王道明，袁羅庚，劉建禮，徐玉貌，王 濱

(1.中國陸軍航空兵試飛大隊，江西 景德鎮(zhèn) 333000；2.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

自轉(zhuǎn)飛行是直升機的主要特點之一，是一種可操縱的、最快的下降飛行方式。在發(fā)動機失效、發(fā)動機喘振和尾槳失效等突發(fā)情況下，為保證飛行安全和最大程度降低損失，通常需要通過自轉(zhuǎn)的方式著陸。因此，大多數(shù)軍用直升機的飛行品質(zhì)規(guī)范以及民機適航條例對直升機的自轉(zhuǎn)能力均有明確要求：在正常巡航時，全部動力失效后，必須能在修整過的場地上進行安全著陸。該要求是為了保證在發(fā)動機故障狀態(tài)下，飛行員采用一般的駕駛技術(shù)就能保證直升機飛行安全。然而，直升機自轉(zhuǎn)飛行也具有一定的風險，經(jīng)常造成傷害事故。美國陸軍安全中心進行的事故統(tǒng)計結(jié)果顯示，自轉(zhuǎn)著陸造成直升機損傷或人員傷亡的概率超過27%。

從20世紀50年代中期開始至80年代初，美國陸軍采用AH-1G和TH-55A等直升機進行了大量的自轉(zhuǎn)著陸試飛研究，掌握了較成熟的試飛方法。到80年代后期至今，國外自轉(zhuǎn)著陸的研究重點已轉(zhuǎn)向最優(yōu)操縱和最優(yōu)控制等方向。但是國內(nèi)直升機自轉(zhuǎn)著陸試飛的研究不多:20世紀70年代曾用直5進行過自轉(zhuǎn)著陸試飛；21世紀初中國飛行試驗研究院牛永紅等人通過對直11自轉(zhuǎn)特性和自轉(zhuǎn)著陸的試飛，研究了自轉(zhuǎn)著陸的進場著陸階段下降率控制方法。

由于自轉(zhuǎn)著陸試飛風險較大，在國內(nèi)直升機研制過程中很少進行自轉(zhuǎn)著陸接地試飛，且國內(nèi)飛行員尚未開展多發(fā)直升機真實的自轉(zhuǎn)著陸接地試飛，缺乏成熟的自轉(zhuǎn)著陸試飛方法和試飛經(jīng)驗，導致國內(nèi)民用直升機在適航取證時通常需要聘請國外飛行員來完成該項試飛。

為評估多發(fā)直升機的自轉(zhuǎn)著陸能力和操縱程序，掌握自轉(zhuǎn)著陸試飛方法，本文以某多發(fā)直升機(簡稱試飛機)為研究對象，基于該型機的全機設計狀態(tài)，開展了自轉(zhuǎn)著陸試飛可行性分析和風險分析，建立了一套較完整的自轉(zhuǎn)著陸試飛方法，并通過試飛驗證了方法的有效性。

1 自轉(zhuǎn)著陸試飛風險分析

影響自轉(zhuǎn)著陸試飛安全的主要風險因素包括：飛行高度和空速、自轉(zhuǎn)特性、試飛操作技術(shù)、相關(guān)系統(tǒng)使用限制等。為了降低試飛風險，本章針對這些主要風險因素開展風險分析。

1.1 飛行高度和速度

直升機飛行時，存在一個飛行高度和速度的組合區(qū)域，如果在該區(qū)域飛行時全部發(fā)動機失效，直升機無法以小于起落架允許的最大著陸速度安全自轉(zhuǎn)著陸，該區(qū)域稱為回避區(qū)。為了保證自轉(zhuǎn)著陸的安全，直升機應避免在回避區(qū)飛行。本文采用文獻[6]中的方法，評估了試飛機在基本設計重量狀態(tài)下所有發(fā)動機同時失效時的回避區(qū)，結(jié)果見圖1。

由圖1可見，試飛機由于自轉(zhuǎn)能力弱，回避區(qū)較大，若起飛時考慮所有發(fā)動機同時失效，起飛通道很窄，很難避開回避區(qū)完成起飛。這也是多發(fā)直升機設計時通常只考慮單發(fā)失效回避區(qū)的原因。

圖1 回避區(qū)(高度H=0 m、標準大氣ISA)

1.2 自轉(zhuǎn)特性

直升機自轉(zhuǎn)特性包括發(fā)動機失效后旋翼轉(zhuǎn)速的衰減量、自轉(zhuǎn)最小下降率和對應的速度、自轉(zhuǎn)指標等。良好的自轉(zhuǎn)特性使直升機在發(fā)動機失效后可安全地過渡到自轉(zhuǎn)狀態(tài)，并能以不大于起落架允許的水平和垂直速度安全自轉(zhuǎn)著陸。本文采用文獻[7]中的方法，評估了試飛機相應自轉(zhuǎn)特性，結(jié)果如下：

1.2.1 旋翼轉(zhuǎn)速的衰減量

若發(fā)動機突然失效后的旋翼轉(zhuǎn)速衰減量過大，就可能無法通過操縱恢復到所需的轉(zhuǎn)速，直升機也就難以安全地過渡到自轉(zhuǎn)狀態(tài)。由圖2可知，試飛機發(fā)動機突然失效后當飛行員不進行總距操縱時，直升機初始飛行扭矩越高，旋翼轉(zhuǎn)速衰減越快。初始扭矩為80%時， 1 s后旋翼轉(zhuǎn)速衰減至85%，2 s后衰減至74%；初始扭矩為50%時，1 s后旋翼轉(zhuǎn)速衰減至90%，2 s后衰減至81%。對于滿足發(fā)動機隔離要求的多發(fā)直升機，發(fā)動機失效時工作的最大扭矩只需要考慮單發(fā)工作30 min功率狀態(tài)(或OEI連續(xù)功率狀態(tài))對應的最大扭矩，使用1 s的飛行員滯后時間或正常的飛行員識別時間(取較大值)。試飛機單發(fā)工作30 min功率狀態(tài)最大總扭矩為50%，取1 s的飛行員滯后時間，計算得到的1 s后旋翼轉(zhuǎn)速衰減至90%，高于自轉(zhuǎn)時旋翼最小轉(zhuǎn)速，因此是安全的。

圖2 旋翼轉(zhuǎn)速衰減量

1.2.2 自轉(zhuǎn)最小下降率和對應的速度

由圖3可知，海平面標準狀態(tài)、基本設計重量、100%旋翼轉(zhuǎn)速自轉(zhuǎn)時最小下降率為10.6 m/s，對應真空速為130 km/h?？梢钥闯?，保持上述狀態(tài)，在真空速120 km/h～140 km/h之間自轉(zhuǎn)時，下降率變化很小，說明實際飛行時可以采用真空速120 km/h～140 km/h進行自轉(zhuǎn)，以獲得較小的下降率。

圖3 自轉(zhuǎn)時真空速和下降率的關(guān)系

1.2.3 自轉(zhuǎn)指標

有些直升機進行自轉(zhuǎn)著陸對飛行員的技術(shù)要求很低；而有些直升機，即使熟練的試飛員進行自轉(zhuǎn)著陸也是危險的。國外研究表明，采用當量懸停時間(旋翼在失速前使用直升機懸停需用功率消耗旋翼動能所花費的時間)作為自轉(zhuǎn)指標來評估直升機的自轉(zhuǎn)能力，與飛行員的定性評估最吻合。當量懸停時間越大，表明直升機自轉(zhuǎn)性能越好。試飛機最大起飛重量當量懸停時間計算結(jié)果為0.8，基本設計重量為1.07，分析認為可以滿足多發(fā)直升機自轉(zhuǎn)性能要求，但當量懸停時間偏小，比單發(fā)直升機的當量懸停時間小較多。國外研究認為單發(fā)直升機通常要求達到1.5才比較滿意。這主要是由于多發(fā)直升機自轉(zhuǎn)能力要求要低于單發(fā)直升機，也是導致多發(fā)直升機進行真實自轉(zhuǎn)著陸風險較大的原因。

1.3 試飛操作技術(shù)

發(fā)動機空中停車到著陸的整個過程，飛行員的正確操縱對于自轉(zhuǎn)著陸安全非常關(guān)鍵。試飛操作風險主要在自轉(zhuǎn)進入和自轉(zhuǎn)著陸階段，具體如下：

1.3.1 進入階段

發(fā)動機突然失效到飛行員開始下放總距的滯后時間太長，或者旋翼系統(tǒng)轉(zhuǎn)動慣量太小，導致發(fā)動機失效后旋翼轉(zhuǎn)速過低，直升機操縱功效不足，從而發(fā)生危險。

發(fā)動機置于“慢車”位后，旋翼轉(zhuǎn)速下降的速率與飛行員反應時間，旋翼系統(tǒng)轉(zhuǎn)動慣量和初始扭矩(或總距初始位置)等有關(guān)。為降低試飛風險，飛行員反應時間和總距初始位置可以循序漸進。

1.3.2 著陸階段

著陸階段涉及拉平減速、推平提距和地面滑跑等復雜動作的組合操縱，完成時間很短，且近地面，操縱輸入后來不及進行修正，需要飛行員熟悉操作程序并熟練掌握操作時機和幅度，難度較大，稍有不慎容易出事故。

1) 拉平減速的離地高度不合適。過高的高度，拉平需要保持較長時間才能過渡到瞬時增距時的高度，旋翼轉(zhuǎn)速會相應減小，下降率也會增大；過低的高度，拉平難以減速到要求的速度和下降率。

2)拉平減速機身姿態(tài)不合適。機身姿態(tài)過大，一方面不利于飛行員視野，另一方面不利于下一步擺平直升機姿態(tài)；機身姿態(tài)過小，減速過慢，也不利于減小下降率。

3)使用的旋翼轉(zhuǎn)速不合適。旋翼轉(zhuǎn)速太低，不利于自轉(zhuǎn)時利用旋翼儲備的能量；旋翼轉(zhuǎn)速太高，拉平減速過程容易超過無動力最大旋翼轉(zhuǎn)速。

4) 上提總距時的高度不合適。高度太高，直升機提距后達到較小的下降率可能還未接地，隨后接地時下降率會增加；高度太低，提距動作還未完成，下降率還未降低到期望值，直升機已經(jīng)接地。

5)接地及滑跑減速過程操作不當。接地時沒對準跑道，使直升機沖出跑道；接地后周期變距沒及時保持中立，使旋翼打尾梁或直升機發(fā)生側(cè)翻等。

1.4 相關(guān)系統(tǒng)限制

自轉(zhuǎn)著陸是一種特殊的飛行狀態(tài)，整個過程旋翼轉(zhuǎn)速變化范圍很大，且著陸時的水平和垂直速度較大，有可能超過旋翼、傳動和起落架等系統(tǒng)載荷限制，還可能因在臨界轉(zhuǎn)速飛行出現(xiàn)動力學問題或超過電源系統(tǒng)能正常工作的轉(zhuǎn)速范圍等。通過對試飛機發(fā)動機、傳動系統(tǒng)、動力學、電源系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)強度等可能影響自轉(zhuǎn)著陸安全的系統(tǒng)進行分析，給出試飛機自轉(zhuǎn)著陸過程使用限制如下：

允許的最大著陸滑跑速度為80 km/h，基本設計重量最大下降率為2.44 m/s，最大重量最大下降率為1.83 m/s；自轉(zhuǎn)時穩(wěn)態(tài)旋翼轉(zhuǎn)速允許范圍為90%～105%，瞬態(tài)旋翼轉(zhuǎn)速允許范圍為85%～120%。

2 自轉(zhuǎn)著陸試飛方法和流程

基于風險分析結(jié)果，考慮試飛機自轉(zhuǎn)能力弱和國內(nèi)飛行員自轉(zhuǎn)著陸試飛經(jīng)驗不多等情況，為進一步降低試飛風險，本章提出了包含完整試飛訓練內(nèi)容(自轉(zhuǎn)著陸關(guān)鍵數(shù)據(jù)試飛、空中模擬自轉(zhuǎn)著陸試飛、模擬自轉(zhuǎn)著陸接地試飛、自轉(zhuǎn)著陸接地試飛)的自轉(zhuǎn)著陸試飛方法。試飛流程如下：

1)首先開展自轉(zhuǎn)著陸關(guān)鍵數(shù)據(jù)試飛，為自轉(zhuǎn)著陸程序的優(yōu)化提供自轉(zhuǎn)下滑速度、旋翼轉(zhuǎn)速、拉平高度和角度等關(guān)鍵數(shù)據(jù)；

2)然后采用優(yōu)化后的自轉(zhuǎn)著陸程序開展空中模擬自轉(zhuǎn)著陸試飛，空中檢查自轉(zhuǎn)著陸程序和直升機的減速能力；

3)基于空中模擬自轉(zhuǎn)著陸試飛情況，完成模擬自轉(zhuǎn)著陸接地試飛，檢查自轉(zhuǎn)著陸程序接地的可行性；

4)最后根據(jù)模擬自轉(zhuǎn)著陸接地試飛情況，開展自轉(zhuǎn)著陸接地試飛，確認直升機自轉(zhuǎn)著陸能力和自轉(zhuǎn)著陸程序的可行性。

2.1 自轉(zhuǎn)著陸關(guān)鍵數(shù)據(jù)試飛方法

國內(nèi)軍用直升機自轉(zhuǎn)著陸程序使用的關(guān)鍵數(shù)據(jù)通常根據(jù)經(jīng)驗給出，沒有系統(tǒng)開展過該項試飛研究。

影響自轉(zhuǎn)著陸安全的關(guān)鍵數(shù)據(jù)主要有：發(fā)動機失效后旋翼轉(zhuǎn)速的衰減量，最小自轉(zhuǎn)下降率及對應速度，自轉(zhuǎn)著陸拉平效應(高度、速度、下降率的變化量)。其中最小自轉(zhuǎn)下降率及對應速度的試飛方法比較簡單，這里不贅述，僅描述其它關(guān)鍵數(shù)據(jù)的試飛方法。

2.1.1 旋翼轉(zhuǎn)速衰減量試飛

直升機離地高度1000 m，以單發(fā)工作30 min功率平飛(如可用功率不足則下降飛行)，將最后一臺發(fā)動機置于慢車位，飛行員滯后約1 s再減小總距，維持旋翼轉(zhuǎn)速100%，穩(wěn)定自轉(zhuǎn)約20 s以上，將發(fā)動機恢復至正常狀態(tài)飛行。評估發(fā)動機失效1 s后的旋翼轉(zhuǎn)速衰減量，評估整個飛行過程旋翼轉(zhuǎn)速是否低于允許最小旋翼轉(zhuǎn)速。試飛時可先從小功率開始逐步增加到30 min功率；發(fā)動機失效后飛行員滯后時間逐步增加到1 s(視情可增加到2 s)，以降低試飛風險。

2.1.2 拉平效應試飛

直升機離地高度1000 m，速度下降，以指定旋翼轉(zhuǎn)速穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑，分別進行15°、20°、25°拉平減速試飛，當拉平效應消失和直升機開始下沉后，推桿減小仰角后改出。獲得拉平過程中高度、速度、下降率的變化量，可通過放總距進行模擬自轉(zhuǎn)試飛，也可采用發(fā)動機慢車狀態(tài)自轉(zhuǎn)試飛。根據(jù)需要可調(diào)整速度和旋翼轉(zhuǎn)速進行試飛，以評估其影響，為最終自轉(zhuǎn)著陸選擇較佳速度和旋翼轉(zhuǎn)速提供數(shù)據(jù)。

2.2 空中模擬自轉(zhuǎn)著陸試飛方法

直升機離地高度700 m～1000 m，以指定速度下滑；放總距使旋翼轉(zhuǎn)速與發(fā)動機轉(zhuǎn)速脫開，控制旋翼轉(zhuǎn)速稍大于額定轉(zhuǎn)速穩(wěn)定下滑；在預定的高度開始拉平，使直升機獲得要求的仰角；減小速度和下降率，在模擬接地前的高度調(diào)整好著陸姿態(tài)；上提總距減小接地速度(若提距量過大，旋翼轉(zhuǎn)速可能下降較多，故該步驟可根據(jù)飛行員的經(jīng)驗視情開展)；然后恢復到正常飛行。

其中下滑速度、拉平高度、拉平仰角等關(guān)鍵數(shù)據(jù)需根據(jù)2.1節(jié)的試飛結(jié)果確定。

2.3 模擬自轉(zhuǎn)著陸接地試飛方法

離地200 m以上，采用的試飛方法與2.2 節(jié)類似，只是在程序最后補充“滑跑著陸，接地后駕駛桿中立，總距低距”相關(guān)著陸后的操作程序。

2.4 自轉(zhuǎn)著陸接地試飛方法

離地約200 m以上，以指定速度下滑；下放總距穩(wěn)定下滑后，將發(fā)動機置于慢車位；保持要求的旋翼轉(zhuǎn)速穩(wěn)定下滑；在預定的高度開始拉平，使直升機獲得要求的仰角，減小速度和下降率；接地前調(diào)整好著陸姿態(tài)，上提總距減小接地速度，滑跑著陸；接地后駕駛桿中立，總距低距。

除旋翼轉(zhuǎn)速根據(jù)2.1節(jié)的試飛結(jié)果確定外，其中下滑速度、拉平高度、拉平仰角等關(guān)鍵數(shù)據(jù)同2.3節(jié)。

3 自轉(zhuǎn)著陸試飛驗證

3.1 自轉(zhuǎn)著陸關(guān)鍵數(shù)據(jù)試飛

本章開展自轉(zhuǎn)著陸試飛方法的驗證。為降低風險，試飛機起飛重量略小于基本設計重量。

本節(jié)重點開展拉平效應和最小下降率試飛，拉平過程的時間4 s～6 s，結(jié)果見圖4-圖8。

1)由圖4可知，采用不同拉平仰角，直升機高度下降差異不明顯，高度變化基本在25 m～30 m之間，加上后續(xù)著陸需約5 m的推平提距高度，自轉(zhuǎn)著陸時拉平高度可采用30 m～35 m。

2)由圖5-圖6可知，拉平仰角越大，空速減小越多，拉平后下降率越小，因此從直升機減速的角度，拉平仰角越大，越容易實現(xiàn)減速自轉(zhuǎn)，但飛行員操縱難度更大，綜合分析選定20°～25°作為自轉(zhuǎn)著陸拉平仰角。

3)由圖7可知，拉平仰角越大，旋翼轉(zhuǎn)速增加越大，拉平仰角在15°～25°變化時，旋翼轉(zhuǎn)速增加約3%～6%。

4)理論分析和試飛結(jié)果均表明，最小下降率速度與最佳爬升速度接近，因此為獲得較小的下降率，通常以進行自轉(zhuǎn)。圖8給出了不同旋翼轉(zhuǎn)速以速度進行自轉(zhuǎn)試飛得到的最小下降率，可知旋翼轉(zhuǎn)速越小，自轉(zhuǎn)下降率越小，在穩(wěn)態(tài)允許自轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速范圍90%～102%內(nèi)，自轉(zhuǎn)下降率差異很小。考慮自轉(zhuǎn)著陸推平提距階段需要利用旋翼的旋轉(zhuǎn)動能來減小直升機下降率，故在穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下降率差異不大的情況下，采用較高的旋翼轉(zhuǎn)速自轉(zhuǎn)是有利的，因此推薦采用旋翼轉(zhuǎn)速100%±3%進行自轉(zhuǎn)，其中3%是考慮飛行員實際自轉(zhuǎn)飛行時旋翼轉(zhuǎn)速會有波動。

綜合上面的分析結(jié)論，可得到試飛機自轉(zhuǎn)著陸程序中推薦的自轉(zhuǎn)著陸參數(shù)為：自轉(zhuǎn)下滑速度使用速度VY、拉平高度30m～35m、拉平仰角20°～25°、旋翼轉(zhuǎn)速100%±3%。

3.2 空中模擬自轉(zhuǎn)著陸試飛

采用推薦的自轉(zhuǎn)著陸程序進行了空中模擬自轉(zhuǎn)著陸試飛，拉平后直升機速度和下降率均小于起落架允許的限制，表明直升機具備安全自轉(zhuǎn)著陸能力。

3.3 模擬自轉(zhuǎn)著陸接地試飛

根據(jù)空中拉平后的下降率在2 m/s左右，考慮推平提距時間約為3 s～5 s，按平均下降率1.2 m/s估算，可在4 m～6 m開始推平提距操作。

按推薦的操作程序共進行了8次試飛，接地時直升機速度均不大于50 km/h，下降率不大于0.3 m/s，均在使用限制范圍內(nèi)。由于發(fā)動機在飛行位，著陸提距后發(fā)動機會有功率傳輸?shù)叫?，對自轉(zhuǎn)著陸是有利的，因此與真實發(fā)動機失效后的自轉(zhuǎn)著陸會有差異。

3.4 自轉(zhuǎn)著陸接地試飛

根據(jù)對模擬自轉(zhuǎn)著陸接地試飛結(jié)果的分析，認為即使不考慮著陸提距后發(fā)動機有功率傳輸?shù)叫韼淼南陆德蕼p小量，直升機著陸速度仍小于起落架允許的著陸速度限制，因此可以安全地開展自轉(zhuǎn)著陸接地試飛。共完成了3次自轉(zhuǎn)著陸接地試飛，接地速度均不大于50 km/h，下降率不大于0.5 m/s。圖9給出了其中1次的試飛時間歷程曲線，主要操作過程和試飛結(jié)果如下。

圖9 自轉(zhuǎn)著陸接地試飛時間歷程曲線

3.4.1 拉平減速過程

在離地高度30.5 m，總距桿保持不動， 1.1 s內(nèi)將周期變距桿向后拉53 mm，使直升機抬頭減速，隨后逐步推周期變距桿，避免直升機抬頭過大，整個拉平減速過程用時4.4 s。拉平減速過程各參數(shù)變化見表1。可知，通過拉平減速過程可使直升機地速減到62 km/h,下降率減到1.9 m/s，可以滿足起落架允許的著陸速度要求。

表1 拉平減速過程參數(shù)變化

3.4.2 推平提距過程

在離地高度4.5 m，3.4 s內(nèi)將總距由23%增加到68%，同時推周期變距桿減小直升機姿態(tài)；接地時直升機旋翼轉(zhuǎn)速為82.2%，俯仰角3.2°，地速46 km/h,下降率0.3 m/s。推平提距過程參數(shù)變化見表2。

表2 推平提距過程參數(shù)變化

3.4.3 接地滑跑過程

接地后總距增加到最大72%，然后減小到23%，周期變距桿中立，旋翼轉(zhuǎn)速最低下降到68.7%，隨后恢復到慢車轉(zhuǎn)速78%左右滑跑。

由于將發(fā)動機置于慢車位，而該機慢車時旋翼轉(zhuǎn)速穩(wěn)定在78%左右，由前面分析可知，接地時旋翼轉(zhuǎn)速為82.2%，即在自轉(zhuǎn)著陸試飛過程直至接地時旋翼轉(zhuǎn)速均高于慢車旋翼轉(zhuǎn)速，且沒有功率傳輸?shù)叫恚c真實發(fā)動機失效后的自轉(zhuǎn)著陸相同。試飛結(jié)果可以表明直升機自轉(zhuǎn)著陸能力。

4 結(jié)論

本文針對某多發(fā)直升機，開展了自轉(zhuǎn)著陸風險分析方法和試飛方法研究，并進行了試飛驗證，主要結(jié)論如下：

1)該機最大起飛重量當量懸停時間為0.8，基本設計重量為1.07，可以滿足多發(fā)直升機自轉(zhuǎn)著陸性能要求，但當量懸停時間偏小，比單發(fā)直升機的自轉(zhuǎn)能力弱；

2)在典型的拉平仰角15°～25°范圍內(nèi)，拉平仰角越大，空速減小越多，拉平后下降率越小，而拉平高度隨拉平仰角的變化不明顯；

3)采用推薦的自轉(zhuǎn)著陸程序，可以將該機的自轉(zhuǎn)著陸速度控制在50 km/h以下，下降率控制在0.5 m/s以下，滿足自轉(zhuǎn)著陸要求，表明該機具備安全自轉(zhuǎn)著陸能力；

4)基于本文建立的方法，國內(nèi)飛行員首次完成了多發(fā)直升機自轉(zhuǎn)著陸接地試飛，表明國內(nèi)飛行員已經(jīng)具備開展多發(fā)直升機自轉(zhuǎn)著陸試飛的能力。

由于自轉(zhuǎn)著陸的安全與飛行員個人的操作習慣有關(guān)，如拉平速度，桿量大小，推桿擺平直升機的時機和速度，提距的時機等，因此使用本文的試飛方法和試飛結(jié)果應結(jié)合飛行員的操作習慣差異。