張 坤，崔彥勇，裴登洪，張羽白

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

飛機飛行中受到氣流環(huán)境或其他因素的擾動，會出現(xiàn)對應(yīng)軸向的響應(yīng)，正常情況下，該響應(yīng)因飛機具有穩(wěn)定性會使其趨于消失，但在飛行中發(fā)現(xiàn)，飛機會出現(xiàn)無指令輸入、不收斂的小幅值自激振蕩現(xiàn)象，簡稱極限環(huán)振蕩（Limit Cycle Oscillations）。極限環(huán)振蕩會導(dǎo)致駕駛員處的法向過載存在交變，振蕩幅值在大于一定值后，會影響飛行員操縱的精確性和飛機戰(zhàn)術(shù)性能的發(fā)揮，嚴重情況甚至?xí)o飛機飛行安全帶來威脅。

長期以來，飛機極限環(huán)振蕩的研究受到各國工程界和科學(xué)技術(shù)界高度重視和廣泛關(guān)注，屬于國際航空的共同難題，開展飛機極限環(huán)振蕩問題及解決措施的研究具有非常重要的現(xiàn)實意義。

1 飛行品質(zhì)要求

飛機要獲得滿意的飛行品質(zhì)，極限環(huán)振蕩幅值需要滿足GJB 185-1986 和GJB 2874-1996 中關(guān)于剩余振蕩的要求：“在平靜大氣中，任何持續(xù)的剩余振蕩不應(yīng)該妨礙駕駛員完成各項任務(wù)，對于標準1 和標準2 駕駛員座位處的法向過載振蕩不得大于±0.05g，對于要求精確姿態(tài)操縱的戰(zhàn)斗飛行階段，俯仰姿態(tài)的振蕩不得大于±0.17°。 ”

2 國內(nèi)外情況

2.1 B-1 轟炸機

美國B-1 轟炸機在空中加油、亞聲速和超聲速巡航時發(fā)生過俯仰方向的極限環(huán)振蕩。圖1 所示為兩個狀態(tài)點的極限環(huán)俯仰振蕩飛行曲線，該問題一直持續(xù)困擾B-1 飛機，后來通過在系統(tǒng)中引入20Hz 的高頻抖動信號加以消除和抑制[1]。

圖1 B-1 轟炸機的極限環(huán)俯仰振蕩

2.2 B-2 轟炸機

美國B-2 轟炸機1991 年1 月高空高速試飛，發(fā)生幅值±0.02g、頻率1.4 Hz 的極限環(huán)俯仰振蕩。1992年9 月低空高速水平飛行，發(fā)生幅值±0.1g、頻率1～1.6Hz 俯仰振蕩；機動轉(zhuǎn)彎飛行，發(fā)生幅值±0.2g 俯仰振蕩。 1994 年 6 月，發(fā)生幅值±0.3g、頻率 1.6Hz 俯仰振蕩。 極限環(huán)俯仰振蕩情況如圖2 所示。 該問題在長期攻關(guān)后也未完全解決，后續(xù)飛行通過縮小包線，實施邊界保護，避免飛行中出現(xiàn)極限環(huán)振蕩。

圖2 B-2 轟炸機的極限環(huán)俯仰振蕩

3 電傳飛機極限環(huán)振蕩案例

某型電傳飛機出現(xiàn)高亞聲速區(qū)平飛狀態(tài)下的極限環(huán)俯仰振蕩，法向過載振蕩幅值約±0.2g，周期約3s。 典型平飛加速飛行數(shù)據(jù)曲線如圖3 所示，8km 平飛加速至0.9M，可以看出在馬赫數(shù)大于約0.8M 后出現(xiàn)非指令性、不收斂的小幅值自激俯仰振蕩，飛機迎角、法向過載、俯仰角速率以及平尾偏度等均呈現(xiàn)規(guī)律性持續(xù)等幅振蕩，符合極限環(huán)俯仰振蕩特征。

圖3 平飛加速極限環(huán)俯仰振蕩飛參數(shù)據(jù)曲線

4 飛機極限環(huán)振蕩分析

典型電傳飛機利用飛機運動信息反饋進行閉環(huán)控制，能夠?qū)崿F(xiàn)縱向放寬靜安定性控制，飛行員的操縱桿量直接對應(yīng)的是飛機的運動量，控制回路示意圖如圖4 所示?？v向控制律根據(jù)傳感器實時測量的飛機響應(yīng)參數(shù)，如俯仰角速率、迎角、法向過載等信號，實時解算平尾控制指令驅(qū)動平尾作動器，平尾作動器帶動搖臂對平尾舵面進行控制，平尾舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生氣動力對飛機的俯仰響應(yīng)進行控制[2]。

圖4 電傳飛機操縱系統(tǒng)回路示意圖

為研究飛機極限環(huán)俯仰振蕩問題的機理，找到解決或抑制該類振蕩方法，詳細分析縱向控制響應(yīng)回路各環(huán)節(jié)特性，即從氣動特性、平尾傳動機構(gòu)非線性和飛控系統(tǒng)非線性等方面進行研究，對飛機俯仰控制的相關(guān)環(huán)節(jié)進行梳理，極限環(huán)俯仰振蕩產(chǎn)生的相關(guān)因素可能包括：

1） 極限環(huán)俯仰振蕩現(xiàn)象常與飛行馬赫數(shù)關(guān)系明顯，由此需分析飛機氣動特性，包括縱向安定性、平尾操縱效率和鉸鏈力矩等；

2） 控制系統(tǒng)非線性，平尾作動器對平尾控制指令的響應(yīng)精度不足或響應(yīng)滯后；

3） 機械傳動機構(gòu)存在非線性，平尾舵面實際偏度對平尾作動器存在不響應(yīng)或響應(yīng)遲滯的情況。

根據(jù)上述分析，對涉及到的氣動特性、縱向傳動非線性對飛機閉環(huán)響應(yīng)特性的影響進行研究。

4.1 氣動特性分析

4.1.1 縱向安定性

三代和三代以上飛機在設(shè)計時大都采用邊條翼、翼身融合及前緣機動襟翼等先進的氣動布局，普遍設(shè)計為弱靜安定或靜不安定，可增加有效升力、減小阻力、減小機翼載荷、減重等。但同時也存在一系列問題，如飛機本體安定性差、弱阻尼、短周期頻率低等問題。

某型電傳飛機干凈構(gòu)型為例，其縱向靜安定度在0.8M 左右時，迎角0～4°附近的飛機縱向靜安定度較小，飛機基本處于中立安定狀態(tài)。

4.1.2 平尾操縱效率

當飛機處于中立安定區(qū)域時，平尾操縱效率極高，全機俯仰運動受平尾偏轉(zhuǎn)非常敏感，飛機干凈構(gòu)型情況下0.2g 法向過載增量所需的平尾偏度如圖5 所示。

圖5 干凈構(gòu)型0.2g 所需平尾偏度

從圖5 可以看出，馬赫數(shù)大于0.65M，飛機0.2g法向過載增量所需平尾偏度不足0.1°，這對縱向控制系統(tǒng)傳動非線性提出極嚴格要求，即要求飛機平尾控制精度、縱向傳動控制精度極高。

根據(jù)上述分析，飛機縱向俯仰振蕩出現(xiàn)的主要特點為縱向中立靜安定，平尾操縱效率極高。

4.1.3 小結(jié)

上述特點使得飛機在縱向中立安定區(qū)時的響應(yīng)受平尾控制非常敏感，導(dǎo)致平尾傳動機構(gòu)間隙、摩擦力等非線性因素對縱向操縱特性影響較大，為縱向極限環(huán)俯仰振蕩提供了先決條件。

4.2 縱向傳動非線性測試分析

根據(jù)飛機縱向控制傳動分析，飛機縱向傳動的控制精度主要體現(xiàn)在兩個方面：

1） 平尾作動器對平尾指令的響應(yīng)精度

作動器測量元件具有死區(qū)特性、放大元件具有飽和特性、執(zhí)行元件兼有死區(qū)和飽和特性、精加工的齒輪桿系傳動存在間隙特性。當這些非線性特性控制不好時，會使作動器的響應(yīng)門限、滯環(huán)偏大，導(dǎo)致作動器響應(yīng)與預(yù)期的控制指令存在較大差異[3]。

2） 平尾舵面對平尾作動器的響應(yīng)精度

操縱面間隙作為一種常見的結(jié)構(gòu)非線性，是由飛機設(shè)計、制造、裝配等眾多環(huán)節(jié)所產(chǎn)生，機械傳動過程中由于零件表面質(zhì)量、裝配應(yīng)力等因素也必然會產(chǎn)生一定的摩擦力。

本節(jié)將從工程測試的角度對平尾伺服作動器、舵面機械傳動的非線性影響進行分析。

4.2.1 縱向傳動非線性影響測試

綜合上述平尾作動器非線性和平尾機械傳動非線性的分析，總結(jié)縱向控制傳動非線性最終體現(xiàn)在實際平尾舵面響應(yīng)與操縱指令的相位滯后及幅值響應(yīng)變形。為盡可能真實模擬此類非線性特性，在地面試驗中通過調(diào)整作動器參數(shù)及系統(tǒng)采集方法測試其對極限環(huán)俯仰振蕩的影響。

地面鐵鳥閉環(huán)時域測試中，在平尾作動器存在較大非線性時，飛機干凈構(gòu)型8km，0.8M 平飛狀態(tài)出現(xiàn)極限環(huán)俯仰振蕩現(xiàn)象，調(diào)整作動器非線性特性或改變平尾偏度測量方法試驗，可以改變極限環(huán)俯仰振蕩的幅值特征，試驗情況分析如下：

1） 圖6 中紅色實線：作動器非線性大、系統(tǒng)試驗器平尾采集頻率低時，飛機呈現(xiàn)明顯的極限環(huán)俯仰振蕩特性，平尾振蕩幅值約±0.1°，法向過載振蕩幅值較大約±0.35g，振蕩周期約 2.5s；

2） 圖 6 中藍色虛線：作動器非線性大、使用LVDT 平尾位置采集時，飛機極限環(huán)俯仰振蕩幅值有所減小，平尾振蕩幅值約±0.03°，法向過載振蕩幅值約±0.15g；

3） 圖6 中黑色虛線：使用優(yōu)化后的作動器，傳動非線性小，飛機時域響應(yīng)無規(guī)律性俯仰振蕩，但法向過載仍存在一定波動，滿足國軍標剩余振蕩不大于±0.05g 的要求。

圖6 平尾非線性測試曲線

4.2.2 氣動特性影響測試

在試驗過程中，為測試飛機氣動特性對極限環(huán)俯仰振蕩的影響，試驗環(huán)境同上述c 條，更改測試狀態(tài)點至8km，0.6M 狀態(tài)，測試結(jié)果對比如圖7 所示。 飛機在0.6M 時無明顯規(guī)律性俯仰振蕩，法向過載存在小幅不規(guī)律擺動，約0.01～0.02g，判斷為正常試驗噪聲導(dǎo)致的響應(yīng)波動，飛機法向過載響應(yīng)波動幅值明顯小于0.8M 狀態(tài)。

圖7 不同狀態(tài)點的鐵鳥時域曲線

4.2.3 小結(jié)

綜合本節(jié)分析可以看出：

1） 飛機縱向傳動非線性特性對飛機極限環(huán)俯仰振蕩影響明顯，通過改變非線性特性可以明顯改變極限環(huán)俯仰振蕩的幅值；

2） 相同非線性條件下，飛機臨界安定、尾操縱效率高的情況下更容易出現(xiàn)極限環(huán)俯仰振蕩。

建議盡可能減小縱向控制系統(tǒng)中包括作動器和機械傳動中的摩擦力、死區(qū)、間隙等非線性因素。

5 案例論證

針對2.1 節(jié)高亞聲速平飛極限環(huán)俯仰振蕩案例，在完成平尾傳動機構(gòu)非線性優(yōu)化后進行了專項飛行驗證，試飛結(jié)果表明：飛機低、中、高空大速度平飛俯仰振蕩現(xiàn)象基本消失，滿足GJB 185-1986 中剩余振蕩不大于±0.05g 的要求。高亞聲速平飛極限環(huán)俯仰振蕩問題得到解決，典型飛行數(shù)據(jù)曲線如圖8 所示。

圖8 平尾傳動機構(gòu)優(yōu)化后干凈構(gòu)型平飛加速飛行曲線

6 結(jié)語

文章通過對飛機極限環(huán)俯仰振蕩問題的機理分析，總結(jié)飛機出現(xiàn)極限環(huán)俯仰振蕩的原因主要為飛機系統(tǒng)閉環(huán)回路中存在的非線性因素，包括傳動中的摩擦、死區(qū)、間隙等因素都可能引起極限環(huán)振蕩。飛機本身的靜不穩(wěn)定性也可能增強極限環(huán)振蕩。極限環(huán)俯仰振蕩會影響飛機飛行品質(zhì)，同時還會進一步提高舵面控制精度要求，導(dǎo)致作動器控制精度要求提高、機械傳動精度要求提高、裝配工藝要求提高、外場使用維護工作增加等一系列問題。

受工程制造精度、公差控制等限制，機械傳動非線性不可能完全消除，因此，建議在新機設(shè)計時，盡量避免平尾操縱效率過高或大范圍中立安定的情況，否則易出現(xiàn)極限環(huán)振蕩。