舵面破損對(duì)飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)的影響

殷海鵬，王立新，樂挺，劉海良,*，張喆，尤俊彬

1. 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191

2. 中國飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089

當(dāng)電傳控制飛機(jī)在作戰(zhàn)時(shí)受到航炮或?qū)椆艉?，升降舵或副翼可能?huì)破損，使飛機(jī)的氣動(dòng)外形不再左右對(duì)稱，從而產(chǎn)生軸間耦合運(yùn)動(dòng)，也即飛機(jī)俯仰軸的運(yùn)動(dòng)會(huì)引起其滾轉(zhuǎn)或偏航軸的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)，滾轉(zhuǎn)或偏航軸的運(yùn)動(dòng)也會(huì)引起俯仰軸的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)。在作戰(zhàn)任務(wù)中，由于駕駛員主要操縱升降舵與副翼，分別控制飛機(jī)俯仰軸與滾轉(zhuǎn)軸的運(yùn)動(dòng)，完成截獲、跟蹤等飛行任務(wù)；方向舵作為輔助操縱面，主要用于消除飛機(jī)滾轉(zhuǎn)時(shí)的側(cè)滑運(yùn)動(dòng)。顯然，俯仰軸與滾轉(zhuǎn)軸是機(jī)動(dòng)任務(wù)中的主要運(yùn)動(dòng)軸，由舵面破損引起的俯仰-滾轉(zhuǎn)軸間耦合運(yùn)動(dòng)會(huì)增加飛行員的操縱負(fù)擔(dān)，使飛機(jī)的飛行品質(zhì)變差，嚴(yán)重時(shí)甚至?xí)＜帮w行安全。因此，舵面破損后，駕駛員需根據(jù)損傷狀況、戰(zhàn)場態(tài)勢(shì)等因素選擇繼續(xù)執(zhí)行任務(wù)或脫離戰(zhàn)場。此時(shí)，判斷飛機(jī)是否具有完成既定飛行任務(wù)的能力是決策的重要依據(jù)，也即判斷受損后飛機(jī)的飛行品質(zhì)是否能夠滿足作戰(zhàn)任務(wù)的要求。

飛行品質(zhì)規(guī)范如GJB 185—86[1]與MIL-HDBK-1797A[2]對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)俯仰-滾轉(zhuǎn)軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)的要求為在滾轉(zhuǎn)角達(dá)360°的空戰(zhàn)機(jī)動(dòng)中，需保證由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)引起的俯仰運(yùn)動(dòng)可控，且不影響該機(jī)動(dòng)的戰(zhàn)術(shù)效果。顯然，該要求難以量化評(píng)定飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)的等級(jí)。規(guī)范中的其他評(píng)定方法與條款只能應(yīng)用于每次評(píng)定飛機(jī)一個(gè)軸向的飛行品質(zhì)，無法同時(shí)評(píng)定飛機(jī)的俯仰-滾轉(zhuǎn)軸間運(yùn)動(dòng)耦合的飛行品質(zhì)。因此，有必要研究電傳控制飛機(jī)俯仰-滾轉(zhuǎn)軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)的評(píng)定方法以及舵面破損對(duì)飛機(jī)飛行品質(zhì)的影響。

針對(duì)此問題，國際上的相關(guān)研究主要集中于飛機(jī)舵面破損后的氣動(dòng)特性分析[3-4]、故障診斷[5-6]與容錯(cuò)控制設(shè)計(jì)[7-8]。中國的張欣和呂新波分析了升降舵故障對(duì)民機(jī)飛行安全的影響[9]；叢斌等研究了飛翼舵面故障時(shí)操縱效能的變化規(guī)律[10]；劉小雄等分析了副翼破損對(duì)飛機(jī)飛行包線的影響[11]。

本文采用基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)定方法[12-13]研究升降舵或副翼破損對(duì)角速率指令式電傳控制飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)的量化影響。首先，選取能夠反映飛機(jī)多軸運(yùn)動(dòng)耦合特性的機(jī)動(dòng)任務(wù)；分析舵面破損對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響，建立舵面破損飛機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)模型，進(jìn)而搭建飛行品質(zhì)評(píng)定地面模擬試驗(yàn)平臺(tái)；選取能夠表征飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合程度的飛行品質(zhì)評(píng)定參數(shù)，形成基于任務(wù)的角速率指令式電傳控制飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)的評(píng)定方法。然后，針對(duì)具有不同舵面破損程度的飛機(jī)，采用建立的評(píng)定方法分別開展飛行品質(zhì)評(píng)估試驗(yàn)。最后，基于大量的試驗(yàn)結(jié)果，研究升降舵或副翼破損情形下影響飛機(jī)飛行品質(zhì)的因素，并提出能夠量化舵面破損對(duì)飛機(jī)飛行品質(zhì)影響的特征參數(shù)取值規(guī)律，以期為舵面破損情形下飛機(jī)的飛行安全與作戰(zhàn)效能評(píng)估等提供分析方法與理論參考。

1 基于任務(wù)的飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)評(píng)定方法

1.1 評(píng)估機(jī)動(dòng)任務(wù)選取

在開展基于任務(wù)的飛行品質(zhì)評(píng)估試驗(yàn)時(shí)，首先需選取用于評(píng)定飛行品質(zhì)的機(jī)動(dòng)任務(wù)，該任務(wù)不僅要與實(shí)際機(jī)動(dòng)動(dòng)作相關(guān)，其完成效果還應(yīng)與飛機(jī)的多軸運(yùn)動(dòng)耦合特性有關(guān)。通過分析相關(guān)文獻(xiàn)中的飛行品質(zhì)評(píng)估機(jī)動(dòng)動(dòng)作[14-15]，選取多軸平顯跟蹤作為舵面發(fā)生破損故障時(shí)，評(píng)定飛機(jī)飛行品質(zhì)的機(jī)動(dòng)任務(wù)。

多軸平顯跟蹤機(jī)動(dòng)任務(wù)要求試驗(yàn)駕駛員使用平視顯示器(HUD)上的瞄準(zhǔn)環(huán)與參考線跟蹤時(shí)變的俯仰與滾轉(zhuǎn)姿態(tài)指令，該機(jī)動(dòng)可以模擬空戰(zhàn)中對(duì)目標(biāo)機(jī)進(jìn)行精確跟蹤的作戰(zhàn)情形。起始時(shí)試驗(yàn)機(jī)作定直平飛，任務(wù)開始后，試驗(yàn)駕駛員根據(jù)平顯上命令條給出的俯仰與滾轉(zhuǎn)姿態(tài)指令，通過操縱駕駛桿快速捕獲與跟蹤該指令，使命令條中心點(diǎn)進(jìn)入平顯畫面上的瞄準(zhǔn)環(huán)內(nèi)，同時(shí)盡量消除參考線與命令條在滾轉(zhuǎn)軸方向上的角度誤差，如圖1所示。平顯上的命令條按照預(yù)先設(shè)定的俯仰與滾轉(zhuǎn)姿態(tài)指令變化，整個(gè)機(jī)動(dòng)過程持續(xù)130 s[16]。

圖1 多軸HUD跟蹤任務(wù)

在此任務(wù)中，駕駛員需要同時(shí)進(jìn)行俯仰與滾轉(zhuǎn)操縱，精確地控制試驗(yàn)機(jī)的多軸運(yùn)動(dòng)姿態(tài)。因此該任務(wù)能夠充分反映試驗(yàn)機(jī)的俯仰-滾轉(zhuǎn)軸間運(yùn)動(dòng)耦合特性對(duì)其姿態(tài)精確控制能力的影響，從而便于暴露舵面破損試驗(yàn)機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合帶來的飛行品質(zhì)問題。

1.2 任務(wù)性能標(biāo)準(zhǔn)制定

飛機(jī)完成評(píng)估機(jī)動(dòng)任務(wù)的飛行品質(zhì)等級(jí)由駕駛員與試飛工程師結(jié)合任務(wù)的完成效果與駕駛員的飛行感受，依據(jù)庫珀-哈珀評(píng)分表(Cooper-Harper Rating，CHR)進(jìn)行定量評(píng)定[2]。對(duì)于任務(wù)完成效果的評(píng)定標(biāo)準(zhǔn)，需要綜合考慮任務(wù)難度及與飛行品質(zhì)等級(jí)的對(duì)應(yīng)關(guān)系而制定。多軸平顯跟蹤任務(wù)的完成效果表現(xiàn)為飛機(jī)對(duì)多軸組合姿態(tài)指令的跟蹤精度。文獻(xiàn)[16]給出了任務(wù)完成效果的評(píng)定標(biāo)準(zhǔn)，如表1所示。標(biāo)準(zhǔn)分為“滿意的”、“一般的”與“無法完成”。

表1 多軸HUD跟蹤任務(wù)性能標(biāo)準(zhǔn)

該任務(wù)要求駕駛員通過俯仰操縱，使用HUD上的10 mil或20 mil瞄準(zhǔn)環(huán)捕獲命令條中心點(diǎn)，因此俯仰軸跟蹤誤差的單位為密位；針對(duì)滾

轉(zhuǎn)軸，要求駕駛員使用參考線對(duì)齊命令條，因此滾轉(zhuǎn)軸跟蹤誤差的單位為度[16]。

1.3 舵面破損飛機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)建模

為計(jì)算舵面破損情形下飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)，需要建立相應(yīng)的飛行動(dòng)力學(xué)模型。飛機(jī)的軸間耦合運(yùn)動(dòng)由其氣動(dòng)外形不對(duì)稱引起，因此，研究時(shí)假設(shè)破損的升降舵或副翼處于飛機(jī)機(jī)體縱向?qū)ΨQ面的一側(cè)。同側(cè)的升降舵與副翼一起破損時(shí)，兩個(gè)破損舵面引起的不對(duì)稱效應(yīng)會(huì)疊加，從而可提高飛機(jī)不對(duì)稱效應(yīng)的強(qiáng)度。升降舵或副翼破損主要會(huì)影響飛機(jī)的氣動(dòng)特性，具體表征為以下3個(gè)方面。

1.3.1 舵面操縱效能下降

首先，定義升降舵破損比例系數(shù)ke為升降舵破損面積占其總面積的比例，其取值范圍為0～0.5，ke取0表示升降舵未破損，ke取0.5表示飛機(jī)機(jī)體縱向?qū)ΨQ面一側(cè)的升降舵全部破損。定義副翼破損比例系數(shù)ka為單側(cè)副翼破損面積占副翼總面積的比例，其取值范圍為0～0.5，ka取0表示副翼未破損，ka取0.5表示單側(cè)副翼全部破損。

相同舵面偏角下，破損面積越大，其產(chǎn)生的操縱力矩越小。研究時(shí)可假設(shè)舵面產(chǎn)生的操縱力矩與其剩余面積成正比[17]。則升降舵破損狀態(tài)下的俯仰軸操縱導(dǎo)數(shù)Cmδe將變?yōu)闊o故障時(shí)的1.0-ke倍；副翼破損狀態(tài)下的滾轉(zhuǎn)軸操縱導(dǎo)數(shù)Clδa將變?yōu)闊o故障時(shí)的1.0-ka倍。

1.3.2 產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)耦合力矩[18]

運(yùn)動(dòng)耦合力矩是指舵面破損后，由于飛機(jī)機(jī)體氣動(dòng)外形不對(duì)稱，當(dāng)俯仰軸存在角速度時(shí)引起的作用于滾轉(zhuǎn)軸與偏航軸的氣動(dòng)力矩，當(dāng)滾轉(zhuǎn)軸或偏航軸存在角速度時(shí)引起的作用于俯仰軸的氣動(dòng)力矩?；趯?duì)文獻(xiàn)[4,19]中的飛機(jī)機(jī)翼破損引起的運(yùn)動(dòng)耦合力矩建模方法的分析，升降舵或副翼破損引起的運(yùn)動(dòng)耦合力矩可表示為

(1)

式中：Lq為俯仰角速度q引起的作用于滾轉(zhuǎn)軸的運(yùn)動(dòng)耦合力矩；Nq為q引起的作用于偏航軸的運(yùn)動(dòng)耦合力矩；Mpr為滾轉(zhuǎn)角速度p與偏航角速度r引起的作用于俯仰軸的運(yùn)動(dòng)耦合力矩；ρ為空氣密度；V為飛行速度；S為機(jī)翼面積；b為展長；c為弦長；Clqe、Cnqe、Cmpe與Cmre為飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面一側(cè)升降舵全部破損時(shí)的運(yùn)動(dòng)耦合力矩導(dǎo)數(shù)，以升降舵破損時(shí)俯仰角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Clqe為例說明，Cl代表滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，下標(biāo)q代表俯仰角速度，下標(biāo)e代表升降舵；Clqa、Cnqa、Cmpa與Cmra為單側(cè)副翼全部破損時(shí)的運(yùn)動(dòng)耦合力矩導(dǎo)數(shù)。

1.3.3 產(chǎn)生操縱耦合力矩

當(dāng)飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面一側(cè)的升降舵破損后，升降舵偏轉(zhuǎn)時(shí)飛機(jī)對(duì)稱面兩側(cè)的升力、阻力變化量均不相等，因此會(huì)產(chǎn)生作用于滾轉(zhuǎn)軸與偏航軸的操縱耦合力矩Lδe與Nδe；類似地，當(dāng)單側(cè)副翼破損后，會(huì)產(chǎn)生作用于俯仰軸的操縱耦合力矩Mδa。操縱耦合力矩可表示為

(2)

式中：Clδe與Cnδe為飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面一側(cè)升降舵全部破損時(shí)的操縱耦合力矩導(dǎo)數(shù)；Cmδa為單側(cè)副翼全部破損時(shí)的操縱耦合力矩導(dǎo)數(shù)；Δδe和Δδa分別為升降舵和副翼偏角變化量。

綜上，基于無故障飛機(jī)非線性六自由度動(dòng)力學(xué)方程[20]修改氣動(dòng)模型中的升降舵或副翼的操縱導(dǎo)數(shù)，并在飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程中加入運(yùn)動(dòng)與操縱耦合力矩，即可建立升降舵或副翼破損情形的飛機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型。通過調(diào)整ke與ka，可改變飛機(jī)的舵面操縱效能與軸間耦合力矩的大小，進(jìn)而使飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合程度發(fā)生變化。

基于F-16戰(zhàn)斗機(jī)的總體與氣動(dòng)數(shù)據(jù)[21-22]建立了舵面破損情形下的飛機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型，作為飛行品質(zhì)評(píng)估試驗(yàn)研究的基礎(chǔ)。

1.4 飛機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)

為保證算例飛機(jī)無故障時(shí)可在多軸平顯跟蹤任務(wù)中獲得滿意的任務(wù)完成效果，設(shè)計(jì)了模型參考動(dòng)態(tài)逆飛行控制律[23-25]，控制律的結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 模型參考動(dòng)態(tài)逆飛行控制律結(jié)構(gòu)

參照MIL-HDBK-1797A品質(zhì)規(guī)范[2]中給出的等效系統(tǒng)短周期傳遞函數(shù)，試驗(yàn)飛機(jī)俯仰軸參考模型可以表示為

(3)

式中：Kq為俯仰軸等效系統(tǒng)增益；s為穩(wěn)定軸坐標(biāo)；ωsp為短周期頻率；ξsp為短周期阻尼比；CAP為操縱期望參數(shù)；g為重力加速度。

滾轉(zhuǎn)軸參考模型取為滾轉(zhuǎn)模態(tài)低階等效傳遞函數(shù)：

(4)

式中：Kp為滾轉(zhuǎn)軸等效系統(tǒng)增益；ωp為滾轉(zhuǎn)模態(tài)帶寬。

偏航軸參考模型[12]可以表示為

(5)

式中：Kny為側(cè)向過載增益；Kz為操縱指令增益；ny為側(cè)向過載；φ和θ分別為滾轉(zhuǎn)角與俯仰角；Tr為偏航軸理想時(shí)間常數(shù)。

根據(jù)文獻(xiàn)[16]的研究結(jié)論，當(dāng)Kq=5.5、ωsp=5.5 rad/s、ξsp=1.5、CAP=1、Kp=120、ωp=8 rad/s、Kny=15、Kz=1、Tr=0.33 s時(shí)，F(xiàn)-16 戰(zhàn)斗機(jī)具有較好的操縱響應(yīng)特性，在多軸平顯跟蹤任務(wù)中，可以達(dá)到1級(jí)飛行品質(zhì)。

1.5 飛行品質(zhì)評(píng)定地面模擬試驗(yàn)平臺(tái)搭建

為開展飛行品質(zhì)評(píng)估試驗(yàn)，需要建立地面模擬試驗(yàn)平臺(tái)?；贛ATLAB/Simulink中的可視化仿真接口模塊，結(jié)合FlightGear開源飛行模擬軟件開發(fā)了飛行品質(zhì)評(píng)定地面模擬試驗(yàn)平臺(tái)[26]。該平臺(tái)由操縱輸入設(shè)備、飛行仿真系統(tǒng)與視景仿真系統(tǒng)3部分構(gòu)成，其結(jié)構(gòu)如圖3所示。操縱輸入設(shè)備包含油門桿、操縱桿、腳蹬等操縱通道，操縱桿為側(cè)桿布局，輸出桿位移信號(hào)。

由圖3可見，操縱輸入設(shè)備將駕駛員給出的桿指令傳送至飛行控制律模塊，該模塊采用模型參考動(dòng)態(tài)逆飛行控制律計(jì)算舵面的偏角，作為舵面破損飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型的輸入；可視化仿真接口將試驗(yàn)機(jī)飛行速度、姿態(tài)、過載等參數(shù)的計(jì)算結(jié)果與姿態(tài)目標(biāo)指令實(shí)時(shí)傳送至視景仿真系統(tǒng)；根據(jù)這些信息，飛行仿真引擎模塊可顯示飛行視景；駕駛員根據(jù)視景中姿態(tài)角的跟蹤誤差操縱桿與腳蹬。

圖3 飛行品質(zhì)評(píng)定地面模擬試驗(yàn)平臺(tái)結(jié)構(gòu)

1.6 軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)特征參數(shù)確定

舵面破損比例系數(shù)ke與ka對(duì)軸間運(yùn)動(dòng)耦合特性的影響因飛機(jī)展長、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量等參數(shù)的不同而有差別，也即對(duì)于不同的飛機(jī)，該系數(shù)與其軸間耦合運(yùn)動(dòng)幅度之間的關(guān)系也不相同。因此，ke與ka不適合作為軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)的評(píng)定參數(shù)。通過研究，參照旋翼機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范ADS-33E-PRF[27]中用于表征俯仰-滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)耦合程度的參數(shù)p/q與q/p，提出用這兩個(gè)頻域參數(shù)表征舵面破損對(duì)飛機(jī)飛行品質(zhì)的影響。

p/q為俯仰輸入引起的滾轉(zhuǎn)角速度響應(yīng)幅頻曲線在一特定頻段內(nèi)的平均值與俯仰角速度響應(yīng)幅頻曲線在該頻段內(nèi)的平均值之比。p/q主要關(guān)注作用于滾轉(zhuǎn)軸的耦合運(yùn)動(dòng)響應(yīng)的幅度，根據(jù)ADS-33E-PRF[27]，該頻段取為由副翼輸入引起的滾轉(zhuǎn)角頻域響應(yīng)的帶寬頻率ωBW至相位角為-180°時(shí)的頻率ω180，也即通過在滾轉(zhuǎn)軸上施加激勵(lì)信號(hào)，得到滾轉(zhuǎn)軸運(yùn)動(dòng)響應(yīng)較為明顯的頻段ωBW～ω180。在該頻段內(nèi)，滾轉(zhuǎn)(俯仰)角速度響應(yīng)幅頻曲線的平均值表征了飛機(jī)滾轉(zhuǎn)(俯仰)軸運(yùn)動(dòng)幅值的大小。因此，p/q越大，表明在俯仰運(yùn)動(dòng)幅度相同的情形下，由俯仰運(yùn)動(dòng)引起的滾轉(zhuǎn)軸耦合運(yùn)動(dòng)的幅值越大[28]。該參數(shù)的計(jì)算方法如下：

1) 在副翼通道輸入掃頻信號(hào)δa激勵(lì)飛機(jī)，得到滾轉(zhuǎn)角的時(shí)域響應(yīng)φ。繪制φ/δa的伯德圖，據(jù)此得到ωBW與ω180[29]。

2) 在升降舵通道輸入掃頻信號(hào)δe激勵(lì)飛機(jī)，得到滾轉(zhuǎn)、俯仰角速度的時(shí)域響應(yīng)p與q。

3) 繪制p/q的幅頻特性曲線，將ωBW～ω180頻段在對(duì)數(shù)坐標(biāo)軸上均勻10等分，得到10個(gè)等分點(diǎn)對(duì)應(yīng)的p/q頻域響應(yīng)的幅值，上述10個(gè)幅值的平均值即為p/q的大小。

q/p為滾轉(zhuǎn)輸入引起的俯仰角速度響應(yīng)幅頻曲線在一特定頻段內(nèi)的平均值與滾轉(zhuǎn)角速度響應(yīng)幅頻曲線在該頻段內(nèi)的平均值之比。q/p主要關(guān)注作用于俯仰軸的耦合運(yùn)動(dòng)響應(yīng)的幅度，因此該頻段取為由升降舵輸入引起的俯仰角頻域響應(yīng)的ωBW～ω180[27]，也即通過在俯仰軸上施加激勵(lì)信號(hào)，得到俯仰軸運(yùn)動(dòng)響應(yīng)較為明顯的頻段ωBW～ω180。q/p越大，表明在滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)幅度相同的情形下由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)引起的俯仰軸耦合運(yùn)動(dòng)的幅值越大。該參數(shù)的計(jì)算方法如下：

1) 在升降舵通道輸入掃頻信號(hào)δe激勵(lì)飛機(jī)，得到俯仰角的時(shí)域響應(yīng)θ。繪制θ/δe的伯德圖，根據(jù)該圖得到ωBW與ω180。

2) 在副翼通道輸入掃頻信號(hào)δa激勵(lì)飛機(jī)，得到俯仰、滾轉(zhuǎn)角速度的時(shí)域響應(yīng)q與p。

3) 繪制q/p的幅頻特性曲線，將ωBW～ω180頻段在對(duì)數(shù)坐標(biāo)軸上均勻10等分，得到10個(gè)等分點(diǎn)對(duì)應(yīng)的q/p頻域響應(yīng)的幅值，上述10個(gè)幅值的平均值即為q/p的大小。

綜上，p/q與q/p的組合全面地表征了俯仰軸與滾轉(zhuǎn)軸之間運(yùn)動(dòng)耦合程度的強(qiáng)弱，可作為評(píng)定飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)的特征參數(shù)。

2 飛機(jī)飛行品質(zhì)評(píng)估試驗(yàn)

采用第1節(jié)建立的基于任務(wù)的飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)評(píng)定方法，通過調(diào)整升降舵、副翼的破損比例系數(shù)ke與ka，設(shè)置不同舵面破損比例的試驗(yàn)飛機(jī)分別進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)估試驗(yàn)。由于軸間運(yùn)動(dòng)耦合程度的強(qiáng)弱與舵面破損面積相關(guān)，因此通過試驗(yàn)可得到具有不同俯仰-滾轉(zhuǎn)軸間運(yùn)動(dòng)耦合程度的試驗(yàn)飛機(jī)的飛行品質(zhì)等級(jí)。

2.1 評(píng)定示例

以升降舵與副翼同時(shí)破損為例，對(duì)評(píng)定過程進(jìn)行介紹。試驗(yàn)設(shè)置飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面左側(cè)的升降舵破損面積占升降舵總面積的20%，左側(cè)副翼破損面積占副翼總面積的30%，也即ke=0.2，ka=0.3。由試飛工程師調(diào)整地面模擬試驗(yàn)平臺(tái)的相關(guān)參數(shù)后，駕駛員在該平臺(tái)上完成多軸平顯跟蹤任務(wù)試驗(yàn)，并記錄試驗(yàn)數(shù)據(jù)。試驗(yàn)飛機(jī)的初始飛行速度為180 m/s，飛行高度為3.0 km[16]。整個(gè)任務(wù)過程中的飛行速度、飛行高度、迎角、側(cè)滑角、俯仰角速度、滾轉(zhuǎn)角速度、升降舵偏角、副翼偏角、姿態(tài)角指令與姿態(tài)角指令的時(shí)域響應(yīng)如圖4所示。

從圖4可見，在此次試驗(yàn)任務(wù)中，飛行速度基本穩(wěn)定，飛行高度持續(xù)下降，迎角保持在0°～10°之間，處于小迎角范圍，側(cè)滑角保持在-6°～2°之間，俯仰角速度最大值為18 (°)/s，滾轉(zhuǎn)角速度最大值為-108 (°)/s(負(fù)值代表向左滾轉(zhuǎn))，升降舵與副翼均未達(dá)到極限偏角，駕駛員可以較好地跟蹤姿態(tài)角指令。通過計(jì)算，俯仰姿態(tài)跟蹤誤差在10 mil內(nèi)且滾轉(zhuǎn)姿態(tài)跟蹤誤差在4°內(nèi)的時(shí)間比例為49.2%；俯仰姿態(tài)跟蹤誤差在20 mil內(nèi)且滾轉(zhuǎn)姿態(tài)跟蹤誤差在6°內(nèi)的時(shí)間比例為61.8%；與表1對(duì)比可知，此次任務(wù)的完成效果為“一般的”。

圖4 多軸HUD跟蹤任務(wù)運(yùn)動(dòng)參數(shù)與目標(biāo)指令時(shí)域響應(yīng)

駕駛員對(duì)于此次任務(wù)的評(píng)價(jià)為“飛機(jī)有較明顯的耦合運(yùn)動(dòng)，在大幅操縱時(shí)，跟蹤能力略差，俯仰軸與滾轉(zhuǎn)軸的響應(yīng)較慢且不易預(yù)測，不易達(dá)到滿意的任務(wù)性能標(biāo)準(zhǔn)，沒有明顯的駕駛員誘發(fā)振蕩趨勢(shì)”。根據(jù)庫珀-哈珀評(píng)分表，駕駛員給出的試驗(yàn)飛機(jī)CHR為5.0分。

完成飛行品質(zhì)評(píng)估試驗(yàn)后，需要計(jì)算試驗(yàn)飛機(jī)的軸間運(yùn)動(dòng)耦合特征參數(shù)p/q與q/p。以計(jì)算p/q為例，在試驗(yàn)飛機(jī)副翼通道輸入掃頻信號(hào)δa激勵(lì)飛機(jī)，該信號(hào)需有效地激勵(lì)出飛機(jī)滾轉(zhuǎn)軸的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)，同時(shí)減小對(duì)基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的擾動(dòng)。取δa的幅值為1°，頻率由3.14 rad/s (2.0 s時(shí))逐漸增大至6.28 rad/s(4.8 s時(shí))。掃頻信號(hào)與飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角φ的時(shí)域響應(yīng)如圖5所示。

圖5 副翼掃頻信號(hào)與滾轉(zhuǎn)角時(shí)域響應(yīng)

根據(jù)掃頻信號(hào)與滾轉(zhuǎn)角的時(shí)域響應(yīng)，采用快速傅里葉變換算法計(jì)算φ/δa的頻域響應(yīng)[29]，并繪制伯德圖，如圖6所示。

從圖6中可得到相角為-180°時(shí)的頻率ω180為9.8 rad/s，找到ω180所對(duì)應(yīng)的幅值1.2 dB，在此基礎(chǔ)上增加6.0 dB，求得幅值為7.2 dB對(duì)應(yīng)的頻率ωBWgain為6.1 rad/s；從圖6中找到相角為-135°時(shí)的頻率ωBWphase為3.9 rad/s，帶寬ωBW即為ωBWgain與ωBWphase中的較小者，因此，本算例中ωBW為3.9 rad/s。

圖6 滾轉(zhuǎn)角和副翼偏角的伯德圖

在試驗(yàn)飛機(jī)升降舵通道輸入掃頻信號(hào)δe激勵(lì)飛機(jī)，該信號(hào)的幅值、頻率與副翼掃頻信號(hào)δa相同。掃頻信號(hào)、飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角速度與俯仰角速度的時(shí)域響應(yīng)如圖7所示。

圖7 升降舵掃頻信號(hào)、滾轉(zhuǎn)角速度與俯仰角速度時(shí)域響應(yīng)

根據(jù)滾轉(zhuǎn)角速度與俯仰角速度的時(shí)域響應(yīng)，采用快速傅里葉變換算法，繪制p/q的幅頻特性曲線，如圖8所示。

將圖8中的ωBW～ω180頻段在對(duì)數(shù)坐標(biāo)軸上均勻10等分，計(jì)算各等分點(diǎn)頻率處的幅值的平均值(圖8中點(diǎn)1～點(diǎn)11幅值的平均值)為7.24 dB，也即p/q為7.24 dB。

圖8 滾轉(zhuǎn)角速度和俯仰角速度的幅頻特性曲線

類似地，采用1.6節(jié)所述的q/p計(jì)算方法，可得到試驗(yàn)飛機(jī)的q/p為-23.07 dB。

綜上，試驗(yàn)飛機(jī)舵面故障情形、軸間運(yùn)動(dòng)耦合特征參數(shù)與飛行品質(zhì)評(píng)定結(jié)果如表2所示。

表2 評(píng)定示例的試驗(yàn)結(jié)果

當(dāng)CHR為1.0～3.5分時(shí)，飛行品質(zhì)為1級(jí)；當(dāng)CHR為4.0～6.5分時(shí)，飛行品質(zhì)為2級(jí)；當(dāng)CHR為7.0～10.0分時(shí)，飛行品質(zhì)為3級(jí)[29]。因此，該試驗(yàn)飛機(jī)的飛行品質(zhì)評(píng)定結(jié)果為2級(jí)。

2.2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

通過調(diào)整升降舵、副翼的破損比例系數(shù)ke與ka的數(shù)值，設(shè)置了37種不同俯仰-滾轉(zhuǎn)軸間運(yùn)動(dòng)耦合程度的情形。為研究可能出現(xiàn)的各類故障情形，37個(gè)試驗(yàn)組可分為4類：C-0的ke與ka均為0，表征飛機(jī)無故障；當(dāng)僅ka設(shè)置為0時(shí)，表征僅飛機(jī)機(jī)體縱向?qū)ΨQ面左側(cè)的升降舵破損(表3中的C-1、C-2、C-11等)；當(dāng)僅ke設(shè)置為0時(shí)，表征僅左側(cè)副翼破損(表3中的C-3、C-7、C-9等)；其余各ka與ke均不為0的情況表征飛機(jī)對(duì)稱面左側(cè)的升降舵與副翼同時(shí)破損。針對(duì)每一種故障情形，試驗(yàn)飛行員均要進(jìn)行3次以上的地面飛行模擬試驗(yàn)，以保證給出飛行品質(zhì)評(píng)分的準(zhǔn)確性。當(dāng)多名試驗(yàn)飛行員給出的評(píng)分不同時(shí)，取他們?cè)u(píng)分的均值作為最終的飛行品質(zhì)評(píng)定結(jié)果。各情形的飛行品質(zhì)特征參數(shù)p/q、q/p與飛行品質(zhì)評(píng)定結(jié)果如表3所示。C-0代表飛機(jī)舵面未破損，在常規(guī)非大迎角飛行任務(wù)中，飛機(jī)俯仰運(yùn)動(dòng)引起的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)可忽略，也即p/q基本可忽略。

3 舵面破損對(duì)飛機(jī)飛行品質(zhì)的影響

將表3中的舵面破損比例系數(shù)、軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)特征參數(shù)與飛行品質(zhì)評(píng)定結(jié)果對(duì)比，如圖9與圖10所示。

表3 飛行品質(zhì)特征參數(shù)與飛行品質(zhì)評(píng)分

圖9中，坐標(biāo)原點(diǎn)代表無故障情形C-0，試驗(yàn)機(jī)的ke與ka均為0，無俯仰-滾轉(zhuǎn)軸間耦合運(yùn)動(dòng)，飛行品質(zhì)為1級(jí)。C-1～C-10情形(用圓形表示)位于圖9虛線左下方的區(qū)域，表明其舵面破損程度均較輕。這10種情形同時(shí)分布在圖10左下方的區(qū)域，也即p/q與q/p數(shù)值較小的區(qū)域，飛機(jī)軸間耦合運(yùn)動(dòng)幅度均較弱，飛行品質(zhì)與無故障飛機(jī)相同，仍保持為1級(jí)。顯見，輕度的舵面破損對(duì)飛機(jī)飛行品質(zhì)的影響較小。

圖9 不同舵面破損比例系數(shù)的飛行品質(zhì)評(píng)定結(jié)果

圖10 不同特征參數(shù)的飛行品質(zhì)評(píng)定結(jié)果

隨著升降舵或副翼破損程度的增加以及舵面同時(shí)破損，對(duì)應(yīng)C-11～C-23情形(用三角形表示)。這13種情形分布在圖10的中部區(qū)域，其p/q與q/p的數(shù)值相比于C-1～C-10情形的大，軸間耦合運(yùn)動(dòng)幅度相對(duì)較強(qiáng)，因此試驗(yàn)機(jī)難以達(dá)到滿意的任務(wù)完成效果，飛行品質(zhì)降為2級(jí)。

當(dāng)試驗(yàn)機(jī)的舵面進(jìn)一步破損，對(duì)應(yīng)C-24～C-36情形(用正方形表示)。這13種情形分布在圖10右上方的區(qū)域，也即p/q與q/p數(shù)值相對(duì)較大的區(qū)域，飛行員難以完成多軸平顯跟蹤任務(wù)，飛行品質(zhì)降為3級(jí)。

綜上，從舵面無故障到較大程度的破損，試驗(yàn)機(jī)的p/q與q/p增大，軸間耦合運(yùn)動(dòng)幅度增強(qiáng)，飛行品質(zhì)由1級(jí)降低至3級(jí)，也即舵面破損程度的增大使飛機(jī)飛行品質(zhì)變差。

3.1 飛機(jī)飛行品質(zhì)的影響因素

分析試驗(yàn)結(jié)果與駕駛員評(píng)價(jià)后發(fā)現(xiàn)，當(dāng)飛機(jī)的升降舵或副翼破損后，其飛行品質(zhì)的影響因素可分為兩方面：

1) 舵面操縱效能的下降會(huì)影響飛行品質(zhì)。對(duì)比獲評(píng)1級(jí)飛行品質(zhì)的C-4(ke與ka均為0.10)、 獲評(píng)2級(jí)飛行品質(zhì)的C-15(ke與ka均為0.20) 與獲評(píng)3級(jí)飛行品質(zhì)的C-29(ke與ka均為0.30)。顯然，隨著舵面破損比例系數(shù)(ke或ka)增大，舵面操縱效能降低，飛行品質(zhì)等級(jí)下降。多軸平顯跟蹤任務(wù)的目標(biāo)指令變化頻繁且迅速，舵面操縱效能的下降，會(huì)使飛機(jī)的響應(yīng)速度滯后于駕駛員的預(yù)期，增加了跟蹤目標(biāo)指令的難度，使飛機(jī)飛行品質(zhì)等級(jí)下降。

駕駛員的評(píng)價(jià)也印證了這一結(jié)論，C-29等獲評(píng)3級(jí)飛行品質(zhì)的試驗(yàn)組的駕駛員評(píng)價(jià)中，均出現(xiàn)了“舵面操縱響應(yīng)較慢，難以精確跟蹤指令”的描述；獲評(píng)2級(jí)飛行品質(zhì)的C-15等試驗(yàn)組，駕駛員常會(huì)給出“操縱響應(yīng)慢于預(yù)期”的評(píng)價(jià)；而獲評(píng)1級(jí)飛行品質(zhì)的C-4等試驗(yàn)組，均不會(huì)出現(xiàn)操縱響應(yīng)偏慢的評(píng)價(jià)。

2) 飛機(jī)俯仰-滾轉(zhuǎn)軸間耦合運(yùn)動(dòng)幅值的大小也會(huì)影響飛行品質(zhì)。隨著舵面破損程度增大，耦合運(yùn)動(dòng)幅度增強(qiáng)，使飛行員難以準(zhǔn)確預(yù)測飛機(jī)的操縱響應(yīng)，完成多軸平顯跟蹤任務(wù)的難度增大，飛行品質(zhì)等級(jí)下降。

獲評(píng)1級(jí)飛行品質(zhì)的C-1～C-10試驗(yàn)組的駕駛員評(píng)價(jià)指出，雖然駕駛員能夠感受到軸間耦合運(yùn)動(dòng)，但由于其幅值較小，對(duì)跟蹤精度不會(huì)產(chǎn)生顯著的不利影響；獲評(píng)2級(jí)飛行品質(zhì)的C-11～C-23試驗(yàn)組的駕駛員會(huì)給出“有明顯的軸間運(yùn)動(dòng)耦合現(xiàn)象，難以達(dá)到滿意的任務(wù)完成效果”的描述；獲評(píng)3級(jí)飛行品質(zhì)的C-24～C-36試驗(yàn)組的駕駛員評(píng)價(jià)中，均出現(xiàn)了“軸間耦合運(yùn)動(dòng)幅度過大”的描述，執(zhí)行任務(wù)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)常會(huì)發(fā)散。

3.2 舵面破損對(duì)飛行品質(zhì)影響的差異

將僅升降舵或僅副翼在相同破損比例時(shí)的飛行品質(zhì)評(píng)定結(jié)果(表3中的C-1與C-7、C-2與C-18、C-12與C-22)對(duì)比，結(jié)果如圖11所示。

由圖11可見，在相同的舵面破損比例情形下，僅副翼破損時(shí)的飛行品質(zhì)相比于僅升降舵破損時(shí)的差，其原因可從舵面操縱效能下降與軸間運(yùn)動(dòng)耦合幅度兩方面進(jìn)行分析：

圖11 舵面破損對(duì)飛行品質(zhì)影響的差異

1) 由圖4(e)、圖4(f)、圖4(i)與圖4(j)可見，在整個(gè)多軸平顯跟蹤任務(wù)過程中，俯仰角指令處于±5°之間，滾轉(zhuǎn)角指令處于±80°之間，飛機(jī)的俯仰角速度處于-9～18 (°)/s之間，滾轉(zhuǎn)角速度處于-108～88 (°)/s之間。顯然，滾轉(zhuǎn)角指令的變化幅度遠(yuǎn)大于俯仰角指令，滾轉(zhuǎn)角速度的變化幅度也遠(yuǎn)大于俯仰角速度，也即該任務(wù)對(duì)滾轉(zhuǎn)軸機(jī)動(dòng)能力的要求較高，對(duì)俯仰軸機(jī)動(dòng)能力的要求相對(duì)較低。

因此，當(dāng)僅升降舵破損與僅副翼破損的舵面破損比例相同時(shí)，也即俯仰軸與滾轉(zhuǎn)軸操縱效能減小幅度相同時(shí)，副翼破損引起的滾轉(zhuǎn)軸操縱效能的降低對(duì)于任務(wù)完成效果的影響大于升降舵破損引起的俯仰軸操縱效能降低，因此僅副翼破損時(shí)的飛行品質(zhì)相對(duì)較差。

2) 由于任務(wù)中俯仰角速度變化幅度較小，所要求的俯仰軸操縱幅度較小，因此僅升降舵破損時(shí)，由俯仰操縱引起的滾轉(zhuǎn)角速度也較小，飛行品質(zhì)相對(duì)較好；相比之下，僅副翼破損時(shí)，由于該任務(wù)所要求的滾轉(zhuǎn)軸操縱幅度較大，因此由滾轉(zhuǎn)操縱引起的俯仰角速度也較大，對(duì)操縱響應(yīng)特性的影響更加明顯，飛行品質(zhì)相對(duì)較差。

駕駛員的評(píng)價(jià)也印證了上述分析，以C-2(僅升降舵破損)與C-18(僅副翼破損)的駕駛員評(píng)價(jià)為例，C-2情形的駕駛員評(píng)價(jià)為“有輕微的俯仰-滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)，可以通過積極的操縱獲得滿意的跟蹤效果”。而C-18情形的駕駛員評(píng)價(jià)為“飛機(jī)滾轉(zhuǎn)軸響應(yīng)較慢，難以較好地跟蹤滾轉(zhuǎn)角指令，滾轉(zhuǎn)操縱會(huì)引起明顯的俯仰運(yùn)動(dòng)，不利于任務(wù)的完成”。對(duì)比上述評(píng)價(jià)，僅升降舵破損時(shí)，駕駛員未給出飛機(jī)俯仰軸跟蹤能力不足的描述，耦合運(yùn)動(dòng)幅度相對(duì)較小；僅副翼破損時(shí)，駕駛員感受到滾轉(zhuǎn)軸跟蹤能力不足，耦合運(yùn)動(dòng)幅度較大。

綜上，當(dāng)舵面破損比例相同時(shí)，僅副翼破損對(duì)任務(wù)完成效果的影響大于僅升降舵破損，因此飛行品質(zhì)較差。

3.3 舵面破損對(duì)飛機(jī)飛行品質(zhì)的量化影響

由于舵面破損比例系數(shù)對(duì)飛行品質(zhì)的影響與飛機(jī)的構(gòu)型、慣量特性等相關(guān)，因此由圖9得到的飛行品質(zhì)等級(jí)邊界不具有普適性，不對(duì)其邊界進(jìn)行擬合與規(guī)律分析。

由圖10可見，p/q與q/p可以較好地表征舵面破損對(duì)角速率指令式電傳控制飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)的影響。為量化該影響，對(duì)圖10中的飛行品質(zhì)等級(jí)邊界進(jìn)行擬合。

圖10中所有試驗(yàn)組的飛行品質(zhì)特征參數(shù)p/q與q/p均處于兩條正斜率的點(diǎn)劃線之內(nèi)。通過對(duì)C-7、C-10、C-19與C-35 4個(gè)點(diǎn)的飛行品質(zhì)特征參數(shù)進(jìn)行擬合，可得到左邊界的表達(dá)式為

p/q-1.12q/p=35.8

(6)

通過對(duì)C-1、C-2、C-12與C-24 4個(gè)點(diǎn)的飛行品質(zhì)特征參數(shù)進(jìn)行擬合，可得到右邊界的表達(dá)式為

p/q-1.12q/p=22.4

(7)

由于p/q、q/p均與飛機(jī)舵面的破損程度成正比。隨著舵面破損程度的增大，兩種耦合效應(yīng)會(huì)同步增大，也即p/q與q/p具有一定的相關(guān)性，因此各試驗(yàn)組的飛機(jī)特征參數(shù)均處于兩條點(diǎn)劃線之內(nèi)。該線的斜率表征了一架飛機(jī)p/q與q/p之間的固有關(guān)系，對(duì)于不同的飛機(jī)，該線的斜率不同，斜率大小與飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、舵面面積等參數(shù)相關(guān)。

圖10中的虛線為1級(jí)飛行品質(zhì)區(qū)域與2級(jí)飛行品質(zhì)區(qū)域的分界線，通過對(duì)C-2、C-6、C-15與C-18 4個(gè)點(diǎn)的飛行品質(zhì)特征參數(shù)進(jìn)行擬合，可以得到該虛線的表達(dá)式為

p/q+0.87q/p=-19.1

(8)

圖10中的粗點(diǎn)劃線為2級(jí)飛行品質(zhì)區(qū)域與3級(jí)飛行品質(zhì)區(qū)域的分界線，通過對(duì)C-12、C-21、C-25與C-27 4個(gè)點(diǎn)的飛行品質(zhì)特征參數(shù)進(jìn)行擬合，可以得到該粗點(diǎn)劃線的表達(dá)式為

p/q+0.87q/p=-8.4

(9)

式(8)與式(9)均為負(fù)斜率直線，也即為保證飛行品質(zhì)不降級(jí)，要求p/q隨q/p的增大而減小。這是因?yàn)殡S著q/p的增大，作用于俯仰軸的耦合運(yùn)動(dòng)的幅值增大，任務(wù)難度增加，駕駛員需要花費(fèi)更多的精力在俯仰軸操縱上，此時(shí)如果減小p/q的數(shù)值，也即減小了作用于滾轉(zhuǎn)軸的耦合運(yùn)動(dòng)的幅度，減少了駕駛員在滾轉(zhuǎn)軸上需分配的精力，從而使飛行品質(zhì)不發(fā)生降級(jí)。

根據(jù)式(6)～式(9)，當(dāng)算例飛機(jī)升降舵或副翼輕度破損、p/q與q/p滿足

(10)

時(shí)，飛機(jī)舵面操縱效能下降幅度與軸間運(yùn)動(dòng)耦合程度均較小，飛行品質(zhì)等級(jí)與無故障飛機(jī)相同，仍為1級(jí)。

隨著舵面破損程度增大，p/q與q/p滿足

(11)

時(shí)，飛機(jī)舵面操縱效能明顯不足，軸間耦合運(yùn)動(dòng)對(duì)飛行員操縱產(chǎn)生了較大的影響，飛行品質(zhì)由1級(jí)降為2級(jí)。

當(dāng)舵面進(jìn)一步破損，p/q與q/p滿足

(12)

時(shí)，軸間耦合運(yùn)動(dòng)幅值較大，飛行員難以完成既定飛行任務(wù)，飛機(jī)飛行品質(zhì)由2級(jí)降為3級(jí)。

需要強(qiáng)調(diào)的是，飛行品質(zhì)評(píng)定準(zhǔn)則需根據(jù)大量的地面飛行模擬試驗(yàn)、空中飛行試驗(yàn)的結(jié)果制定。因此，式(10)～式(12)并非實(shí)際飛機(jī)飛行品質(zhì)要求的判據(jù)，只作為舵面破損情形下飛機(jī)飛行安全與作戰(zhàn)效能評(píng)估的一種方法與理論參考。

4 結(jié) 論

1) 針對(duì)角速率指令式電傳控制飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)評(píng)定的問題，選取多軸平顯跟蹤作為評(píng)定任務(wù)，建立了舵面破損飛機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)模型，選取p/q與q/p作為表征飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合程度的飛行品質(zhì)評(píng)定參數(shù)，形成了基于任務(wù)的角速率指令式電傳控制飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)的評(píng)定方法。

2) 舵面出現(xiàn)破損故障后，飛機(jī)飛行品質(zhì)等級(jí)的主要影響因素有兩個(gè)：一是舵面操縱效能降低的程度；二是飛機(jī)俯仰-滾轉(zhuǎn)軸間耦合運(yùn)動(dòng)幅值的大小。在相同舵面破損比例的情形下，僅副翼破損時(shí)的飛行品質(zhì)相比于僅升降舵破損時(shí)差。

3) 特征參數(shù)p/q與q/p較好地表征了舵面破損對(duì)角速率指令式電傳控制飛機(jī)軸間運(yùn)動(dòng)耦合飛行品質(zhì)的影響。針對(duì)算例飛機(jī)，當(dāng)舵面破損程度較輕，滿足p/q+0.87q/p<-19.1、22.4

-8.4、22.4