作者簡介：李雅靜（1985-），女，碩士，高級工程師。研究方向?yàn)轱w行品質(zhì)試飛。

DOI：10.19981/j.CN23-1581/G3.2024.13.009

摘? 要：針對電傳運(yùn)輸機(jī)控制律設(shè)計特點(diǎn)，該文分析保護(hù)功能、自動配平功能等飛控功能對飛行品質(zhì)試飛科目的影響，梳理受影響的關(guān)鍵試飛科目，并根據(jù)影響情況，適應(yīng)性提出受控制律影響的運(yùn)輸機(jī)失速特性、抖振邊界、空中最小操縱速度、高速特性等科目改進(jìn)的試飛方法，總結(jié)試飛過程中的問題和經(jīng)驗(yàn)，突破受電傳控制律影響的飛機(jī)飛行品質(zhì)關(guān)鍵科目試飛技術(shù)，為后續(xù)電傳運(yùn)輸機(jī)飛行品質(zhì)試飛提供參考。

關(guān)鍵詞：飛行品質(zhì)試飛；失速特性；抖振邊界；空中最小操縱速度；高速特性

中圖分類號：V217? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A? ? ? ? ? 文章編號：2095-2945（2024）13-0035-04

Abstract： Aiming at the design characteristics of control laws for FBW aircraft， the influence of flight control functions such as protection function and automatic leveling function on flight quality flight test subjects is analyzed， and the key flight test subjects affected are combed. Adaptively， the improved flight test methods of stall characteristics， buffeting boundary， minimum air control speed and high speed characteristics affected by the control law are put forward， and the problems and experiences in the flight test process are summarized. This study breaks through the flight test technology of the key subject of aircraft flight quality affected by the telex control law， and provides a reference for the follow-up flight quality test of telex transport aircraft.

Keywords： flight quality test; stall characteristics; buffeting boundary; minimum air control speed; high speed characteristics

近年來，我國民機(jī)及軍用飛機(jī)大多采用電傳飛行控制系統(tǒng)并設(shè)計先進(jìn)控制律，飛機(jī)出現(xiàn)了很多新的特點(diǎn)[1]，這些設(shè)計特征對飛機(jī)飛行品質(zhì)試飛產(chǎn)生了較大影響，飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)或相關(guān)適航條款無法對這些新的特點(diǎn)進(jìn)行考核或評價。對于民機(jī)來說，當(dāng)適航規(guī)章條款不能覆蓋飛機(jī)技術(shù)特征時，可以制定專用條件[2-3]，但專用條件并沒有給出明確的試飛方法，需要在試飛設(shè)計中格外關(guān)注新的電傳飛控設(shè)計特征。本文詳細(xì)深入分析這些特征對飛機(jī)飛行品質(zhì)影響及對飛行品質(zhì)試飛的影響，在現(xiàn)有試飛技術(shù)的基礎(chǔ)上進(jìn)行適應(yīng)新更改或者提出創(chuàng)新的試飛方法，用以完成新型電傳飛機(jī)飛行品質(zhì)試飛。

1? 電傳飛機(jī)控制律特點(diǎn)介紹

電傳飛機(jī)采用電傳操縱系統(tǒng)大大提高了飛機(jī)的安全性能、改善飛機(jī)飛行品質(zhì)。為保障飛行安全、實(shí)現(xiàn)飛行員無憂慮操縱，電傳飛機(jī)提供邊界保護(hù)功能[4-5]。

縱向控制律可以達(dá)到精確控制并實(shí)現(xiàn)自動配平，同時控制律提供超速保護(hù)、失速保護(hù)、松桿姿態(tài)保持、姿態(tài)控制和法向過載保護(hù)等功能[6-8]。

橫航向控制律副翼通道主要由駕駛盤的偏轉(zhuǎn)角度實(shí)現(xiàn)橫向控制，并提供起飛增升功能、松桿傾斜姿態(tài)保持及傾斜角限制功能，多功能擾流板通道協(xié)助副翼進(jìn)行滾轉(zhuǎn)，也接收減速操縱手柄的控制信號實(shí)現(xiàn)空中減速及著陸滑跑減速[6-8]。

1.1? 失速保護(hù)功能

飛行過程中，當(dāng)迎角增大時，飛機(jī)的速度逐漸減小，當(dāng)前迎角超出告警迎角（隨構(gòu)型、M變化）時，失速保護(hù)功能自動接通，即使拉滿桿，也不會超過允許最大迎角。

1.2? 超速保護(hù)功能

當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過最大使用速度（VMO）或最大使用馬赫數(shù)（MMO）時，飛機(jī)會發(fā)出超速警告，如果此時飛行員推桿，飛機(jī)繼續(xù)增速，當(dāng)速度增加至超速保護(hù)速度時，飛控向升降舵或平尾發(fā)出抬頭指令使飛機(jī)抬頭，制止飛機(jī)加速。這時，飛行員繼續(xù)推桿，飛機(jī)的飛行速度也不會增加。

1.3? 俯仰角保護(hù)功能

俯仰角限制功能從某一俯仰角開始限制，即使?jié)M推桿或滿拉桿，俯仰角都不會超出限制值。

1.4? 滾轉(zhuǎn)角限制

飛機(jī)最大可操縱的滾轉(zhuǎn)角值為φ1，當(dāng)飛機(jī)迎角保護(hù)功能起作用時，飛機(jī)的最大滾轉(zhuǎn)角限制值為φ2，以防止飛機(jī)失速，另外，在操縱中，當(dāng)飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角大于φ3時，若飛行員松盤，飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角會自動回到φ3。

1.5? 過載保護(hù)

在飛機(jī)處于巡航構(gòu)型（襟翼0°）下，載荷因數(shù)限制為nz1～nz2，在襟翼放下時，載荷因數(shù)限制為nz3～nz4，過載保護(hù)功能可防止飛機(jī)因過載超限而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)受損。

1.6? 自動配平功能

常規(guī)飛機(jī)為保持過載等于1 g的水平直線飛行，加速時要推駕駛桿、減速時要拉桿，這種特性成為正向速度穩(wěn)定性。為減輕飛行員負(fù)擔(dān)，電傳操縱系統(tǒng)提供了中性速度穩(wěn)定性，即飛機(jī)在加減速飛行時，飛行員無需操縱駕駛桿就可以保持飛機(jī)的水平直線飛行。

通過試飛方法分析及試飛實(shí)施，得到自動配平、邊界保護(hù)功能對飛行品質(zhì)中失速、高速特性、抖振邊界和空中最小操縱速度等關(guān)鍵試飛科目的試飛方法均產(chǎn)生了較大的影響，需要特別考慮，形成電傳飛機(jī)關(guān)鍵項(xiàng)目試飛技術(shù)，指導(dǎo)后續(xù)電傳飛機(jī)飛行品質(zhì)試飛。本文重點(diǎn)介紹電傳飛機(jī)控制律特點(diǎn)對失速試飛、抖振邊界、空中最小操縱速度和高速特性等試飛科目的影響。

2? 對失速特性試飛的影響

2.1? 失速保護(hù)、滾轉(zhuǎn)保護(hù)、過載保護(hù)對失速特性試飛的影響

在進(jìn)行電傳運(yùn)輸機(jī)失速試飛試驗(yàn)設(shè)計時，需要評估控制律功能對飛機(jī)大迎角飛行的影響，并綜合考慮飛機(jī)技術(shù)狀態(tài)、控制律架構(gòu)、各功能工作條件等影響因素，具體影響分析如下。

失速保護(hù)功能對失速試飛的影響：影響失速點(diǎn)的判斷、影響試飛駕駛技術(shù)和方法、影響試飛員對飛機(jī)失速情況的判斷。

自動配平功能對失速試飛的影響：影響操縱力和操縱位移，影響失速改出技術(shù)，影響失速動作初始配平位置，進(jìn)而影響全機(jī)升力和失速特性。

姿態(tài)保護(hù)功能對失速試飛的影響：由于帶功率失速試飛時飛機(jī)姿態(tài)較大，可能查過飛機(jī)俯仰限制姿態(tài)，俯仰姿態(tài)保護(hù)可能影響帶功率失速的正常進(jìn)行；滾轉(zhuǎn)姿態(tài)保護(hù)可能會影響失速改出特性和改出時機(jī)。

2.2? 失速特性試飛方法

通過上述對比分析，綜合考慮試驗(yàn)安全風(fēng)險、試驗(yàn)進(jìn)度等因素，制定了一種優(yōu)化后的試飛策略，即：首先在飛控系統(tǒng)正常工作模式下進(jìn)行失速試飛，主要檢查飛機(jī)失速特性、失速形式以及飛控系統(tǒng)工作情況；然后在不帶迎角保護(hù)功能條件下開展失速試飛，獲得飛機(jī)本體失速數(shù)據(jù)，設(shè)計單位依據(jù)第一步試飛中發(fā)現(xiàn)的飛控系統(tǒng)的不足同步開展升級、完善和驗(yàn)證工作，同時將飛機(jī)本體失速數(shù)據(jù)貫改進(jìn)新的控制律；待飛控系統(tǒng)升級后，開展失速速度、失速特性和失速警告試飛，如圖1所示。

上述先進(jìn)電傳運(yùn)輸機(jī)失速試驗(yàn)設(shè)計方案的優(yōu)點(diǎn)包括：①提前摸索飛控系統(tǒng)工作狀態(tài)，暴露設(shè)計缺陷；②在開展飛機(jī)不帶迎角保護(hù)時失速試飛的同時開展控制律升級準(zhǔn)備工作，節(jié)省試驗(yàn)周期，減小進(jìn)度壓力；③可以獲得飛機(jī)不帶迎角保護(hù)時大迎角氣動數(shù)據(jù)，為完善控制律、飛機(jī)后續(xù)改型升級奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

圖1? 優(yōu)化后的試飛策略流程圖

2.3? 失速特性試飛評估

帶迎角保護(hù)功能的電傳運(yùn)輸機(jī)失速評價方法，先進(jìn)電傳運(yùn)輸機(jī)飛控系統(tǒng)所實(shí)現(xiàn)的眾多功能的目的主要有2個：提高飛機(jī)的安全性；降低飛行時的操縱負(fù)荷。飛機(jī)迎角保護(hù)就是其中最重要的功能之一。

迎角保護(hù)系統(tǒng)為飛行員進(jìn)行“無憂慮”空中飛行提供了可能。迎角保護(hù)系統(tǒng)是以限制飛機(jī)能夠達(dá)到的最大迎角為直接目的，通過飛控系統(tǒng)自動操縱飛機(jī)舵面偏轉(zhuǎn)，使飛機(jī)迎角低于氣動失速迎角。通常，限制迎角是在迎角保護(hù)系統(tǒng)作用下，飛機(jī)能夠保持穩(wěn)定且縱向操縱保持在后制動點(diǎn)所對應(yīng)的迎角。

我國雖然完成了帶有推桿器的迎角保護(hù)系統(tǒng)的系統(tǒng)研發(fā)和飛機(jī)適航審定試飛，但在運(yùn)輸機(jī)中尚無開展以迎角限制為特征的迎角保護(hù)系統(tǒng)試飛的經(jīng)驗(yàn)。因此，按照什么標(biāo)準(zhǔn)來評判迎角保護(hù)系統(tǒng)，以及如何評價都需要提前開展研究，以便為型號試飛奠定基礎(chǔ)。

通過研究，評價迎角保護(hù)系統(tǒng)應(yīng)該從5個方面來進(jìn)行評價。

1）迎角保護(hù)系統(tǒng)的性能要求。飛行員操縱飛機(jī)進(jìn)行機(jī)動動作時不得發(fā)生飛機(jī)失速，并且不需要特殊的駕駛技巧、機(jī)敏和體力就可以操縱飛機(jī)；不能妨礙飛機(jī)的機(jī)動。

2）迎角保護(hù)系統(tǒng)的可靠性要求。系統(tǒng)的可靠性和故障影響必須是可接受的，應(yīng)符合相關(guān)條款的要求。

3）迎角保護(hù)系統(tǒng)必須具有適應(yīng)殘余冰導(dǎo)致的任何失速迎角減小的能力。

4）迎角保護(hù)系統(tǒng)應(yīng)考慮系統(tǒng)功能失效情況。如果迎角保護(hù)系統(tǒng)不能表明是極不可能故障時，飛機(jī)必須具有失速警告功能以防止飛機(jī)無意進(jìn)入失速。

3? 對抖振邊界試飛的影響

3.1? 失速保護(hù)、滾轉(zhuǎn)保護(hù)、過載保護(hù)對抖振邊界試飛的影響

失速保護(hù)、滾轉(zhuǎn)保護(hù)、過載保護(hù)對抖振邊界試飛的影響具體如下。

1）滾轉(zhuǎn)保護(hù)功能對抖振邊界試飛的影響：飛機(jī)由坡度角限制，使用收斂轉(zhuǎn)彎的試飛動作，最大過載有限制，可能在未出現(xiàn)初始抖振，過載已被限制。

2）失速保護(hù)與姿態(tài)保護(hù)的控制律之間的交聯(lián)：飛機(jī)在進(jìn)行收斂轉(zhuǎn)彎試驗(yàn)時，隨著滾轉(zhuǎn)角的持續(xù)增加，迎角增加，擋觸發(fā)失速告警后，松盤可保持的滾轉(zhuǎn)角減小，可能導(dǎo)致無法保持抖振過載。2種影響使得收斂轉(zhuǎn)彎不適用與抖振邊界試飛。

3）過載保護(hù)功能對抖振邊界試飛的影響：飛機(jī)設(shè)計過載邊界保護(hù)值，在較輕重量進(jìn)行試驗(yàn)時，很有可能不能飛出初始抖振，過載就已經(jīng)被限制。

3.2? 抖振邊界試飛方法

上節(jié)3種限制，使得抖振邊界很難出現(xiàn)，必須進(jìn)行特殊的試驗(yàn)設(shè)計，抖振出現(xiàn)的規(guī)律如下。

1）中間速度，抖振裕度較大，較小速度和較大速度抖振裕度較小，更容易出現(xiàn)抖振。

2）高度增加，同樣重量，離抖振邊界更近，越容易出現(xiàn)抖振。

3）重量增加，同樣高度，離抖振邊界更近，越容易出現(xiàn)抖振。

4）同樣的重量、高度，中間速度需要更大的機(jī)動（過載值）才能達(dá)到抖振邊界，較小速度和較大速度需要的機(jī)動量較?。ㄟ^載），就能到達(dá)初始抖振。

結(jié)合控制律特點(diǎn)及抖振出現(xiàn)規(guī)律，抖振邊界試驗(yàn)設(shè)計原則如下。

1）在大重量進(jìn)行試驗(yàn)，此時飛機(jī)過載限制值與過載保護(hù)限制值一致，容易出現(xiàn)抖振，因此不需要更改過載保護(hù)控制律。

2）中間馬赫數(shù)最不容易出現(xiàn)抖振，飛行時在最大可用重量先進(jìn)行中間馬赫數(shù)的檢查，再進(jìn)行其他馬赫數(shù)試飛。

3）確認(rèn)收斂轉(zhuǎn)彎和推拉桿試驗(yàn)方法的適用性。

考慮到邊界保護(hù)功能的影響，制定抖振邊界試驗(yàn)流程具體描述如下。

1）根據(jù)理論設(shè)計中抖升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化趨勢，遵循線性段稀疏布置試驗(yàn)點(diǎn)，拐點(diǎn)和非線性區(qū)密集布置試驗(yàn)點(diǎn)的原則，進(jìn)行馬赫數(shù)試驗(yàn)點(diǎn)布置。

2）根據(jù)重量越大、高度越高越容易發(fā)生初始抖振的特性，結(jié)合飛機(jī)限制條件，選擇高空、稍低高度，飛機(jī)大重量下進(jìn)行初始抖振試驗(yàn)。

3）計算不同試驗(yàn)高度下1.3VSR和馬赫數(shù)，保證在失速保護(hù)范圍內(nèi)完成抖振，并根據(jù)結(jié)果確定不同馬赫數(shù)的試驗(yàn)高度，高高度開展中間馬赫數(shù)和大馬赫數(shù)抖振邊界試驗(yàn)，稍低高度開展較小馬赫數(shù)試驗(yàn)，保證試驗(yàn)點(diǎn)覆蓋全面且在失速保護(hù)范圍內(nèi)出現(xiàn)初始抖振。

4）預(yù)測不同試驗(yàn)點(diǎn)中抖對應(yīng)的升力系數(shù)。

5）預(yù)測不同試驗(yàn)點(diǎn)中抖對應(yīng)的過載、收斂轉(zhuǎn)彎的滾轉(zhuǎn)角。

6）根據(jù)過載機(jī)動能力和姿態(tài)保護(hù)的設(shè)計邏輯，分析推拉桿和收斂轉(zhuǎn)彎的可行性，所有試驗(yàn)點(diǎn)中抖對應(yīng)的過載，在飛機(jī)的限制過載能力范圍內(nèi)，因此，所有狀態(tài)點(diǎn)都可采用推拉桿方法進(jìn)行試驗(yàn)得到，若收斂轉(zhuǎn)彎多數(shù)需達(dá)到45°以上才能夠達(dá)到初抖邊界，結(jié)合飛機(jī)姿態(tài)保護(hù)的設(shè)計邏輯，失速告警后滾轉(zhuǎn)限制45°，收斂轉(zhuǎn)彎不可用，最終確定抖振邊界使用推拉桿試飛方法。

7）結(jié)合上述試驗(yàn)點(diǎn)布置和失速特性、失速速度試驗(yàn)結(jié)果，適當(dāng)補(bǔ)充小馬赫數(shù)到中間馬赫數(shù)范圍的平飛減速試驗(yàn)點(diǎn)。

試驗(yàn)流程圖如圖2所示。

圖2? 抖振邊界試飛流程

4? 對空中最小操縱速度VMCA試飛的影響

失速保護(hù)、方向舵限偏功能、滾轉(zhuǎn)姿態(tài)保持對VMCA試飛會產(chǎn)生影響，具體如下。

失速保護(hù)功能對VMCA試飛的影響：試驗(yàn)條件下VMCA可能小于失速速度，或者在告警速度與失速速度之前，而失速保護(hù)功能使得在告警后無法保持固定迎角配平狀態(tài)，須先進(jìn)行VMCA的計算估計得出與失速速度比較，進(jìn)而確定該飛機(jī)VMCA試飛方法，此外由于試飛過程中無法直接得到VMCA值，必須通過換算得到VMCA值。

方向舵限偏功能對VMCA試飛的影響：必須注意在方向舵限偏速度以下試驗(yàn)，保證方向舵實(shí)現(xiàn)最大效能。

滾轉(zhuǎn)姿態(tài)保持功能對VMCA試飛的影響：由于飛機(jī)具有松桿滾轉(zhuǎn)姿態(tài)保持功能，這增大了小滾轉(zhuǎn)角姿態(tài)內(nèi)飛機(jī)的精確操縱難度，同時VMCA試飛動作的難度。

根據(jù)以上影響分析，受失速保護(hù)功能限制的VMCA不能通過試飛直接得到，需使用文獻(xiàn)[9]提出的受失速限制的VMCA試飛方法通過換算得到。

5? 超速保護(hù)功能對高速特性試飛的影響

高速特性試飛主要受超速保護(hù)功能控制律影響?；诟咚俦Ｗo(hù)功能控制律工作原理[10]，高速特性試飛方法及評價方法需要進(jìn)行相應(yīng)調(diào)整。

俯沖到VDF/MDF機(jī)動，飛機(jī)從設(shè)計巡航速度（VC） 平飛開始，顛傾后沿著7.5°的軌跡角向下俯沖，20 s后以 1.5 g拉起改出，將整個過程中出現(xiàn)的最大速度定義為VDF。而根據(jù)高速保護(hù)工作原理，高速保護(hù)控制律將改變該機(jī)動，如隨著速度的增加，保護(hù)控制律產(chǎn)生的抬頭指令可能超出飛行員的最大低頭指令，從而使飛行員無法維持-7.5°的穩(wěn)定軌跡，飛機(jī)提前進(jìn)入改出機(jī)動。

在改出時，保護(hù)控制律可能產(chǎn)生一個大于過載1.5的指令改出，根據(jù)國外民機(jī)試飛經(jīng)驗(yàn)不超過1.75可接受。

試驗(yàn)關(guān)注減速板過載使用限制，由于改出時過載是由控制律自動控制，若自動改出控制律控制擾流板伸出可能超過擾流板時用限制。

6? 結(jié)束語

針對電傳運(yùn)輸機(jī)控制律設(shè)計特點(diǎn)并深入研究電傳控制律對飛行品質(zhì)試飛的影響，梳理受影響的關(guān)鍵試飛科目得到電傳運(yùn)輸機(jī)控制律影響下關(guān)鍵科目試飛方法，總結(jié)試飛過程中的問題和經(jīng)驗(yàn)，為后續(xù)電傳運(yùn)輸機(jī)飛行品質(zhì)試飛提供參考。

創(chuàng)新性地提出了受失速保護(hù)、姿態(tài)保護(hù)、自動配平影響的運(yùn)輸機(jī)失速特性試飛方法及評價方法；制定失速保護(hù)、滾轉(zhuǎn)保護(hù)、過載保護(hù)影響下抖振邊界試飛方法，可以在不改變飛控系統(tǒng)狀態(tài)情況下，通過試驗(yàn)點(diǎn)及試飛動作設(shè)計，可得到帶邊界保護(hù)飛機(jī)的抖振邊界，有效化解了試飛風(fēng)險；提出了受失速保護(hù)、滾轉(zhuǎn)姿態(tài)保持、方向舵限偏影響的最小操縱速度和受超速保護(hù)影響的高速特性試飛的改進(jìn)措施，并對現(xiàn)有評價方法修訂。

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