09-(4)直升机贴地飞行飞行品质指标分析-孙强 黄国耕 梅彬 彭勇

第二十五届(2009)全国直升机年会论文

直升机贴地飞行飞行品质指标分析

孙 强1 黄国耕2 梅 彬1 彭 勇1 引言

1

（1 中国直升机设计研究所，景德镇，333001；2中国航空无线电电子研究所，上海，200233）

摘 要：针对贴地飞行飞行品质指标进行分析，研究目前贴地飞行指标的实用性和使用方法，面向工程设计，依据试飞数据和工程模拟器试验结果提出新的飞行品质指标，并对快捷性指标、操纵功效等进行计算研究，为设计初期的操纵和角速度阻尼选择及进一步开展参数设计与贴地飞行机动性研究打下了良好的基础。

关键词 贴地飞行；飞行品质；机动性

武装直升机和多用途直升机通过执行贴地飞行和地形跟踪任务，在高度15m 以下，有效利用地形起伏和地杂波造成的敌防御雷达的死区和对辐射的干扰，躲避敌防御系统的袭击，可以获得较高攻击成功率和自身生存效率［1］。海湾战争期间，美军2支“阿帕奇”攻击直升机分队利用低空突防战术，对伊军远程雷达阵地实施突袭，4min 即取得战果，给人们留下了深刻的印象。

贴地飞行时，驾驶员必须时刻注视地面和周围环境，不断的调整纵向周期与变距操纵，通过改变直升机的姿态与航向，保持规定的离地高度与速度，以避开障碍物和敌人的攻击，根据统计资料，贴地飞行时，驾驶员进行操纵的次数是正常飞行的20倍，而纵向操纵更是达到90倍之多［2］2 目前对贴地飞行能力的要求与评定方法

。为在如此巨大的操纵负荷要求下完成相关任务，必然对直升机的飞行品质，尤其是贴地飞行时的机动能力提出更高的要求。

上世纪70年代以来，国内外对目视地形的飞行品质问题进行了一系列的研究和验证，对于理论分析和试飞验证手段均取得了一定突破，美国将这一系列成果写入了新版的《军用旋翼飞行器驾驶品质要求》（ADS －33）之中，并不断深入论证和修订，目前已经发展到E 版。随着验证手段和飞行品质评定方法的不断改进，在工程设计中又暴露出其一定的弊端，即与直升机的工程设计逐渐脱钩，造成的后果就是在设计阶段很难确定某些规则调整设计参数以满足机动性、快捷性要求。本文主要从飞行动力学的角度，以试飞数据为准绳，研究影响贴地飞行飞行品质的设计参数，并分析其影响，给出一些设计初期的规则。

2.1 试飞机动动作考核

图1 急拉杆/急推杆试飞路线

对于贴地机动性，试飞中往往采用急拉杆/急推杆以及障碍滑雪等科目进行考核。最初的UTTAS 计划及后来的黑鹰直升机为达到满意的贴地飞行，保证在高速近地飞行中避让障碍物的能力，提出如图1的躲避障碍物

飞行路线要求，从初始操纵输入起1s ，法向过载达到1.75g 并保持3s ，在1s 内完成推杆到拉杆的转换，过载达到0.25g 并保持2s 。

ADS －33规范中要求与此类似，只是对速度和过载边界要求略有不同。根据黑鹰直升机最初的试飞结果，发现此要求并未达到，后期对旋翼重新设计［3］2.2 ADS －33规范新指标－姿态快捷性

，更改了翼型和部分桨叶设计，最终满足了此要求。因此，试飞验证作为最终的考核手段十分有效，但往往不能对初期设计提供明晰的指导，从而引起设计反复。

作为目前最新的飞行品质规范，ADS －33在以往规范的基础上结合大量的试飞验证结论，针对贴地飞行时的地形规避和空战飞行提出一个新的指标－姿态快捷性（attitude quickness)。姿态快捷的指标是姿态响应的角速度峰值与姿态角变化峰值之比，品质规范规定了这一比值与最小姿态角变化的关系，对于一定的最小姿态角，姿态变化越快，品质越好［4］pk pk

q Q θθ=。以俯仰方向为例，定义为

（1/s ）

图2 姿态快捷指标要求的响应曲线

一方面，姿态快捷性指标提供了一个十分有效和有力的评价手段［5］，另一方面，对贴地飞行品质要求来说，也存在一定不足。姿态快捷性指标要求特定的操纵和响应波形。为此，对于姿态保持响应类型应该采用阶跃操纵激发要求的响应，而对速率控制类型则须采用脉冲操纵（而不是像某些文献所说，无法采用此指标评价）。达不到如图2所示的响应曲线，则无法进行评价，而对于实际的直升机来说，断开增稳系统时，采取合理的操纵要求的波形仍然很难激发，尤其是飞行速度变大时；大速度时，ADS －33也没有采用此指标。具体原因尚未有确切的资料说明，但下表的计算结果应当可以证明大速度时此指标确实无法使用。在表1中，采用单位操纵，脉冲时间稍长就会导致计算结果不符合指标要求而无效。文献

［5］

提供了一个使用过载的替代方法，但根据目前

情况尚未被ADS －33接受。

3 指导设计的新准则

根据前文的分析，如果克服大速度的缺陷，采用姿态快捷性指标进行细化有可能找到比较合适的指导初期

设计的准则。可以证明，姿态快捷指标主要考虑了直升机的阻尼、频率和操纵灵敏度

［6］，对于姿态保持响应类

型有以下关系：

p n n t n

p n pk pk ce

c t e C q Q ζωζωθωζπωθ−−+−−==022)1(＝f （ζ，n ω，p t ） ( 1 ) 而贴地飞行飞行品质还与耦合特性、及SCAS 系统密切相关。美国艾姆斯研究中心的飞行品质和试验研究指出，为达到良好的贴地飞行品质，建议直升机设计采用以下指标,如表2所示。

表2 艾姆斯研究中心试飞结论

结合某直升机工程模拟器部分仿真实验结果，以纵向为例，见图3。

图3 贴地飞行飞行品质新准则 图4 黑鹰直升机不同外伸量俯仰姿态响应对比曲线

在保证较佳的耦合比和稳定性特性的条件下（由于直升机本身固有的气动特性问题，这两条往往必须通过操纵系统解耦和SCAS 解决），从飞行动力学的角度，设计初期阶段，可利用的手段也仅仅只有操纵功效和角速度阻尼特性了，从贴地飞行飞行品质设计的角度考虑，必须满足图3中相关要求才能达到理想的品质等级。必须指出的是，本文给出的准则，即图3所规定的比例关系是针对铰接式旋翼直升机贴地飞行任务的，操纵功效一般小于38°/cm 。可以看出，相对于正常飞行状态，同等级的操纵功效和阻尼均比目前我国国军标要求高25％以上。在低操纵功效情况下，为达到希望的直升机姿态需要过大的操纵；操纵功效过大又容易产生过操纵和诱发振荡问题；阻尼过高操纵功效较低时直升机响应又过于缓慢；只有操纵功效和阻尼匹配较好（如图3等级1－3要求）时，才能得到满意的结果。

4 如何满足贴地飞行飞行品质新准则－原始参数的选取

为达到满意的贴地飞行飞行品质，除了通过合理的解耦关系和增稳系统外，设计初期尤其要考虑操纵功效和角速度阻尼特性。

操纵功效是直升机操纵品质特性的一个重要方面，操纵功效原意是指单位操纵倾角或位移所引起的绕直升机重心的操纵力矩，在飞行品质规范中操纵功效往往使用单位时间内单位操纵所产生的姿态变化表示。操纵功效是直升机机动性的基础，对于要求急剧的机动动作、精确跟踪或精确控制飞行轨迹的非场域飞行如地形跟踪和贴地飞行，必须保证较大的操纵功效。

当旋翼离直升机的重心的垂直距离较大时，可获得较大的操纵功效，通过适当增大旋翼桨叶水平铰外伸量也可增大操纵功效，显然，无铰旋翼有很大的操纵功效。黑鹰直升机在设计上予以特别考虑以确保满意的贴地飞行能力。主旋翼和尾桨系统都提供了超过同类尺寸的西科斯基直升机所具有的操纵功效

［7］。