直升機螺旋模態試飛方法研究

曹嘉旻, 尹建峰, 林建, 高文權

(1.中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089;2.中國飛行試驗研究院 試飛員學院, 陜西 西安 710089;3.總參陸航部試飛大隊, 北京 101104)

直升機螺旋模態試飛方法研究

曹嘉旻1, 尹建峰2, 林建3, 高文權2

(1.中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089;2.中國飛行試驗研究院 試飛員學院, 陜西 西安 710089;3.總參陸航部試飛大隊, 北京 101104)

螺旋模態是直升機前飛狀態下的固有模態,是直升機設計定型試飛中必須進行評定的科目,目前對該模態的評定已有相應的試飛方法。隨著直升機飛控系統的不斷升級和提高、飛行員操縱習慣的改變以及所執行任務的不同等情況,現有試飛方法已不能滿足對直升機螺旋模態特性的評定。通過研究直升機的使用背景,針對不同飛控系統、飛行員操縱習慣以及飛行員執行的任務科目,給出了一種全新的試飛評定方法。

直升機; 使用背景; 螺旋模態; 試飛方法

0 引言

螺旋模態是直升機的固有模態之一,是一種非周期的滾轉和偏航耦合運動,是指直升機在自身作用下滾轉角逐漸增大、盤旋半徑逐漸減小、高度不斷下降的螺旋飛行狀態。該模態是一種慢變的飛行模態,一般情況下發散所需時間為20～40 s。GJB902-90和美軍標 ADS-33E中針對該模態都有明確的指標要求。本文將從研究原有試飛方法和使用任務入手,得出一種全新的可以直接應用于后續直升機使用任務評估的直升機螺旋模態試飛方法。

1 原有試飛方法及背景分析

1.1 國內試飛方法

國內在進行直升機螺旋模態等級評定時慣用的方法是:選擇一個常用的飛行狀態點,飛行員穩定配平后,進行橫向周期變距桿的脈沖操縱動作,動作完成后飛行員固持操縱一段時間,數據處理時采用參數辨識方法,所選用的模型為橫航向4階小擾動線化模型,具體模型為:

(1)

其中:

X=[Vprφ]T,U=Wx

式中:A為直升機模型中的氣動導數陣;B為直升機模型中的操縱導數陣。矩陣中帶下標的符號表示待辨識的參數：V為側向速度;p為滾轉角速度;r為偏航角速度;φ為滾轉角;θ為俯仰角;Wx為橫桿操縱量。

在運用參數辨識方法獲得矩陣A中的參數后,求取矩陣A的特征值,其中較小的實根就是表示螺旋模態的特征根,通過該特征根可以給出螺旋模態的評定等級。

1.2 國外試飛方法

國外在進行直升機螺旋模態等級評定時采用的方法是:選擇一個常用的飛行狀態點,飛行員穩定配平后,使直升機產生20°的穩定滾轉角并保持配平速度,然后將橫向周期變距桿恢復至配平位置并固持操縱一段時間,觀察滾轉角的變化,用以判斷螺旋模態的評定等級[1]。

1.3 使用背景分析

螺旋模態可能出現的3種情況分別為陣風響應、盤旋和盤旋改出。飛行員的飛行狀態可以分為全注意力飛行和分散注意力飛行:在全注意力飛行時由于該模態是慢變模態,因此飛行員會自行改出,但同時會增加飛行員的工作負荷,比如某武裝直升機在進行瞬態轉彎時,如果在相應的滾轉角下螺旋模態是發散的,那么飛行員需要增加相應的工作負荷;在分散注意力飛行時,飛行員沒有把全部精力用在維持直升機的狀態上,這時可能導致任務失敗,比如某艦載直升機在區域導航模式下進行長時間的低空水上飛行,如果發生螺旋發散而飛行員沒有注意到,那么可能導致直升機觸水。

通過上述分析可以看出:

國內針對直升機螺旋模態特性評定的試飛方法只考核直升機受到擾動后的螺旋穩定性,是依照陣風響應這個使用背景產生的,主要是為了確認直升機在受到陣風響應后的螺旋模態穩定性。運用該方法進行考核是必要的，但是顯然不夠全面。

國外試飛方法針對直升機螺旋模態特性評定選取了20°的穩定滾轉角,是依照起落航線中盤旋改出這個使用背景來進行設計的,因為一般在完成儀表飛行規則的起落航線閉環任務時,飛行員習慣的滾轉角為20°,而按照儀表飛行規則進行飛行也是直升機最常見的閉環任務。也就是說,用這一方法所得結果還可以評估儀表飛行規則等任務的飛行員工作負荷。

2 新的試飛評定方法

隨著直升機飛控系統的改進和更新,直升機的操縱響應發生了很多變化。一些新增的功能,如保持功能和操縱功能等,也使飛行員的操縱習慣以及直升機所執行的任務發生了相應的變化。這些變化或多或少會對直升機螺旋模態評定造成影響。下面將針對產生螺旋模態的3種情況,給出改進后的試飛方法。

2.1 陣風響應考核

現代直升機都裝有自動駕駛儀,而自動駕駛儀都有姿態保持模態,可以保證直升機在受到一定擾動后恢復至原有姿態,并且可以有效降低軸間耦合響應。圖1為某型武裝直升機在姿態保持功能接通的狀態下進行的陣風響應螺旋模態特性試驗結果。

圖1 陣風響應評定結果Fig.1 Results of gust response assessment

從圖1中可以看出,直升機以135 km/h的速度配平飛行時,受到橫向擾動所引起的滾轉角在3～4 s內恢復至配平狀態,因此該狀態下的螺旋模態是穩定的,并且該模態將不會影響飛行員執行相關閉環任務科目(如夜間飛行任務)。然而從圖中可以看出，速度和高度都有明顯的變化,在執行相關閉環任務時如果受到擾動,將會增加飛行員的工作負荷。因此建議飛行員執行相關任務時,在建立航線以后開啟高度和速度保持功能,這樣在受到此類陣風擾動時將有效減少飛行員的工作負荷。

此外,在數據處理方面不推薦使用參數辨識方法來獲得直升機螺旋模態的評定等級。原因有兩點:(1)參數辨識方法是建立在小擾動假設基礎上的,因此模擬較大的陣風擾動是不適用的;(2)參數辨識方法對于數據的要求是非常高的,而飛控系統的解耦能力使得單軸擾動只能引起本軸相關參數響應,而其余參數響應較小(如圖1中橫向脈沖只能引起滾轉角速度響應，而偏航角速度響應較小),這種情況對于上述參數辨識方法來說是不利的。此外參數辨識是一項耗時耗力的工作,因此這里推薦能快速有效地給出結論的滾轉角觀測法。

滾轉角觀測法[2]是直接觀察激勵動作后的滾轉角變化,若存在發散趨勢則利用下述公式進行倍幅時間計算。

T2=0.693(t2-t1)/In(φ1/φ2)

(2)

式中:φ1,φ2為脈沖過后的兩個滾轉角;t1,t2為對應的時間。

2.2 盤旋考核

對于現代直升機來說,獲得滾轉角通常有3種方法:運用比普操縱按鈕、運用桿加比普操縱和運用桿釋放按鈕加桿操縱。其中后兩種方法可以用于快速獲得較大的滾轉角。此外,直升機的操縱響應形式不同,獲得滾轉角的動作也不同,如RC操縱響應要獲得滾轉角應使用脈沖動作,而AC操縱響應則需要使用階躍動作,在獲得滾轉角后飛行員松桿即可。而滾轉角的選擇則可以聯系相關的閉環任務進行,最后通過觀察滾轉角的變化情況判斷螺旋模態的等級。

圖2為某海軍直升機進行螺旋模態特性試飛的試飛結果,可以看出螺旋模態為中性穩定,因此螺旋模態不會影響相關閉環任務(如長時間的小角度盤旋)。另外所采用的激勵方式為按壓桿釋放按鈕的脈沖操縱,這是由于該機的操縱響應為RC操縱響應,并且該機的閉環任務當中包含長時間的滾轉角為6°～8°的穩定盤旋動作,因此在進行該試驗時需要試飛員通過脈沖動作激發的滾轉角為6°～8°。

從圖2中還可以看出,在改變滾轉角后直升機的高度在慢慢下降,因此在執行該任務時為了維持原有高度會對飛行員帶來相應的工作負荷。

圖2 盤旋進入評定結果Fig.2 Results of spirals entry assessment

2.3 盤旋改出考核

考核改出盤旋動作的螺旋模態,首先是穩定平飛,然后形成相應滾轉角,之后將直升機改平,觀察直升機的滾轉角變化,滾轉角的選擇也可以聯系相關的閉環任務科目。

圖3為某型直升機的試驗結果。從圖中可以看出,該機的螺旋模態是穩定的,因此螺旋模態不會影響相關的閉環任務(起落航線飛行)。另外速度和滾轉角的選擇均來源于儀表飛行規則的起落航線閉環任務科目。

從圖3中還可以看出,在改變滾轉角后直升機的高度和速度在慢慢上升,因此在執行該任務時為了維持原有高度和速度會對飛行員帶來相應的工作負荷。

圖3 盤旋改出評定結果Fig.3 Results of spiral recovering assessment

3 結束語

本文通過研究直升機螺旋模態試飛方法,結合現代直升機飛控系統的特點、飛行員操縱習慣以及所執行任務的情況給出了全新的螺旋模態評定方法。該方法不但可以全面地評定直升機的螺旋模態特性,而且所提供的試飛數據還可以提前預估相關閉環任務的飛行員工作負荷,為后續閉環任務試驗提供真實合理的數據支持。

直升機螺旋模態是一個慢變模態,考核它的目的不僅僅在于考核該模態穩定與否,更重要的是通過試驗為相關閉環任務提供一定的數據支持。因此研究使用任務科目并將這些科目進行合理分解,然后運用分解結果為開環試驗提供相應的試驗方法和條件,將成為研究直升機規范背景的一個重要研究方向,而這個方向的研究成果將為后續研制新的直升機規范提供有力的數據支持。

[1] Alastair Cooke,Eric Fitzpatrick.Helicopter test & evaluation[M].USA:Blackwell Publishing,2002.

[2] Blanken C L,Hoh R H.Test guide for ADS-33E-PRF[R].USA:Amrdel Center,2008.

(編輯：方春玲)

Research on helicopter spiral mode flight test method

CAO Jia-min1, YIN Jian-feng2, LIN Jian3, GAO Wen-quan2

(1.Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China;2.Test Pilot Institute, CFTE, Xi’an 710089, China;3.General Staff of the Aviation Flight Brigade, Beijing 101104, China)

The spiral mode is an inherent mode in helicopter’s forward flight, it is a subject which needed to be evaluate in flight test. There are now some corresponding methods to evaluate it. With the improvement of helicopter flight control system, the change of pilot control habit and different mission performed. The old method is no longer suitable for evaluation of the helicopter spiral mode characteristics. With the deep research on helicopter using background, a new method is put forward for the change of control system, the control habit, and the mission.

helicopter; using background; spiral mode; flight test method

2014-11-24;

2015-04-16;

時間:2015-06-24 15:03

曹嘉旻(1985-)，男，江西南昌人，工程師，碩士，研究方向為直升機飛行品質。

V212.4

A

1002-0853(2015)05-0447-04