直升机螺旋模态试飞方法研究

曹嘉旻, 尹建峰, 林建, 高文权

(1.中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089;2.中国飞行试验研究院 试飞员学院, 陕西 西安 710089;3.总参陆航部试飞大队, 北京 101104)

直升机螺旋模态试飞方法研究

曹嘉旻1, 尹建峰2, 林建3, 高文权2

(1.中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089;2.中国飞行试验研究院 试飞员学院, 陕西 西安 710089;3.总参陆航部试飞大队, 北京 101104)

螺旋模态是直升机前飞状态下的固有模态,是直升机设计定型试飞中必须进行评定的科目,目前对该模态的评定已有相应的试飞方法。随着直升机飞控系统的不断升级和提高、飞行员操纵习惯的改变以及所执行任务的不同等情况,现有试飞方法已不能满足对直升机螺旋模态特性的评定。通过研究直升机的使用背景,针对不同飞控系统、飞行员操纵习惯以及飞行员执行的任务科目,给出了一种全新的试飞评定方法。

直升机; 使用背景; 螺旋模态; 试飞方法

0 引言

螺旋模态是直升机的固有模态之一,是一种非周期的滚转和偏航耦合运动,是指直升机在自身作用下滚转角逐渐增大、盘旋半径逐渐减小、高度不断下降的螺旋飞行状态。该模态是一种慢变的飞行模态,一般情况下发散所需时间为20～40 s。GJB902-90和美军标 ADS-33E中针对该模态都有明确的指标要求。本文将从研究原有试飞方法和使用任务入手,得出一种全新的可以直接应用于后续直升机使用任务评估的直升机螺旋模态试飞方法。

1 原有试飞方法及背景分析

1.1 国内试飞方法

国内在进行直升机螺旋模态等级评定时惯用的方法是:选择一个常用的飞行状态点,飞行员稳定配平后,进行横向周期变距杆的脉冲操纵动作,动作完成后飞行员固持操纵一段时间,数据处理时采用参数辨识方法,所选用的模型为横航向4阶小扰动线化模型,具体模型为:

(1)

其中:

X=[Vprφ]T,U=Wx

式中:A为直升机模型中的气动导数阵;B为直升机模型中的操纵导数阵。矩阵中带下标的符号表示待辨识的参数：V为侧向速度;p为滚转角速度;r为偏航角速度;φ为滚转角;θ为俯仰角;Wx为横杆操纵量。

在运用参数辨识方法获得矩阵A中的参数后,求取矩阵A的特征值,其中较小的实根就是表示螺旋模态的特征根,通过该特征根可以给出螺旋模态的评定等级。

1.2 国外试飞方法

国外在进行直升机螺旋模态等级评定时采用的方法是:选择一个常用的飞行状态点,飞行员稳定配平后,使直升机产生20°的稳定滚转角并保持配平速度,然后将横向周期变距杆恢复至配平位置并固持操纵一段时间,观察滚转角的变化,用以判断螺旋模态的评定等级[1]。

1.3 使用背景分析

螺旋模态可能出现的3种情况分别为阵风响应、盘旋和盘旋改出。飞行员的飞行状态可以分为全注意力飞行和分散注意力飞行:在全注意力飞行时由于该模态是慢变模态,因此飞行员会自行改出,但同时会增加飞行员的工作负荷,比如某武装直升机在进行瞬态转弯时,如果在相应的滚转角下螺旋模态是发散的,那么飞行员需要增加相应的工作负荷;在分散注意力飞行时,飞行员没有把全部精力用在维持直升机的状态上,这时可能导致任务失败,比如某舰载直升机在区域导航模式下进行长时间的低空水上飞行,如果发生螺旋发散而飞行员没有注意到,那么可能导致直升机触水。

通过上述分析可以看出:

国内针对直升机螺旋模态特性评定的试飞方法只考核直升机受到扰动后的螺旋稳定性,是依照阵风响应这个使用背景产生的,主要是为了确认直升机在受到阵风响应后的螺旋模态稳定性。运用该方法进行考核是必要的，但是显然不够全面。

国外试飞方法针对直升机螺旋模态特性评定选取了20°的稳定滚转角,是依照起落航线中盘旋改出这个使用背景来进行设计的,因为一般在完成仪表飞行规则的起落航线闭环任务时,飞行员习惯的滚转角为20°,而按照仪表飞行规则进行飞行也是直升机最常见的闭环任务。也就是说,用这一方法所得结果还可以评估仪表飞行规则等任务的飞行员工作负荷。

2 新的试飞评定方法

随着直升机飞控系统的改进和更新,直升机的操纵响应发生了很多变化。一些新增的功能,如保持功能和操纵功能等,也使飞行员的操纵习惯以及直升机所执行的任务发生了相应的变化。这些变化或多或少会对直升机螺旋模态评定造成影响。下面将针对产生螺旋模态的3种情况,给出改进后的试飞方法。

2.1 阵风响应考核

现代直升机都装有自动驾驶仪,而自动驾驶仪都有姿态保持模态,可以保证直升机在受到一定扰动后恢复至原有姿态,并且可以有效降低轴间耦合响应。图1为某型武装直升机在姿态保持功能接通的状态下进行的阵风响应螺旋模态特性试验结果。

图1 阵风响应评定结果Fig.1 Results of gust response assessment

从图1中可以看出,直升机以135 km/h的速度配平飞行时,受到横向扰动所引起的滚转角在3～4 s内恢复至配平状态,因此该状态下的螺旋模态是稳定的,并且该模态将不会影响飞行员执行相关闭环任务科目(如夜间飞行任务)。然而从图中可以看出，速度和高度都有明显的变化,在执行相关闭环任务时如果受到扰动,将会增加飞行员的工作负荷。因此建议飞行员执行相关任务时,在建立航线以后开启高度和速度保持功能,这样在受到此类阵风扰动时将有效减少飞行员的工作负荷。

此外,在数据处理方面不推荐使用参数辨识方法来获得直升机螺旋模态的评定等级。原因有两点:(1)参数辨识方法是建立在小扰动假设基础上的,因此模拟较大的阵风扰动是不适用的;(2)参数辨识方法对于数据的要求是非常高的,而飞控系统的解耦能力使得单轴扰动只能引起本轴相关参数响应,而其余参数响应较小(如图1中横向脉冲只能引起滚转角速度响应，而偏航角速度响应较小),这种情况对于上述参数辨识方法来说是不利的。此外参数辨识是一项耗时耗力的工作,因此这里推荐能快速有效地给出结论的滚转角观测法。

滚转角观测法[2]是直接观察激励动作后的滚转角变化,若存在发散趋势则利用下述公式进行倍幅时间计算。

T2=0.693(t2-t1)/In(φ1/φ2)

(2)

式中:φ1,φ2为脉冲过后的两个滚转角;t1,t2为对应的时间。

2.2 盘旋考核

对于现代直升机来说,获得滚转角通常有3种方法:运用比普操纵按钮、运用杆加比普操纵和运用杆释放按钮加杆操纵。其中后两种方法可以用于快速获得较大的滚转角。此外,直升机的操纵响应形式不同,获得滚转角的动作也不同,如RC操纵响应要获得滚转角应使用脉冲动作,而AC操纵响应则需要使用阶跃动作,在获得滚转角后飞行员松杆即可。而滚转角的选择则可以联系相关的闭环任务进行,最后通过观察滚转角的变化情况判断螺旋模态的等级。

图2为某海军直升机进行螺旋模态特性试飞的试飞结果,可以看出螺旋模态为中性稳定,因此螺旋模态不会影响相关闭环任务(如长时间的小角度盘旋)。另外所采用的激励方式为按压杆释放按钮的脉冲操纵,这是由于该机的操纵响应为RC操纵响应,并且该机的闭环任务当中包含长时间的滚转角为6°～8°的稳定盘旋动作,因此在进行该试验时需要试飞员通过脉冲动作激发的滚转角为6°～8°。

从图2中还可以看出,在改变滚转角后直升机的高度在慢慢下降,因此在执行该任务时为了维持原有高度会对飞行员带来相应的工作负荷。

图2 盘旋进入评定结果Fig.2 Results of spirals entry assessment

2.3 盘旋改出考核

考核改出盘旋动作的螺旋模态,首先是稳定平飞,然后形成相应滚转角,之后将直升机改平,观察直升机的滚转角变化,滚转角的选择也可以联系相关的闭环任务科目。

图3为某型直升机的试验结果。从图中可以看出,该机的螺旋模态是稳定的,因此螺旋模态不会影响相关的闭环任务(起落航线飞行)。另外速度和滚转角的选择均来源于仪表飞行规则的起落航线闭环任务科目。

从图3中还可以看出,在改变滚转角后直升机的高度和速度在慢慢上升,因此在执行该任务时为了维持原有高度和速度会对飞行员带来相应的工作负荷。

图3 盘旋改出评定结果Fig.3 Results of spiral recovering assessment

3 结束语

本文通过研究直升机螺旋模态试飞方法,结合现代直升机飞控系统的特点、飞行员操纵习惯以及所执行任务的情况给出了全新的螺旋模态评定方法。该方法不但可以全面地评定直升机的螺旋模态特性,而且所提供的试飞数据还可以提前预估相关闭环任务的飞行员工作负荷,为后续闭环任务试验提供真实合理的数据支持。

直升机螺旋模态是一个慢变模态,考核它的目的不仅仅在于考核该模态稳定与否,更重要的是通过试验为相关闭环任务提供一定的数据支持。因此研究使用任务科目并将这些科目进行合理分解,然后运用分解结果为开环试验提供相应的试验方法和条件,将成为研究直升机规范背景的一个重要研究方向,而这个方向的研究成果将为后续研制新的直升机规范提供有力的数据支持。

[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.

(编辑：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;

时间:2015-06-24 15:03

曹嘉旻(1985-)，男，江西南昌人，工程师，硕士，研究方向为直升机飞行品质。

V212.4

A

1002-0853(2015)05-0447-04