民用飛機(jī)PIO工程預(yù)測(cè)準(zhǔn)則及試飛方法研究

劉軍，付琳，徐南波

(中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海　201210)

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民用飛機(jī)PIO工程預(yù)測(cè)準(zhǔn)則及試飛方法研究

劉軍，付琳，徐南波

(中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

駕駛員誘發(fā)振蕩(PIO)是備受關(guān)注的適航安全性問(wèn)題之一。以某民用飛機(jī)為研究對(duì)象，設(shè)計(jì)階段通過(guò)工程預(yù)測(cè)準(zhǔn)則計(jì)算分析其Ⅰ類(lèi)、Ⅱ類(lèi)PIO趨勢(shì)，適航驗(yàn)證階段參考AC25-7A給出民用飛機(jī)的PIO試飛方法與評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)。通過(guò)試飛驗(yàn)證的飛行數(shù)據(jù)，結(jié)合飛行員評(píng)價(jià)，表明該民用飛機(jī)在試飛期間不存在PIO趨勢(shì)，滿(mǎn)足CCAR25規(guī)章要求，且試飛結(jié)果與理論預(yù)測(cè)結(jié)果一致。

民用飛機(jī)；駕駛員誘發(fā)振蕩；預(yù)測(cè)準(zhǔn)則；試飛方法；試飛評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)

0　引　言

在民用飛機(jī)的安全性、經(jīng)濟(jì)性和舒適性設(shè)計(jì)要求中，安全性是首要且關(guān)鍵的要求。駕駛員誘發(fā)振蕩(Pilot Induced Oscillation，簡(jiǎn)稱(chēng)PIO)是影響航空飛行器安全的重要因素之一[1-2]。AC25-7A試飛指南[3]明確指出，為了保證飛機(jī)能夠滿(mǎn)足適航規(guī)章CCAR25.143(a)和(b)所要求的飛行品質(zhì)，必須由駕駛員通過(guò)高增益閉環(huán)任務(wù)評(píng)定飛機(jī)以確定遇到不利PIO趨勢(shì)的可能性是極小的。PIO趨勢(shì)是由于非正常的飛機(jī)和駕駛員動(dòng)力學(xué)特性相互影響，使得人-機(jī)系統(tǒng)閉環(huán)失穩(wěn)而造成的[4]。根據(jù)產(chǎn)生的機(jī)理不同，PIO可分為三類(lèi)[5]：Ⅰ類(lèi)——線性的人機(jī)耦合振蕩；Ⅱ類(lèi)——帶位移/速率非線性特性的準(zhǔn)線性人機(jī)耦合振蕩；Ⅲ類(lèi)——由模態(tài)轉(zhuǎn)換等瞬態(tài)變換導(dǎo)致的非線性人機(jī)耦合振蕩。

歐美國(guó)家十分重視PIO問(wèn)題，并針對(duì)該問(wèn)題開(kāi)展了深入研究，提出了多種有效的PIO工程預(yù)測(cè)方法[6-7]，還通過(guò)分析不同飛機(jī)的試飛數(shù)據(jù)確定了PIO發(fā)生的邊界條件，其研究成果已經(jīng)被應(yīng)用于民用飛機(jī)的設(shè)計(jì)階段與適航取證階段。針對(duì)PIO問(wèn)題，國(guó)內(nèi)重點(diǎn)研究了Ⅱ類(lèi)PIO的預(yù)測(cè)與抑制，開(kāi)展了電傳飛機(jī)的飛行試驗(yàn)等研究[8-11]，但關(guān)于民用飛機(jī)適航取證方面的研究較少。

民用飛機(jī)的PIO問(wèn)題是民航審查十分關(guān)注的適航安全性問(wèn)題之一。如何在民用飛機(jī)的設(shè)計(jì)階段規(guī)避潛在的PIO趨勢(shì)，以及在試飛驗(yàn)證階段通過(guò)合理的試飛方法證明飛機(jī)存在PIO趨勢(shì)的可能性是極小的成為研究的熱點(diǎn)和難點(diǎn)問(wèn)題。

本文以某民用飛機(jī)為研究對(duì)象，設(shè)計(jì)階段通過(guò)工程計(jì)算方法預(yù)測(cè)其Ⅰ類(lèi)、Ⅱ類(lèi)PIO趨勢(shì)，適航驗(yàn)證階段參考AC25-7A給出適航符合性試飛方法，并結(jié)合試飛試驗(yàn)，來(lái)驗(yàn)證該民用飛機(jī)的PIO趨勢(shì)是否滿(mǎn)足相關(guān)要求。

1?、耦?lèi)PIO預(yù)測(cè)準(zhǔn)則

Ⅰ類(lèi)PIO趨勢(shì)通常采用帶寬/回落準(zhǔn)則(Bandwidth/Dropback)[12]。飛行實(shí)踐表明，采用該準(zhǔn)則預(yù)測(cè)飛機(jī)俯仰跟蹤和著陸狀態(tài)的PIO敏感性效果較好。將計(jì)算得到的準(zhǔn)則參數(shù)(帶寬準(zhǔn)則的帶寬ωBW、時(shí)間延遲τp和回落準(zhǔn)則的qmax/qss、Δθmax/qss)畫(huà)到帶寬/回落的(時(shí)域)準(zhǔn)則評(píng)估圖上，如圖1所示。

(a) 帶寬準(zhǔn)則

(b) 回落準(zhǔn)則 圖1　帶寬/回落(時(shí)域)準(zhǔn)則評(píng)估圖Fig.1　Bandwidth/Dropback evaluation criteria

由此建立的PIO趨勢(shì)評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)如下：

(1) 若標(biāo)注點(diǎn)落入A區(qū)，則飛機(jī)無(wú)PIO趨勢(shì)；

(2) 若標(biāo)注點(diǎn)落入B區(qū)，且回落不滿(mǎn)足要求，則飛機(jī)有PIO趨勢(shì)；若標(biāo)注點(diǎn)落入B區(qū)，但回落滿(mǎn)足要求，則飛機(jī)無(wú)PIO趨勢(shì)；

(3) 若標(biāo)注點(diǎn)落入C區(qū)，則飛機(jī)有PIO趨勢(shì)。

由于真實(shí)飛機(jī)是高階非線性系統(tǒng)，運(yùn)用上述方法分析PIO趨勢(shì)時(shí)需采用低階等效擬配，以獲得短周期等效的阻尼、頻率、時(shí)間延遲和帶寬等參數(shù)。

以典型縱向增穩(wěn)控制模型為例(如圖2所示)，采用低階等效擬配得到起飛構(gòu)型、速度160 knot、高度10 000 ft飛行狀態(tài)下俯仰角速率傳遞函數(shù)為

(1)

相應(yīng)地，俯仰姿態(tài)角傳遞函數(shù)為

(2)

圖2　縱向增穩(wěn)控制框圖Fig.2　Longitudinal stability augmentation control block

俯仰角速率低階等效擬配傳遞函數(shù)(式(1))表明，等效延遲時(shí)間τp為60 ms?？v向操縱時(shí)域響應(yīng)曲線如圖3所示，從該圖可以得到qmax、ass、Δθmax等參數(shù)；俯仰姿態(tài)幅頻特性曲線如圖4所示，從該圖可以得到帶寬ωBW。帶寬/回落準(zhǔn)則的計(jì)算結(jié)果如表1所示。

(a) 俯仰角速率隨時(shí)間的變化曲線

(b) 俯仰角隨時(shí)間的變化曲線

(c) 桿位移隨時(shí)間的變化曲線 圖3　縱向操縱時(shí)域響應(yīng)曲線Fig.3　Longitudinal control response in time domain

圖4　俯仰姿態(tài)幅頻特性曲線Fig.4　Pitch attitude amplitude frequency response 表1　帶寬/回落準(zhǔn)則計(jì)算結(jié)果 Table 1　Bandwidth/ Dropback calculation result

指 標(biāo)計(jì)算值指 標(biāo)計(jì)算值qmax/qss1.85τp/s0.06Δθmax/qss1.32ωBW/(rad·s-1)4.8

按照上述計(jì)算方法，選取民用飛機(jī)起飛、巡航、著陸以及復(fù)飛構(gòu)型的典型飛行狀態(tài)進(jìn)行計(jì)算評(píng)估，其結(jié)果如圖5所示，可以看出等效延遲時(shí)間、帶寬均落在A區(qū)域，俯仰角速率、姿態(tài)回落均滿(mǎn)足要求，表明該民用飛機(jī)不存在I類(lèi)PIO趨勢(shì)。

(a) 姿態(tài)帶寬評(píng)估結(jié)果

(b) 姿態(tài)回落評(píng)估結(jié)果 圖5　各飛行階段帶寬/回落(時(shí)域)準(zhǔn)則評(píng)估結(jié)果Fig.5　Result of Bandwidth/Dropback evaluation criteria in different phases

2　Ⅱ類(lèi)PIO預(yù)測(cè)準(zhǔn)則

工程上，Ⅱ類(lèi)PIO通常采用開(kāi)環(huán)發(fā)生點(diǎn)(Open-Loop Onset Point，簡(jiǎn)稱(chēng)OLOP)準(zhǔn)則，如圖6所示，來(lái)分析在人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)中速率限制環(huán)節(jié)對(duì)Ⅱ類(lèi)PIO的影響。

圖6　OLOP穩(wěn)定邊界Fig.6　OLOP stability boundary

H.Duda等[13-14]分析了LATHOS數(shù)據(jù)庫(kù)、Y-16數(shù)據(jù)庫(kù)、F-18A數(shù)據(jù)庫(kù)，并選取多個(gè)典型飛機(jī)構(gòu)型論證確定了該穩(wěn)定邊界，證明其適合工程預(yù)測(cè)。OLOP的意義在于通過(guò)開(kāi)環(huán)飛機(jī)或人機(jī)系統(tǒng)在閉環(huán)發(fā)生頻率處的頻率響應(yīng)，來(lái)判斷飛機(jī)是否具有PIO趨勢(shì)。邊界以下，相位滯后、幅值減小，不易發(fā)生速率飽和，無(wú)PIO趨勢(shì)；相反，邊界以上，相位滯后、幅值增大，容易發(fā)生PIO趨勢(shì)。

采用OLOP準(zhǔn)則分析飛機(jī)的PIO趨勢(shì)時(shí)，需要選擇合適的駕駛員模型，本文選用簡(jiǎn)單的增益駕駛員模型Kp，確定方法詳見(jiàn)文獻(xiàn)[15]。

OLOP準(zhǔn)則的分析步驟如下：

(3)

(2) 計(jì)算開(kāi)環(huán)頻率響應(yīng)Fopen(jω)，并分解為幅頻A(ω)與相頻φ(ω)；

(4) 利用OLOP穩(wěn)定邊界(圖6)判斷PIO趨勢(shì)。

按照上述步驟，選取高度2 600ft、校正空速175knot、起飛構(gòu)型，增益駕駛員模型Kp取3.2，進(jìn)行OLOP準(zhǔn)則評(píng)估，評(píng)估結(jié)果如圖7所示。

圖7　起飛構(gòu)型縱向OLOP準(zhǔn)則評(píng)估結(jié)果Fig.7　Result of OLOP evaluation criteria in take-off

3　試飛方法與評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)

3.1試飛方法

AC25-7A中明確指出，鑒于PIO敏感性的評(píng)價(jià)基本上是主觀定性的，試飛通常需要3名駕駛員通過(guò)高增益閉環(huán)試飛評(píng)定飛機(jī)，以確保飛機(jī)遇到PIO的可能性是極小的，并依據(jù)操縱評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)給出飛機(jī)的操縱品質(zhì)評(píng)定等級(jí)[3]。另外，對(duì)于民用飛機(jī)而言，在整個(gè)試飛期間都應(yīng)關(guān)注飛機(jī)的PIO趨勢(shì)，同時(shí)還需要考慮飛行階段、環(huán)境條件、降級(jí)失效等因素。本文重點(diǎn)研究典型閉環(huán)高增益試飛方法。

(1) 姿態(tài)截獲

姿態(tài)截獲包括俯仰、滾轉(zhuǎn)角以及航向三類(lèi)。

俯仰截獲是在規(guī)定的配平狀態(tài)下，首先截獲5°俯仰姿態(tài)(或者10°，如果飛機(jī)當(dāng)前配平已在5°以上)，然后在兩個(gè)方向上做5°俯仰姿態(tài)增量的截獲，最后做10°俯仰姿態(tài)增量的截獲。試飛過(guò)程中盡量保證每一機(jī)動(dòng)的初始狀態(tài)在規(guī)定飛行條件1 000ft和10knot范圍內(nèi)(在高速狀態(tài)下的大角度俯仰姿態(tài)截獲時(shí)難以保證)。試飛中如果飛機(jī)偏離規(guī)定的飛行條件，則應(yīng)在開(kāi)始下一機(jī)動(dòng)前配平飛機(jī)至初始狀態(tài)。

滾轉(zhuǎn)角截獲是從一個(gè)坡度到另一個(gè)坡度的滾轉(zhuǎn)來(lái)完成的。首先依次在兩個(gè)方向上截獲15°滾轉(zhuǎn)角，該過(guò)程應(yīng)連續(xù)進(jìn)行幾個(gè)循環(huán)；然后用30°滾轉(zhuǎn)角重復(fù)這一過(guò)程；最后再用45°滾轉(zhuǎn)角重復(fù) (45°滾轉(zhuǎn)角截獲需要截獲到機(jī)翼水平的狀態(tài))，但在小速度點(diǎn)(例如V2+15knot、VREF)可不必試飛到45°滾轉(zhuǎn)角截獲。

航向截獲是通過(guò)腳蹬快速改變飛機(jī)航向，同時(shí)控制駕駛桿盡量保持機(jī)翼水平。AC25-7A推薦航向截獲一般是 5°的航向變化量。

(2) 精確跟蹤

精確跟蹤任務(wù)可以用于評(píng)定飛機(jī)在紊流大氣條件下飛行時(shí)的PIO敏感性。在試飛過(guò)程中，需以目視提示或音響提示(由試飛工程師提供)的方式為駕駛員提供指令跟蹤目標(biāo)，指令應(yīng)由階躍和斜坡組合且指令序列應(yīng)足夠長(zhǎng)、復(fù)雜，以使駕駛員無(wú)法預(yù)測(cè)。試飛過(guò)程中盡量保證每一機(jī)動(dòng)的初始狀態(tài)在規(guī)定飛行條件1 000ft和10knot范圍內(nèi)。

(3) 進(jìn)場(chǎng)著陸

對(duì)于進(jìn)場(chǎng)著陸狀態(tài)，不再使用單純的精確跟蹤任務(wù)，而是采用完整的進(jìn)場(chǎng)著陸任務(wù)來(lái)評(píng)估。在進(jìn)場(chǎng)著陸任務(wù)中，飛機(jī)初始位置需偏離下滑道，由試飛員操縱飛機(jī)從偏離位置回到下滑道上。根據(jù)接地時(shí)飛機(jī)的垂直速度和偏離跑道中心線的距離來(lái)判斷任務(wù)的完成質(zhì)量。試飛構(gòu)型、側(cè)向偏離距離、垂直速度等參數(shù)需根據(jù)飛機(jī)類(lèi)型和尺寸來(lái)確定。

民用飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)著陸通常以-3°軌跡角穩(wěn)態(tài)下滑，其試飛方法是，由右(左)駕駛員操縱飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)并建立偏離正常下滑道之上4～5m、偏離跑道中心線30m，在無(wú)線電高度35m時(shí)，由左(右)駕駛員來(lái)操縱飛行，糾偏航跡并著陸。

(4) 顛傾和/或防撞規(guī)避

以遠(yuǎn)航馬赫數(shù)MaLRC配平，拉桿減速后以30°～40°坡度推桿下俯10°加速轉(zhuǎn)彎，加速到初始配平速度，反方向以1.50g～1.67g拉起并截獲初始航向。

以遠(yuǎn)航馬赫數(shù)MaLRC配平，下俯10°加速到MaMO，按照上述動(dòng)作改出。

以遠(yuǎn)航馬赫數(shù)MaLRC配平，以1.50g～1.67g拉起進(jìn)入30°轉(zhuǎn)彎，建立目標(biāo)過(guò)載，以0.5g下俯且反向轉(zhuǎn)彎，截獲初始航向。

3.2評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)

雖然PIO本質(zhì)上是飛行品質(zhì)問(wèn)題，但PIO評(píng)定具有特殊性，進(jìn)行PIO試飛驗(yàn)證時(shí)需要駕駛員使用FAA操縱品質(zhì)評(píng)定等級(jí)(如表1所示)來(lái)評(píng)定飛機(jī)的PIO趨勢(shì)，評(píng)定結(jié)果需滿(mǎn)足最低FAA操縱品質(zhì)等級(jí)。PIO特性說(shuō)明及其與美國(guó)軍用標(biāo)準(zhǔn)的PIO評(píng)分等級(jí)間的關(guān)系如表2所示。

表2　PIO評(píng)定準(zhǔn)則及其與美國(guó)軍用標(biāo)準(zhǔn)的比較

4　試飛結(jié)果分析

某民用飛機(jī)在高度9 908 ft、速度150 knot、襟翼2卡位、起落架收起、主飛控系統(tǒng)正常模式下俯仰姿態(tài)截獲的試飛數(shù)據(jù)，如圖8所示。

(a) 高度隨時(shí)間的變化曲線

(b) 速度隨時(shí)間的變化曲線

(c) 俯仰角隨時(shí)間的變化曲線

(d) 桿力隨時(shí)間的變化曲線 圖8　縱向俯仰截獲試飛曲線Fig.8　Longitudinal pith capture flight test curve

從圖8可以看出：俯仰姿態(tài)截獲良好，縱向操縱桿力符合CCAR25.143(c)的要求；整個(gè)動(dòng)作期間高度變化在 1 000 ft范圍內(nèi)，速度變化在10 knot范圍內(nèi)(大角度的俯仰截獲除外)，滿(mǎn)足AC25-7A所規(guī)定的試飛要求。

對(duì)于主飛控正常模式下的姿態(tài)截獲、精確跟蹤、進(jìn)場(chǎng)著陸以及顛傾和/或防撞規(guī)避的HQRM，3名飛行員的評(píng)價(jià)均為S；對(duì)于主飛控直接模式下的姿態(tài)截獲、精確跟蹤、顛傾和/或防撞規(guī)避的HQRM，3名飛行員的評(píng)價(jià)均為S，進(jìn)場(chǎng)著陸的HQRM評(píng)價(jià)為A。

綜合試飛數(shù)據(jù)、飛行員評(píng)價(jià)以及適航局的持續(xù)跟蹤審查，表明在整個(gè)試飛期間內(nèi)，飛機(jī)不存在任何PIO趨勢(shì)，飛機(jī)響應(yīng)正常，滿(mǎn)足最低允許的HQRM要求，也滿(mǎn)足適航條款CCAR25.143(a)和(b)的要求。

5　結(jié)　論

(1) 在民用飛機(jī)電傳控制律的研發(fā)階段，帶寬/回落準(zhǔn)則、OLOP準(zhǔn)則能夠有效預(yù)測(cè)飛機(jī)的Ⅰ類(lèi)、Ⅱ類(lèi)PIO趨勢(shì)，從而檢驗(yàn)控制律設(shè)計(jì)是否合理。

(2) 本文通過(guò)研究AC25-7A，給出了PIO適航驗(yàn)證的試飛方法與評(píng)價(jià)準(zhǔn)則，并嚴(yán)格按照CCAR25規(guī)章要求完成了某民用飛機(jī)的PIO適航驗(yàn)證，且試飛結(jié)果與理論預(yù)測(cè)結(jié)果一致。該試飛方法與準(zhǔn)則同樣適用于其他民用飛機(jī)適航取證。

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Liu Jiquan, Dou Guohui, Yan Shiwei. Effect of pilot model additions on pilot induced oscillation assessment result[J]. Aeronautical Computing Technique, 2012, 42(4): 43-46.(in Chinese)

(編輯：馬文靜)

Research on Engineering Prediction Criteria and Flight Test Method of PIO for Civil Aircraft

Liu Jun, Fu Lin, Xu Nanbo

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Commercial Aircraft Corporation of China, Ltd., Shanghai 201210, China)

Pilot induced oscillation(PIO) is a safety issue which is concerned by airworthiness authorities. A civil aircraft is taken as the research object. I and II PIO susceptibility of a civil aircraft are calculated and analyzed by engineering prediction criteria in design phase. In flight test phase, flight test methods and evaluation criteria of PIO are proposed according to AC25-7A. Results show that there is no PIO susceptibility in this civil aircraft by flight data and pilot comments and it meets CCAR25 regulation requirements. Furthermore, the flight results are consistent with predictions.

civil aircraft; pilot induced oscillation; prediction criteria; flight test method; flight test evaluation criteria

2016-06-04；

2016-06-30

劉軍,liujun2@comac.cc

1674-8190(2016)03-343-06

V271.1

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.03.012

劉軍(1987-)，男，工程師。主要研究方向：飛行品質(zhì)。

付琳(1980-)，女，研究員。主要研究方向：飛行品質(zhì)。

徐南波(1984-)，男，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛行品質(zhì)。