桿時背部挺直并稍微向后傾斜，以便能更好地利用腰背力量穩(wěn)定肩部，并且雙腳能夠均衡用力抵住方向舵，以便確保在拉桿時臀部不會向前滑動。②在實施倍脈沖前，用縱向掃頻的方法來熟悉飛機縱向跟隨駕駛盤的運動特性，當某一頻率上的操縱輸入使得飛機俯仰運動產(chǎn)生“蕩秋千”式的運動時，試飛員應(yīng)牢記在此頻率的操縱感受，此頻率十分接近飛機固有頻率，后期試驗輸入時的操縱頻率應(yīng)該與此頻率基本一致[9]。③試驗前將飛機配平到規(guī)定的飛行狀態(tài)，松開駕駛桿的情況下，飛機的高度、速度、航向、姿態(tài)等狀態(tài)參數(shù)應(yīng)保持恒定或變化量在要求范圍內(nèi)。④根據(jù)飛機當前構(gòu)型、速度限制、高度限制情況來確定推拉桿的先后順序，推桿與拉桿的行程要一致，推拉桿動作要平滑柔和，避免在操縱頂點受飛機姿態(tài)變化影響動作出現(xiàn)短暫停頓。⑤動作完成后手要松開駕駛盤，讓其自由響應(yīng)，但要始終跟隨駕駛盤運動，尤其重心接近飛機中性點，防止出現(xiàn)發(fā)散的短周期運動，但注意飛機正常響應(yīng)過程中不要觸碰到駕駛盤。飛機響應(yīng)過程中，注意感受飛機姿態(tài)變化的最高點和最低點，并記下飛機響應(yīng)的周期數(shù)，用經(jīng)驗公式來估算飛機的短周期頻率和阻尼比[10]。

4 結(jié)束語

倍脈沖升降舵是最常用的激勵飛機短周期運動的方法，試驗動作看似簡單，但對試飛員有很高的要求，需要試飛員在動作前綜合考慮飛機的質(zhì)量、重心、構(gòu)型、飛行高度、操縱系統(tǒng)的機械特性等一系列因素，結(jié)合具體的飛行過程再不斷調(diào)整、細化、提煉試飛動作，力爭空中能夠快速、準確獲得試飛數(shù)據(jù)，提高飛行試驗效率。