田磊 張宏林 楊文鳳

摘要：滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合是直升機(jī)飛行品質(zhì)試驗(yàn)的重要內(nèi)容。結(jié)合某型直升機(jī)的飛行試驗(yàn)，通過(guò)參數(shù)辨識(shí)及數(shù)值仿真，給出了不同氣動(dòng)參數(shù)下直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應(yīng)結(jié)果，并對(duì)氣動(dòng)參數(shù)對(duì)直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合及飛行品質(zhì)的影響規(guī)律進(jìn)行了分析總結(jié)，對(duì)后續(xù)直升機(jī)品質(zhì)試飛有著重要意義。

關(guān)鍵詞：直升機(jī)；ADS-33E；滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合；參數(shù)辨識(shí)

中圖分類號(hào)：V217+.1

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

D0I：10.19452/j.issn1007-5453.2018.01.063

隨著世界直升機(jī)技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)代直升機(jī)，尤其是軍用直升機(jī)的技術(shù)要求與研究重點(diǎn)，已不單局限于對(duì)飛行性能指標(biāo)的追求，更關(guān)注于直升機(jī)完成任務(wù)的能力與駕駛品質(zhì)。美國(guó)軍用直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范ADS-33E是目前國(guó)際上最新的軍用直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范，該規(guī)范強(qiáng)調(diào)了針對(duì)直升機(jī)的作戰(zhàn)和使用能力考核。滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合指標(biāo)是ADS-33E直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范的一項(xiàng)重要指標(biāo)，對(duì)直升機(jī)進(jìn)入轉(zhuǎn)彎等具有中等傾斜角變化的飛行條件下滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑之間的耦合提出了限制要求。直升機(jī)的滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合過(guò)大，會(huì)使直升機(jī)的精確飛行軌跡控制困難，飛行員必須分散一部分精力去進(jìn)行操縱協(xié)調(diào)，額外地增加了飛行員的工作負(fù)荷，在極端情況下甚至可能會(huì)造成飛行員誘發(fā)振蕩。直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合的研究對(duì)直升機(jī)飛行品質(zhì)具有重要意義。

ADS-33E采用的滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合標(biāo)準(zhǔn)是對(duì)固定翼飛機(jī)要求MIL-H-875B稍作修改后借用而來(lái)，目前，國(guó)內(nèi)對(duì)于固定翼飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合研究已有了一定的成果。但相比固定翼飛機(jī)，直升機(jī)由于本身氣動(dòng)特性的復(fù)雜性，對(duì)于指標(biāo)的測(cè)量和分析存在很多困難，且國(guó)內(nèi)直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合相關(guān)的試驗(yàn)分析和數(shù)據(jù)較少，對(duì)相關(guān)飛行品質(zhì)試驗(yàn)的研究則更為少見。本文主要結(jié)合直升機(jī)實(shí)際飛行試驗(yàn)結(jié)果及數(shù)值分析，對(duì)直升機(jī)不同氣動(dòng)參數(shù)下，滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合的變化規(guī)律進(jìn)行了研究，對(duì)指導(dǎo)直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合的飛行試驗(yàn)具有實(shí)際意義。

1直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合規(guī)范要求

ADS-33E規(guī)范對(duì)直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合提出了具體的考核方式與指標(biāo)要求。滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合的考核包括兩部分內(nèi)容：傾斜角振蕩和轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)。傾斜角振蕩主要考核直升機(jī)轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)過(guò)程中姿態(tài)的振蕩幅值φosc/φav不超出規(guī)定要求。φosc/φav定義為：

轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)則要求單一橫向操縱輸入下，不應(yīng)引起過(guò)大的側(cè)滑，|△β/φ1|指標(biāo)應(yīng)滿足規(guī)范要求。具體的參數(shù)定義如圖l所示。

圖1中，φ，p，β，δAS為相對(duì)于配平狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角、角速率、側(cè)滑角、橫向操縱位置的變化量；△β為在時(shí)間tAB內(nèi)發(fā)出一個(gè)滾轉(zhuǎn)操縱指令之后，側(cè)滑角的最大變化量；tAB為6s或Td/2中較小者；tAB是對(duì)于向右的指令，側(cè)滑中的橫-航向振蕩達(dá)到第n個(gè)局部最大值的時(shí)間；ψpb為p比β超前相位；ψB為相位角，表示為側(cè)滑中橫-航向振蕩的余弦表達(dá)式（相位）滯后，其中：ψB=-360tnβ/Td+（n-l）360°，n與上述tnβ中數(shù)值一致；Td為振蕩響應(yīng)周期。

另外，ADS-33E按照響應(yīng)類型的不同提出了不同的飛行試驗(yàn)要求。直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合的飛行試驗(yàn)考核分為速率響應(yīng)類型和姿態(tài)響應(yīng)類型，針對(duì)不同的響應(yīng)類型需采取不同的操縱輸入方式，通常對(duì)于速率響應(yīng)類型采用脈沖輸入，對(duì)于姿態(tài)響應(yīng)類型則采用階躍輸入。

2滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應(yīng)模型和驗(yàn)證

2.1響應(yīng)模型

對(duì)于姿態(tài)響應(yīng)系統(tǒng)，在橫向單軸輸入的條件下，直升機(jī)橫側(cè)運(yùn)動(dòng)方程可寫為：式中：v為側(cè)向速度，φ為傾斜角，△Wx為橫向操縱位移；Lv，Lφ，Lp，Lwx分別為滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)側(cè)向速度、滾轉(zhuǎn)角速度、傾斜角和和橫向操縱位移的導(dǎo)數(shù)；Yv為側(cè)向力對(duì)側(cè)向速度的導(dǎo)數(shù)。經(jīng)拉氏變換后可求得滾轉(zhuǎn)姿態(tài)變化和側(cè)向速度的傳遞數(shù)：

整理可得：

其中：

由直升機(jī)的飛行軌跡定義可得直升機(jī)側(cè)滑角為：式中：β為側(cè)滑角，V為真空速。

2.2響應(yīng)模型的驗(yàn)證

為確保響應(yīng)模型的可靠性，通過(guò)直升機(jī)真實(shí)飛行試驗(yàn)結(jié)果對(duì)響應(yīng)模型進(jìn)行驗(yàn)證。試驗(yàn)以某型直升機(jī)為試驗(yàn)機(jī)，進(jìn)行前飛滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合飛行試驗(yàn)。該型機(jī)安裝有數(shù)字式飛控系統(tǒng)，通過(guò)將傳感器采集的飛行員操縱指令、直升機(jī)響應(yīng)等信號(hào)傳遞給控制計(jì)算機(jī)，由控制計(jì)算機(jī)處理后控制主、尾槳舵機(jī)和平尾舵機(jī)運(yùn)動(dòng)，最終將指令傳遞到主、尾槳葉和平尾等操縱面，實(shí)現(xiàn)對(duì)直升機(jī)飛行狀態(tài)的控制。在該直升機(jī)的飛控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)過(guò)程中，采用了姿態(tài)控制/姿態(tài)保持（ACAH）及速率控制/姿態(tài)保持（RCAH）響應(yīng)類型設(shè)計(jì)。本文進(jìn)行的試驗(yàn)結(jié)果及分析均是基于ACAH響應(yīng)類型來(lái)進(jìn)行。

選取試驗(yàn)飛行高度為海拔高度lkm，操縱輸入方式為直升機(jī)穩(wěn)定前飛時(shí)的橫向左、右壓桿階躍操縱輸入，動(dòng)作輸入時(shí)間為0.2s，幅值為2～3cm。試驗(yàn)過(guò)程中可通過(guò)改變幅值來(lái)獲得不同的姿態(tài)變化量。為了獲得穩(wěn)定的姿態(tài)角，動(dòng)作時(shí)間一般選擇保持10～12s。通過(guò)對(duì)試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行辨識(shí)和仿真，得到直升機(jī)的響應(yīng)如圖2所示。

由圖2可以看出，根據(jù)響應(yīng)模型辨識(shí)出的響應(yīng)曲線與直升機(jī)原始數(shù)據(jù)曲線基本一致，說(shuō)明辨識(shí)模型可以真實(shí)有效地模擬直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應(yīng)。

3氣動(dòng)參數(shù)對(duì)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應(yīng)特性的分析

由系統(tǒng)傳遞函數(shù)式（5）、式（6）可知，直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑響應(yīng)同時(shí)受到Lv，Lφ，Lp，LWx等多個(gè)參數(shù)的影響。但直升機(jī)橫滾與側(cè)滑響應(yīng)區(qū)別主要受側(cè)向力導(dǎo)數(shù)Yv影響，且Yv在響應(yīng)方程中同時(shí)影響傳遞函數(shù)的多個(gè)系數(shù)，對(duì)直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合影響較大。本文以通過(guò)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證的傳遞函數(shù)模型為基準(zhǔn)，在不改變其他參數(shù)的前提下，通過(guò)改變Yv得到不同參數(shù)的直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑響應(yīng)曲線，結(jié)果如圖3所示。根據(jù)直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合考核指標(biāo)，對(duì)不同Yv下直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應(yīng)進(jìn)行分析。

由圖3分析可知，Yv=-7.25時(shí)，直升機(jī)滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角波動(dòng)較大，傾斜角振蕩明顯，滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合結(jié)果較差。隨著|Yv|減小、直升機(jī)系統(tǒng)阻尼增大，橫滾、側(cè)滑振蕩得到明顯的抑制，但系統(tǒng)響應(yīng)幅值明顯增大，滾轉(zhuǎn)周期延長(zhǎng)。Yv=-7.05時(shí)，直升機(jī)滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角基本無(wú)明顯波動(dòng)，橫向振蕩基本消失，系統(tǒng)無(wú)明顯的振蕩響應(yīng)。根據(jù)ADS-33E規(guī)范要求，當(dāng)系統(tǒng)響應(yīng)沒(méi)有明顯的振蕩時(shí)，表明直升機(jī)響應(yīng)已經(jīng)完全滿足了規(guī)范的符合性，無(wú)須進(jìn)行具體的指標(biāo)評(píng)價(jià)。當(dāng)Yv=-6.95時(shí)，直升機(jī)滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角響應(yīng)幅值顯著增大，且在試驗(yàn)時(shí)間范圍內(nèi)無(wú)明顯穩(wěn)定的趨勢(shì)，持續(xù)向外發(fā)散。不同Yv下直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應(yīng)的主要參數(shù)見表1，指標(biāo)評(píng)價(jià)結(jié)果如圖4所示。

由表1及圖4可以得出，隨著|Yv|減小，直升機(jī)橫向振蕩指標(biāo)φac/φav減小，轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)指標(biāo)|△β/φ1|基本不變，滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合的定量評(píng)價(jià)指標(biāo)總體得到改善。即在試驗(yàn)樣機(jī)參數(shù)條件下隨著|Yv|減小，直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合品質(zhì)越好。但從響應(yīng)曲線可以看出，當(dāng)|Yv|過(guò)小時(shí)，直升機(jī)的姿態(tài)響應(yīng)已出現(xiàn)變形，姿態(tài)響應(yīng)已無(wú)法滿足ADS-33E規(guī)定的姿態(tài)控制6s內(nèi)達(dá)到穩(wěn)定的響應(yīng)要求，且側(cè)滑角出現(xiàn)明顯的增大發(fā)散現(xiàn)象，不滿足直升機(jī)基本的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎響應(yīng)要求。說(shuō)明隨著|Yv|的改變，對(duì)直升機(jī)整體飛行品質(zhì)有著顯著的影響。為了明確該影響，對(duì)不同Yv下的直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑響應(yīng)的穩(wěn)定裕度進(jìn)行了分析，結(jié)果如圖5及表2所示。

由不同Yv下直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑響應(yīng)的穩(wěn)定裕度結(jié)果可以看出，當(dāng)|Yv|>7.05時(shí)，隨著|Yv|減小，直升機(jī)系統(tǒng)阻尼比明顯增大，穩(wěn)定裕度增大，幅值帶寬增大，相位延遲減小，整體飛行品質(zhì)得到改善。當(dāng)|Yv|<7.05時(shí)，隨著|Yv|減小，直升機(jī)相頻曲線在低頻段出現(xiàn)下降，直升機(jī)相位裕度降低，導(dǎo)致直升機(jī)低頻操縱飛行品質(zhì)出現(xiàn)降級(jí)，影響飛行品質(zhì)整體評(píng)價(jià)結(jié)果。由分析結(jié)果可知，側(cè)向力對(duì)側(cè)向速度的導(dǎo)數(shù)Yv必然存在一個(gè)最優(yōu)解，使直升機(jī)的整體品質(zhì)評(píng)價(jià)達(dá)到最優(yōu)，此時(shí)直升機(jī)滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角響應(yīng)能夠較快地達(dá)到穩(wěn)定且無(wú)明顯的振蕩響應(yīng)，同時(shí)直升機(jī)具有較大的穩(wěn)定裕度，且直升機(jī)響應(yīng)合理。由系統(tǒng)傳遞函數(shù)可知，Yv最優(yōu)解的具體大小受直升機(jī)多個(gè)氣動(dòng)參數(shù)的影響，試驗(yàn)樣機(jī)在Yv=7.05附近達(dá)到最優(yōu)。

4結(jié)論

本文基于實(shí)際飛行試驗(yàn)與模型數(shù)值仿真結(jié)果，通過(guò)對(duì)直升機(jī)的滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應(yīng)的研究可以得到以下結(jié)論：

（1）對(duì)直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應(yīng)傳遞的函數(shù)模型進(jìn)行了驗(yàn)證，所得的響應(yīng)曲線與理論模型具有很好的一致性。

（2）通過(guò)數(shù)值分析，對(duì)不同Yv下的直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應(yīng)的飛行品質(zhì)進(jìn)行了分析，給出側(cè)向力對(duì)側(cè)向速度的導(dǎo)數(shù)Yv對(duì)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合影響的規(guī)律。同時(shí)，通過(guò)對(duì)不同Yv下滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應(yīng)及穩(wěn)定裕度的飛行品質(zhì)分析，明確了Yv對(duì)直升機(jī)飛行品質(zhì)的影響，給出了適應(yīng)于當(dāng)前參數(shù)狀態(tài)的Yv的最優(yōu)解。

為消除氣動(dòng)參數(shù)的交叉影響，本研究?jī)H對(duì)Lv，Lφ，Lp，LWx等參數(shù)不變的情況下，Yv對(duì)直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合響應(yīng)的影響進(jìn)行了分析。其他參數(shù)對(duì)直升機(jī)滾轉(zhuǎn)側(cè)滑耦合的影響以及Yv的最優(yōu)解與其他參數(shù)之間的關(guān)系有待進(jìn)一步研究。