摘 要:由于CCAR25 B分布中对飞机俯仰操纵特性的要求基本是从飞行验证角度提出的最低安全性要求，没有具体指标要求，从而导致在民机研发过程中这些规定很难指导具体的飞控控制律设计。本论文将适航对飞机俯仰操纵特性定性要求定量化，作为具体控制律设计需求，然后针对某民机的本体俯仰操纵特性评估结果提出相应的改善其俯仰操纵特性的控制律设计方法， 经过驾驶杆位移整型和电子配重功能最终保证飞机满意的俯仰操纵特性以满足适航要求。
关键词：CCAR25；俯仰操纵特性；杆位移整型；电子配重
中图分类号：V249.1 文献标识码：A
0引言
俯仰操纵特性作为飞机一个重要的飞行品质指标，除了可以通过飞机总体布局保证，还可以通过控制律设计来优化其性能[9]。然而，相比较为健全的军用飞机飞行品质标准体系,比如GJB2874-97，目前民机飞行品质要求主要来自CCAR 25 B 分布，但是这些要求基本是从飞行验证角度提出的最低安全性要求，大部分都是定性描述,需要通过工程模拟器或者飞行试验基于HQRM 飞行员打分来做验证。所以基于民机研发流程，以需求驱动设计的理念[1-2]，这就导致适航标准很难具体指导控制律设计 [6]。
某新型民用飞机采用电传操纵系统，在设计中发现，本体飞机在后重心出现杆力过载梯度和极限过载对应的俯仰操纵力偏小的问题，本论文通过对适航条款B分布俯仰操纵特性和失配平条款解读，并分析出具体的设计指标从而提出相应的控制律设计需求，然后进行控制律方案设计，最后通过仿真评估验证，最终提高飞机的俯仰操纵特性。
1适航条款解读分析与分解
飞机俯仰操纵特性的好坏常用杆力和杆位移特性表征，其中杆力过载梯度也是衡量飞机做机动飞行时杆力特性好坏的一个重要指标。对于飞机俯仰操纵特性主要在CCAR 25中143条款和 255条款以及AC25-7C中飞机机动特性中阐述。
1.1 适航条款解读分析
CCAR 25.143 (g) 要求“在恒定空速或马赫数(直至/)机动飞行时，杆力和杆力梯度相对于机动载荷系数必须处于满意的限制条件之内” [5]。这一条款对杆力特性给出了定性的要求，没有给出用于设计的具体指标。
25.255作为适航对飞机飞行特性的补充条款要求，其中b条款中要求“杆力对g的曲线在直线包括/的任何速度必须有正的斜率” [5]。这一条款也只是定性的要求飞机操纵杆力随着飞机过载的增加而增加，但是也未提及具体指标。
作为运输类飞机飞行验证指南AC25-7C是从飞机试验角度给出了飞机达到限制强度的最小杆力要求：“为达到稳定机动或绕紧转弯时的限制强度而采用至少50lbf的杆力”[7]。这一要求主要是为了避免让飞行员轻易操纵飞机到飞机载荷限制边界，保证飞机安全。
1.2 适航条款分解需求
基于飞机俯仰操纵力不能太低而导致的飞行员过度操纵，也不能太大而导致过度杆力，使得飞行员保持飞机操纵过度困难等因素的考虑，并结合MIL-HDBK-1797A[8]和其他飞机设计经验，分解出某民机飞行品质关于飞机纵向操纵特性的设计需求：
1）操纵力对过载的局部梯度如下表1
表1 操纵力对过载的局部梯度
.png)
2）达到限制强度的最小纵向操纵力要求如下：
巡航构型稳定机动或转弯时，纵向操纵力至少为222牛（50磅）时达到结构限制强度，此时最小纵向操纵力适用于飞机从最小操纵速度至，此处的最小速度为能够达到限制强度而不发生失速的那一速度。
2某民机俯仰操纵特性分析
单位过载所需的驾驶杆力, 即杆力过载梯度表示如下：
.png)
其中
式中代表杆力过载梯度，代表杆力杆位移梯度，是指驾驶杆力随驾驶杆位移的变化率，代表每g升降舵偏度，代表升降舵操纵系统的传动系数，是指升降舵的偏度随杆位移的变化率，其余符号定义见参考文献[4]。
某民机在后重心巡航构型下杆力过载梯度特性较差，评估结果如下图1，从图中可以看出巡航构型下部分状态点在2级品质，甚至个别状态点落到3级品质。
.png)
图1 巡航构型杆力过载梯度评估结果
某民机限制载荷设计为2.5g,同样在后重心巡航构型下，飞机稳定机动达到2.5g限制载荷时飞机的俯仰操纵力如下图2。从图中可以看出部分状态点的俯仰操纵力没有达到50磅最低要求。
.png)
图2 巡航构型最小杆力评估结果
3控制律设计
根据公式（1）可知，增大可以采取增大，和减小三种办法。但是为了提高飞机杆力过载梯度，采取适当减小的方法比较可取，并且提高杆力过载梯度的同时可以提高飞机达到2.5g时的杆力。某民机控制律设计采用驾驶杆位移整型和电子配重两个手段来优化飞机的俯仰操纵特性。
3.1 驾驶杆位移整型
驾驶杆位移整型功能是改变单位杆位移所控制的升降舵偏度以达到减小的目的，如下图3所示。但是驾驶杆位移整型只能提高改善飞机在小过载范围的杆力过载梯度。
.png)
图 3驾驶杆位移整型曲线
3.2 电子配重
电子配重功能是飞机法向过载、校正空速和驾驶杆位移的函数。系统根据输入信号解算形成升降舵的输入指令，控制升降舵的偏转。具体电子配重指令设计如下表1和2。
表1 驾驶杆位移对电子配重指令的影响量
.png)
3.3 仿真结果分析
经过驾驶杆位移整型和电子配重控制律设计，后重心巡航构型下杆力过载梯度评估结果如下图4，从图中可以看出飞机杆力过载梯度特性有明显提高且满足控制律中俯仰操纵特性的设计需求指标。
.png)
图4 巡航构型杆力过载梯度评估结果
另外后重心巡航构型下飞机达到限制过载时最小杆力也都满足大于50磅的要求。评估结果如下图5。
.png)
图5 巡航构型最小杆力评估结果
4、结束语
本论文对民机适航条例关于飞机俯仰操纵特性飞行品质部分进行了研究，并基于ARP4754民机研发流程， 需求驱动设计理念，将其定量转换成具体控制律设计需求，从而利用驾驶杆位移整型和电子配重功能设计有效提高了飞机杆力过载梯度和飞机达到限制过载时最小杆力要求的飞行品质从而最终满足适航要求。本论文对其他电传民机的俯仰操纵特性控制律设计有一定的参考价值。
参考文献：
[1]谢陵.民用飞机控制律设计系统工程过程研[J].软件导刊.2015,14(5):41-43.
[2]SCOTT JACKSON.System engineering for commercial aircraft[J].Gower Technical.1997:34-35.
[3]张彤.HQRM方法在适航审定实践中的应用[J].飞行力学.2013,(6):553-557.
[4]徐鑫福，冯亚昌.飞机飞行操纵系统[M].北京:北京航空航天大学出版社,1989.
[5]中国民用航空局.CCAR-25-R4运输类飞机适航标准[S].北京:中国民用航空局2011.
[6]SAE, Aerosapce Recommended Practice, REV. A, ARP 4754, The SAE International Group, 2010.
[7]FAA．AC-57A Flight test guide for certification of transport category airplanes［S］.FAA,1998.
[8]Department of Defense． MIL-HDBK-1797A Handbook flying qualities of piloted aircraft［S］． USA，Department of Defense，1997.