傾斜尾槳直升機(jī)側(cè)滑—俯仰耦合研究

馬庚軍 胡曉慶 楊文風(fēng)

摘要：針對(duì)傾斜尾槳直升機(jī)的側(cè)滑一俯仰耦合進(jìn)行了分析研究。首先描述了傾斜尾槳直升機(jī)在橫側(cè)靜穩(wěn)定性模擬試飛中出現(xiàn)的側(cè)滑一俯仰耦合現(xiàn)象；進(jìn)而分析了該耦合產(chǎn)生的機(jī)理，給出了該耦合的主要影響因素；最后對(duì)該耦合的解耦方法和試飛評(píng)估方法進(jìn)行了研究。研究結(jié)果可為傾斜尾槳直升機(jī)側(cè)滑一俯仰耦合的試飛與評(píng)估提供重要參考。

關(guān)鍵詞：直升機(jī)；傾斜尾槳；側(cè)滑一俯仰耦合；影響因素；解耦方法；試飛與評(píng)估

中圖分類號(hào)：V217.3

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2018.01.053

直升機(jī)的軸間耦合是指在直升機(jī)某一個(gè)軸上施加的操縱輸入在它軸上引起響應(yīng)的現(xiàn)象。耦合響應(yīng)是直升機(jī)飛行操縱過程中的固有特性，引起這一特性的原因除了操縱系統(tǒng)的機(jī)械耦合外，還與氣動(dòng)設(shè)計(jì)、旋翼操縱響應(yīng)的滯后以及旋翼旋轉(zhuǎn)矢量改變引起的進(jìn)動(dòng)等因素相關(guān)。

直升機(jī)的側(cè)滑飛行是桿舵協(xié)調(diào)操縱的結(jié)果，因而側(cè)滑飛行引起的俯仰響應(yīng)——即側(cè)滑一俯仰耦合是直升機(jī)縱向、橫向耦合以及縱向、航向耦合的綜合反映。對(duì)于常規(guī)豎直垂尾、尾槳槳盤平面直立的單旋翼帶尾槳直升機(jī)，可以認(rèn)為縱向與橫航向之間是解耦的，進(jìn)而忽略側(cè)滑一俯仰耦合的影響。而對(duì)于采用了可以產(chǎn)生縱向拉力分量的傾斜尾槳的直升機(jī)，縱、橫、航向各軸之間均存在耦合效應(yīng)，這不僅增加了這類直升機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)、操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)以及飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的難度，也對(duì)其性能、飛行品質(zhì)產(chǎn)生了影響。本文從傾斜尾槳直升機(jī)在模擬飛行中出現(xiàn)的側(cè)滑一俯仰耦合現(xiàn)象人手，對(duì)該耦合產(chǎn)生的機(jī)理進(jìn)行了分析，并就該耦合的解耦方法及試飛評(píng)估方法進(jìn)行了研究。

1耦合現(xiàn)象

在利用傾斜尾槳直升機(jī)模擬器進(jìn)行橫側(cè)靜穩(wěn)定性的仿真試飛研究中，發(fā)現(xiàn)傾斜尾槳直升機(jī)具有較為強(qiáng)烈的側(cè)滑-俯仰耦合現(xiàn)象，需要進(jìn)行縱向周期變距補(bǔ)償才能保持俯仰姿態(tài)的穩(wěn)定。圖1給出了該傾斜尾槳直升機(jī)在氣壓高度lOOOm、表速140km/h的條件下進(jìn)行穩(wěn)定右側(cè)滑模擬飛行時(shí)的時(shí)間歷程圖。由圖可知，隨著右側(cè)滑的產(chǎn)生，側(cè)滑角β由3°逐漸增大至13°左右，俯仰角θ隨之增大，雖然飛行員采用緩慢推桿（即增大Wy）來抑制直升機(jī)的上仰姿態(tài)，但俯仰角仍增大至5°左右并隨著側(cè)滑角的增大而呈現(xiàn)發(fā)散趨勢(shì)。

圖2給出了該傾斜尾槳直升機(jī)在氣壓高度lOOOm、表速140km/h的穩(wěn)定側(cè)滑模擬飛行中，側(cè)滑角β與修正俯仰姿態(tài)變化所需的縱向操縱補(bǔ)償量之間的關(guān)系。由圖可知，右側(cè)滑需要推桿補(bǔ)償，左側(cè)滑需要拉桿補(bǔ)償；側(cè)滑角與對(duì)應(yīng)所需的縱向操縱補(bǔ)償量之間基本上呈線性關(guān)系，即隨著側(cè)滑角的增大，需要付出更大的縱向補(bǔ)償來保持俯仰姿態(tài)的穩(wěn)定。

圖3給出了UH-60“黑鷹”直升機(jī)側(cè)滑時(shí)機(jī)身俯仰力矩的增量△M/q隨側(cè)滑角的變化關(guān)系。圖中，實(shí)線是使用回歸算法推導(dǎo)出的模型方程得出的數(shù)據(jù)，虛線是風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)。由圖可知，隨著側(cè)滑角的增大（無論左側(cè)滑還是右側(cè)滑），俯仰力矩的增量迅速增大，所需的俯仰操縱補(bǔ)償也迅速增大。

側(cè)滑飛行時(shí)較大的俯仰力矩或縱向操縱補(bǔ)償增加了協(xié)調(diào)操縱的難度，在要求機(jī)頭下指的非協(xié)調(diào)機(jī)動(dòng)中，將會(huì)增加飛行員縱向姿態(tài)控制的難度和飛行員的工作負(fù)荷，甚至引發(fā)縱向操縱問題；而在尾槳失效的情況下，直升機(jī)會(huì)進(jìn)入側(cè)滑飛行狀態(tài)，此時(shí)側(cè)滑一俯仰耦合將會(huì)加重飛行員的定向障礙，容易引發(fā)飛行安全問題。

因此，對(duì)于傾斜尾槳直升機(jī)而言，側(cè)滑-俯仰耦合是相當(dāng)重要的軸間耦合現(xiàn)象，有必要對(duì)其開展試飛評(píng)估，而不能像常規(guī)尾槳直升機(jī)那樣予以忽略。

2耦合產(chǎn)生的機(jī)理

由于側(cè)滑飛行是桿舵協(xié)調(diào)操縱的結(jié)果，因而可分別從橫桿和腳蹬操縱輸入時(shí)直升機(jī)的俯仰姿態(tài)變化來觀察該耦合，即分別考察滾轉(zhuǎn)一俯仰耦合以及偏航-俯仰耦合，其中偏航-俯仰耦合即可反映偏航操縱引起的傾斜尾槳槳距變化對(duì)俯仰姿態(tài)的影響。其次，進(jìn)入側(cè)滑飛行時(shí)平尾所受氣動(dòng)力的變化也可能產(chǎn)生較大的俯仰力矩變化。下面對(duì)上述影響側(cè)滑-俯仰耦合的主要因素進(jìn)行具體分析。

2.1滾轉(zhuǎn)-俯仰耦合的影響

圖4給出了該傾斜尾槳直升機(jī)在氣壓高度lOOOm、表速lOOkm/h的模擬條件下進(jìn)行右壓桿階躍輸入（產(chǎn)生右側(cè)滑）時(shí)的縱向響應(yīng)。由圖可知，右壓桿（Wx減?。╇A躍輸入后，滾轉(zhuǎn)角ψ緩慢增加，側(cè)滑角β隨之逐漸增大并在滾轉(zhuǎn)角達(dá)到峰值后出現(xiàn)了極值。而俯仰軸在壓桿輸入后立即產(chǎn)生了上仰姿態(tài)并發(fā)散增大，達(dá)到20°后飛行員大幅推桿改出。

可見，該傾斜尾槳直升機(jī)存在強(qiáng)烈的滾轉(zhuǎn)-俯仰耦合，該耦合加劇了側(cè)滑-俯仰耦合，即產(chǎn)生側(cè)滑所需的橫桿操縱同時(shí)產(chǎn)生了較大的俯仰姿態(tài)變化量。具體而言，產(chǎn)生右側(cè)滑所需的右壓桿量產(chǎn)生了抬頭力矩，使姿態(tài)上仰；產(chǎn)生左側(cè)滑所需的左壓桿量產(chǎn)生了低頭力矩，導(dǎo)致低頭姿態(tài)變化。

2.2傾斜尾槳的影響

尾槳軸向上傾斜的尾槳，除了平衡旋翼反扭矩和實(shí)現(xiàn)航向操縱外，還擴(kuò)大了直升機(jī)的縱向重心范圍，但同時(shí)引入了航向和縱向之間的氣動(dòng)耦合和操縱耦合，導(dǎo)致側(cè)滑時(shí)的航向協(xié)調(diào)操縱還會(huì)引起俯仰響應(yīng)。

圖5給出了該傾斜尾槳直升機(jī)在氣壓高度lOOOm、表速lOOkm/h的模擬條件下進(jìn)行左腳蹬階躍輸入時(shí)的時(shí)間歷程。由圖可知，在腳蹬階躍輸入之后，直升機(jī)立即產(chǎn)生了右側(cè)滑且側(cè)滑角β不斷增大，隨之出現(xiàn)了左滾運(yùn)動(dòng)且滾轉(zhuǎn)角ψ（負(fù)值）快速增大。左腳蹬階躍輸入使傾斜尾槳的槳距增大，產(chǎn)生了一個(gè)向上的拉力增量，該增量使直升機(jī)低頭；同時(shí)左滾轉(zhuǎn)也因滾轉(zhuǎn)-俯仰耦合而產(chǎn)生低頭力矩。而直升機(jī)的俯仰姿態(tài)首先緩慢波動(dòng)，在側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角均相對(duì)較大時(shí)快速增大，這一變化過程與該傾斜尾槳直升機(jī)的機(jī)械解耦設(shè)計(jì)、飛控控制律解耦設(shè)計(jì)、進(jìn)入側(cè)滑飛行狀態(tài)平尾氣動(dòng)力的變化等因素相關(guān)。飛行員大幅推桿改出，這與前述右側(cè)滑需要推桿補(bǔ)償?shù)慕Y(jié)論是一致的。

在機(jī)械解耦方面，該型機(jī)在縱向周期變距的控制中引入了腳蹬操縱量以補(bǔ)償腳蹬操縱產(chǎn)生的縱向力增量對(duì)俯仰姿態(tài)的影響，解耦系統(tǒng)的設(shè)計(jì)原理如圖6所示，表1給出了其機(jī)械解耦的量值。

由表1可知，當(dāng)左腳蹬輸入達(dá)到最大值15.24cm時(shí)，直升機(jī)的俯仰軸會(huì)產(chǎn)生9.25°的旋翼槳距角增量，該增量使直升機(jī)抬頭。因而在圖5的左腳蹬階躍輸入之后，機(jī)械解耦設(shè)計(jì)為直升機(jī)提供了抬頭力矩。

2.3平尾的影響

平尾的作用是為直升機(jī)在前飛狀態(tài)下提供迎角穩(wěn)定性，以克服旋翼對(duì)迎角的靜不穩(wěn)定力矩。如前所述，該型直升機(jī)的傾斜尾槳擴(kuò)大了直升機(jī)的縱向重心范圍，而當(dāng)重心位置比較靠后時(shí)，為了達(dá)到較好的縱向靜穩(wěn)定性，必須采用大面積平尾。

在旋翼下洗流的湍流還沒有脫離平尾的速度范圍內(nèi)，直升機(jī)從無側(cè)滑飛行狀態(tài)進(jìn)入側(cè)滑飛行狀態(tài)時(shí)，平尾的氣動(dòng)力變化將對(duì)俯仰姿態(tài)產(chǎn)生影響。側(cè)滑產(chǎn)生后，旋翼下洗流偏向了直升機(jī)的某一側(cè)，導(dǎo)致部分或全部的平尾暴露在未受旋翼擾動(dòng)的自由氣流中，因此產(chǎn)生了與無側(cè)滑飛行狀態(tài)不同的俯仰力矩，即出現(xiàn)了側(cè)滑-俯仰耦合。圖7給出了“黑鷹”直升機(jī)以222km/h的速度側(cè)滑飛行時(shí)各部件對(duì)側(cè)滑產(chǎn)生的俯仰力矩M/β的貢獻(xiàn)值。

由圖可知，單位側(cè)滑產(chǎn)生的俯仰力矩的總量超過2710N·m，已經(jīng)與主旋翼周期變距操縱所得俯仰力矩的量值相當(dāng)，因而需要相當(dāng)大的飛行員操縱補(bǔ)償。其中傾斜尾槳對(duì)該總量貢獻(xiàn)了近50%，而平尾貢獻(xiàn)了近25%，機(jī)身和垂尾貢獻(xiàn)了其余的部分。因此，不能忽略進(jìn)入側(cè)滑飛行狀態(tài)時(shí)平尾氣動(dòng)力變化對(duì)俯仰姿態(tài)產(chǎn)生的影響。

3解耦方法及試飛評(píng)估方法

安裝角固定的常規(guī)平尾在懸停和小速度飛行時(shí)，受旋翼下洗流的影響將產(chǎn)生較大的向下載荷，對(duì)俯仰姿態(tài)的穩(wěn)定不利；而在大速度時(shí)直升機(jī)需要平尾為其提供足夠的抬頭力矩。為了平衡不同速度段對(duì)平尾的不同需求以及削弱側(cè)滑-俯仰耦合的考慮，“黑鷹”直升機(jī)采用了自動(dòng)平尾，在平尾控制邏輯中引入空速、總距桿位信號(hào)，同時(shí)還引入了俯仰角速率和橫向加速度信號(hào)作為平尾安裝角變化的控制參數(shù)。之所以引入橫向加速度信號(hào)就是為了補(bǔ)償側(cè)滑-俯仰耦合帶來的不利影響，只要尾槳有拉力變化（即有橫向加速度產(chǎn)生），平尾就會(huì)產(chǎn)生相應(yīng)的偏轉(zhuǎn)以補(bǔ)償尾槳拉力變化對(duì)縱向的耦合影響。這是“黑鷹”直升機(jī)在機(jī)械解耦、飛控控制律解耦之外消除側(cè)滑-俯仰耦合的又一方法。

前已述及，有必要針對(duì)傾斜尾槳直升機(jī)的側(cè)滑-俯仰耦合開展試飛評(píng)估，而目前，GJB902-90和ADS-33E-PRF均未對(duì)側(cè)滑-俯仰耦合提出要求。但ADS-33E-PRF對(duì)迅猛機(jī)動(dòng)、目標(biāo)捕獲與跟蹤中的滾轉(zhuǎn)-俯仰耦合均給出了要求，其中對(duì)前者給出了定性的飛行員評(píng)述要求：當(dāng)總距固定、偏航操縱在必要時(shí)用以協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的條件下，正反側(cè)傾機(jī)動(dòng)所引起的俯仰響應(yīng)不應(yīng)使飛行員感到不適；對(duì)后者給出了定量的指標(biāo)要求，要求滾轉(zhuǎn)引起的俯仰（q/p）耦合不得超過圖8規(guī)定的界限。

圖8中，橫軸q/p均值由俯仰和滾轉(zhuǎn)頻率響應(yīng)的比值得到，定義為俯仰對(duì)滾轉(zhuǎn)操縱輸入響應(yīng)（q/δlat）與滾轉(zhuǎn)對(duì)滾轉(zhuǎn)操縱輸入響應(yīng)（P/δlat）的比值在俯仰對(duì)俯仰操縱輸入響應(yīng)（θ/δlat）的帶寬頻率和中性穩(wěn)定頻率（相角為-180°）之間的平均值，縱軸p/q均值的定義與之類似。當(dāng)產(chǎn)生頻率響應(yīng)數(shù)據(jù)時(shí)，異軸操縱輸入應(yīng)為最小。

如前所述，側(cè)滑-俯仰耦合中包含了滾轉(zhuǎn)-俯仰耦合的影響，因而可在開展側(cè)滑-俯仰耦合評(píng)估之前，按ADS-33E-PRF的要求完成滾轉(zhuǎn)-俯仰耦合的定量評(píng)估，在此基礎(chǔ)上，再結(jié)合橫側(cè)定位、快速側(cè)移、轉(zhuǎn)向到目標(biāo)等任務(wù)機(jī)動(dòng)科目開展定性的側(cè)滑-俯仰耦合主觀評(píng)述，確保直升機(jī)不出現(xiàn)令人生厭的側(cè)滑-俯仰耦合響應(yīng)。

4結(jié)論

通過對(duì)傾斜尾槳直升機(jī)的側(cè)滑-俯仰耦合現(xiàn)象的研究，可以得出如下結(jié)論：

（1）傾斜尾槳直升機(jī)的側(cè)滑-俯仰耦合是相當(dāng)重要的軸間耦合現(xiàn)象，有必要對(duì)其進(jìn)行試飛評(píng)估，而不能像常規(guī)尾槳直升機(jī)那樣予以忽略。

（2）傾斜尾槳直升機(jī)的側(cè)滑-俯仰耦合主要受滾轉(zhuǎn)-俯仰耦合、傾斜尾槳的氣動(dòng)耦合與機(jī)械操縱耦合、平尾的氣動(dòng)響應(yīng)等因素的影響。

（3）除了機(jī)械解耦和飛控控制律解耦，在自動(dòng)平尾的偏轉(zhuǎn)角控制邏輯中引入橫向加速度信號(hào)反饋是消除側(cè)滑-俯仰耦合的另一種方法。

（4）可以在定量評(píng)估滾轉(zhuǎn)-俯仰耦合的基礎(chǔ)上，結(jié)合任務(wù)機(jī)動(dòng)科目對(duì)側(cè)滑-俯仰耦合進(jìn)行定性的評(píng)述評(píng)價(jià)，確保不出現(xiàn)令人生厭的側(cè)滑-俯仰耦合響應(yīng)。