電傳飛機極限環振蕩問題及解決措施研究

張 坤，崔彥勇，裴登洪，張羽白

（航空工業洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

飛機飛行中受到氣流環境或其他因素的擾動，會出現對應軸向的響應，正常情況下，該響應因飛機具有穩定性會使其趨于消失，但在飛行中發現，飛機會出現無指令輸入、不收斂的小幅值自激振蕩現象，簡稱極限環振蕩（Limit Cycle Oscillations）。極限環振蕩會導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術性能的發揮，嚴重情況甚至會給飛機飛行安全帶來威脅。

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

1 飛行品質要求

飛機要獲得滿意的飛行品質，極限環振蕩幅值需要滿足GJB 185-1986 和GJB 2874-1996 中關于剩余振蕩的要求：“在平靜大氣中，任何持續的剩余振蕩不應該妨礙駕駛員完成各項任務，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，對于要求精確姿態操縱的戰斗飛行階段，俯仰姿態的振蕩不得大于±0.17°。 ”

2 國內外情況

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生過俯仰方向的極限環振蕩。圖1 所示為兩個狀態點的極限環俯仰振蕩飛行曲線，該問題一直持續困擾B-1 飛機，后來通過在系統中引入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，發生幅值±0.02g、頻率1.4 Hz 的極限環俯仰振蕩。1992年9 月低空高速水平飛行，發生幅值±0.1g、頻率1～1.6Hz 俯仰振蕩；機動轉彎飛行，發生幅值±0.2g 俯仰振蕩。 1994 年 6 月，發生幅值±0.3g、頻率 1.6Hz 俯仰振蕩。 極限環俯仰振蕩情況如圖2 所示。 該問題在長期攻關后也未完全解決，后續飛行通過縮小包線，實施邊界保護，避免飛行中出現極限環振蕩。

圖2 B-2 轟炸機的極限環俯仰振蕩

3 電傳飛機極限環振蕩案例

某型電傳飛機出現高亞聲速區平飛狀態下的極限環俯仰振蕩，法向過載振蕩幅值約±0.2g，周期約3s。 典型平飛加速飛行數據曲線如圖3 所示，8km 平飛加速至0.9M，可以看出在馬赫數大于約0.8M 后出現非指令性、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規律性持續等幅振蕩，符合極限環俯仰振蕩特征。

圖3 平飛加速極限環俯仰振蕩飛參數據曲線

4 飛機極限環振蕩分析

典型電傳飛機利用飛機運動信息反饋進行閉環控制，能夠實現縱向放寬靜安定性控制，飛行員的操縱桿量直接對應的是飛機的運動量，控制回路示意圖如圖4 所示。縱向控制律根據傳感器實時測量的飛機響應參數，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，平尾舵面偏轉產生氣動力對飛機的俯仰響應進行控制[2]。

圖4 電傳飛機操縱系統回路示意圖

為研究飛機極限環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回路各環節特性，即從氣動特性、平尾傳動機構非線性和飛控系統非線性等方面進行研究，對飛機俯仰控制的相關環節進行梳理，極限環俯仰振蕩產生的相關因素可能包括：

1） 極限環俯仰振蕩現象常與飛行馬赫數關系明顯，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） 控制系統非線性，平尾作動器對平尾控制指令的響應精度不足或響應滯后；

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

根據上述分析，對涉及到的氣動特性、縱向傳動非線性對飛機閉環響應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。

4.1.2 平尾操縱效率

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

圖5 干凈構型0.2g 所需平尾偏度

從圖5 可以看出，馬赫數大于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。

根據上述分析，飛機縱向俯仰振蕩出現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

上述特點使得飛機在縱向中立安定區時的響應受平尾控制非常敏感，導致平尾傳動機構間隙、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在兩個方面：

1） 平尾作動器對平尾指令的響應精度

作動器測量元件具有死區特性、放大元件具有飽和特性、執行元件兼有死區和飽和特性、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，會使作動器的響應門限、滯環偏大，導致作動器響應與預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精度

操縱面間隙作為一種常見的結構非線性，是由飛機設計、制造、裝配等眾多環節所產生，機械傳動過程中由于零件表面質量、裝配應力等因素也必然會產生一定的摩擦力。

本節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，總結縱向控制傳動非線性最終體現在實際平尾舵面響應與操縱指令的相位滯后及幅值響應變形。為盡可能真實模擬此類非線性特性，在地面試驗中通過調整作動器參數及系統采集方法測試其對極限環俯仰振蕩的影響。

地面鐵鳥閉環時域測試中，在平尾作動器存在較大非線性時，飛機干凈構型8km，0.8M 平飛狀態出現極限環俯仰振蕩現象，調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、系統試驗器平尾采集頻率低時，飛機呈現明顯的極限環俯仰振蕩特性，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：使用優化后的作動器，傳動非線性小，飛機時域響應無規律性俯仰振蕩，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俯仰振蕩的影響，試驗環境同上述c 條，更改測試狀態點至8km，0.6M 狀態，測試結果對比如圖7 所示。 飛機在0.6M 時無明顯規律性俯仰振蕩，法向過載存在小幅不規律擺動，約0.01～0.02g，判斷為正常試驗噪聲導致的響應波動，飛機法向過載響應波動幅值明顯小于0.8M 狀態。

圖7 不同狀態點的鐵鳥時域曲線

4.2.3 小結

綜合本節分析可以看出：

1） 飛機縱向傳動非線性特性對飛機極限環俯仰振蕩影響明顯，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極限環俯仰振蕩。

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

5 案例論證

針對2.1 節高亞聲速平飛極限環俯仰振蕩案例，在完成平尾傳動機構非線性優化后進行了專項飛行驗證，試飛結果表明：飛機低、中、高空大速度平飛俯仰振蕩現象基本消失，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俯仰振蕩問題得到解決，典型飛行數據曲線如圖8 所示。

圖8 平尾傳動機構優化后干凈構型平飛加速飛行曲線

6 結語

文章通過對飛機極限環俯仰振蕩問題的機理分析，總結飛機出現極限環俯仰振蕩的原因主要為飛機系統閉環回路中存在的非線性因素，包括傳動中的摩擦、死區、間隙等因素都可能引起極限環振蕩。飛機本身的靜不穩定性也可能增強極限環振蕩。極限環俯仰振蕩會影響飛機飛行品質，同時還會進一步提高舵面控制精度要求，導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，否則易出現極限環振蕩。