摘 要：直升機縱向長周期模態(tài)是直升機前飛狀態(tài)下的固有飛行模態(tài)，是指直升機受到擾動后呈現(xiàn)出的速度和迎角的周期振蕩運動，在相關(guān)的飛行品質(zhì)規(guī)范中對該模態(tài)有明確的指標(biāo)要求，是新型直升機調(diào)整試飛和設(shè)計定型試飛中必須要進行的試飛科目之一。然而有關(guān)該模態(tài)的相關(guān)背景信息卻鮮為人知。文章首先給出了該模態(tài)的規(guī)范要求，然后通過該模態(tài)的由來對相關(guān)規(guī)范要求的背景進行了分析，最后通過這些背景分析，給出了兩種不同的試飛方法、數(shù)據(jù)處理方法和相關(guān)的注意事項。

關(guān)鍵詞：直升機；縱向長周期模態(tài)；試飛方法；規(guī)范背景

引言

前飛狀態(tài)下的直升機縱向長周期模態(tài)也稱浮沉運動，它是由直升機的速度穩(wěn)定性和迎角不穩(wěn)定性決定的，當(dāng)直升機的速度增大時，速度穩(wěn)定性使直升機上仰、減速上升，迎角不穩(wěn)定性使直升機因上升而低頭，進而導(dǎo)致加速下沖，再由速度穩(wěn)定性導(dǎo)致上仰、減速、上升，呈現(xiàn)速度、高度和姿態(tài)的周期變化[1]。

對于該模態(tài)飛行品質(zhì)規(guī)范GJB902-1990要求如下：

等級1：對于周期大于20s的振蕩，必須是穩(wěn)定的；當(dāng)周期小于20s時，振蕩阻尼比應(yīng)大于0.1。

等級2：對于周期大于10s的振蕩，允許有輕微的不穩(wěn)定，但倍幅時間不得小于10s；對于周期小于10s的任何振蕩，必須是穩(wěn)定的。

等級3：對于周期大于5s的任何振蕩，其發(fā)散倍幅時間不應(yīng)小于3.5s；當(dāng)周期小于5s時，必須是穩(wěn)定的。

美軍標(biāo)ADS-33E有關(guān)縱向模態(tài)的要求如下：縱向中等周期響應(yīng)特性要求適用低于帶寬頻率的所有頻率。只要座艙操縱機構(gòu)脈沖輸入之后任何振蕩模態(tài)的有效阻尼比不小于ζ=0.35。

集中注意力飛行：中等周期響應(yīng)應(yīng)滿足圖1的限制要求。

分散注意力飛行：等級1：要求所有頻率的響應(yīng)都應(yīng)穩(wěn)定并且有效阻尼比不小于ζ=0.35，其余等級同圖1。

1 規(guī)范背景研究

前飛狀態(tài)下的縱向長周期模態(tài)是英國人蘭切斯特最先發(fā)現(xiàn)的，當(dāng)時他是通過理論計算發(fā)現(xiàn)固定翼飛機受擾后飛機得速度和迎角會隨著時間周期振蕩，于是他將他的計算結(jié)果和飛行員進行了溝通，然而，奇怪的是沒有一個飛行員遇到過縱向長周期振蕩模態(tài)這一現(xiàn)象，那么是什么原因?qū)е嘛w行員們從來沒有遇到過這一振蕩模態(tài)呢。一個很重要的原因就是當(dāng)時的飛機還比較落后，飛行員在執(zhí)行任何任務(wù)時都需要集中注意力飛行即目視握桿飛行，而縱向長周期模態(tài)的振蕩周期較長響應(yīng)較為緩慢，因此，在振蕩初期飛行員就已經(jīng)發(fā)現(xiàn)了偏離平衡位置的趨勢并進行了干預(yù)，阻止了該模態(tài)繼續(xù)發(fā)展下去，因此大多數(shù)飛行員都沒有遇到過長周期振蕩模態(tài)這一現(xiàn)象。

然而隨著飛控系統(tǒng)的發(fā)展，飛行器開始有了自動駕駛儀等輔助飛行設(shè)備，這就使得飛行員可以進行分散注意力飛行，因此對于需要長時間執(zhí)行穩(wěn)定直線平飛任務(wù)的直升機需要進行長周期模態(tài)的考核，這也就是GJB902-1990當(dāng)中只有ⅡШ類直升機才需要進行該模態(tài)考核的原因。

美軍標(biāo)ADS-33E是目前最先進的直升機飛行品質(zhì)規(guī)范，從圖1可以看出在集中注意力飛行時對于大于12s的振蕩模態(tài)，等級1允許該模態(tài)發(fā)散，因此相對于GJB902-1990美軍標(biāo)ADS-33E關(guān)于直升機前飛狀態(tài)下的縱向長周期模態(tài)的要求是降低了的，而在分散注意力飛行狀態(tài)下的要求確又高于GJB902-1990，那么為什么會有這樣的規(guī)定呢？通過查閱ADS-33E試驗指導(dǎo)可以知道，有關(guān)該模態(tài)的計算參數(shù)只需要俯仰角速度而沒有縱向速度[2]，這實際上是在暗示滿足該條規(guī)范要求的直升機在真實的飛行中是不會出現(xiàn)縱向長周期振蕩模態(tài)的。

保證直升機具備這一能力的當(dāng)然是飛行控制系統(tǒng)，現(xiàn)代直升機的飛行控制率設(shè)計大部分采用控制增穩(wěn)方式，并且都有姿態(tài)保持功能，此外隨著飛行控制系統(tǒng)的進一步提高尤其是電傳飛控系統(tǒng)的出現(xiàn)，直升機的飛控權(quán)限得到進一步提高，因此通過飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計可以解決直升機穩(wěn)定性的問題，從而在一般的陣風(fēng)擾動下直升機不會出現(xiàn)縱向長周期模態(tài)，這也是該條規(guī)范在美軍標(biāo)ADS-33E中被命名為操縱輸入的中等周期響應(yīng)的主要原因。

2 試飛方法

下面首先介紹考核縱向長周期模態(tài)相關(guān)規(guī)范要求的兩種試飛方法、數(shù)據(jù)處理方法，然后介紹基于規(guī)范背景分析的相關(guān)注意事項。

方法一：首先選擇需要考核的試驗狀態(tài)，一般情況下后重心、大重量是最為嚴苛的考核狀態(tài)，然后選擇所需考核的速度、高度，一般情況下根據(jù)該架直升機的典型任務(wù)剖面進行選擇，如某型直升機的任務(wù)典型任務(wù)剖面中包含長時間的海高1000米平飛飛行，那么在飛行試驗時，就應(yīng)該選擇在該高度進行。

在滿足了上述條件之后，直升機進行穩(wěn)定直線配平飛行，然后試飛員進行一個縱向座艙脈沖操縱輸入用于模擬縱向陣風(fēng)響應(yīng)，脈沖結(jié)束后保持15～20s，如果在保持過程中直升機由于氣動耦合導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)角或偏航角的變化則可以使用橫向或航向操縱抑制該氣動耦合響應(yīng)，最后改出當(dāng)前狀態(tài)，進行下一個動作的準備工作，如此重復(fù)4-6次上述試飛動作，為該模態(tài)的飛行試驗提供足夠的數(shù)據(jù)樣本量。

圖2是縱向座艙操縱脈沖動作的示意圖，其中的脈沖幅值和動作時間都可以根據(jù)直升機的響應(yīng)作調(diào)整，一般如果響應(yīng)較小沒有激發(fā)出理想的效果則可以增加該脈沖的幅值或者脈沖時間，如果響應(yīng)過大則可以對脈沖的幅值或者脈沖時間進行相應(yīng)的減少。

試驗所需要的測試數(shù)據(jù)有：速度、高度、重量、座艙縱向操縱位移、橫向操縱位移、航向操縱位移、總矩操縱位移、滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度、縱向過載、橫向過載、法向過載、滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、迎角、側(cè)滑角。

獲得試飛數(shù)據(jù)之后采用時域參數(shù)辨識方法對試飛數(shù)據(jù)進行處理，由于在試飛動作中通過橫航向操縱抑制了縱橫向的氣動耦合現(xiàn)象因此可以采用縱、橫向解耦的四階小擾動方程（1），計算獲得A陣中的未知系數(shù)，相關(guān)的時域參數(shù)辨識方法有很兩種，最小二乘法、最大似然法[3]，這里就不具體介紹了，最后求取該矩陣A的特征值，其中的長周期振蕩特征值就表示縱向長周期模態(tài)，根據(jù)該特征根的周期和頻率就可以對直升機的縱向長周期模態(tài)進行等級評定。

方法二：試驗條件同方法1，在滿足試驗條件后試飛員操縱直升機穩(wěn)定配平直線飛行，然后推桿或拉桿使空速增加或減少10km/h，之后將縱桿帶回配平位置固持所有操縱并觀察直升機響應(yīng)，或者在遇到縱橫向耦合時，采用縱橫向操縱抑制橫航向響應(yīng)并觀察直升機的縱向通道響應(yīng)。最后通過觀察空速變化判斷該模態(tài)是否收斂，如果收斂則采用峰值比法給出周期和阻尼比并對該模態(tài)進行等級評定。

圖3為某型直升機的長周期模態(tài)試驗結(jié)果，從試驗結(jié)果可以看出該模態(tài)的振蕩周期為10～14s，瞬態(tài)峰值比為0.5（點1比點2），查圖4 可知該模態(tài)的阻尼比為0.21。

注意事項：根據(jù)規(guī)范背景分析可知，針對GJB902-1990進行該模態(tài)的考核時應(yīng)該側(cè)重在分散注意力飛行時的考核，推薦的考核條件是接通相關(guān)自動駕駛儀功能時進行考核，如單獨接通接通氣壓高度保持、無線電高度保持、空速保持中其中的任一自駕功能進行飛行試驗，并且考核的重點還應(yīng)該放在考核直升機陣風(fēng)響應(yīng)。而針對美軍標(biāo)ADS-33E則不需要進行該模態(tài)的考核。

在運用上述兩種方法進行飛行試驗時，還應(yīng)該關(guān)注兩個問題，一是上述方法的試飛動作是否容易激發(fā)出長周期模態(tài)，二是在長周期模態(tài)振蕩期間橫航向的耦合情況如何。通過收集這兩個問題的相關(guān)信息，可以預(yù)估執(zhí)行相關(guān)任務(wù)的試飛員工作負荷。

此外上述兩種方法的側(cè)重點不同，方法一從數(shù)據(jù)處理方式來說側(cè)重求取模型[4]，因此適合于在調(diào)整試飛中尤其是飛控調(diào)參試飛中運用該方法，而方法二從動作到數(shù)據(jù)處理都更加簡單、方便適合于鑒定試飛。

3 結(jié)束語

文章給出了前飛狀態(tài)下的直升機縱向長周期模態(tài)以及相關(guān)規(guī)范要求的背景分析，并結(jié)合這些分析結(jié)果給出了進行該模態(tài)飛行試驗時應(yīng)當(dāng)注意的問題，通過這些注意事項首先可以使評價該模態(tài)的試飛方法更具有針對性，其次通過該方法獲得的試飛數(shù)據(jù)可以為后續(xù)的使用試飛提供更多的數(shù)據(jù)支持。

參考文獻

[1]高正，陳仁良.直升機飛行動力學(xué)[M].科學(xué)出版社，2003.

[2]劉選民.ADS-33E-PRF試驗指南[S].中國飛行試驗研究院，2014.

[3]蔡金獅.飛行器系統(tǒng)辨識[M].宇航出版社，1995.

[4]楊松山.直升機機動飛行時的響應(yīng)特征和評定要求[S].中國飛行試驗研究院，2002，3.

作者簡介：曹嘉 （1985，7-），男，江西南昌人，研究生，工程師，研究方向：直升機飛行品質(zhì)試飛。