现在战斗机的飞行实验.docx

现在战斗机的飞行实验现在战斗机的飞行实验摘摘 要要: 根据近几年新机飞行试验的工程实践,结合国外飞行试验的经验, 叙述了现代战斗机飞行试验的特点,包括飞行试验的架次和周期,机载测试和地面实 时监控,地面支持设施,它机试飞和组织管理;由于电传操纵显得更为突出的飞行试 验技术,包括飞控系统稳定裕度、颤振和气动伺服弹性(ASE)、人机闭环飞行品质和 大迎角试飞技术,提出了国内飞行试验工作方面目前存在的若干问题. 关关 键键 词词:飞行试验;飞行控制;飞行力学;电传操纵;现代战斗机现代战斗机即所谓第三代战 斗机,如:F16,F18,CY-27,Rafale,EF2000 等,有如下特征:先进的气动布局,电传飞行控制系统,高 度综合化的航空电子系统,高性能的动力装置,包括复合材料的优化结构.由于采用了这些新 技术,使飞机具有宽阔的性能包线,优良的飞行品质,突出的机动性,多功能通讯、导航、武器 火控和电子战的能力.这些特点给现代战斗机的飞行试验带来了许多不同于以往飞机的飞行 试验要求、内容、规模和技术.本文主要根据自己的飞行试验实践,结合国外第三代飞机的试 飞经验,概述了现代战斗机试飞的特点、组织管理和试飞技术以及存在的某些问题. 1 现代战斗机飞行试验的特点现代战斗机飞行试验的特点 1.1 试飞架次和周期 现代战斗机的试飞架次约 1500~4000 次,试飞时间约 2000~5000h.试飞周期大约是整个飞机 研制周期的 1/4~1/2,自然时间 3~8a.之所以规模如此之大,耗时如此之长,其主要原因是: 1)飞机包线宽阔 为安全起见,速度、高度、过载、迎角等包线扩展都要循序渐进,逐步扩展.全加力情况下,每 分 钟耗油达几百公斤,这样一个架次中做动作的时间只有几分钟.诸如此类的因素会增加很多试 飞起落. 2)飞机功能多、构型多、武器种类多 现代飞机功能全,作战对象多,模式多,空/空、空/地、空/海;通讯、导航、识别;作战、巡航、 侦察,电子战,空中加油等.任务和目的不同,带来许多不同试飞剖面和试飞构型. 3)新技术应用多、系统余度多 现代战斗机是先进技术的综合,否则不可能体现整体作战性能.这样就使得飞机需要验证的 新技术多,需要考核的系统多.为了飞机的可靠性和生存力,绝大部分的系统都采用了余度的 概念.多数情况下,正常系统和应急系统,系统重构和转换都要加以验证,这也是造成飞行架次 多的重要原因. 1.2 机载测试和地面实时监控 现代战斗机试飞的参数采集量达几千,地面实时监控参数达一、两千个. 1.2.1 机载测试参数多的原因 1)系统复杂,需测试监控和验证的参数多一个四余度的数字电传操纵系统所需采集的 参数约几百;航电系统主总线的数据量一千以上.如果要测试记录各个分系统的内部总线信息,其 总信息量会成倍增加. 2)加装测试传感器 为了考核飞机及系统性能,了解飞机及系统的工作环境,试飞过程中往往需要测试大量的应 变、振动、流量、压力、温度等,需要加装的传感器很多.这一部分的参数量达几百个. 3)综合试飞的需要为了提高飞行试验的有效性,缩短试飞周期,减少试飞起落,尽可能采用综合试飞技术,要求飞 机测试的参数尽可能覆盖各专业的需要,为此增 加了测试参数数量. 4)参试飞机互为备份的概念 参试飞机出现故障甚至出现意外事故的可能性是存在的.为了不影响整个工程的进度,采取了 参试飞机间互为备份的概念,这就要求两架飞机的测试参数要能够相互覆盖,增加了飞机参数 的测试量. 1.2.2 要求地面实时监控的原因 1)保证飞行安全 现代战斗机的座舱信息非常丰富,但仍然是总体性的.对于系统内部的细微变化不可能都显示 出来.即使能调出详细信息,由于试飞员精力有限,必须靠地面专业人员协助监控飞机及其系 统的状况.对于那些需要计算而且通过判据识别风险的特性参数,如颤振阻尼,系统稳定裕等 更需要地面实时解算和监控. 2)提高试飞效率 由于地面监控具有实时计算能力,试飞结果可以及时得知,这就可以决策下一个起落可否进行,如 何进行,是否需要补充试验点或增加试飞动作等等,这样可以大大提高飞行效率. 1.3 地面支持设施 现代战斗机的飞行试验更大程度地依赖地面设施的支持.这里仅列举三项地面设施.1)飞行仿 真飞行仿真对于飞控系统控制律开发、验证和优化起着至关重要的作用.对于试飞,它对试飞 员的培训、试飞计划编排、任务单演练、试飞结果预测、安全措施拟订都具有重要的作用. 特别是对那些风险科目,意义更加重大.把飞行模拟器作为一个培训和交流平台,可收到多、 快、好、省的效果. 2)航空电子实验室 这是系统综合、开发和验证设施,也是试飞过程中排故、试飞方案制定和预演的平台.从经验 来看,一个综合性强、使用方便的试飞现场航空电子系统支持设施是非常必要的. 3)机载测试系统地面支持设施 现代战斗机试飞,要求有很复杂的机载测试系统.这个系统的规模和复杂性不亚于飞机上一 个大型的子系统,其采集记录和遥测传输的信号类型几乎覆盖了全机系统所有的信号类型.为 了保证这套系统配套合理、检校准确、集成可靠、操作方便、排故迅速,同样需要一套完备 的地面支持实验室. 2 飞行试验技术飞行试验技术 任何一种航空新技术应用都要有相应的新的试飞手段来考核验证.或者是试飞新机动动作,或 者是新采集记录方法,或者是新的数据处理软件.但是对现代战斗机来说,对飞行试验技术影 响最大的莫过于电传飞机的飞行控制系统,这里仅就这方面的某些试飞科目做一简述. 2.1 飞控系统稳定裕度试飞 控制系统稳定裕度测试这是一般实验室利用通用设备进行的一项常规工作.但是要在飞行中 测试飞行控制系统的稳定裕度就要解决许多特殊问题. 1)系统输入 系统的输入是驾驶杆力或位移,它是通过驾驶员手工扫频来实现的.频率为 0·2~5Hz.要求 驾驶员从低频到高频连续扫瞄,尽可能使各个频点有足够的谐波信息.扫频的幅值要适当大, 以便克服非线性影响.不同频率下的幅值也尽可能保变.要做到这一点主要靠试飞员平日训练,特 别是飞行模拟器上的训练. 2)系统输出 系统输出点的选择要根据系统状态,因为飞控系统是一个多回路系统,多个操纵舵面,且舵面之间有交联.一般说来,将驾驶杆指令作为输入,而系统总反馈信号作为输出,计算出开环频率 特性,即可得出系统的相位储备和增益储备.特殊情况下,需要测试某一特定控制环的稳定储 备,只要这个特定控制环的输入和综合反馈信号是可测的,或是间接可测的. 3)数据处理 可以采用专用的频率特性处理软件得到系统频率特性,但是对信号的滤波处理非常重要,它直 接影响处理结果的有效性. 2.2 颤振激励 颤振试飞历来是飞机试飞中最受关注的课题,因为它直接影响飞行安全.颤振激励的方式很 多,其中火箭激振是传统的试飞方法,这种方法简单、作用时间短,特别在全加力或俯冲状态 情况下,作用时间显得十分宝贵,但对于电传操纵的飞机来说,必须采用一种新型的颤振激励 系统,即用一种机载信号发生单元将各种激励信号通过飞控舵机驱动舵面,从而激励飞机结构 和系统响应.这种激励方法的优点是各谐波激励能量集中,效果入信号,从而进行频率特性分 析,得出气动伺服弹性(ASE)稳定裕度.这种方法的最大问题是把飞控系统的动态特性带入整 个系统动态特性中去.这就要求数据处理分析中把这些特性分辨出来,以便进行结构动特性分 析.另一方面,由于舵机频带限制,使高达 50~70Hz 的结构模态很难激励出来,这就要求在激励 幅值的选择上采取随频率变化,激励幅值也自动改变.如果不这样做,从低频全;要么高频响应 激励不出来,无法分析.各种激励方法都有其优缺点,发展趋势是用多种激励方法进行关键状 态的颤振试飞,以便得出合理和可靠的结果,所付出的代价是增加了飞行起落和时间.值得注 意的是,利用飞行中大气紊流对飞机激励响应,进行颤振分析是极有前途的,既安全又节省.事 实表明,许多情况下大气紊流的激励能量是相当可观的,甚至比人工激励的能量还要大.还应 该指出,在新机试飞中采用的颤振激励系统(FES)不但用于颤振和 ASE 激励,还可以进行飞控稳 定裕度试飞.尤其是航向系统稳定裕度试飞,必须依赖这种设备,因为驾驶员很难用脚蹬去行 人工扫频.FES 还可以产生其它信号进行其它科目的试飞,如:阶跃、脉冲,“3211”等,这对操稳 分析和系统辩识具有极重要的意义.总之,FES 对于试飞工程师们来说具有无限的潜力. 2.3 人机闭环飞行品质试飞 只要是有人驾驶飞行器都有人机闭环飞行品质问题.由于电传操纵系统具有突出的高阶性、 高增益性和时间延迟,加上系统内增加了各种信号交联,使得飞机和驾驶员行为之间的耦合关 系更为复杂.在一般情况下,因为控制律不断的优化和迭代,使电传飞机具有优良的飞行品质; 但在特殊情况下,如驾驶员执行高增益的任务,就有可能形成飞行品质的突降(cliff),产生人机 闭环耦合振荡.因为这种情况不是经典的开环品质指标所能反映的,所以现代战斗机试飞强调 人机闭环飞行品质试飞.这种试飞就是给飞行员一个高增益任务,如精确跟踪、空中加油、定 点纠偏着陆等等,飞行结果和结论主要依赖驾驶员定性评述,参考一定的飞行参数,甚至整理 出一定的闭环性能指标,如 HQDT(跟踪操纵品质)等.应指出的是,这些试飞验证能说明一定问 题,但不能说明全部问题.主要原因是所谓的驾驶员高增益与心理有关,很难形成和确定.截止 目前为止,没有一套公认的、可用于工程判断的性能指标去辩识是否存在可能的驾驶员诱发 振荡(PIO)问题.既要按常规品质规范检查各种开环指标要求,也要进行人机闭环飞行品质试飞.同 时,还要用变稳飞机对试飞员进行飞行品质培训.应该特别指出的是,速率饱和非线性是造成 人机闭环耦合振荡的主要因素之一.如果由于某种原因,如临近跑道的局部气流扰动引起驾驶 杆修正过快过大,造成飞控系统速率饱和,从而使飞 PIO,这是一种非常危险的情形.不少电传 飞机失事都与此相关,对此应引起新机研制者和飞行试验工程师足够警惕,应从飞控系统研制、 飞行员培训和飞行试验方案上做更多的工作,防止事故发生. 2.4 大迎角试飞 航空技术愈发展,大迎角试飞变得愈重要.过去的战斗机研究大迎角主要是研究飞机气动特 性,防止飞机进入失速/尾旋,一旦进入如何改出,保证飞行安全.那时的飞机机动只把迎角使用到十几度的范围;今天的三代机除研究它的气动特性外,还要研究大迎角的控制律,把正常的 飞机使用机动迎角扩展到限制器的范围,例如近 30°,而且要验证控制律能否自动防止进入失 速/尾旋,一旦进入也能自动改出到安全范围.随着矢量推力技术的应用,下一代战斗机把飞机 更大范围的迎角作为正常使用迎角,即过失速机动,使用迎角达 50°以上.所有这些都必须通过 飞行试验来验证,迎角越大,地面风洞数据可靠性越需要飞行试验来验证.对现代战斗机的试 飞,大迎角试飞分为可控区和非可控区两个阶段,在迎角限制范围内为可控区;在迎角限制器 范围之外为非可控区.在可控区范围内,通过试飞来考核飞机在 20°~30°迎角范围的操纵性和 稳定性;确定最小机动速度和最小平飞速度;检查和验证迎角限制控制律的正确性和合理性. 在试飞方法上,用常规的操纵动作,如阶跃、脉冲、扫频、纵横航向复合操纵来考核飞机的行 品质.不过其操纵幅值较常规操纵要大,逐步达到极值,操纵速度也偏于急猛.因为在迎角限制 器范围内,失速迎角尚未确定,但确定最小机动速度和最小平飞速度对部队使用又非常重要, 为此用保持 45°稳定盘旋所达到的表速确定为最小机动表速;用稳定平飞所达到的最小表速 作为最小平飞表速;用收敛转弯和减速转弯来验证迎角限制器边界.应该指出,即使进行可控 区内的大迎角试飞也应该采取适当的安全措施.这种措施应包括两个方面:一是在控制律中设 置临时限制边界,即在最大边界内按 2°之差设置 2 个临时边界,即 αmax-4°和 αmax-2°,逐步达 到 αmax;另一个措施是加装反尾旋伞,一旦由于某种特殊原因使飞机进入失速/尾旋,通过正 常方式又无法使飞机改出来时,可。