放寬靜穩(wěn)定電傳客機(jī)縱向短周期品質(zhì)評(píng)定方法

周堃， 王立新， 譚詳升

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191

放寬靜穩(wěn)定電傳客機(jī)縱向短周期品質(zhì)評(píng)定方法

周堃， 王立新*， 譚詳升

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191

民用客機(jī)強(qiáng)調(diào)飛行的安全性和舒適性，由于設(shè)計(jì)與使用的特點(diǎn)，其短周期模態(tài)的自然頻率、操縱靈敏度與帶寬均較低，時(shí)間延遲較大，且一般采用不同于軍用運(yùn)輸機(jī)的控制律構(gòu)型。提出以軍用規(guī)范作為參照的電傳客機(jī)飛行品質(zhì)評(píng)定及適航審定方法，是現(xiàn)代民用客機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)的關(guān)鍵問題。為改善某放寬靜穩(wěn)定構(gòu)型客機(jī)的短周期飛行品質(zhì)，設(shè)計(jì)了迎角、C*和過載構(gòu)型飛行控制律。按咨詢通告AC25-7A所給出的操縱品質(zhì)等級(jí)評(píng)定方法(HQRM)，采用等效系統(tǒng)評(píng)定法、高階頻域法和高階時(shí)域法評(píng)定了閉環(huán)飛機(jī)的短周期飛行品質(zhì)及適航符合性。結(jié)果表明，軍用規(guī)范條款對(duì)時(shí)延和帶寬的限制對(duì)于客機(jī)可適當(dāng)放寬。對(duì)于迎角構(gòu)型，等效系統(tǒng)參數(shù)準(zhǔn)則、帶寬準(zhǔn)則和俯仰速率響應(yīng)準(zhǔn)則均適用；過載構(gòu)型評(píng)定應(yīng)采用等效系統(tǒng)參數(shù)準(zhǔn)則、俯仰速率響應(yīng)準(zhǔn)則；C*屬非常規(guī)響應(yīng)構(gòu)型，應(yīng)采用帶寬準(zhǔn)則和俯仰速率響應(yīng)準(zhǔn)則評(píng)定。

客機(jī)； 放寬靜穩(wěn)定性； 短周期模態(tài)； 飛行控制系統(tǒng)； 飛行控制律； 操縱品質(zhì)； 控制律構(gòu)型

短周期模態(tài)是飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)的強(qiáng)模態(tài)，它決定了飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性與操縱性，該模態(tài)的改善是飛機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)及閉環(huán)操縱品質(zhì)評(píng)定的重要內(nèi)容。

大型民用客機(jī)與軍用運(yùn)輸機(jī)在短周期特性的要求上存在一定差異。軍用運(yùn)輸機(jī)的飛行剖面涉及空中加油、地形跟蹤等A種飛行階段，對(duì)操縱品質(zhì)要求較高；民機(jī)無需完成這些高增益飛行任務(wù)，強(qiáng)調(diào)的是安全性和乘坐舒適性。因此，對(duì)于放寬靜穩(wěn)定性構(gòu)型電傳民機(jī)而言，其飛行控制律設(shè)計(jì)的思路與飛行品質(zhì)評(píng)定的側(cè)重點(diǎn)與軍機(jī)有所差異。

電傳客機(jī)適航審定的依據(jù)是適航條例。但其缺乏針對(duì)操穩(wěn)特性的定量規(guī)定[1-5]，不利于控制律的設(shè)計(jì)及優(yōu)化。針對(duì)這一情況，美國聯(lián)邦航空局(Federal Aviation Administration， FAA)試飛指南AC25-7A中提出了基于操縱品質(zhì)等級(jí)評(píng)定方法(Handling Qualities Rating Method， HQRM)的適航審定方法[6]，給出了民機(jī)適航符合性與軍用規(guī)范MIL-STD-1797A飛行品質(zhì)等級(jí)[7]之間的參考關(guān)系。然而，由于軍民用兩類飛機(jī)在操縱品質(zhì)要求上的差異，現(xiàn)有軍標(biāo)中的一些條款及品質(zhì)邊界經(jīng)修訂后方可應(yīng)用于民機(jī)的適航符合性審定。

本文以采用迎角、C*和過載3種控制律構(gòu)型的放寬靜穩(wěn)定客機(jī)為研究對(duì)象，針對(duì)其不同的短周期響應(yīng)特性，依照HQRM，分別采用低階等效系統(tǒng)、高階飛機(jī)頻域響應(yīng)和高階飛機(jī)時(shí)域響應(yīng)3種評(píng)定方法，開展了其短周期飛行品質(zhì)的評(píng)定研究，研究結(jié)果對(duì)現(xiàn)代電傳客機(jī)的飛行控制律設(shè)計(jì)與適航符合性評(píng)定等均具有一定的實(shí)用參考價(jià)值。

1 電傳客機(jī)操縱品質(zhì)的特點(diǎn)

放寬靜穩(wěn)定性電傳客機(jī)的操縱品質(zhì)呈現(xiàn)如下特點(diǎn)：

1) 閉環(huán)飛機(jī)短周期自然頻率較低

放寬靜穩(wěn)定客機(jī)本體的縱向靜穩(wěn)定性較差，通常需通過設(shè)計(jì)電傳控制系統(tǒng)來改善。但是，若對(duì)飛機(jī)靜穩(wěn)定性的過度補(bǔ)償則會(huì)影響閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度，還可能引發(fā)操縱舵面飽和等安全問題。因此，民機(jī)只要求適度增穩(wěn)，允許閉環(huán)飛機(jī)的短周期自然頻率較低。

2) 桿力靈敏度較低，等效延遲時(shí)間較大

圖1 時(shí)延與桿力靈敏度的關(guān)系Fig.1 Relationship between time delay and stick force control sensitivity

3) 俯仰響應(yīng)帶寬要求較低

帶寬表征閉環(huán)飛機(jī)復(fù)現(xiàn)快速變化的操縱指令的能力。為完成空中加油等需要連續(xù)施加精確操縱的機(jī)動(dòng)任務(wù)，軍用運(yùn)輸機(jī)的響應(yīng)帶寬較高，可復(fù)現(xiàn)快速變化的指令。在民機(jī)飛行剖面中，起降階段對(duì)人機(jī)系統(tǒng)響應(yīng)快速性的要求最高，但仍可通過緩慢的機(jī)動(dòng)來完成，故民機(jī)對(duì)俯仰響應(yīng)帶寬的要求較低。

4) 閉環(huán)飛機(jī)響應(yīng)類型不同于軍用運(yùn)輸機(jī)

電傳系統(tǒng)可根據(jù)不同階段的要求剪裁飛機(jī)的操穩(wěn)特性。為滿足起降、空中加油、編隊(duì)以及低空飛行等復(fù)雜飛行任務(wù)的需求，軍用運(yùn)輸機(jī)的電傳控制律采用常規(guī)、俯仰速率、過載、俯仰角和迎角等多種構(gòu)型[9]；電傳客機(jī)縱向控制律的設(shè)計(jì)主要針對(duì)起降、巡航等非精確跟蹤任務(wù)，通常采用迎角構(gòu)型、過載構(gòu)型和C*構(gòu)型等。不同的響應(yīng)類型應(yīng)用于不同階段，其操縱品質(zhì)要求也有所差異。

2 民機(jī)操縱品質(zhì)等級(jí)評(píng)定方法

現(xiàn)代客機(jī)采用電傳系統(tǒng)，其飛行動(dòng)力學(xué)特性、飛控系統(tǒng)失效形式均不同于常規(guī)客機(jī)，僅依照FAR25、CCAR25等規(guī)范開展適航審定是不夠的[6]。針對(duì)此類飛機(jī)，應(yīng)采用HQRM開展適航審定。

HQRM是基于飛控系統(tǒng)故障、大氣擾動(dòng)以及飛行包線等影響飛行安全事件(出現(xiàn)概率分別為Xc、Xa和Xe)的組合及其概率的定量適航驗(yàn)證方法，其中上述3種因素的組合概率的表達(dá)式為

X=XcXaXe

(1)

對(duì)于發(fā)生概率不同的事件，飛機(jī)應(yīng)滿足不同的品質(zhì)等級(jí)要求，如表1[6]所示。X<10-9(每109飛行小時(shí)發(fā)生1次，下同)的事件是極不可能發(fā)生的，適航審定不予考慮。X>10-9時(shí)，應(yīng)先計(jì)算XaXc，當(dāng)XaXc介于1與10-5之間時(shí)，按較可能發(fā)生的事件(Probable Condition)歸類；XaXc介于10-5和10-9之間時(shí)，則按不太可能發(fā)生的事件(Improbable Condition)歸類。最后，按所考慮的大氣擾動(dòng)及飛行包線狀態(tài)確定滿足適航符合性的最低操縱品質(zhì)等級(jí)。

表1中正常包線 (Normal Flight Envelope, NFE)、使用包線 (Operational Flight Envelope, OFE)和限制包線 (Limit Flight Envelope, LFE)分別表征客機(jī)正常運(yùn)營、飛行狀態(tài)偏離正常并觸發(fā)告警和飛行狀態(tài)處于包線邊緣并觸發(fā)包線保護(hù)功能的飛行狀態(tài)。FAA操縱品質(zhì)分為 “滿意”(Satisfactory, SAT)、“可接受” (Adequate, ADQ)和“可控” (Controllable, CON) 3個(gè)品質(zhì)等級(jí)。對(duì)于不同的飛行狀態(tài)組合及其發(fā)生概率，可查表1確定滿足適航符合性的最低操縱品質(zhì)等級(jí)。電傳系統(tǒng)采用余度配置，單個(gè)故障的發(fā)生概率與其對(duì)飛行安全的影響程度通常呈反比關(guān)系。綜合考慮上述3個(gè)因素，對(duì)飛行安全影響較小的事件的出現(xiàn)概率較高，此時(shí)對(duì)操縱品質(zhì)等級(jí)的要求也較高，反之只需滿足較低的品質(zhì)等級(jí)。

表1 最低操縱品質(zhì)要求[6]Table 1 Requirements for minimum handling qualities[6]

為方便開展定量分析，給出了FAA操縱品質(zhì)等級(jí)與Cooper-Harper評(píng)分、軍用規(guī)范MIL-STD-1797A品質(zhì)等級(jí)的對(duì)照關(guān)系，如表2所示。

表2 操縱品質(zhì)評(píng)定對(duì)照關(guān)系Table 2 Handling qualities rating chart

綜上，可借助軍用規(guī)范中的定量邊界，針對(duì)特定飛行狀態(tài)及其組合概率，確定電傳客機(jī)滿足適航符合性的飛行品質(zhì)定量要求。

3 高階閉環(huán)飛機(jī)的短周期品質(zhì)評(píng)定方法

FAR25 B分部僅對(duì)民用飛機(jī)的短周期阻尼做出了重阻尼的要求(短周期振蕩幅值須在2個(gè)周期內(nèi)衰減至初始值的1/10，相當(dāng)于阻尼比ζsp=0.20)。放寬靜穩(wěn)定客機(jī)本體受擾后姿態(tài)回復(fù)較慢，在大迎角狀態(tài)下易危及飛行安全。對(duì)此，行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)ARP4104[10]也只作了“短周期響應(yīng)不應(yīng)過于遲鈍或過于靈敏”的建議?？梢娒駲C(jī)設(shè)計(jì)及審定時(shí)，對(duì)短周期模態(tài)的要求較模糊。相較之下，MIL-STD-1797A規(guī)范[7]中電傳飛機(jī)該模態(tài)特性的要求較為全面及詳盡，共給出了3類評(píng)定方法，6個(gè)準(zhǔn)則，可供電傳客機(jī)設(shè)計(jì)參考。

3.1 等效系統(tǒng)評(píng)定方法

CAP準(zhǔn)則針對(duì)閉環(huán)飛機(jī)姿態(tài)與軌跡的運(yùn)動(dòng)關(guān)系、短周期動(dòng)穩(wěn)定性、時(shí)延以及縱向靜操縱性等多方面進(jìn)行評(píng)定。等效系統(tǒng)參數(shù)準(zhǔn)則采用ωnspTθ、ζsp和τθ等參數(shù)開展評(píng)定[7-8](品質(zhì)邊界圖可參見算例部分)，反映了閉環(huán)飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)中姿態(tài)與軌跡變化的關(guān)系：ωnsp越大，飛機(jī)的初始姿態(tài)響應(yīng)越急劇，反之則越遲鈍；Tθ越大，姿態(tài)與軌跡響應(yīng)的分離越明顯，俯仰姿態(tài)初始響應(yīng)也顯得越急劇。此外，該準(zhǔn)則還評(píng)定ζsp、ωnsp和τθ等參數(shù)，意在保證理想的短周期阻尼、頻率及時(shí)延特性。雖然評(píng)定時(shí)未涉及過載靈敏度n/α、操縱力梯度Fe/nz等參數(shù)，評(píng)定內(nèi)容不及CAP準(zhǔn)則全面，但原理相近，且流程簡單，故擬采用該準(zhǔn)則進(jìn)行評(píng)定。

3.2 高階系統(tǒng)頻域方法

對(duì)于非常規(guī)響應(yīng)類型的飛機(jī)，等效擬配的失配度較大，應(yīng)直接針對(duì)高階飛機(jī)的響應(yīng)特性來評(píng)定其短周期品質(zhì)。

帶寬準(zhǔn)則和閉環(huán)準(zhǔn)則屬高階系統(tǒng)頻域評(píng)定方法。其中，帶寬準(zhǔn)則主要針對(duì)閉環(huán)飛機(jī)，考查人機(jī)系統(tǒng)復(fù)現(xiàn)快速變化指令的能力；閉環(huán)準(zhǔn)則針對(duì)人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)，重點(diǎn)考慮其動(dòng)穩(wěn)定性。在起降狀態(tài)，電傳客機(jī)對(duì)跟隨操縱指令的要求比其他飛行狀態(tài)更高，故本文擬采用帶寬準(zhǔn)則來進(jìn)行評(píng)定。

帶寬ωBW表征駕駛員施加操縱時(shí)，在同時(shí)滿足6 dB、45°穩(wěn)定裕度的前提下，人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)能夠復(fù)現(xiàn)的快速變化的俯仰姿態(tài)指令的最大頻率[11]；τp表征閉環(huán)飛機(jī)高頻段相位滯后對(duì)人機(jī)系統(tǒng)穩(wěn)定裕度的影響，與等效延遲時(shí)間τθ相似。綜上，帶寬準(zhǔn)則在兼顧人機(jī)系統(tǒng)穩(wěn)定性的同時(shí)，通過規(guī)定可接受的最小ωBW和最大τp(包絡(luò)圖見算例)確保閉環(huán)飛機(jī)能快速跟隨操縱指令。

3.3 高階系統(tǒng)時(shí)域方法

俯仰速率準(zhǔn)則和Gibson準(zhǔn)則[7-8]屬高階系統(tǒng)時(shí)域評(píng)定方法。其中，俯仰速率準(zhǔn)則主要針對(duì)巡航和起降狀態(tài)閉環(huán)飛機(jī)的俯仰速率響應(yīng)；Gibson準(zhǔn)則主要針對(duì)高機(jī)動(dòng)性飛機(jī)精確跟蹤和場域階段的跟蹤及回落特性，但未給出飛行品質(zhì)等級(jí)的量化邊界。綜上，前者與電傳客機(jī)的使用及設(shè)計(jì)特點(diǎn)較吻合，故采用此準(zhǔn)則來進(jìn)行評(píng)定。

4 電傳客機(jī)建模

基于波音747-100飛機(jī)[12]，將機(jī)翼前移1 m，平尾面積減小約40 m2，以減小其穩(wěn)定裕度。表3示出了進(jìn)近狀態(tài)(馬赫數(shù)Ma=0.2、海平面、著陸構(gòu)型)和巡航狀態(tài)(Ma=0.5、高度6 096 m、干凈構(gòu)型)下，放寬靜穩(wěn)定性(Relaxed Static Stability, RSS)前后飛機(jī)短周期頻率ωnsp及CAP的變化。

表3 本體CAP等級(jí)評(píng)定Table 3 Gradings of bare airframe CAP

可見隨著縱向靜穩(wěn)定裕度的減小，進(jìn)近和巡航狀態(tài)飛機(jī)本體的短周期自然頻率ωnsp分別下降為0.54 rad/s、0.60 rad/s，CAP也由“滿意”等級(jí)下降為“可接受”等級(jí)，不滿足HQRM對(duì)正常狀態(tài)下飛行品質(zhì)等級(jí)的要求。

為改善短周期飛行品質(zhì)，參照空客A320飛機(jī)的縱向飛行控制律[13]，設(shè)計(jì)了C*、法向過載nz和迎角α3種構(gòu)型的飛行控制律，如圖2所示。圖中：KP和KI分別為控制律比例增益和積分增益；KS為水平安定面配平增益；Kq為俯仰阻尼器增益；KδeC*、Kδenz和Kδeα分別為C*、過載和迎角增穩(wěn)反饋增益；δH和δe分別為水平安定面偏度和升降舵偏角。

圖2 縱向飛行控制律結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Structure of longitudinal flight control laws

飛機(jī)處于低速飛行狀態(tài)時(shí)，q是縱向運(yùn)動(dòng)與駕駛員所感受的主要變量，控制律采用C*構(gòu)型如圖2(a)所示。C*=Δnz+(VCO/g)q是法向過載增量Δnz和q的混合變量，交叉速度VCO(此處取為120 m/s)與重力加速度g表征了C*指令中過載與俯仰速率的比例，當(dāng)空速V=VCO時(shí)，C*指令中兩部分的幅值相等?？刂坡傻膬?nèi)回路由俯仰阻尼器和增穩(wěn)反饋回路組成；外回路由比例-積分通道和側(cè)桿指令成形環(huán)節(jié)組成(桿力梯度取為50 N/g[7, 14-15]，各構(gòu)型同)，提供控制增穩(wěn)功能。自動(dòng)配平環(huán)節(jié)對(duì)升降舵舵偏增量Δδe進(jìn)行積分，通過平尾偏轉(zhuǎn)δH卸除升降舵的鉸鏈力矩。

飛機(jī)處于中高速巡航飛行狀態(tài)時(shí)，nz是縱向運(yùn)動(dòng)與駕駛員感受的主要變量，此時(shí)控制律采用過載構(gòu)型(見圖2(b))。其結(jié)構(gòu)與C*控制律類似，只是增穩(wěn)反饋和機(jī)動(dòng)指令回路的反饋信號(hào)為nz，桿力指令與過載對(duì)應(yīng)。

迎角構(gòu)型控制律如圖2(c)所示，主要用于速度過低、迎角過大時(shí)的飛行包線保護(hù)。其結(jié)構(gòu)與前兩種構(gòu)型的控制律類似，增穩(wěn)反饋和指令反饋信號(hào)為迎角，該控制構(gòu)型不具備自動(dòng)配平功能。

對(duì)于3種控制構(gòu)型，可根據(jù)操縱品質(zhì)的設(shè)計(jì)要求，通過飛機(jī)本體運(yùn)動(dòng)模型的短周期簡化，求取閉環(huán)飛機(jī)響應(yīng)對(duì)桿力指令的傳遞函數(shù)，并進(jìn)行零極點(diǎn)配置，來完成控制律的調(diào)參設(shè)計(jì)[13]。

5 評(píng)定算例

由于所評(píng)定的飛行狀態(tài)(進(jìn)近及巡航)均處于正常包線內(nèi)，飛控系統(tǒng)處于正常工作狀態(tài)，不考慮大氣擾動(dòng)對(duì)短周期模態(tài)特性的影響 (大氣擾動(dòng)可視為對(duì)短周期模態(tài)的激勵(lì)，對(duì)短周期特性的實(shí)際影響很小)，故滿足適航符合性的最低操縱品質(zhì)等級(jí)應(yīng)按“正常包線+輕微大氣擾動(dòng)+較可能發(fā)生的事件”的組合確定，也即飛行品質(zhì)應(yīng)是“令人滿意的”。

5.1 迎角構(gòu)型閉環(huán)品質(zhì)評(píng)定

在電傳客機(jī)的3種控制構(gòu)型中，迎角構(gòu)型下閉環(huán)飛機(jī)的響應(yīng)特性與常規(guī)飛機(jī)最接近(飛機(jī)處于進(jìn)近狀態(tài)，如圖3所示)。該構(gòu)型用于包線保護(hù)，應(yīng)能快速跟隨操縱桿生成的迎角指令?？刂坡砂处苨p=0.7、ωnsp=1.5 rad/s調(diào)參。實(shí)際飛機(jī)的本體運(yùn)動(dòng)特性由4階線化運(yùn)動(dòng)方程表征[12]，升降舵特性以慣性環(huán)節(jié)表征。

圖3 閉環(huán)飛機(jī)(迎角構(gòu)型)俯仰軸階躍響應(yīng)Fig.3 Pitch axis step-response with augmented aircraft (angle of attack mode)

1) 等效系統(tǒng)方法評(píng)定

擬配結(jié)果為

(2)

式中：Fe為縱向操縱力，N。等效參數(shù)ζsp=0.80、ωnspTθ=2.57，操縱品質(zhì)等級(jí)為“滿意”，如圖4所示。對(duì)應(yīng)的延遲時(shí)間為0.14 s，若簡單按照軍標(biāo)評(píng)定，僅達(dá)到“可接受”等級(jí)。MIL-STD-1797A[7]給定的延遲時(shí)間等級(jí)并未考慮桿力靈敏度與等效時(shí)延的關(guān)系[8, 16]。由等效ωnsp=

圖4 迎角控制構(gòu)型下的短周期評(píng)定結(jié)果(進(jìn)近狀態(tài))Fig.4 Short term pitch response rating of angle of attack control mode (power approach)

1.36 rad/s，可知桿力靈敏度較低，等效時(shí)延限制應(yīng)適當(dāng)放寬。針對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)，文獻(xiàn)[16]將“滿意”、“可接受”、“可控”等級(jí)的邊界分別劃為τθ<0.20 s、τθ<0.27 s、τθ<0.43 s。故迎角構(gòu)型閉環(huán)飛機(jī)最終滿足“滿意”等級(jí)。

2) 帶寬準(zhǔn)則評(píng)定

根據(jù)迎角構(gòu)型閉環(huán)飛機(jī)俯仰姿態(tài)角θ對(duì)縱向操縱力的頻響曲線，可得閉環(huán)飛機(jī)的ωBW=1.68 rad/s、τp=0.11 s。若按軍標(biāo)邊界，閉環(huán)飛機(jī)進(jìn)近時(shí)ωBW不得低于2.5 rad/s，τp不得超過0.1 s[7]。所設(shè)計(jì)的電傳控制律顯然不滿足上述要求。

由控制增穩(wěn)的原理可知，提高帶寬的直接方法是通過增穩(wěn)提高ωnsp。對(duì)于靜穩(wěn)定度較小的民用客機(jī)，僅追求提高帶寬容易導(dǎo)致短周期阻尼惡化和大幅值操縱時(shí)的舵面飽和。文獻(xiàn)[17]指出，2.5～3.0 rad/s的帶寬已足以保證軍用運(yùn)輸機(jī)順利完成空中加油等精確跟蹤類飛行任務(wù)；電傳客機(jī)的飛行剖面無此類任務(wù)，對(duì)帶寬的要求顯然不會(huì)高于前者，故應(yīng)適度放寬帶寬及時(shí)延邊界。文獻(xiàn)[18]將起降階段帶寬“滿意”邊界放寬至1.3 rad/s，并放寬了時(shí)延限制，如圖5所示。采用新邊界后，閉環(huán)飛機(jī)的短周期品質(zhì)最終達(dá)到了“滿意”等級(jí)。

圖5 進(jìn)近狀態(tài)下的帶寬及時(shí)延等級(jí)(迎角構(gòu)型)Fig.5 Bandwidth and time delay grading of power approach (angle of attack mode)

3)俯仰速率準(zhǔn)則評(píng)定

圖6 俯仰角加速率對(duì)桿力的頻響曲線(迎角構(gòu)型)Fig.6 Frequency response of pitch acceleration to stick force (angle of attack mode)

表4 迎角構(gòu)型閉環(huán)飛機(jī)的俯仰速率階躍響應(yīng)評(píng)定

Table4Pitchrateresponseratingsofaugmentedaircraft(angleofattackmode)

綜上，閉環(huán)飛機(jī)俯仰速率階躍響應(yīng)的特征參數(shù)均滿足HQRM品質(zhì)評(píng)定的“滿意”等級(jí)。3條準(zhǔn)則的評(píng)定結(jié)果均表明迎角構(gòu)型閉環(huán)飛機(jī)滿足適航符合性要求。

5.2 過載構(gòu)型閉環(huán)品質(zhì)評(píng)定

由于迎角與升力之間存在近似線性的關(guān)系，高速飛行時(shí)控制法向過載與控制飛行迎角相近,因此過載構(gòu)型閉環(huán)飛機(jī)的響應(yīng)特性也與常規(guī)飛機(jī)相近?？刂坡砂处苨p=0.65、ωnsp=1.5 rad/s調(diào)參。巡航狀態(tài)下閉環(huán)飛機(jī)對(duì)階躍桿力的響應(yīng)如圖7所示。

巡航狀態(tài)以緩和機(jī)動(dòng)為主，并不強(qiáng)調(diào)操縱響應(yīng)的快速性。故不采用帶寬準(zhǔn)則評(píng)定(該準(zhǔn)則也缺乏此飛行狀態(tài)的品質(zhì)邊界)，只用等效系統(tǒng)參數(shù)準(zhǔn)則與俯仰速率準(zhǔn)則評(píng)定。

1) 等效系統(tǒng)參數(shù)評(píng)定

經(jīng)擬配得，ζsp=0.61、ωnsp=1.68 rad/s、Tθ=2.47 s、τθ=0.103 6 s。等效參數(shù)評(píng)定結(jié)果如圖8所示。

圖7 閉環(huán)飛機(jī)(過載構(gòu)型)的俯仰軸階躍響應(yīng)Fig.7 Pitch axis step-response with augmented aircraft (load factor mode)

圖8 過載構(gòu)型下的短周期評(píng)定結(jié)果Fig.8 Short periodic pitch response rating of load factor mode

由圖8可見，閉環(huán)飛機(jī)各響應(yīng)參數(shù)均達(dá)到“滿意”等級(jí)。

2) 俯仰速率準(zhǔn)則評(píng)定

總之，閉環(huán)飛機(jī)俯仰速率階躍響應(yīng)的特征參數(shù)均滿足HQRM品質(zhì)評(píng)定的“滿意”等級(jí)。綜上，過載構(gòu)型閉環(huán)飛機(jī)也滿足適航符合性要求。

5.3 C*構(gòu)型閉環(huán)品質(zhì)評(píng)定

飛機(jī)處于進(jìn)近狀態(tài)，控制律按ζsp=0.7、ωnsp=2.0 rad/s調(diào)參。閉環(huán)飛機(jī)的階躍響應(yīng)如圖9所示。

表5過載構(gòu)型閉環(huán)飛機(jī)的俯仰速率階躍響應(yīng)

Table5Pitchrateresponseofloadfactormodeaugmentedaircraft

圖9 C*構(gòu)型閉環(huán)飛機(jī)與常規(guī)飛機(jī)的俯仰階躍響應(yīng)Fig.9 Pitch axis step response with augmented aircraft (C* mode) and classical aircraft

C*是nz與q的混合變量，飛機(jī)以低于VCO的速度定常拉升時(shí)，q分量占優(yōu)。為保證理想的C*響應(yīng)特性(見圖9(a))，q上升時(shí)間短且超調(diào)量大， 響應(yīng)存在明顯滯后且無超調(diào) (見圖9(b))；而常規(guī)飛機(jī)nz與q響應(yīng)均存在超調(diào)，且nz響應(yīng)的滯后時(shí)間較短(見圖9(c))?？梢?，C*閉環(huán)飛機(jī)具有非常規(guī)響應(yīng)特性，等效擬配的失配度較大，應(yīng)采用帶寬準(zhǔn)則和俯仰速率準(zhǔn)則評(píng)定。

1) 帶寬準(zhǔn)則評(píng)定

根據(jù)C*構(gòu)型閉環(huán)飛機(jī)θ對(duì)Fe的頻響特性，計(jì)算得閉環(huán)飛機(jī)的ωBW=2.02 rad/s、τp=0.103 s，在適度放寬帶寬和時(shí)延要求后，其短周期特性滿足起降狀態(tài)的“滿意”等級(jí)要求[18](邊界參見圖5)。

2) 俯仰速率準(zhǔn)則評(píng)定

表6C*構(gòu)型閉環(huán)飛機(jī)的俯仰速率階躍響應(yīng)

Table6Pitchrateresponseofaugmentedaircraft(C*mode)

總之，閉環(huán)飛機(jī)俯仰速率階躍響應(yīng)的特征參數(shù)均滿足HQRM品質(zhì)評(píng)定的“滿意”等級(jí)。綜上，C*構(gòu)型閉環(huán)飛機(jī)滿足適航符合性要求。

6 結(jié) 論

1) 電傳客機(jī)操穩(wěn)特性應(yīng)滿足的基本要求是適航條例，其短周期飛行品質(zhì)的評(píng)定應(yīng)按照操縱品質(zhì)等級(jí)評(píng)定方法開展。在典型飛行狀態(tài)點(diǎn)上，閉環(huán)飛機(jī)的操縱品質(zhì)應(yīng)達(dá)到“滿意”，對(duì)應(yīng)的軍標(biāo)等級(jí)為1級(jí)。

2) 電傳客機(jī)飛行品質(zhì)的設(shè)計(jì)要求低于軍用運(yùn)輸機(jī)。因此采用MIL-STD-1797A的準(zhǔn)則評(píng)定時(shí)，應(yīng)適當(dāng)降低閉環(huán)飛機(jī)響應(yīng)時(shí)延和人機(jī)系統(tǒng)閉環(huán)帶寬等要求。

3) 電傳客機(jī)在不同的飛行階段采用了C*、法向過載和迎角3種不同構(gòu)型的飛行控制律，在具體評(píng)定條款的選擇上有所差異。

4) 采用迎角控制律時(shí)，閉環(huán)飛機(jī)的響應(yīng)特性與經(jīng)典飛機(jī)最為接近，且此時(shí)飛機(jī)通常處于起降階段，故適于采用等效系統(tǒng)方法、帶寬準(zhǔn)則和俯仰速率準(zhǔn)則進(jìn)行評(píng)定；過載控制律主要用于巡航階段，閉環(huán)飛機(jī)響應(yīng)特性也接近于常規(guī)飛機(jī)，等效系統(tǒng)方法和俯仰速率方法較適用；C*控制律主要用于低速階段，閉環(huán)飛機(jī)響應(yīng)特性與經(jīng)典飛機(jī)有較大不同，難于獲得理想的等效系統(tǒng)模型，適于采用帶寬準(zhǔn)則、俯仰速率準(zhǔn)則等直接針對(duì)高階飛機(jī)的評(píng)定條款。

[1] Abzug M J, Larrabee E E. Airplane stability and control: a history of the technologies that made aviation possible. 2nd ed. Cambridge: Cambridge University Press, 2002: 32.

[2] Federal Aviation Administration. FAR-25: airworthiness standard: transport category airplanes. Washington D. C.: Federal Aviation Administration, 1968: Subpart B- Flight.

[3] Joint Aviation Authority. JAR25: joint aviation requirement. Cologne, Germany: Joint Aviation Authority, 1994： Section 1-Requirements, Subpart B-Flight.

[4] Wang L X. Airworthiness regulation, flying qualities specifications and design criterions. Flight Dynamics, 2000, 18(2): 1-4. (in Chinese)

王立新. 適航性條例、飛行品質(zhì)規(guī)范和設(shè)計(jì)準(zhǔn)則.飛行力學(xué), 2000, 18(2): 1-4.

[5] Civil Aviation Authority of China. CCAR25-R4: China civil aviation regulation: part 25: airworthiness standards: transport category airplanes. Beijing: Civil Aviation Authority of China, 2009: Subpart B-Flight. (in Chinese)

中國民用航空局. CCAR25-R4 中國民用航空規(guī)章第25部: 運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn). 北京: 中國民用航空局, 2009: B分部-飛行.

[6] Federal Aviation Administration. AC No.25-7A. flight test guide for certification of transport category airplanes. Washington D.C.: Federal Aviation Administration, 1998: Appendix 7.

[7] U.S. Department of Defense. MIL-STD-1797A flying qualities for piloted airplanes. Arlington: U.S. Department of Defense, 1990.

[8] Gao J Y, Li L Y, Feng Y C. Aircraft handling qualities. Beijing: National Defence Industry Press, 2003: 77-81. (in Chinese)

高金源, 李陸豫, 馮亞昌. 飛機(jī)飛行品質(zhì). 北京: 國防工業(yè)出版社, 2003: 77-81.

[9] An G. Analysis of control law modes and development techniques for advanced civil aircraft. Compilation of the Symposium on Active Control Technologies and Control Law Development Techniques. Xi’an: First Aircraft Institute, 2005: 57-70. (in Chinese)

安剛. 先進(jìn)民機(jī)電傳控制律構(gòu)型和設(shè)計(jì)方法分析.主動(dòng)控制與控制律設(shè)計(jì)技術(shù)研討會(huì)文集. 西安: 中航第一飛機(jī)研究院, 2005: 57-70.

[10] Society of Automotive Engineers. ARP4104: design objectives for handling qualities of transport aircraft. Warrendale: Society of Automotive Engineers, 2007: 8-9.

[11] Sun H Z. Principles of automatic control. Rev. version. Beijing: Central Broadcasting and Television University Press, 1994: 117. (in Chinese)

孫虎章. 自動(dòng)控制原理. 修訂版. 北京: 中央廣播電視大學(xué)出版社, 1994: 117.

[12] Etkin B, Reid L D. Dynamics of flight: stability and control. 3rd ed. New York: John Wiley and Sons Inc., 1996: 369-372.

[13] Brockhaus R. Flugregelung. Jin C J， translated. Beijing: National Defense Press, 1999: 494-498. (in Chinese)

魯?shù)婪虿剂_克豪斯. 飛行控制. 金長江， 譯. 北京: 國防工業(yè)出版社, 1999: 494-498.

[14] Hanke D, Herbst C. Active sidestick technology: a mean for improving situational awareness. Aerospace Science Technology, 1999, 3(8): 525-532.

[15] Airbus Industrie. A320 flight crew operating manual vol. 1: flight control. Blagnac Cedex: Airbus Industrie, 1998.

[16] Rossitto K F, Hodgekinson J. Longitudinal and lateral-directional flying qualities investigation of high-order characteristics for advanced-technology transports. AIAA-1993-3815, 1993.

[17] Iloputaife O I, Svoboda G J, Bailey T M. Handling qualities design of the C-17A for receiver-refueling. AIAA-1996-3746, 1996.

[18] Mitchell D G, Doman D B, Key D L, et al. The evolution, revolution, and challenges of handling qualities. AIAA-2003-5465, 2003.

HandlingQualitiesAssessmentofShortPeriodModeforFly-by-WirePassengerAirlinerwithRelaxedStaticStabilityDesign

ZHOUKun,WANGLixin*,TANXiangsheng

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100191,China

Thehandlingqualitiesdesignofafly-by-wirepassengerairlinerplacesgreatemphasisonsafetyandcomfort.Lowershortperiodfrequency,controlsensitivity,bandwidthandhighertimedelayareexpectedonairlinersduetoitsdesignandoperatingcharacteristics.Moreover,thecontrollawdesignsdifferfrommilitaryairliftaircraft.Developingahandlingqualitiesandairworthinessassessmentmethod,whichtakemilitarystandardsasreference,iscrucialtotheflightcontrollawdesignforapassengeraircraft.InthispaperaflightcontrollawwithC*mode,loadfactormodeandangleofattackmodearedevelopedtoimprovetheshortperiodhandlingqualitiesofarelaxedstaticstabilitypassengerjet.Handlingqualitiesandairworthinessassessment,basedonhandlingqualitiesratingmethod(HQRM)fromadvisorycurriculumAC25-7A,isusedtoexaminetheshortperiodhandlingqualitiesoftheaugmentedairplane.Loworderequivalentsystemsmethod,bandwidthcriterionandpitchrateresponsecriterionareusedintheassessment.Resultsindicatethattimedelayandbandwidthrestrictionsfrommilitaryspecificationsshouldberelaxedwhenappliedtopassengeraircraft.Forconventionalresponsetypesuchastheangleofattackmode,allthreecriteriaareapplicable.Loworderequivalentsystemsandpitchratecriteriaaresuitableforloadfactormode.C*modefeaturesanunconventionalresponsetype,thusonlybandwidthandpitchrateresponsecriteriaareapplicable.

passengeraircraft;relaxedstaticstability;shortperiodmode;flightcontrolsystem;flightcontrollaw;handlingqualities;controlmode

2011-12-30；Revised2012-01-18；Accepted2012-04-08；Publishedonline2012-04-171002

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20120417.1002.003.html

.Tel.：010-82338821E-mailbhu_wlx@tom.com

2011-12-30;退修日期2012-01-18;錄用日期2012-04-08; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

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ZhouK,WangLX,TanXS.Handlingqualitiesassessmentofshortperiodmodeforfly-by-wirepassengerairlinerwithrelaxedstaticstabilitydesign.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2012,33(9):1606-1615. 周堃，王立新，譚祥升．放寬靜穩(wěn)定電傳客機(jī)縱向短周期品質(zhì)評(píng)定方法．航空學(xué)報(bào),2012,33(9):1606-1615.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

1000-6893(2012)09-1606-10

V212.1

A

周堃男， 博士研究生。主要研究方向： 電傳客機(jī)飛行控制及飛行品質(zhì)。

Tel: 010-82338821

E-mail: zhoukun@ase.buaa.edu.cn

王立新男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 飛行力學(xué)與飛行控制。

Tel: 010-82338821

E-mail: bhu_wlx@tom.com

譚祥升男， 博士研究生。主要研究方向： 飛行力學(xué)與飛行試驗(yàn)。

E-mail: tanxiangsheng@sina.com