吳勝亮

【摘 要】基于民用飛機(jī)的任務(wù)特性，按照機(jī)動(dòng)性和準(zhǔn)確性將民機(jī)飛行階段重新劃分為2個(gè)階段；在此基礎(chǔ)上，從定性和定量的角度將現(xiàn)有的飛行品質(zhì)評估準(zhǔn)則歸類為主觀和客觀評估準(zhǔn)則，分別在民機(jī)飛行品質(zhì)主觀評價(jià)方面和縱向飛行品質(zhì)、橫航向飛行品質(zhì)、起飛著陸特性與飛行員誘發(fā)振蕩方面對飛機(jī)飛行品質(zhì)典型主觀和客觀評估準(zhǔn)則進(jìn)行分析，探討現(xiàn)有的飛行品質(zhì)評估準(zhǔn)則應(yīng)用于民機(jī)飛行品質(zhì)評估的適用性和可能性，對民機(jī)飛行品質(zhì)評估具有一定的參考價(jià)值。

【關(guān)鍵詞】飛行品質(zhì)；民用飛機(jī)；主觀評估準(zhǔn)則；客觀評估準(zhǔn)則

中圖分類號： V212.1；V279 文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A 文章編號： 2095-2457（2018）23-0017-007

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2018.23.005

【Abstract】Based on the task characteristics of civil aircraft，flight phases of civil aircraft divided into two phases in accordance with the control requirements of maneuverability and precision.Subjective and objective assessment criterion was established qualitatively and quantitatively on existing flying quality assessment criterion；At the aspect of flying quality subjective evaluation and longitudinal flying quality，lateral-directional flying quality，characteristic of takeoff and landing，and pilot induced oscillation，this paper analyses subjective and objective assessment criterion of civil aircraft.Applicability and possibility of existing flying quality assessment criterion to civil aircraft flying quality assessment was discussed.This research work has certain reference value for the evaluation of civil aircraft flying qualities.

【Key words】Flying quality；Civil aircraft；Subjective assessment criterion；Objective assessment criterion

0 引言

飛行品質(zhì)是衡量飛機(jī)完成特定飛行任務(wù)的精確度及駕駛員工作負(fù)荷的尺度，飛行品質(zhì)的優(yōu)劣決定了飛行員能否安全、順利、精確地駕駛飛機(jī)完成各項(xiàng)飛行任務(wù)，所以飛行品質(zhì)是飛機(jī)的設(shè)計(jì)師與操控人員最為關(guān)心的問題，在飛機(jī)的設(shè)計(jì)、研發(fā)、測試和使用中始終扮演著重要角色。

從國內(nèi)外研究情況來看，飛機(jī)的飛行品質(zhì)一般從兩個(gè)方面去評價(jià)，一方面，可通過擬配得到簡化的低階等效系統(tǒng)，利用傳統(tǒng)的判據(jù)和多年積累的飛行數(shù)據(jù)，并在此基礎(chǔ)上尋找新判據(jù)。另一方面，從高階系統(tǒng)本身的時(shí)域和頻率響應(yīng)特性出發(fā)，尋找新判據(jù)。雖然國內(nèi)外學(xué)者對民機(jī)飛行品質(zhì)的特性進(jìn)行了有益探索，給出了相關(guān)研究建議，但還沒有對民機(jī)飛行品質(zhì)評估準(zhǔn)則進(jìn)行系統(tǒng)的探討。本文基于民用飛機(jī)的任務(wù)特性，按照機(jī)動(dòng)性和準(zhǔn)確性對民機(jī)飛行階段進(jìn)行重新劃分，對現(xiàn)有的飛行品質(zhì)評估準(zhǔn)則歸類為主觀和客觀評估準(zhǔn)則，并進(jìn)行詳細(xì)的匯總闡述，分析了飛行品質(zhì)評估準(zhǔn)則應(yīng)用于民機(jī)飛行品質(zhì)評估的適用性和可能性，即哪些準(zhǔn)則可以直接應(yīng)用到民機(jī)上，哪些應(yīng)當(dāng)做適當(dāng)?shù)男薷?，以及依?jù)什么原則進(jìn)行修改，對民機(jī)飛行品質(zhì)評估具有一定的參考價(jià)值。

1 民機(jī)飛行階段

由飛行品質(zhì)的概念可知，飛行品質(zhì)與飛行階段是緊密相關(guān)的。對于飛行員來說，不同的飛行階段有著不同的飛行任務(wù)以及不同的工作負(fù)擔(dān)，因此，在評價(jià)民機(jī)飛行品質(zhì)時(shí)必須區(qū)分這些因素的影響，給出合理的評價(jià)方法及準(zhǔn)則。

對于民機(jī)來說，其飛行階段主要包括起飛、復(fù)飛、著陸進(jìn)場、巡航、爬升和下降。前三個(gè)階段要求準(zhǔn)確控制飛行軌跡，飛行員操縱動(dòng)作較為頻繁；而后三個(gè)階段無需精確或者只要求盡可能精確控制飛行軌跡，飛行員操縱負(fù)擔(dān)較輕。軍機(jī)飛行階段分為A、B、C三段，其B種飛行階段的定義與民機(jī)的起飛、復(fù)飛、著陸進(jìn)場飛行階段接近，其C種飛行階段的定義與民機(jī)的巡航、爬升和下降飛行階段接近[3] 。因此，參照軍機(jī)飛行階段的分類，將民機(jī)飛行階段分為B、C兩段，如表1所示。

2 民機(jī)飛行品質(zhì)評估準(zhǔn)則

2.1 主觀評估準(zhǔn)則

在評價(jià)飛行品質(zhì)時(shí)，只有飛行員的評估才能確切反映出人-機(jī)系統(tǒng)性能與執(zhí)行任務(wù)的工作負(fù)擔(dān)之間的相互關(guān)系。為使飛行員的評估有一個(gè)共同的衡量尺度和描述術(shù)語，需要確定一個(gè)定性的評價(jià)尺度?，F(xiàn)在比較通用的評價(jià)尺度是美國Cooper和Harper共同制定的C-H評價(jià)尺度。這個(gè)尺度從飛機(jī)的操縱性和飛行員完成飛行任務(wù)的工作負(fù)擔(dān)兩個(gè)方面，用文字描述給出了10個(gè)不同的評價(jià)尺度[4]。如下圖所示。

進(jìn)行飛行品質(zhì)計(jì)算時(shí)，必須給出不依賴于飛行員直接評分且與飛行環(huán)境無關(guān)的客觀評分標(biāo)準(zhǔn)。美國軍用規(guī)范中規(guī)定了3個(gè)等級，在民機(jī)飛行品質(zhì)評估中可以借鑒并使用[1]。三個(gè)等級分別具有的飛行品質(zhì)如下所示：

等級1：飛行品質(zhì)明顯地適合完成任務(wù)的飛行階段；

等級2：飛行品質(zhì)適合于完成任務(wù)的飛行階段，但飛行員的工作負(fù)擔(dān)有所增加，或完成任務(wù)得效果有所降低，或兩者兼而有之；

等級3：飛行品質(zhì)滿足安全操縱飛行的要求，但飛行員工作負(fù)擔(dān)過重，或完成任務(wù)效果不好，或兩者兼而有之。

上述3個(gè)等級與C-H評價(jià)尺度的關(guān)系如圖1所示。

CCAR-25中有關(guān)民機(jī)飛行品質(zhì)要求需要經(jīng)過試飛員、試飛工程師和適航部門綜合評定，只有滿意和不滿意之分。雖然C-H評價(jià)尺度和飛行品質(zhì)等級概念是針對軍機(jī)提出來的，在民機(jī)飛行品質(zhì)分析和預(yù)測時(shí)，仍然可以借鑒使用該評價(jià)體系。在飛行控制律設(shè)計(jì)階段使用三個(gè)等級評價(jià)飛行品質(zhì)，其優(yōu)點(diǎn)在于有助飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)者了解修改飛行控制律之后，飛行品質(zhì)的改善趨勢和改善程度，并容易在多個(gè)飛行品質(zhì)中取得平衡。

2.2 客觀評估準(zhǔn)則

下面分別從縱向飛行品質(zhì)、橫航向飛行品質(zhì)、起飛著陸特性和飛行員誘發(fā)振蕩對飛機(jī)飛行品質(zhì)典型客觀評估準(zhǔn)則的分析，探討將其用于民機(jī)飛行品質(zhì)評估的適用性，對于設(shè)計(jì)者來說，掌握更多的評估工具有利于設(shè)計(jì)的可靠性與完備性。

2.2.1 縱向飛行品質(zhì)分析

（1）等效系統(tǒng)方法

常規(guī)飛機(jī)傳遞函數(shù)包含短周期和長周期兩個(gè)模態(tài)。由飛機(jī)縱向小擾動(dòng)線性方程，可以得到俯仰角速率和瞬時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)中心處法向過載的傳遞函數(shù)為：

在縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的初始階段，短周期運(yùn)動(dòng)占主導(dǎo)地位；長周期運(yùn)動(dòng)響應(yīng)緩慢，在其運(yùn)動(dòng)期間短周期運(yùn)動(dòng)已基本結(jié)束。在研究縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)時(shí)，可將飛機(jī)模態(tài)分離近似成短周期傳遞函數(shù)和長周期傳遞函數(shù)，分別進(jìn)行研究，并且可以直接與相關(guān)的規(guī)范進(jìn)行比較，進(jìn)行飛行品質(zhì)評定。

現(xiàn)代民機(jī)大都采用電傳飛行控制系統(tǒng)，系統(tǒng)中包括有反饋、前饋及中頻成形濾波器和其它高頻部件，其階次高達(dá)50～70階，不再具備經(jīng)典飛機(jī)傳遞函數(shù)形式，美軍標(biāo)MIL-F-8785C提出使用等效系統(tǒng)方法[5]將高階系統(tǒng)等效成一個(gè)具有經(jīng)典飛機(jī)傳遞函數(shù)形式的低階系統(tǒng)，從而可以按常規(guī)飛機(jī)的方法評價(jià)飛行品質(zhì)。

所謂一個(gè)高階增穩(wěn)系統(tǒng)的低階等效系統(tǒng)是指，兩個(gè)系統(tǒng)在相同的初始條件下，受到同樣的外界激勵(lì)作用，在一定的頻域范圍內(nèi)或者時(shí)間區(qū)段內(nèi)，相應(yīng)的輸出量的差值在某個(gè)指標(biāo)意義下達(dá)到最小。根據(jù)多年的使用經(jīng)驗(yàn)及軍用規(guī)范，實(shí)際操作中一般使用一種頻域的擬合方法來求取等效系統(tǒng)參數(shù)。

已知高階增穩(wěn)飛機(jī)的頻域響應(yīng)為GHOS（j？棕），給定的低階經(jīng)典飛機(jī)的頻域響應(yīng)為GLOES（j？棕），采用高、低階系統(tǒng)頻率響應(yīng)的幅值和相角偏差的平方和作為失配參數(shù)優(yōu)化指標(biāo)，尋求GLOES（j？棕）中的有關(guān)參數(shù)。失配參數(shù)優(yōu)化指標(biāo)如下：

式中，M為失配參數(shù)；GHOS（j？棕i）和GLOES（j？棕i）為相應(yīng)頻率點(diǎn)上高階及低階系統(tǒng)的頻響幅值，以分貝（dB）為單位；為相應(yīng)頻率點(diǎn)上的相角值，以度（°）為單位；頻率點(diǎn)通常在0.1～10rad/s范圍內(nèi)均勻取20個(gè)點(diǎn)；參數(shù)K為加權(quán)系數(shù)，常取K=0.016～0.02。

等效低階模型應(yīng)當(dāng)具備典型飛機(jī)傳遞函數(shù)形式，如飛機(jī)縱向短周期，俯仰角速率和瞬時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)中心處法向過載的低階等效傳遞函數(shù)為：

基于縱向低階等效系統(tǒng)，可以獲得等效的縱向短周期阻尼及頻率、CAP參數(shù)、延遲時(shí)間等參數(shù)，從而可以評價(jià)飛機(jī)的縱向動(dòng)穩(wěn)定性和縱向動(dòng)操縱性。

基于橫航向低階等效系統(tǒng)，可得到等效的“荷蘭滾”阻尼及頻率、滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)、延遲時(shí)間等參數(shù)，從而可以評價(jià)飛機(jī)橫航向動(dòng)穩(wěn)定性和動(dòng)操縱性。

a）時(shí)間延遲要求

時(shí)間延遲是飛行員桿力輸入到飛機(jī)開始響應(yīng)之間的停滯時(shí)間，其產(chǎn)生的原因是很復(fù)雜的。具有小的時(shí)延是好的飛行品質(zhì)的關(guān)鍵，過大的時(shí)延會(huì)影響飛行員駕駛飛機(jī)的感覺，甚至導(dǎo)致PIO現(xiàn)象的出現(xiàn)。

在適航性條例中，沒有明確給出時(shí)間延遲的要求，文獻(xiàn)[6]根據(jù)地面模擬試驗(yàn)結(jié)果，給出了適用于民機(jī)電傳飛行控制系統(tǒng)的時(shí)間延遲要求，如表2所示。

表2 民機(jī)時(shí)間延遲要求

時(shí)間延遲可等效理解為傳遞函數(shù)的相位滯后。文獻(xiàn)[7]中提出干線運(yùn)輸機(jī)電傳飛行控制系統(tǒng)相位滯后的要求，希望頻率1Hz的相位滯后，對于舵機(jī)輸出環(huán)節(jié)位移幅度1.0mm不大于25°，0.1mm不大于40°；頻率5～15Hz的幅值特性上升，對應(yīng)舵機(jī)輸出環(huán)節(jié)位移幅度1.0mm不大于1.5dB，0.1mm不大于3.5dB。

b）短周期阻尼比要求

經(jīng)等效擬配后的品質(zhì)應(yīng)滿足下表中的短周期阻尼比要求。

采用開環(huán)帶寬作為評價(jià)準(zhǔn)則，主要是從人-機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性考慮的。實(shí)際上，開環(huán)帶寬是保證人-機(jī)閉合回路穩(wěn)定性的重要參數(shù)。該準(zhǔn)則的涵義是：即使飛行員增大控制增益2倍，或增大附加延時(shí)，也不會(huì)引起系統(tǒng)不穩(wěn)定。

（3）尼爾-史密斯準(zhǔn)則（閉環(huán)準(zhǔn)則）

尼爾-史密斯準(zhǔn)則[11]又稱為閉環(huán)準(zhǔn)則，是為高增穩(wěn)飛機(jī)執(zhí)行俯仰姿態(tài)精確跟蹤任務(wù)而開發(fā)的，后來被推廣到著陸任務(wù)。該準(zhǔn)則針對俯仰姿態(tài)回路開發(fā)，是面向包括駕駛員反應(yīng)與操縱在內(nèi)的人-機(jī)閉環(huán)準(zhǔn)則，評估人-機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性，通過頻域指標(biāo)進(jìn)行等級評估。

該準(zhǔn)則的基本方法是：把駕駛員-飛機(jī)俯仰姿態(tài)控制回路模型化為前向通道中有一個(gè)技術(shù)員模型的單位反饋系統(tǒng)，如下圖所示。其中Yc表示飛機(jī)和飛行控制系統(tǒng)的傳遞函數(shù)，Yp表示駕駛模型員的行為動(dòng)態(tài)，可表示為：

a）規(guī)定與任務(wù)相適應(yīng)的帶寬要求；

b）調(diào)整飛行員參數(shù)（Kp，Tp1和Tp2），以獲得最佳的閉合系統(tǒng)性能；

c）測量所需的閉合補(bǔ)償（工作負(fù)荷）及最大的閉合諧振；

d）把測量值與參數(shù)邊界相比較，評價(jià)飛行品質(zhì)。

該準(zhǔn)則可用于民機(jī)著陸俯仰飛行品質(zhì)的鑒別工具。

（4）俯仰角速率準(zhǔn)則（Chalk準(zhǔn)則）

俯仰角速率準(zhǔn)則[1]是根據(jù)飛行員俯仰階躍操縱輸入時(shí)俯仰角速率響應(yīng)形狀進(jìn)行飛機(jī)縱向飛行品質(zhì)評定的準(zhǔn)則。具體認(rèn)為，在保證飛機(jī)飛行速度為常值的條件下，由飛機(jī)俯仰角速率響應(yīng)特性應(yīng)具有按下述方式定義的特性，滿足表 4所示要求。

該準(zhǔn)則實(shí)際上限制了飛機(jī)俯仰角速率對指令的響應(yīng)特性，因此不必識別系統(tǒng)的等效系統(tǒng)參數(shù)，故可以用于帶有電傳飛行控制系統(tǒng)的民機(jī)，但該方法不能用于俯仰姿態(tài)指令系統(tǒng)。由于該準(zhǔn)則是時(shí)域測試，故可直接用于高階響應(yīng)和非線性響應(yīng)，階躍輸入信號幅值大小可以任意給定。

（5）時(shí)域-頻域響應(yīng)準(zhǔn)則

時(shí)域-頻域響應(yīng)準(zhǔn)則[1]是英國人J.C.Gibson為優(yōu)化飛機(jī)電傳飛行控制系統(tǒng)縱向控制律設(shè)計(jì)而提出的。

法向加速度，飛機(jī)航跡角和姿態(tài)角的關(guān)系如圖6所示。Gibson根據(jù)飛機(jī)俯仰響應(yīng)特性，給出了具體的各項(xiàng)評價(jià)要求。

（6）C*準(zhǔn)則

C*準(zhǔn)則是一種時(shí)域評價(jià)準(zhǔn)則，綜合考慮飛機(jī)的法向過載和俯仰角速率[12]。在實(shí)際操作中，飛行員感受到的是這兩個(gè)量的混合響應(yīng)，并以此來評價(jià)飛行品質(zhì)。該混合響應(yīng)定義為C*響應(yīng)：

式中，nz表示法向過載；q表示俯仰角速率；VCO為交叉速度，一般取122m/s。

由于只考慮飛機(jī)的響應(yīng)，而不限用于飛機(jī)的低階特性分析，因此適合于各種高階飛行控制系統(tǒng)。C*準(zhǔn)則包括時(shí)域響應(yīng)包線準(zhǔn)則和頻域響應(yīng)包線準(zhǔn)則，這些包線反映了頻率和阻尼所描述的飛機(jī)特性，也考慮了非線性、高階和操縱系統(tǒng)特性在內(nèi)，所以便于應(yīng)用。C*包線如下圖所示：

C*準(zhǔn)則是評價(jià)飛機(jī)縱向飛行品質(zhì)的一種準(zhǔn)則，也可以作為縱向控制律的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。美國的波音747、777飛機(jī)，空客A320飛機(jī)的縱向控制律設(shè)計(jì)都采用了C*準(zhǔn)則[13]。

波音公司在民機(jī)電傳飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)中對C*準(zhǔn)則做了一些修正， 同時(shí)還給出了C*的頻率響應(yīng)包線[2]。圖8為B747飛機(jī)在飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)中給出的C*包線及其設(shè)計(jì)狀態(tài)的檢查情況。從圖9中可以看到：用C*反饋（俯仰角速度和法向過載綜合反饋）控制律設(shè)計(jì)明顯地改善了飛機(jī)的動(dòng)態(tài)反應(yīng)特性。

2.2.2 橫航向飛行品質(zhì)分析

（1）橫航向等效系統(tǒng)方法

由飛機(jī)橫航向小擾動(dòng)線性方程，可以得到滾轉(zhuǎn)角速率和側(cè)滑角傳遞函數(shù)如下所示。對于高增穩(wěn)民機(jī)橫航向的傳遞函數(shù)，同樣可采用低階等效系統(tǒng)方法得到該方程。

可以使用以下幾項(xiàng)評價(jià)指標(biāo)評價(jià)飛機(jī)橫航向短周期特性：

（2）對橫-航向振蕩要求

表現(xiàn)為阻尼比、振蕩頻率或它們的乘積等指標(biāo)，如下表。

（3）ICAO推薦的橫-航向短周期振蕩邊界判據(jù)

定義表示傾斜角，Vy表示空速橫側(cè)分量（當(dāng)量空速），Ve=Vy/。該判據(jù)如圖10所示。

（4）滾轉(zhuǎn)角速度振蕩指標(biāo)

航向操縱松浮，階躍滾轉(zhuǎn)指令產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)角速度第一個(gè)峰值之后的第一個(gè)最小值與第一個(gè)幅值符號相同，與滾轉(zhuǎn)角速度第一個(gè)峰值的百分比不小于表 6中的數(shù)值：

表6 滾轉(zhuǎn)角速度振蕩要求

（5）側(cè)滑幅值指標(biāo)

航向操縱松浮，階躍滾轉(zhuǎn)指令產(chǎn)生的側(cè)滑變化量應(yīng)小于表 7規(guī)定的值：

（6）D*準(zhǔn)則

與C*準(zhǔn)則相對應(yīng)，在橫航向有D*準(zhǔn)則。D*準(zhǔn)則綜合考慮側(cè)向過載與側(cè)滑角。在側(cè)向機(jī)動(dòng)飛行中，低速壓飛行時(shí)駕駛員主要感受飛機(jī)側(cè)滑角，高速壓飛行時(shí)主要感受側(cè)向加速度。飛行員駕駛飛機(jī)時(shí)，感受的是這兩個(gè)量的混合響應(yīng)，故D*響應(yīng)定義為：

2.2.3 起飛著陸特性分析

飛機(jī)起飛著陸階段是一個(gè)嚴(yán)重受外界環(huán)境制約及人為因素影響的階段，事故發(fā)生概率很高。為保證新機(jī)安全起飛著陸，單獨(dú)研究這一階段的飛行品質(zhì)的評價(jià)準(zhǔn)則是很有必要的。

通常，起飛階段可劃分為[1]：①由靜止開始的地面三輪加速滑跑；②抬前輪形成起飛迎角的兩輪滑跑；③到達(dá)離地速度后爬升，直至安全高度。

著陸階段分為：①在高度350m處對準(zhǔn)跑道下滑；②高度（10—20）m時(shí)拉平減速；③高度1m時(shí)飄落（含平飛減速，主輪接地）；④兩輪減速滑跑；⑤三輪滑跑，打開阻力傘，進(jìn)一步減速直至停止不動(dòng)。

飛機(jī)起飛著陸階段具有駕駛員頻繁操作，狀態(tài)變化復(fù)雜的特點(diǎn)，為了保證飛機(jī)的安全起飛著陸，對起飛著陸階段的飛行品質(zhì)都有嚴(yán)格的要求。

在軍用規(guī)范中，針對飛行階段C規(guī)定了很多飛行品質(zhì)評價(jià)準(zhǔn)則。比如帶寬準(zhǔn)則，該準(zhǔn)則是由規(guī)定的開環(huán)系統(tǒng)帶寬及時(shí)間延遲的相互關(guān)系定義的，對C種飛行階段有對應(yīng)的要求。又如俯仰角速率準(zhǔn)則，通過俯仰角速率響應(yīng)形狀的要求進(jìn)行飛行品質(zhì)的評定。但這些準(zhǔn)則沒有嚴(yán)格區(qū)分在每個(gè)飛行階段中各個(gè)單獨(dú)的控制區(qū)段，例如在端點(diǎn)飛行階段（C階段），應(yīng)用這些規(guī)范準(zhǔn)則時(shí)，評價(jià)指標(biāo)并沒有什么區(qū)別，但對C階段的著陸過程來說，由于著陸又細(xì)分為下滑、拉平、接地階段，只用單一不變的指標(biāo)來評價(jià)多個(gè)子階段就可能不會(huì)得到著陸階段準(zhǔn)確的飛行品質(zhì)[1]。這些準(zhǔn)則或是不能辨識不同飛行階段的要求，沒有將著陸階段細(xì)分為下滑、拉平和接地子階段，或是沒有考慮人的特性，所以將這些準(zhǔn)則應(yīng)用到起飛著陸階段難以獲得準(zhǔn)確的飛行品質(zhì)評價(jià)。

目前有多種評價(jià)飛機(jī)起飛著陸階段飛行品質(zhì)的評價(jià)準(zhǔn)則，大致可分為時(shí)域準(zhǔn)則和頻域準(zhǔn)則兩大類。

時(shí)域準(zhǔn)則有：航跡角峰值超調(diào)評價(jià)準(zhǔn)則，Onstott準(zhǔn)則，時(shí)域低階等效系統(tǒng)方法[14]。時(shí)域準(zhǔn)則直觀，使用方便，適用于非線性的復(fù)雜系統(tǒng)，可避免不恰當(dāng)?shù)慕?，其預(yù)測的飛機(jī)品質(zhì)等級與實(shí)際駕駛員評價(jià)吻合較好。

頻率準(zhǔn)則有：回路分離參數(shù)法，波音公司的人-機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)品質(zhì)要求，閉環(huán)（尼爾-史密斯）準(zhǔn)則，修正的尼爾-史密斯準(zhǔn)則，高度變化率準(zhǔn)則，具有姿態(tài)內(nèi)回路的高度準(zhǔn)則，GM/PM準(zhǔn)則，MCAIR等效系統(tǒng)方法，R. H.Smith準(zhǔn)則，進(jìn)場著陸最優(yōu)姿態(tài)響應(yīng)準(zhǔn)則[14]。

實(shí)踐表明，航跡角峰值超調(diào)評價(jià)準(zhǔn)則、回路分離參數(shù)法、波音公司的人-機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)品質(zhì)要求與飛行員評分有著良好的關(guān)系，可以用于民機(jī)起飛著陸特性分析。

3.2.4 飛行員誘發(fā)振蕩預(yù)測準(zhǔn)則

電傳飛行控制系統(tǒng)是一種高性能、高增益系統(tǒng)，因而由于種種原因容易產(chǎn)生飛行員誘發(fā)振蕩（PIO）。飛行員誘發(fā)振蕩往往來得很突然，在事故之前，一切仿佛都很順利，但猝不及防就產(chǎn)生了事故，甚至是災(zāi)難性的事故[15]。

在適航性條例中沒有明確的條文提到PIO，但PIO是一種令飛行員非常討厭的操縱現(xiàn)象，與適航性條例中類似“良好的操縱感覺”的主觀性要求是相悖的，因此在民機(jī)控制律設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)分析飛機(jī)的PIO趨勢。

常用的PIO分析準(zhǔn)則有：

（1）俯仰機(jī)動(dòng)桿力梯度和短周期阻尼比檢查

經(jīng)驗(yàn)表明，桿力梯度?。此^桿力輕）時(shí)，容易產(chǎn)生PIO趨勢。尤其當(dāng)桿力輕而且為弱阻尼時(shí)，飛機(jī)更容易引起PIO趨勢。

該項(xiàng)要求以桿力梯度為縱坐標(biāo)，等效阻尼比為橫坐標(biāo)的坐標(biāo)形式，給出了機(jī)動(dòng)桿力梯度與等效阻尼比1級、2級與3級飛行品質(zhì)對應(yīng)的區(qū)域。

（2）俯仰PIO相位滯后準(zhǔn)則

俯仰PIO相位滯后準(zhǔn)則有兩項(xiàng)要求。其一是在標(biāo)準(zhǔn)頻率？棕R處，測量駕駛員座艙處的發(fā)響過載對俯仰桿力的相位差/滯后？準(zhǔn)n，其數(shù)值上應(yīng)符合如下關(guān)系式。

其二是要求在標(biāo)準(zhǔn)頻率？棕R處，估算駕駛員座艙處的法向過載與俯仰速率幅值之比符合如下關(guān)系式：

（3）俯仰PIO幅值準(zhǔn)則

俯仰PIO幅值準(zhǔn)則實(shí)質(zhì)上是法向過載對桿力的頻率響應(yīng)準(zhǔn)則。它表現(xiàn)為法向過載對桿力的相位滯后為-180附近時(shí)，穿越頻率處的幅值衰減足夠大（例如大于15dB），則不會(huì)引起PIO。

（4）Smith-Geddes準(zhǔn)則

美空軍建議的一個(gè)準(zhǔn)則。它包括俯仰姿態(tài)角對桿力的斜率應(yīng)在1～6rad/s的要求和臨界頻率處的俯仰角/桿力傳遞函數(shù)的相角小于-180的要求。該準(zhǔn)則在應(yīng)用中顯得有些保守，但仍可作為評估準(zhǔn)則之一。

（5）Gibson相位速率準(zhǔn)則

所謂相位速率是指在人-機(jī)開環(huán)系統(tǒng)相應(yīng)滯后？準(zhǔn)=-180°（中性穩(wěn)定點(diǎn)）處的相位曲線的斜率。經(jīng)驗(yàn)表明，在相位滯后？準(zhǔn)=-180°（或者相位裕度為0）附近相位曲線的變化率與飛機(jī)是否會(huì)產(chǎn)生PIO有密切的關(guān)系。于是Gibson相位速率準(zhǔn)則歸納為下式：

3 總結(jié)

民機(jī)飛行品質(zhì)評估準(zhǔn)則的形成是一項(xiàng)長期的工作，需要大量的實(shí)際工作經(jīng)驗(yàn)和研究。本文從飛行品質(zhì)評估準(zhǔn)則應(yīng)用于民機(jī)飛行品質(zhì)評估的適用性和可能性角度出發(fā)，在民機(jī)飛行品質(zhì)分析和預(yù)測方面探索方面，探索民機(jī)飛行品質(zhì)主觀評估準(zhǔn)則的研究思路；在縱向飛行品質(zhì)、橫航向飛行品質(zhì)、起飛著陸特性和飛行員誘發(fā)振蕩方面，探索民機(jī)飛行品質(zhì)客觀評估準(zhǔn)則的研究思路，對民機(jī)飛行品質(zhì)評估具有一定的參考價(jià)值。

【參考文獻(xiàn)】

[1]高金源.飛機(jī)飛行品質(zhì)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2003.

[2]Anon.Military specification.Flying Qualities of Piloted Airplanes.MIL-F-8785C[S]，1980.

[3]文傳源.現(xiàn)代飛行控制[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2004.97.

[4]Cooper RJ，Harper RJ Jr.The use of pilot rating scale in the evaluation of aircraft handling qualities[J].NASA TND-5313，1969.

[5]John Hodgkinson.A history of low order equivalent systems for aircraft handling qualities analysis and design[J].AIAA 2003-5466，2003.

[6]Possitto K F.Hodgkinson J.Longitudinal and lateral directional flying qualities investigation of high-order characteristics for advanced-technology transports[J].AIAA-93-3815-CP，1993.

[7]孫榮科.干線飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)和飛行力學(xué)[M].北京：航空工業(yè)出版社.1996.

[8]Bischoff R E，The Control Anticipation Parameter for Augmented Aircraft[J].NADC-81186-60，1981.

[9]Ken F.Rossitto，John Hodgkinson，Todd M.William，et al. Initial results of an in-flight investigation of longitudinal flying qualities for augmented，large transports in approach and landing [J].AIAA-93-3816-CP，1993.

[10]Hoh R H，et al.Bandwidth：A criterion for highly augmented airplanes[J].AGHRD-CP-333，1982.

[11]Brian A.Kish，Brian L.Jones.A comparison of the Neal-Smith and omega（sp）T（theta2），zeta（sp），tau（theta）flying qualities criteria[J].AIAA-95-3455-CP，1995.

[12]Field Edmund J.The application of a C* flight control law to large civil transport aircraft[R].Collage of Aeronautics Report， No 9303，1993.

[13]劉振欽.民機(jī)電傳飛行控制系統(tǒng)飛行品質(zhì)要求探討[J].飛行力學(xué)，1998.16（2）：7～13.

[14]張學(xué)敏.飛機(jī)起飛著陸飛行品質(zhì)評價(jià)軟件開發(fā)[D].北京：北京航空航天大學(xué)，2006.

[15]張曙光，方振平.大迎角飛行品質(zhì)研究進(jìn)展[J].飛行力學(xué)，1998.16（1）：1～6.