王鋒 李富剛 房圣友

摘要：變穩(wěn)模擬參數(shù)的確定是變穩(wěn)直升機建設(shè)的首要任務(wù)?；贏DS-33E典型旋翼飛機飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)，分析了包括響應(yīng)類型等在內(nèi)的旋翼飛機典型飛行品質(zhì)及表征參數(shù);從飛行品質(zhì)研究和試飛員培訓(xùn)的需求出發(fā)，提出變穩(wěn)直升機基本的模擬能力，設(shè)計典型的控制策略;最后在典型模擬器環(huán)境中對變穩(wěn)直升機的軸間耦合、模態(tài)特性以及響應(yīng)類型等進行了仿真驗證，表明本文提出的變穩(wěn)機直升機模擬參數(shù)設(shè)計方法是可行的。

關(guān)鍵詞：變穩(wěn)直升機;直升機飛行品質(zhì);試飛員培訓(xùn);響應(yīng)反饋;控制策略

中圖分類號：V217+.1 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

與固定翼變穩(wěn)飛機類似，變穩(wěn)直升機也是通過變穩(wěn)飛行控制系統(tǒng)、可變?nèi)烁邢到y(tǒng)等方式改變飛機的操縱響應(yīng)特性，實現(xiàn)對不同直升機的飛行動力學(xué)、穩(wěn)定性、操縱性及人機工效等特性進行空中飛行模擬的試驗平臺。對變穩(wěn)直升機來說，其核心的一個問題便是其所具備的模擬能力，即確定合理的模擬參數(shù)。世界上已先后成功研制了十多架變穩(wěn)直升機，如德國的BO-105變穩(wěn)直升機，加拿大的貝爾一05和貝爾-412變穩(wěn)直升機[1]，美國的CH-46、S-76“影子”、UH-60、SH-60變穩(wěn)直升機、俄羅斯的米-4和米-6變穩(wěn)直升機等，這些變穩(wěn)直升機在飛行員培訓(xùn)和飛行品質(zhì)研究領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用[2]。我國曾開展過直升機變穩(wěn)能力和變穩(wěn)控制技術(shù)的先期研究工作，但未涉及和考慮變穩(wěn)直升機模擬參數(shù)的設(shè)計。近年來，國內(nèi)直升機發(fā)展迅速，新的旋翼機飛行品質(zhì)規(guī)范ADS-33E-PRF也已經(jīng)發(fā)布，這些都給變穩(wěn)直升機模擬參數(shù)的設(shè)計帶來很大挑戰(zhàn)。

本文基于對ADS-33E-PRF旋翼機飛行品質(zhì)規(guī)范關(guān)鍵條款的分析，從飛行品質(zhì)的角度提出變穩(wěn)直升機的控制策略，并以某型直升機氣動模型為基礎(chǔ)設(shè)計了相應(yīng)的變穩(wěn)控制模態(tài)，最后在模擬器上通過飛行員和試飛工程師的模擬飛行進行了驗證，為我國變穩(wěn)直升機的設(shè)計和研制提供借鑒。

1 基于ADS-33E-PRF飛行品質(zhì)關(guān)鏈條款的分析

典型的旋翼機飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)歷經(jīng)兩代，首先是MIL-H-8501和MIL-H-8501A，該標(biāo)準(zhǔn)由于不能反映現(xiàn)代武裝直升機在夜間及其他惡劣氣象條件下的近地面或貼地飛行的要求而存在明顯不足。隨后取而代之的便是ADS-33E-PRF，其版本也不斷進行修訂。目前，ADS-33E-PRF便是國際上最為成熟的軍用直升機飛行品質(zhì)規(guī)范，條款要求完全涵蓋了飛行品質(zhì)的關(guān)鍵要素，主要包括穩(wěn)定性、操縱性以及操縱系統(tǒng)特性三個部分。而多樣的響應(yīng)類型作為旋翼機飛行品質(zhì)的重要組成部分也在該標(biāo)準(zhǔn)中明確，且和任務(wù)動作基元相關(guān)聯(lián)[3]。

（1）操縱性和穩(wěn)定性要求

在該飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)中對懸停/低速、前飛等狀態(tài)下的直升機穩(wěn)定性明確了詳細(xì)要求。因此，ADS-33E-PRF根據(jù)旋翼機的特點關(guān)注了直升機4個軸方向的響應(yīng)：俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航和垂直。與固定翼飛機不同的是，旋翼機將這些響應(yīng)根據(jù)幅值和頻率確定為配平狀態(tài)（任何幅值、長周期響應(yīng)）、中等偏大幅值和低中頻率、小幅值和中高頻率、小幅值和低中頻率，其劃分方式如圖1所示。

如針對懸停及低速狀態(tài)，飛行品質(zhì)主要對俯仰（滾轉(zhuǎn)）姿態(tài)變化、偏航姿態(tài)變化、高度響應(yīng)特性、軌跡穩(wěn)定性、靜穩(wěn)定性等有明確的要求。這些典型的飛機特性均可用頻率、阻尼比和時間常數(shù)等參數(shù)表征，如對于高度響應(yīng)來說，高度和總距的關(guān)系呈現(xiàn)一階特性，利用時間常數(shù)和延遲可表征其典型特性。

另外飛行品質(zhì)評估準(zhǔn)則也體現(xiàn)了這些典型參數(shù)，且頻率、阻尼比和時間常數(shù)等典型參數(shù)也在ADS-33E-PRF推薦的帶寬準(zhǔn)則中得到體現(xiàn)。另外從飛行員的角度出發(fā)，這些參數(shù)最被關(guān)注且感受最直接。

（2）響應(yīng)類型的要求

在旋翼機飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)中，響應(yīng)類型是依據(jù)適用的任務(wù)動作基元（MTE）和可用感示環(huán)境來確定。與固定翼飛機相比它的響應(yīng)類型較多，如速率控制（RC）、速率控制姿態(tài)保持（RCAH）、姿態(tài)控制姿態(tài)保持（ACAH）、速率控制航向保持（RCDH）、速率控制高度保持（RCHH）、平移速率控制（TRC）以及各個通道不同響應(yīng)類型的組合控制等[4]。因此，在對旋翼機飛行品質(zhì)評價時，首先需要建立對響應(yīng)類型的理解，這也是直升機飛行員評價飛行品質(zhì)的基礎(chǔ)。

2 基于飛行品質(zhì)的變穩(wěn)參數(shù)設(shè)計

2.1 變穩(wěn)需求分析

從飛行員培訓(xùn)和飛行品質(zhì)研究的角度來看，期望變穩(wěn)直升機提供典型的飛行品質(zhì)特性，讓飛行員熟悉和掌握不同飛行品質(zhì)的特點[5]。從旋翼機飛行品質(zhì)內(nèi)容的分析來看，結(jié)合現(xiàn)有國內(nèi)旋翼飛機飛行品質(zhì)和飛控技術(shù)的發(fā)展，變穩(wěn)直升機的變穩(wěn)功能需滿足以下三個需求：

（1）能模擬軸間耦合

軸間耦合是直升機駕駛的一個顯著特點，除了操縱軸上的，在軸響應(yīng)外還會出現(xiàn)離響應(yīng)，軸間耦合增加了直升機操縱的復(fù)雜性和飛行員的工作負(fù)荷。隨著直升機飛控技術(shù)的發(fā)展，通過混合器以及飛控中類似混合器功能的控制，現(xiàn)代直升機軸間耦合已經(jīng)變得很小，采用電傳飛控的直升機甚至基本消除了軸間耦合。無論是理解直升機氣動特點，還是發(fā)生飛控故障時提升對直升機的控制，對飛行員進行軸間耦合培訓(xùn)都顯得尤為重要。

（2）能模擬典型的模態(tài)特性

目前，典型的模態(tài)特性根據(jù)其幅值和頻率的大小利用帶寬準(zhǔn)則和敏捷性指標(biāo)進行評判。飛行員對這些特性的感覺主要體現(xiàn)在阻尼比、操縱靈敏度（前饋）、時間延遲等參數(shù)上。因此，要模擬典型模態(tài)特性就必須對阻尼比、操縱靈敏度和時間延遲進行模擬。

（3）能模擬不同的響應(yīng)類型

響應(yīng)類型多樣性是旋翼飛機的特點，也是其飛行品質(zhì)重要的組成部分。因此，變穩(wěn)直升機需要具備模擬不同響應(yīng)類型的功能，才能培訓(xùn)飛行員熟練掌握旋翼飛機的飛行品質(zhì)。

2.2 變穩(wěn)模式設(shè)計

對變穩(wěn)直升機來說，混合器可以實現(xiàn)直升機的操縱解耦與耦合控制，進而實現(xiàn)軸間耦合的模擬;通過響應(yīng)反饋的控制方式，可以實現(xiàn)各種不同模態(tài)特性及響應(yīng)類型;通過模型跟隨的控制方式，可以實現(xiàn)對新機控制律或先進控制律的驗證。采取上述控制方式基本能夠滿足飛行員的培訓(xùn)需求[6，7]。

圖2為變穩(wěn)直升機控制策略示意圖。在正常模式下，控制輸入與原機相聯(lián)，當(dāng)飛行員對模式進行選取時可斷開原機操縱，選擇控制混合器、響應(yīng)反饋或者模型跟隨模式。其中，通過混合器控制模式實現(xiàn)軸間耦合模擬;響應(yīng)反饋模式通過前饋和反饋對直升機呈現(xiàn)的阻尼比、操縱靈敏度和時間延遲等參數(shù)進行調(diào)整，根據(jù)反饋參數(shù)的不同，響應(yīng)反饋模式實現(xiàn)不同的響應(yīng)類型;模型跟隨模式主要是采取模型跟隨方式使得變穩(wěn)直升機實現(xiàn)不同的響應(yīng)類型。混合器控制、響應(yīng)反饋和模型跟隨均屬于變穩(wěn)模式。因此，必須實時對直升機安全進行監(jiān)控，若出現(xiàn)影響安全的因素，電傳系統(tǒng)或者飛行員均有權(quán)將變穩(wěn)模式切換至原機操縱模式。圖3為響應(yīng)反饋控制回路示意圖，圖4為模型跟隨控制回路示意圖，其模型機為具有典型響應(yīng)類型的飛機模型，而增穩(wěn)與補償控制回路負(fù)責(zé)飛機頻率和阻尼的調(diào)整。

3 算例分析與飛行員評述

為了進一步驗證上述變穩(wěn)參數(shù)選取的合理性，本文以某型直升機為原型機，采取響應(yīng)反饋的方式設(shè)計了典型變穩(wěn)直升機的控制系統(tǒng)，并在某型模擬器中進行了飛行驗證。

3.1 響應(yīng)反饋模式下不同飛行品質(zhì)的模擬結(jié)果

響應(yīng)反饋模式可實現(xiàn)變阻尼比、時延、前饋增益及各種響應(yīng)類型的模擬。下面以縱向通道為例進行說明。

圖5為變阻尼比的模擬結(jié)果，可以看出：小阻尼比時，俯仰角速率呈現(xiàn)發(fā)散趨勢;中阻尼比時，俯仰角速率收斂，但是收斂時間較長;大阻尼比時，俯仰角速率收斂時間較短，穩(wěn)態(tài)值最小，需要通過增大前饋來增強控制。圖6給出了大阻尼比情況下改變前饋增益的模擬結(jié)果。前饋越大，俯仰角速率的穩(wěn)態(tài)值越大，操縱性越好，體現(xiàn)了“高增益，高阻尼”的飛控設(shè)計思想。

3.2 響應(yīng)反饋模式下不同晌應(yīng)類型的模擬結(jié)果

圖7給出了速率控制（RC）、速率控制姿態(tài)保持（RCAH）、姿態(tài)控制姿態(tài)保持（ACAH）、平移速率控制（TRC）。其中，RC響應(yīng)類型時，桿位移對應(yīng)角速率響應(yīng)，這種對應(yīng)關(guān)系要求不是很嚴(yán)格，桿回中時，角速率有回零的趨勢，但一般情況下不能回到零位;RCAH響應(yīng)類型時，桿位移對應(yīng)角速率響應(yīng)，這種對應(yīng)關(guān)系嚴(yán)格，桿回中時，角速率回零;ACAH響應(yīng)類型時，桿位移對應(yīng)姿態(tài)響應(yīng)，這種對應(yīng)關(guān)系嚴(yán)格，桿回中時，姿態(tài)回到初始配平時的姿態(tài);TRC響應(yīng)類型時，桿位移對應(yīng)速度，這種對應(yīng)關(guān)系嚴(yán)格，桿回中時，速度回零。按照RC、RCAH、ACAH、TRC的順序，穩(wěn)定性逐漸增強，可適用的可用感知環(huán)境（UCE）等級逐漸降低。

3.3 試飛員/試飛工程師評述

系統(tǒng)開發(fā)完成后，多名具有豐富直升機試飛經(jīng)驗的試飛工程師和試飛員對其進行了評價：

（1）通過混合器的控制，可以直觀地體驗總距通道與縱向、橫向、航向之間的耦合以及航向與縱向之間的禍合;軸間耦合模擬增強了試飛員對直升機氣動本體特性的理解。

（2）基于響應(yīng)反饋的控制方式能基本涵蓋現(xiàn)有典型的旋翼機飛行品質(zhì)特性，在飛行品質(zhì)研究特別是飛行員培訓(xùn)方面具有很強的指導(dǎo)作用。

（3）響應(yīng)類型是電傳直升機飛行品質(zhì)的重要組成部分，利用響應(yīng)反饋的控制方式可以模擬不同的響應(yīng)類型，加深飛行員對旋翼機飛行品質(zhì)的理解。同時，隨著響應(yīng)類型級別的提高，直觀的感受為直升機穩(wěn)定性增加和操縱負(fù)荷減輕，但需要更精準(zhǔn)的操縱。

通過試飛工程師和試飛員的評價可以看出，本文所提出的模擬參數(shù)基本可以涵蓋旋翼機飛行品質(zhì)模擬的各種需求，控制策略設(shè)計簡單，安全可控。

4 結(jié)束語

變穩(wěn)直升機是旋翼機飛行員培訓(xùn)最為有效的平臺，而變穩(wěn)控制策略是其中最為核心的技術(shù)。本文分析了旋翼機的飛行品質(zhì)特點，給出了變穩(wěn)直升機模擬關(guān)鍵參數(shù)和變穩(wěn)控制模式的建議，初步解決了變穩(wěn)直升機模擬什么以及如何模擬的問題。除此之外，完善的變穩(wěn)直升機控制策略還應(yīng)包括：人感特性、人機工效、任務(wù)系統(tǒng)等的模擬以及安全控制策略的設(shè)計等，這些本文尚未涉及，是下一階段的研究內(nèi)容。

參考文獻(xiàn)

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