研究

研究

亚音轴流压气机叶尖微喷气扩稳机理研究

Investigation of Stability Improvement Mechanism Based on Micro Tip Injection in Subsonic Axial Compressor

作者:   晁晓亮中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.：18291967649 E-mail：1206822016@qq.com晁晓亮（1987-）男，硕士，助理工程师。主要研究方向：动力装置工作特性与性能飞行试验。Tel：18291967649 E-mail：1206822016@qq.com  王俊琦中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089王俊琦（1989-）男，硕士，助理工程师。主要研究方向：航空发动机性能与工作特性试飞。  高翔中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089高翔（1990-）男，硕士，助理工程师。主要研究方向：航空发动机性能与工作特性试飞。Chinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. :18291967649 E-mail: 1206822016@qq.comChinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，ChinaChinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China

Author:   CHAO Xiaoliang  WANG Junqi  GAO Xiang

关键词：轴流压气机；数值模拟；叶尖二次涡；叶尖微喷气

Keywords：>axial compressor；numerical simulation；tip secondary vortex；micro tip injection

摘要：叶尖喷气是提高压气机稳定工作裕度的一种重要方法。本文以某亚音轴流压气机孤立转子为研究对象，采用非定常数值模拟方法探索微喷气提高压气机稳定工作裕度的原因。数值模拟结果表明，高速喷气流降低了叶尖区域载荷，在inj2工况，导致流动条件恶化的叶尖二次涡没有出现，为此，压气机的稳定裕度得以提升。

Abstract：Tip injection is known as an effective method to enhance the stability of the compressor. In order to clarify how the tip micro injection extends stall margin markedly，the unsteady numerical simulations were done on the subsonic axial flow isolated rotor. The numerical simulation results demonstrate that the high speed injection decreases the loading in the tip region and the tip secondary vortex disappears in the inj2 condition，consequently，the stall margin of the compressor is extended distinctly after injection.

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.04.001

中图分类号：V232.4 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）04-0001-07

收稿日期：2016-12-09；退修日期：2017-02-24；录用日期：2017-03-17

引用格式：CHAO Xiaoliang，WANG Junqi，GAO Xiang. Investigation of stability improvement mechanism based on micro tip injection in subsonic axial compressor[J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（04）：01-07. 晁晓亮，王俊琦，高翔. 亚音轴流压气机叶尖微喷气扩稳机理研究 [J]. 航空科学技术，2017，28（04）：01-07.

压气机作为航空发动机的核心部件，为了实现更高的推重比，就需要单级压气机在保证高效率的前提下能够承受更大的载荷。然而级负荷的增加将会导致压气机稳定工作裕度降低。研究表明，压气机的失速常常源于转子叶尖区域间隙泄漏涡（TLV）的破碎，叶顶来流以及相邻叶片的间隙泄漏流在转子通道前缘共同相互作用形成的叶尖二次涡（TSV）恶化了叶尖区域流动，最终引起压气机失速。叶尖喷气作为提高压气机稳定裕度的重要方法，其通过改善叶尖区域流动从而达到抑制叶尖失速的目的。

近年来，叶尖喷气技术已取得了丰硕的研究成果。Day[1]首次通过实验以占压气机主流流量1%的喷射量，使压气机获得了6%的裕度改进效果。Weigl[2]研究表明，主动形式的叶尖喷气是使压气机从失速状态中迅速恢复的有效方法。Bhaskar[3]通过实验验证了叶尖喷气对不同叶型均有一定的扩稳效果。Gabriele等[4]研究表明，离散型的喷嘴布置方式可以获得很好的扩稳效果。聂超群[5]首次提出了叶尖微喷气的概念，其通过实验发现叶尖微喷气使压气机稳定工作范围提高了约5%，这充分显示了微喷气在提高压气机稳定性方面有着良好的应用前景。虽然叶尖喷气可以使压气机的稳定裕度得到明显的提升，但叶尖喷气的扩稳机理至今也无统一定论。李清鹏[6]认为叶尖喷气使低能区的活动空间被极度压缩，从而达到扩稳的目的。卢新根[7]认为叶尖喷气将叶顶间隙泄漏涡推向转子通道尾缘，有效抑制了失速的发生。由于叶尖区域流动过于复杂，叶尖喷气扩大压气机稳定工作范围的物理机制也众说纷纭，因此，叶尖喷气在未来仍将是压气机扩稳方向的研究重点。本文正是基于此研究热点，开展了相关研究工作，试图探寻叶尖微喷气提高压气机稳定裕度的机理。

1 压气机实验台及喷嘴结构

本文以某亚音轴流压气机实验台为研究对象，该实验台由直流电动机、增速器、扭力测功系统、进气段、试验段、排气段和堵锥式节气门组成。

表1给出了单级压气机的主要设计参数。该实验台可以进行单级或双级实验，而本文仅针对孤立转子进行研究。实验采用的喷嘴处于转子前缘约100%轴向弦长位置处，喷嘴直径2mm，其在子午面内与机匣的夹角约为15°，喷嘴喷气量约占压气机设计点流量的0.050%。

表1 单级压气机设计参数 Table 1 The design parameters of single-stage compressor

2 数值计算方法

本文数值计算采用NUMECA软件包的Euranus求解器。由于卢新根在实验中沿周向均匀布置了6个喷嘴且实验台转子叶片总数为30，因此，本文选取五通道网格进行数值计算，网格结构如图1所示。网格由5个完全一致的静止块与转动块组成。静止块采用H型网格拓扑结构。转动块采用HI型网格拓扑结构。靠近实壁处的网格进行加密处理。喷嘴采用蝶型网格拓扑结构以实现良好的正交性。计算进口边界条件给定实验测量的总温、总压。出口边界条件给定平均半径处静压，按径向平衡方程计算出出口静压沿径向的分布。非定常计算采用隐式双时间步方法，叶片通过一个栅距给定20个物理时间步。以定常计算最后一个收敛工况作为非定常数值计算的初场。非定常计算最后一个收敛工况对应着近失速工况，其中，non-inj3工况为未喷气条件下的近失速工况，inj4工况为微喷气条件下的近失速工况。

图1 微喷气网格拓扑结构 Fig.1 The grid topology structure of micro-injection

3 总性能比较

图2给出了未喷气及喷气条件下数值模拟效率及总压比特性曲线与实验结果的对比。从图中可以看出，数值计算结果与实验结果契合程度较高，采用现有的数值模拟方法能够准确获得微喷气提高压气机稳定裕度的原因。对比图2（a）和图2（b）可知，inj4工况的流量较non-inj3工况明显减小。这说明微喷气后，压气机的稳定工作范围明显增大，压气机的最小流量由原来的2.905kg/s降为2.774kg/s。定义流量裕度的改进量为：（喷气后失速点流量-无喷气失速点流量）/无喷气失速点流量。根据此定义可以算出，叶尖微喷气可使压气机的流量稳定裕度提高约4.5%。

图2 压气机压比效率特性曲线 Fig.2 Characteristic curves of pressure ratio and compressor efficiency

4 微喷气提高压气机稳定裕度的机理分析

为了说明微喷气前后流场的差异，减少不必要因素的影响，这里选取微喷气时的inj2工况与non-inj3工况进行对比，其原因在于non-inj3工况和inj2工况总流量非常接近（如图2（a）所示）。因此，对inj2工况进行分析可以充分说明加入喷气后流场的变化，从而找出叶尖微喷气提高压气机稳定裕度的原因。

4.1 non-inj3工况分析

图3给出了non-inj3工况的效率残差曲线，从图3中可以明显地看出，non-inj3工况下的效率残差曲线均呈现出规律的周期性波动，且波动周期为61个物理时间步。

文献[8]和文献[9]指出图3所呈现出的这种周期性波动与一种新的涡系结构密切相关，并定义其为TSV。进一步研究发现，叶尖流场区域椭圆形的轴向反流区为叶尖二次涡存在的标志，它的运动将会导致叶尖区域的流场发生周期性的变化，且叶尖二次涡的活动周期与流场中非定常扰动的周期完全一致。

图3 non-inj3工况效率曲线 Fig.3 The efficiency curve on non-inj3 condition

图4给出了一个完整周期（T=61）内99%叶高处不同时刻的瞬态轴向速度分布，其中，等值线对应区域为Wz<0，即轴向反流区（狭长形轴向反流区代表间隙泄漏涡，与之垂直的椭圆形轴向反流区代表叶尖二次涡）。从图4中可以看出，不同时刻通道中均存在较为明显的椭圆形轴向反流区，在t=0/6T时刻，通道2中二次涡的强度最大，通道3中二次涡的强度次之。随着时间的推进，各个通道中叶尖二次涡沿周向发生规律性的传播，每个叶片通道中叶尖二次涡经历从初步形成到强度由强变弱直至消失这一完整的过程。经历过一个完整的非定常周期后，在t=6/6T时刻，流场内的流动细节与t=0/6T时刻完全一致，叶片通道内的流场分布进入下一个非定常循环周期。这更一步证实了文献中所提出的叶尖二次涡的变化周期与非定常扰动周期完全一致这一观点。随着背压持续提高，叶尖二次涡的强度逐渐增大，因此，叶尖区域的流动阻塞不断加剧，叶尖区域的主流不能顺利地流出通道，最终引起压气机失速。

图4 non-inj3工况99%叶高处轴向速度分布 Fig.4 The distribution of axial velocity at 99% spanwise on non-inj3 condition

4.2 inj2工况分析

图5（a）和图5（b）分别给出了non-inj3工况及inj2工况静止块与转动块中压力探针的FFT分析结果。对于non-inj3工况，我们在绝对坐标系下观察到了频率为4065Hz的叶片通过频率（BPF），而在相对坐标系下观察到了值为1341Hz对应的频率。经过换算可知1341Hz对应的时间为61个物理时间步，其值与non-inj3工况效率波动周期值完全吻合，这说明该频率值为流场中的非定常扰动频率，即叶尖二次涡活动频率。

对于inj2工况，我们依然在绝对坐标系下看到了叶片通过BPF，在相对坐标系下我们观察到了频率值为813Hz及其倍频的一系列频率值，如图5（b）所示。对813Hz这一频率值进行换算，发现其对应的时间恰好为100个物理时间步，因此，该频率为转动块中压力探针受到喷气流冲击而产生的频率。此时，布置于转动块上的压力探针并没有监测到1341Hz这一频率值。这充分说明，微喷气后叶尖二次涡活动的特征频率消失。

图5 non-inj3及inj2工况静压信号的FFT分析结果 Fig.5 The FFT analysis of static pressure on non-inj3 and inj2 condition

以喷气流扫过一个栅距为周期，图6给出了inj2工况一个周期内不同时刻99%叶高处的轴向速度分布（图中等值线区域表示Wz<0）。相比non-inj3工况，从轴向速度分布图中可以看出inj2工况各通道内仅出现了由间隙泄漏涡导致的狭长形轴向反流区，而椭圆形轴向反流区并未出现，且各个通道内轴向反流区的面积仅有微小的差异。因此，可以说明随着微喷气的引入，叶片通道中没有出现代表叶尖二次涡的椭圆形轴向反流区。由叶尖二次涡活动引起的非定常扰动被抑制，导致布置于转动块中的压力探针未能监测到叶尖二次涡活动的特征频率。

图6 inj2工况99%叶高处轴向速度分布图 Fig.6 The distribution of axial velocity at 99% spanwise on inj2 condition

4.3 微喷气导致叶尖二次涡消失的原因探讨

为了比较喷气前后载荷分布的变化，对non-inj3工况不同叶片的攻角进行时均处理，将处理后的攻角分布与inj2工况不同时刻的攻角进行对比，以此说明微喷气对载荷分布的影响。以喷嘴扫过一个栅距为周期，图7给出了该周期内不同时刻攻角的分布。

图7 inj2工况攻角分布 （0%叶高：叶根；100%叶高：叶尖）Fig.7 The attack angle distribution on inj2 condition（0%blade：hub；100%blade：tip）

从图7中可以明显地看出，微喷气条件下所有叶片不同时刻的瞬态攻角均小于non-inj3工况的攻角。叶片攻角在40%叶高以下差别不大，而在80%叶高范围以上，受到喷气流的影响，不同叶片的瞬态攻角相差较为明显。

在t=0/4T时刻，喷气流恰好位于通道3 中。由于叶片4刚刚经过喷气流的调整，叶尖载荷相对较小。而此刻叶片3恰好受到喷气流的冲击，高速的喷气流使叶片3的攻角降为瞬时最低值，载荷变为最小。由于微喷气流量相对较小，喷气流对叶尖区域的卸载作用仅局限于喷嘴正对的叶片，因此，其余叶片叶尖攻角之间的差异较小。在t=2/4T时刻，高速射流的作用范围已越过叶片3，此时高速射流对叶片2叶尖区域的卸载作用较为明显。从图中可以明显看出，较t=0/4T时刻，叶片2的攻角显著降低，而叶片3的攻角显著增加。在t=4/4T时刻，叶片2的攻角减为瞬时最小值，此时叶片2叶尖区域的载荷大小与t=0/4T时刻叶片3的载荷大小完全一致。转子每转过一个栅距，其余叶片的叶尖攻角值也完成了周期性的更替。

微喷气改变了喷嘴所在位置处叶片的攻角，致使该叶片瞬态载荷显著降低，流场的动力学特性得以改变，叶尖二次涡的形成条件遭到破坏，因此，流场中的非定常扰动得到抑制。

4.4 微喷气条件下流场中非定常现象产生的原因分析

图8给出了inj2工况与inj4工况周向平均处理后攻角沿叶高的变化规律。由于non-inj3工况不同时刻攻角进行周向平均后的结果几乎相同，所以图中仅选取non-inj3工况一个时刻进行比较。从图中可以看出，对于inj4工况，整个叶高范围内的攻角均超过了non-inj3工况的攻角。这说明在微喷气条件下，压气机可在更高的载荷下保持稳定工作，即微喷气通过提高转子叶片极限载荷的方式使压气机的稳定裕度有所提升。但随着流量的进一步降低，一旦载荷超过叶片所能承受的极限载荷，压气机将会进入失速状态。

前述分析表明，对于non-inj3工况，流场中出现了由叶尖二次涡导致的轴向反流区沿流向传播的现象，流场中所有的非定常流动特征均由此现象引起。而inj2工况叶尖区域并未出现轴向反流区传播的现象。由图8可知，inj2工况各个时刻的叶尖载荷均小于non-inj3工况的叶尖载荷。由此可以证明叶尖二次涡的传播与叶尖载荷分布有直接关系。在inj2工况与non-inj3工况所确定的这一载荷区间范围内，必然存在一个临界载荷，一旦超过此临界载荷，叶尖二次涡便开始沿流向传播，流场中的非定常现象因此而产生。为了验证上述猜测的正确性，需要对inj4工况叶尖区域流场进行分析。这是由于对于inj4工况而言，此时整个叶高范围内的载荷均高于临界载荷。一旦inj4工况叶尖区域流场出现叶尖二次涡传播的现象，即可证明上述猜测的正确性。

图8 inj2及inj4工况周向平均后攻角分布 （0%叶高：叶根；100%叶高：叶尖）Fig.8 The circumferentially-averaged distribution of attact angle on inj2 and inj4 condition（0%blade：hub；100%blade：tip）

图9给出了inj4工况喷嘴扫过一个栅距内不同时刻叶尖区域轴向速度分布云图（图中等值线区域代表轴向反流区）。从图中可以明显地看出，此时流场中出现了代表叶尖二次涡活动的椭圆形轴向反流区，且随着时间的推进其位置沿流向发生传播。这充分印证了上述分析的准确性，即叶尖载荷的大小是控制流场中非定常现象出现的最主要因素。一旦叶尖载荷超过临界载荷，叶尖二次涡即会沿周向及轴向发生传播。微喷气只是通过暂时缓解叶尖区域载荷的方式

抑制流场中非定常现象的出现，但随着压气机背压的不断提高，微喷气对流场的控制作用已力所不及。对比图6及图9可以看出，inj4工况轴向反流区的面积较inj2工况显著增大，从而引起流场中出现了大面积的环面阻塞区，微喷气此时已难以抑制叶尖载荷的迅速增加，压气机最终发展进入失速状态。

图9 inj4工况99%叶高轴向速度分布 Fig.9 The axial velocity distribution at 99% spanwise on inj4 condition

5 结论

本文以某亚音轴流压气机试验台为研究对象，通过对比分析微喷气前后叶尖区域流场及载荷的变化规律，阐释了微喷气提高压气机稳定工作裕度的原因。通过分析，可以得到以下结论：

（1）叶尖微喷气对压气机稳定裕度的改善作用较为明显，占设计点流量0.050%的喷气量可使压气机的稳定裕度提升4.5%，因此，叶尖微喷气展现出了良好的应用前景。

（2）微喷气改变了inj2工况叶尖区域的流场。此时叶片通道中没有出现代表叶尖二次涡活动的轴向反流区，由叶尖二次涡活动引起的非定常扰动因此得到抑制。

（3）叶尖载荷的大小是控制流场中非定常现象出现的最主要因素，一旦叶尖载荷超过临界载荷，叶尖二次涡即会沿周向及轴向发生传播。微喷气只是通过暂时缓解叶尖区域载荷的方式抑制流场中非定常现象的出现，从而达到提高压气机稳定裕度的目的。

参考文献

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[2] Weigl H J，Paduano J D，Frechette L G，et al. Active stabilization of rotating stall and surge in a transonic single stage axial compressor [J]. ASME Journal of Turbo Machinery，1998，120：625-636.

[3] Bhaskar R，Manish C，Kota V K，et al. Experimental study of boundary layer control through tip injection on straight and swept compressor blades[R]. ASME GT-2005-68304，2005.

[4] Gabriele C，Behnam H B，Albert K，et al. Parametric study of tip injection in an axial flow compressor stage[R]. ASME GT-2007-27403，2007.

[5] 童志庭，聂超群，朱俊强. 微喷气提高轴流压气机稳定性的研究[J].工程热物理学报，2006，27（S1）：121-124.

TONG Zhiting，NIE Chaoqun，ZHU Junqiang. Investigation on micro tip injection improving the stability of an axial compressor [J].Journal of Engineering Thermophysics，2006，27（S1）：121-124.（in Chinese）

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LI Qingpeng. Investigation of flow instability mechanism and stability improvement mechanism based on tip injection in axial compressor [D]. Xi’an：Northwestern Polytechnical University，2012.（in Chinese）

[7] 卢新根. 轴流压气机内部流动失稳及其被动控制策略研究[D].西安：西北工业大学，2007.

LU Xingen. Study of flow instability and its passive control of a subsonic axial-flow compressor[D]. Xi’an：Northwestern Polytechnical University，2007.（in Chinese）

[8] Wu Y H，Li Q P，TIAN J T，et al. Investigation of pre-stall behavior in an axial compressor rotor-Part I：unsteadiness of tip clearance flow[J]. Journal of Turbomachinery，2012，134（5）：1-12.

[9] Wu Y H，Li Q P，TIAN J T，et al. Investigation of pre-stall behavior in an axial compressor rotor-Part II：flow mechanism of spike emergence[J]. Journal of Turbomachinery，2012，134（5）：051028.

多电飞机与传统飞机电源系统直接运营成本研究

Research of Direct Operating Costs for the More Electrical Aircraft and Traditional Aircraft Electrical Power System

作者:   曹涛上海飞机设计研究院，上海 201210通讯作者. Tel.：13585714417 E-mail：caotao@comac.cc曹涛（1983-）男，硕士，高级工程师。主要研究方向：民用飞机电源系统。Tel：13585714417 E-mail：caotao@comac.ccShanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai，201210Corresponding author. Tel. :13585714417 E-mail: caotao@comac.cc

Author:   CAO Tao

关键词：民用飞机；电源系统；直接运营成本

Keywords：>civil aircraft；electrical power system；DOCSYS

摘要：阐述了飞机系统直接运营成本在系统权衡研究中的重要性，详细介绍了飞机系统直接运营成本计算方法，对多电飞机电源系统和传统飞机电源系统的折旧成本、燃油成本、直接维修成本、航班延误/取消成本和备件储备成本进行分析研究，得出了多电飞机电源系统和传统飞机电源系统直接运营成本的差异。

Abstract：Firstly，briefly introduced the significance of aircraft system direct operating costs for system trade study. Secondly，detailedly introduced the calculate methods of system direct operating costs. Lastly，analyzed and calculated the DeprSYS，FuelSYS，DMCSYS，DelaySYS and SHCSYS for more electrical aircraft electrical power system and traditional aircraft electrical power system，and had gotten the difference of that direct operating costs of both types’aircraft.

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.04.008

中图分类号：V328 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）04-0008-04

收稿日期：2016-11-29；退修日期：2016-12-05；录用日期：2017-02-08

引用格式：CAO Tao. Research of direct operating costs for the more electrical aircraft and traditional aircraft electrical power system [J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（04）：08-11.曹涛. 多电飞机与传统飞机电源系统直接运营成本研究[J]. 航空科学技术，2017，28（04）：08-11.

商用飞机价格昂贵，使用成本高，从市场角度来看，经济性是影响航空市场竞争的关键因素之一，也是航空公司进行飞机选型和制造商开展型号研制的重要指标之一[1]。在飞机各个系统设计中也必须考虑系统的直接运营成本（DOC_SYS），通过对不同系统架构DOC_SYS的计算，从而更好地开展系统的权衡研究，优化系统架构。

飞机电源系统在研制初期进行系统权衡研究时，会涉及到电源供电体制、系统架构、产品价格和产品数量等。如选择变频系统还是恒频系统，采用传统架构还是多电架构等，不同的选择就会导致不同的系统直接运营成本。电源系统的重量、单机价格、维护成本等都会影响系统的直接运营成本，在满足系统功能和性能等技术要求以及适航要求前提下，减少系统重量、降低系统单机成本和维护成本等，都会降低系统的直接运营成本。多电飞机与传统飞机相比，其电源系统容量、重量、价格和设备数量都发生了很大变化，在采用多电技术后对电源系统 有怎么样的影响，需要在飞机研制的最初阶段进行权衡研究。

在电源系统直接运营成本增加或降低的同时，还必须考虑其他系统直接运用成本是否会因为电源系统而增加或减少，当飞机上各个系统都完成了自身的系统直接运营成本的计算后，在经过总体的权衡对比、分析和计算，从而确定最优的飞机级直接运营成本。

1 系统直接运营成本计算方法

系统级 主要涉及飞机价格、燃油费、飞机维护成本。飞机价格主要受飞机的制造成本和飞机的折旧价格影响；燃油成本主要受飞机的气动设计、发动机选型、其他系统对发动机功率的提取等影响；飞机维护成本主要涉及到飞机的直接维护、派遣率等。据上述分析，描述机载系统 的计算方法[2]如式（1）所示：

式中： 为某备选机载系统的直接运行成本； 为系统引起的折旧成本； 为系统引起的燃油成本； 为系统引起的直接维护成本； 为系统引起的延误/取消成本； 为系统引起的备件储备成本；在 的各项成本分析中，均以“美元/年”为单位来计算。

1.1 系统引起的折旧成本Depr_SYS计算方法

系统引起的折旧成本 主要受到系统的初始采购价格、系统残值和系统的折旧年限的影响，具体计算方法[2]如式（2）所示：

式中： 为系统的年折旧成本； 为系统的初始采购价格； 为系统的残值（表示为系统价格的百分数）；N为系统的折旧年限。

1.2 系统的年燃油成本Fuel_SYS的计算方法

系统的年燃油成本 主要由系统每次飞行消耗的燃油重量、单位重量的燃油价格和年飞行次数决定，具体的计算方法[2]如式（3）所示：

式中： 为系统的年燃油成本； 为系统每次飞行消耗燃油的重量；FP为单位重量的燃油价格；NFY为年飞行次数。

其中，针对系统每次飞行消耗燃油的重量 ，可能是由于系统重量造成的，或是消耗发动机的引气或功率提取所引起的，或是系统部件突出引起飞机气动外形的附加气动阻力造成的。任何系统每次飞行引起的耗油重量 的计算方法[2]如（4）所示：

式中： 为系统固定重量（指系统自重，在飞行中保持不变）引起的油耗重量； 为系统可变重量（如水/废水系统中的废水，在飞行中被排出机外）引起的油耗重量；FW_P为系统消耗发动机轴功率提取所引起的油耗重量；FW_B为系统消耗发动机的引气所引起的油耗重量；FW_D为系统附加阻力（如水/废水系统的外部排水管、通讯系统的机外天线和大气数据系统的机外传感器）所引起的油耗重量。

根据电源系统的特点，电源系统应不涉及系统可变重量 、系统消耗发动机的引气所引起的油耗重量FW_B和系统附加阻力所引起的油耗重量FW_D，简化后的 计算方法[2]如（5）所示：

1.3 系统引起的直接维修成本DMC_SYS计算方法

系统引起的直接维修成本 应该由系统供应商提供。飞机制造商与系统供应商在签署系统采购协议之前，供应商应该提供在特定条件下该系统每飞行小时直接维修成本的担保值。 可分原位维修和离位维修两类，其计算方法[2]如式（6）所示：

式中： 为系统引起的直接维修成本（单位为美元/年）； 为原位维修工时数（单位为小时/年）； 为离位维修工时数（单位为小时/年）；LR为劳务费率（单位为美元/小时）；MC为维修材料成本（单位为美元/年）。

1.4 系统引起的航班延误/取消成本Delay_SYS的计算方法

系统引起的航班延误/取消成本 主要受系统引起的航班延误概率、航班延误每分钟的成本、系统引起的航班延误的平均时间、系统引起的航班取消概率、航班取消的成本和年飞行次数的影响。具体的 的计算方法[2]如式（7）所示：

式中： 为系统引起的航班延误/取消成本（单位为美元/年）；P_D为系统引起的航班延误概率（单位为次/年），由系统供应商提供；C_D为航班延误每分钟的成本（单位为美元/分钟）；t_D为系统引起的航班延误的平均时间（单位为分钟/次），由系统供应商提供；P_C为系统引起的航班取消概率（单位为次/年），由系统供应商提供；C_C为航班取消的成本（单位为美元/次）；NFY为年飞行次数。

1.5 系统引起的备件储备成本SHC_SYS的计算方法

系统引起的备件储备成本 主要受系统引起的备件储备成本、贷款的年息、价格系数、系统的初始采购单价、所需备件套数和机队规模的影响。具体的 的计算方法[2]如式（8）所示：

式中： 为系统引起的备件储备成本（单位为美元/年）；r为贷款的年息；k_P为价格系数，综合考虑备件价格与初始采购价之比、储备备件占整个系统之比以及系统余度的参数，由系统供应商提供； 为系统的初始采购单价（单位为美元）；RQS为所需备件套数，是备件可获得性的函数，通常以RQS/FS形式（机队的所需备件套数），由系统供应商提供；FS为队规模。

2 多电飞机和传统飞机电源系统权衡研究

波音787飞机是一款典型的多电商用飞机，它完全按多电飞机来设计，总发电功率是1450kVA。波音787飞机的电源系统与以往的波音飞机有很大区别，飞机上的电源来自4个安装在发动机上的230V交流250kW变频发电机和两个安装在辅助动力装置（APU）上的230V交流225kW变频发电机组成，变频系统取代了传统的恒频系统，频率在360～800Hz之间[3]。

A380飞机也是一款典型的多电商用飞机，它完全按多电飞机电力系统来设计，总的发电功率为915kVA。其中，由发动机驱动4台150kVA的变频交流发电系统，发电容量共600kVA，频率在360～800Hz之间；由辅助动力装置（APU）驱动两台120kVA恒速发电机，发电容量共240kVA。

2.1 系统折旧成本DeprSYS分析研究

通过式（2）可以得出，在折旧年限一样的情况下，多电飞机系统容量增加，电气设备增多。以发电系统为例，传统宽体飞机发电系统只需4台120kVA的主发电机就可以满足用电需求，而多电宽体飞机则需要4台250kVA的主发电机来提供电能，满足用户需要。以配电系统为例，传统的飞机远程配电装置可能只需要10台，而多电飞机则至少在20台以上，所以系统价格明显高于传统飞机，故多电飞机折旧成本 高。

2.2 系统燃油成本FuelSYS分析研究

通过式（3）～式（5）可以得出，电源系统燃油成本 最终主要取决于电源系统的固定重量所引起的燃油消耗重量 和电源系统从发动机上提取功率所消耗的燃油重量 。多电飞机电源系统重量大，从发动机上提取的功率多，所以系统燃油成本 明显高于传统飞机。

2.3 系统引起的直接维修成本DMC_SYS分析研究

通过式（6）可以得出，在劳务费率LR相同的情况下，系统引起的直接维修成本 主要取决于原位维修工时数 、离位维修工时数 和维修材料成本MC。多电飞机电源系统电气设备多，系统复杂，每架飞机每年的维修工时和维修材料都明显高于传统飞机，所以多电飞机电源系统引起的直接维修成本 要高于传统飞机。

2.4 系统引起的航班延误/取消成本Delay_SYS的计算方法

通过式（7）可以得出，系统引起的航班延误/取消成本 各因素，如航班延误概率P_D、航班延误每分钟的成本C_D、系统引起的航班延误的平均时间t_D、系统引起的航班取消概率P_C、航班取消的成本C_C和年飞行次数NFY，对于多电飞机电源系统与传统飞机电源系统基本是相同的，所以系统引起的航班延误/取消成本 ，多电飞机电源系统和传统飞机电源系统基本相同。

2.5 系统引起的备件储备成本SHC_SYS

通过式（8）可以得出，系统引起的备件储备成本 在贷款的年息、价格系数和机队规模相同的情况下，主要受所需备件套数RQS、系统的初始采购单价 的影响。多电飞机电源系统负载，所需备件套数和系统的初始采购价格都明显高于传统飞机电源系统，所以多电飞机电源系统备件储备成本 明显高于传统飞机。

将以上对比分析的结果代入式（1），可以明显得出多电飞机电源系统的直接运营成本 明显高于传统飞机电源系统的直接运营成本，如图1所示。根据实际的计算分析传统的宽体双通道飞机电源系统的年直接运营成本 约为350万美元/每年，而多电的宽体双通道飞机电源系统的年直接运营成本 多达710万美元/每年。

图1 多电飞机与传统飞机电源系统DOC_SYS比较 Fig.1 Compare with more aircraft and traditional aircraft electrical power systems DOC_SYS

3 结束语

从分析可以得出，多电飞机电源系统的直接运营成本 明显要高于传统飞机电源系统直接运营成本 。但是，多电飞机技术应用有很多优点。由电力驱动代替了液压、气源等，简化了发动机、环控、液压等系统结构，减轻了重量，提高了可靠性。由于引气和液压机械装置的取消，改善了飞机发动机的性能。由高效率的发电机代替低效率的引气和液压转换和传输，提高了能源的利用率[4]。尽管多电飞机电源系统的直接运营成本 要比传统的飞机电源系统高，但环控、液压等系统的直接运营成本将会减少，通过对飞机上所有系统的 进行计算分析，最终确定最优的飞机系统架构。

参考文献

[1] 任启鸿，王如华.基于市场需求的商用飞机经济性分析方法[J].民用飞机设计与研究，2015，118（3）：87-90.

REN Qihong，WANG Ruhua. Economics analysis method for commercial aircraft based on market demand [J]. Civil Aircraft Design and Research，2015，118（3）：87-90.（in Chinese）

[2] Scholz D. DOCsys-A method to evaluate aircraft systems[M]. Bonn：German Aerospace Society，1998.

[3] 程国华.大型民用飞机电源系统的现状与发证[J].民用飞机设计与研究，2008，4：1-5.

CHENG Guohua. Present situation and development of large civil aircraft power supply system[J]. Civil Aircraft Design and Research，2008，4：1-5.（in Chinese）

[4] 李开省.多电飞机技术的发展[J].国际航空，2009，01：73-75.

LI Kaisheng. Development more electric aircraft technologies[J]. International Aviation，2009，01：73-75.（in Chinese）

直升机动力失效响应特性分析

Helicopter Power Failure Response Characteristic Analysis

作者:   张华中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.：029-86839714 E-mail：1013453156@qq.com张华（1981-）男，硕士，高级工程师。主要研究方向：直升机试飞。Tel：029-86839714 E-mail：zhanghua1116@126.com  周禹中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089  吕增岁中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089吕增岁（1990-）女，硕士，助理工程师。主要研究方向：直升机性能飞行试验技术。Tel：029-86839714 E-mail：1013453156@qq.comChinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. :029-86839714 E-mail: 1013453156@qq.comChinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，ChinaChinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China

Author:   ZHANG Hua  ZHOU Yu  LV Zengsui

关键词：直升机；动力失效；飞行试验；响应特性

Keywords：>helicopter；power failure；flight test；response characteristic

摘要：建立了旋翼转速衰减方程和机体力矩平衡方程，并结合相关飞行试验数据，分析了直升机动力失效的响应特性及其主要影响因素。研究表明，旋翼转速衰减时间随机体动部件惯性矩之和的增大而增加，随旋翼需用功率增加而减小，直升机的结构、气动特性及飞行状态等对其动力失效响应特性具有明显影响，分析结果为制定直升机动力失效特情处置方案提供了参考依据。

Abstract：The attenuation equation of rotor speed and torque balance equation of the body were built. This thesis analyzed the response characteristic and main influence factors when the helicopter encountered the power failure，based on the theory analysis and the flight test data. The results shows that the rotor speed attenuation time increases with the sum of the moments of inertia of the body rotoring parts，decreases with the increase of rotor required power，the structure，aerodynamic characteristics and flight condition have important effects on the response of helicopter power failure. This thesis provided a reference for making plan when the helicopter encountered the power failure.

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.04.012

中图分类号：V212.4 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）04-0012-05

收稿日期：2016-11-15；退修日期：2017-01-03；录用日期：2017-01-17

引用格式：ZHANG Hua，ZHOU Yu，LV Zengsui. Helicopter power failure response characteristic analysis [J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（04）：12-16.张华，周禹，吕增岁. 直升机动力失效响应特性分析[J]. 航空科学技术，2017，28（04）：12-16.

直升机出现动力失效后，会出现旋翼转速衰减、姿态/航向变化等响应，上述响应受直升机自身的质量、气动等固有特性和直升机飞行状态等因素的综合影响，在部分情况下（如起降、悬停、大速度前飞等），直升机的响应会比较剧烈。过快过大的响应可能会导致直升机的旋翼转速、侧滑角、姿态角/角速度超限，进而导致直升机失控或出现结构破坏。直升机动力失效响应特性是驾驶员判断直升机是否出现动力失效特情的主要参考，也是确定驾驶员反应时间的主要依据。军用直升机及民用直升机的相关标准或规章均要求确定直升机的动力失效响应特性[1-3]。

直升机气动及飞行力学特性非常复杂，动力失效后又受到气流分离等一系列非定常气动问题的影响，因此，通过理论分析和仿真研究等手段难以准确地确定直升机的动力失效响应特性。飞行试验是准确确定直升机动力失效响应特性的可靠手段，美国联邦航空局（FAA）早在20世纪60年代就开展了系列化的直升机动力失效飞行试验工作[4，5]，美国陆军在20世纪70年代也系统地开展了相关的飞行试验工作[6]。基于上述飞行试验工作，FAA和军方相关研究机构较为准确地确定了直升机典型的动力失效响应特性，从而为直升机安全的运行、使用提供了保障。

直升机出现动力失效后的主要响应包括旋翼转速衰减、偏航、滚转和俯仰响应等。下面结合试飞数据，对上述响应特性进行分析。

1 旋翼转速衰减

直升机全部动力失效后，旋翼转速衰减的数学表达式如下：

式中： ，Ω为旋翼转速，Q为旋翼反扭矩，I为旋翼、主减、尾桨等动部件的惯性矩之和。这里引入如下的假设：在发动机失效初期，只有旋翼转速发生变化，桨叶安装角不变，可以近似认为桨叶迎角不变。

基于上述的假设，可以认为旋翼拉力系数、扭矩系数不变，则有：

下标0表示初始值。将式（2）代入式（1），积分后变换可得到旋翼转速衰减到Ω的时间：

基于式（3），可以估算出衰减到最小可接受的旋翼转速 的时间。 可能是由失速或者动力学限制的某一数值。

将式（3）右侧上下均乘以Ω₀，则可得到如下的形式：

式中： ，为旋翼需用功率。这种形式对于理解下文中的部分表述是有利的，在实际工作中也很实用（因为测量主旋翼轴扭矩比较困难，而需用功率的测量相对容易）。

定义， 为直升机动部件（主要是旋翼）存储的能量，P是直升机的需用功率， ，为直升机自转特性的度量[7]。某中型直升机的旋翼转速衰减至0.8Ω₀所需时间随需用功率变化曲线如图1所示。

图1 旋翼转速衰减时间随需用功率变化 Fig.1 The decay time of rotor speed varies with the required power

上述分析表明，动力失效后，直升机旋翼转速衰减至一定值所需的时间随动部件惯性矩之和及初始旋翼转速的增大而增大，随旋翼需用功率的增大而减小。对于当代大部分单发常规布局直升机而言，在大部分飞行状态下，从出现动力失效至旋翼转速衰减至最小无动力旋翼转速的时间间隔均大于1s。旋翼转速衰减是直升机出现动力失效后的主要响应之一，会导致直升机旋翼升力下降、操纵功效下降，严重的会导致旋翼失速。

2 偏航响应

直升机稳定状态下，重心处的偏航力矩N′（右转为正）为：

式中：配平状态下 ； 为旋翼扭矩； 为旋翼侧向力产生的偏航力矩； 为尾桨产生的偏航力矩； 为垂尾产生的偏航力矩； 为机身产生的偏航力矩。

动力失效时，旋翼扭矩减小为Q（全部动力失效时， ），旋翼、尾桨拉力变化不大；同时，与尾桨和垂尾产生的偏航力矩相比，机身产生的偏航力矩较小，在此忽略不计，则动力失效后的偏航力矩N为：

联立式（5）、式（6）可得：

式中：考虑偏航阻尼 和航向静稳定性 ，N可以表示为：

则不平衡的扭转力矩会导致直升机向功率脚蹬方向（或旋翼旋转方向）的偏航响应：

式中：r为偏航角速度； 为直升机质量对机体垂向轴（Z轴）的惯性矩；N为由旋翼反扭矩和尾桨（垂尾）拉力合成的净的偏航力矩（ ，出现全部动力失效后等于 ）； 为偏航阻尼，由偏航角速度导致的偏航力矩； 为航向静稳定性，由侧滑角导致的偏航力矩。

在悬停/低速状态，直升机具有较高的尾桨拉力和较小的航向静稳定性；当发动机失效后，会产生较大的偏航角加速度，随着偏航角速度产生的偏航阻尼则起到了抑制偏航角速度的作用。随着平飞速度的增大，直升机尾桨拉力逐渐降低，在最小平飞需用功率速度左右降至最低值——此时直升机初始偏航响应相对最小；然后随着飞行速度的逐步增大，旋翼扭矩逐步增大，直升机初始偏航响应又有增加的趋势。随着前飞速度的增大，直升机航向稳定性逐渐增强，直升机的偏航响应会有所降低。对于右旋直升机，动力失效后一般会产生左偏航响应。

由图2可以看出，在悬停状态下出现动力失效后，受尾桨拉力的影响，直升机出现较大的左偏航响应，偏航角速度在约1s后达到最大值（约为16.5°/s），而后在偏航阻尼的作用下，偏航角速度有降低的趋势。

在75km/h速度的前飞状态下，直升机动力失效响应特性时间历程如图3所示，在该状态下主旋翼的反扭矩及相应的尾桨拉力相对于悬停状态降低，另外受到航向静稳定性和偏航阻尼的综合影响，直升机偏航角速度在约1s后达到的最大值约为8.6°/s，并在该值左右趋于稳定。

图2 悬停状态发动机失效进入特性响应 Fig.2 The response when the engine failures in hover

图3 前飞状态发动机失效进入特性响应 Fig.3 The response when the engine failures in forward flight

3 滚转响应

直升机稳定状态下，重心处的横滚力矩为L′（右滚为正）：

式中：配平状态下 ； 为桨毂力矩； 为旋翼侧向力产生的滚转力矩，可以忽略不计； 为旋翼拉力产生的滚转力矩； 为尾桨产生的滚转力矩； 为垂尾产生的滚转力矩； 为机身产生的滚转力矩，可以忽略不计。

旋翼桨毂力矩产生的滚转力矩为：

式中： 为桨叶质量静矩；e为挥舞铰偏置量， 为桨盘侧倒角：

式中：u为前进比； 为桨盘诱导速度；A₁为纵向周期变距；a₀为旋翼锥度角；B₁为横向周期变距。

动力失效时，旋翼转速减小，前进比u增加，桨毂力矩R_M随之发生改变；旋翼拉力降低，Th_M降低；尾桨拉力降低， 降低；垂尾拉力变化不大，则发生动力失效后，直升机的横滚力矩L为：

联立式（8）、式（10）可得：

悬停状态出现动力失效后，对于存在挥舞铰偏置量，且旋翼拉力矢量相对于机体重心有横向偏移的直升机，旋翼拉力减小会产生滚转力矩，则旋翼产生的滚转力矩为：

式中： ，为旋翼拉力衰减量；h_M为旋翼旋转中心到直升机重心的横向距离； 为桨盘侧倒角变化量。

悬停状态下，旋翼转速的衰减也会导致横向挥舞反方向的净力矩。如果尾桨相对于重心位置具有垂向力臂，那么尾桨转速的衰减导致的尾桨拉力的降低也会产生滚转力矩 。对于尾桨高于重心的右旋直升机，旋翼转速衰减会导致旋翼拉力产生的左滚力矩和左滚桨毂力矩降低，尾桨拉力的降低会导致右滚力矩降低。总体而言，对于右旋直升机，悬停状态动力失效后一般会产生右滚转（如图2所示）。

在前飞状态，除上述因素之外，直升机的上反效应也发挥着重要的作用。对于高于重心的尾桨，偏航角速度也会导致滚转力矩。对于尾桨高于重心的右旋直升机，前飞状态下动力失效后直升机会出现左偏航，相应出现右侧滑，直升机的上反效应会使直升机产生左滚转；左偏航角速度也会使尾桨产生左滚力矩。总之，在较大的前飞速度状态下，动力失效后直升机一般会产生左滚转（如图3所示）。

4 俯仰响应

直升机稳定状态下，在重心处的俯仰力矩为M′（抬头为正）：

式中：配平状态下， ； 为桨毂力矩； ， 分别为旋翼后向力和拉力产生的俯仰力矩； 为尾桨扭矩产生的俯仰力矩； 为尾桨后向力和垂向力产生的俯仰力矩； 分别为平尾阻力和升力产生的俯仰力矩； 为垂尾产生的俯仰力矩； 为机身产生的俯仰力矩；旋翼后向力、尾桨、垂尾及机身产生的俯仰力矩可以忽略不计。

旋翼桨毂力矩产生的俯仰力矩为：

式中：a_1s为桨盘后倒角，计算式为：

式中：θ₀为旋翼总距；θ₁为桨叶负扭转。

动力失效时，旋翼转速减小，前进比u增加，桨毂力矩M_M会随之发生改变；旋翼拉力减小，导致 减小；平尾上的阻力和升力变化不大，则动力失效后，直升机的俯仰力矩为：

根据式（12）、式（15）可得：

在悬停状态出现动力失效后，对于存在挥舞铰偏置量，且旋翼拉力矢量相对于机体重心有纵向偏移的直升机，旋翼拉力的衰减会产生俯仰力矩，则旋翼产生的俯仰力矩为：

式中： ，为旋翼拉力衰减量；l_M为旋翼旋转中心到重心位置的纵向距离； 为桨盘后倒角变化量。

旋翼转速的衰减也会导致向桨盘纵向挥舞同向的净拉力力矩和反方向的净桨毂力矩。对于单旋翼带尾桨的常规布局直升机，悬停状态下出现动力失效后，直升机的俯仰姿态相应受到上述因素的综合影响，需要针对直升机自身的特点及构型（主旋翼类型、重心位置等）进行分析。目前，大部分常规布局直升机在悬停状态出现动力失效后一般会产生低头俯仰姿态响应（如图2所示）。

在前飞状态，动力失效后直升机的俯仰响应还受到以下因素的影响：

（1）吹风后倒效应：式（14）表明，随着旋翼转速的衰减，前进比u增大，主旋翼的纵向吹风挥舞增大，桨盘后倾，产生抬头力矩。

（2）侧滑导致的俯仰力矩：该效应主要是由主旋翼的锥度角造成，其产生的机理与横向吹风挥舞是一致的。侧滑会导致主旋翼桨盘后倾，产生抬头力矩。

综合而言，在前飞状态，发动机失效后直升机一般产生抬头响应[6]（如图3所示）。

5 结论

综合上述分析，可以得到以下结论：

（1）直升机自身的结构、气动特性对其动力失效响应特性具有明显影响，如旋翼系统的转动惯量影响直升机的旋翼转速衰减特性，旋翼旋转方向和挥舞铰偏置量对直升机的俯仰、滚转响应特性影响明显等。在分析直升机的动力失效响应特性时，必须系统、全面的考虑直升机的设计特点。

（2）对于单发常规布局直升机，动力失效后旋翼转速衰减和偏航响应较为一致、明显，可以作为机组判断是否出现动力失效特情的备选判据。

（3）对于单发常规布局直升机，动力失效后俯仰、滚转响应较不明显，且随着飞行状态的变化其响应趋势也可能改变，不推荐作为机组判断是否出现动力失效特情的判据。

参考文献

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[7] Wayne J. Rotorcraft aeromechanics [J]. Cambridge Aerospace Series，2013.

直升机飞行轨迹控制试飞技术研究

Research on Flight Test Technology of Helicopter Flight Path Control

作者:   马庚军中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.：029-86839474 E-mail：mgjun8905@163.com马庚军（1989-）男，硕士，工程师。主要研究方向：直升机飞行品质试飞研究。Tel：029-86839474 E-mail：mgjun8905@163.com  张宏林中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089Chinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. : 029-86839474 E-mail: mgjun8905@163.comChinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China

Author:   MA Gengjun  ZHANG Honglin

关键词：直升机；飞行轨迹控制；试飞技术；垂向速度

Keywords：>helicopter；flight path control；flight test technology；vertical rate

摘要：对ADS-33E-PRF中的飞行轨迹控制要求及相应的试飞评定方法进行了研究。分析并验证了规范定义的需用功率曲线的前、 后段，给出了分段评定的原因，确定了分段后飞行轨迹控制评定的试飞方法和数据处理方法。运用某型直升机对上述方法进行了试飞验证，得出了该型机飞行轨迹控制前、后段响应的评定结果。该结果表明，所确定的试飞技术可行，能有效评定ADS-33E-PRF中的飞行轨迹控制要求。

Abstract：This paper introduced the research of flight path control requirement in ADS-33E-PRF and its assessment method though flight test. The frontside and backside of the power required curve defined by the specification were analyzed and validated，then given the reasons of two-subsection assessment，and the flight test method and data processing method were ascertained. These methods were validated through a helicopter flight tests，which got the assessment ratings of the frontside response and the backside response of the flight path control for a helicopter. These results show that the flight test technology confirmed by this paper is feasible，it can be used to assess the flight path control requirement of ADS-33E-PRF effectively.

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.04.017

中图分类号：V217.3 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）04-0017-06

收稿日期：2017-01-18；退修日期：2017-02-17；录用日期：2017-03-01

引用格式：MA Gengjun，ZHANG Honglin. Research on flight test technology of helicopter flight path control[J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（04）：17-22. 马庚军，张宏林. 直升机飞行轨迹控制试飞技术研究 [J]. 航空科学技术，2017，28（04）：17-22.

美国陆军航空及导弹司令部于2000年发布了新版的军用旋翼飞行器驾驶品质要求，即ADS-33E-PRF。相对于之前的版本，新版的规范对飞行轨迹控制标准进行了修订，获得总距阶跃输入时，在垂向速度响应的基础上，增加了总距固定、俯仰角变化时垂向速度响应的要求，并将飞行轨迹控制的评定分为需用功率曲线的前、后两段分别进行。这一修订增加了评定试飞的内容和复杂程度，对这一新要求的分析研究是实施飞行试验的前提条件。本文结合某型直升机的品质试飞，从新规范中需用功率曲线前后段的判断、分段评定的原因、分段后飞行轨迹控制评定的试飞方法及数据处理方法等方面对该规范的飞行轨迹控制条款进行了分析研究。

1 规范的条款与分析

1.1 条款

ADS-33E-PRF用两个定量条款来评定飞行轨迹的响应：当以需用功率曲线的前段空速飞行时，应满足条款（1）的要求；当以需用功率曲线的谷底后空速飞行，或条款（1）不能满足时，应使用条款（2）的要求。为了达到此要求，在总距保持恒定的条件下，当俯仰姿态阶跃变化引起的飞行轨迹角的稳态响应对空速的斜率 为负值时，定义为前段飞行；当斜率为正值或零时，定义为后段飞行[1]。

（1）飞行轨迹对俯仰姿态的响应（前段）

当总距操纵固定时，等级1要求所有低于0.4rad/s的频率，其垂向速度响应滞后俯仰姿态响应的角度不大于45°；等级2要求所有低于0.25rad/s的频率，滞后不大于45°。

（2）飞行轨迹对总距操纵的响应（后段）

在总距操纵阶跃后，垂向速度响应在5s内应有等效的一阶外形。应限制俯仰姿态角的偏移量，以便忽略它们对垂向速度响应的影响。其参数由等效一阶垂向速度-总距的传递函数确定，表1给出了这些参数的限定值。用时域拟合法可得到等效系统参数。符合本要求的鉴定系数R2应大于0.97，小于1.03。

式中： 为垂向速度，单位为m/s；δc为总距操纵量，单位为（°）；K为增益； 为滞后时间，单位为s； 为时间常数，单位为s。

表1 公式（1）中参数的最大值（前飞） Table 1 Maximum values for parameters in formula（1）-forward flight

1.2分析

这两个条款的选择取决于直升机飞行速度及条款（1）是否能够满足要求，为此，ADS-33E-PRF根据总距保持恒定的条件下，俯仰姿态阶跃变化引起的轨迹角稳态响应对空速的斜率 的正负定义了需用功率曲线的前后段。

1.2.1 前、后段划分的判断

为了判断前、后段的划分，从速度V₀、轨迹角γ₀的稳定平飞（高度一定、垂向速度 时）开始考察，保持总距固定、前推周期变距杆增速并产生俯仰姿态阶跃变化，直到轨迹角达到稳态响应的这一过程。定义垂向速度 以高度增加方向即垂直向上为正，假设轨迹角达到γ₁时直升机的稳态速度为 。

对于需用功率曲线的小速度段（飞行速度小于久航速度），推杆增速后需用功率减小，剩余功率增加，直升机产生向上的垂向速度 。前后两个稳态相比，有：

由轨迹角的定义：

式中：γ为前飞速度。

可得轨迹角的稳态增量为：

由于是增速过程，则速度的稳态增量为：

从而有：

根据规范对前后段的定义，可确定需用功率曲线的小速度段为后段。同理，可得需用功率曲线的大速度段（飞行速度大于久航速度）为规范定义的前段；而两段之间的分段点即为久航速度。因此，规范定义的功率曲线前后段的划分如图1所示。

由规范对需用功率曲线前后段的定义，可知获取前后段判断数据的必要试验方法应是总距固定条件下偏离配平的俯仰姿态阶跃。为验证上述前后段的分析结果，选取某型直升机固定总距前飞时俯仰姿态阶跃引起的飞行轨迹角响应进行计算分析。计算中使用飞行轨迹重构法来计算垂向速度[2]，如式（3）所示；然后采用式（2）计算飞行轨迹角。

图1 需用功率曲线前、后段的划分 Fig.1 The frontside and backside of the power required curve

式中：u，v，w分别为体轴系的3个速度分量；φ，θ为滚转角和俯仰角。计算结果如图2所示，图2给出了该型机在大于久航速度的前飞条件下，飞行轨迹角随俯仰姿态阶跃变化的响应。由图2可知，俯仰角低头阶跃后，飞行速度逐渐增大 ，而飞行轨迹角γ的稳态值小于阶跃之前的稳态值 ，因此，可得 ，即大于久航速度的需用功率曲线部分为规范定义的前段，这一试飞的结果与上述理论分析结果相吻合，证明了上述分析结果的正确性。

图2 大于久航速度时俯仰角阶跃引起的响应 Fig.2 Response of pitch attitude step input-velocity bigger than maximum endurance speed

1.2.2 分段评定的原因

在ADS-33C-PRF及ADS-33D-PRF中，飞行轨迹控制部分的要求仅是“在一个阶跃总距输入后至少5s内，垂向速度响应具有合格的一阶外形[3，4]。” 在飞行试验中，这一条款存在两个重大缺陷：一是没有涉及纵向周期变距操纵方式，而在前飞中单独采用周期变距改变俯仰姿态角来控制飞行轨迹的情况非常普遍；二是在前飞中，完成纯粹的总距输入而没有小幅姿态角的改变几乎是不可能的，而即使是小幅的姿态角变化也可能产生很大的垂向速度响应（尤其是大速度时），因此，不能忽略轴间耦合对垂向速度产生的影响。

德国宇航研究院（DLR）在运用无增稳的BO105直升机对ADS-33C-PRF进行的试飞评估中即遇到了上述问题[2]：BO105直升机在以148.16km/h的速度前飞试验中，其他操纵轴保持固持、总距阶跃输入引起的垂向速度响应并不具有合格的一阶外形，如图3所示。而总距阶跃输入的同时利用纵向周期变距修正俯仰姿态偏移后，得到了近似的一阶外形，如图4所示，并且当修正俯仰姿态的操纵量更大时，垂向速度响应的外形更接近于一阶外形（如图4中实线所示）。

e图3 BO105前飞总距阶跃时的垂向速度响应（其他操纵轴固持） Fig.3 Vertical rate response to collective step-BO105 in forward flight（other axes held fixed）

e图4 BO105前飞总距阶跃时的垂向速度响应（纵向周期杆修正俯仰姿态角偏移） Fig.4 Vertical rate response to collective step-BO105 in forward flight（applying cyclic to minimize pitch excursions）

之所以出现这样的问题是由于BO105直升机由总距阶跃输入引起的俯仰耦合非常强烈。而对于接近中立稳定的直升机来讲，总距阶跃输入在短周期内不会引起俯仰轴的剧烈变化，可认为垂直轴和俯仰轴是解耦的，因此，得到的垂向速度响应具有典型的一阶外形。AH-64A直升机在以240.76km/h速度前飞时的放距阶跃试验说明了这一点，其所得响应结果和一阶响应模型给出的结果非常相近[5]，如图5所示。

图5 AH-64A直升机总距阶跃输入的垂向速度响应 Fig.5 Vertical rate response to collective step for AH-64A helicopter

可见，旧版规范中关于飞行轨迹控制的要求，对于接近中立稳定的直升机（即总距阶跃输入在短周期内不会引起较大的俯仰角偏差）而言尚可实现，而对于垂直轴和俯仰轴强烈耦合的直升机，垂向速度响应的外形很难接近于一阶外形，且试验内容不符合实际需求。

因此，在ADS-33E-PRF中增加了周期变距（俯仰姿态变化）这一飞行轨迹控制方式，进而将飞行轨迹控制的评定分成前、后两段并采用不同的标准分别进行，这样的评定方法也符合如下事实：当以后段速度前飞时，空速较小，前飞速度对垂向速度的贡献量usin θ较小（如式（3）所示），为实现飞行轨迹控制需要较大的俯仰角变化；而总距控制相对直接，效率较高。因此，飞行轨迹控制要求把总距作为主要操纵。当速度处于需用功率曲线的前段时，速度较大，前飞速度对垂向速度的贡献量usin θ较大，俯仰角轻微的变化即可达到控制轨迹的目的；而采用总距操纵除了引起垂向速度响应外，还会引发俯仰姿态角的附加变化，导致轨迹控制难度增大。而当改变俯仰姿态角不能实现飞行轨迹控制要求时，仍可使用总距操纵来完成。

因此，ADS-33E-PRF增加了周期变距（俯仰姿态变化）控制方式，分成前、后两段并采用不同的标准分别进行评定后，就规避了早期版本中的两个缺陷，可在不同的前飞速度以符合实际的操纵方式进行试验，使飞行试验更符合实际需求，试验实施相对便利，规范要求也更容易达到。

2 试飞方法与数据分析

2.1 分段点的确定

采用分段评定后，首先需要确定前、后段的分段点。由前文可知，前、后两段的分段点即久航速度。因此，在进行飞行轨迹控制试验前，需要结合平飞性能试飞确定久航速度。

2.2 飞行轨迹对俯仰姿态的响应（前段）

根据规范的要求，可以采用频率扫描或单正弦波输入的操纵方式进行该部分试验[6]。但由于标准要求的操纵频率为小于0.4 rad/s（周期为15.7s，等级1）和小于0.25rad/s（周期为25.1s，等级2），均比较小。若采用频率扫描的试验方式，则必须从一个相当低的频率开始，扫描进行几个周期所需时间是数分钟，因此，扫描输入的幅值必须足够小，以避免出现偏离配平的大姿态变化，这增加了试验实施及得到高质量数据的难度。

更实际的方法是采用单频率的正弦波。既然规范要求频率在0.40rad/s以下（等级1）时垂直速度滞后姿态不大于45°，则可输入一个固定频率为0.40rad/s的正弦波；若该频率输入下滞后角度能满足规范要求，则更低的频率也同样可以满足。在获得单正弦波输入的时间历程曲线后，如图6所示，可由曲线直接获得俯仰角响应的周期P及其与垂向速度响应的时间差Δt，因此，可采用式（4）计算响应滞后的角度。

图6 单正弦波输入响应滞后角度的计算 Fig.6 Computing of response lag angle to single sine wave input

试验应以稳定状态开始，试验中保持总距固定，滚转和航向偏差也应尽可能地小。要获得稳定的响应，可能需要操纵时间持续3～4个正弦波周期。据此，对某型直升机在高1000m以220km/h速度前飞时纵向单频率正弦波输入引起的垂向速度响应进行了计算分析。多次正弦波输入试验所得的垂直速度响应滞后角度统计如表2所示，单次试验响应的时间历程如图7所示。

表2 单正弦波输入后垂速响应的滞后角度 Table 2 Lag angle of vertical rate response to single sine wave input

图7 单正弦波输入后响应的时间历程 Fig.7 Time history of response to single sine wave input

由计算结果可知，滞后角度的最大值为41.25°。根据ADS-33E-PRF，该型直升机飞行轨迹对俯仰姿态的响应具有等级1的评定等级。

2.3 飞行轨迹对总距操纵的响应（后段）

ADS-33E-PRF对这一部分的要求与悬停及低速时总距操纵引起的高度响应的要求相近，只对等效一阶垂向速度-总距传递函数的参数做了重新限定，新限定值如表1所示。因此，可采用与总距操纵时高度响应相同的试验方法和数据处理方法。合适的操纵输入形式为总距操纵位移阶跃。试验应从稳定状态开始，可进行不同幅值的提距和放距阶跃输入，考虑到安全性，不可使用大幅值的放距阶跃，尤其是在近地面。试验过程中应使俯仰、滚转和航向偏移量最小；总距引起的俯仰耦合的影响随着空速的增加而更加显著，因此，在5s的阶跃时段内应保持俯仰姿态偏离配平的变化量处在可以忽略的范围内。

根据总距操纵时高度响应的数据处理方法[1]，对某型直升机在高1000m以110km/h速度前飞时总距阶跃操纵引起的垂向速度响应进行了计算分析。计算中垂向速度采用式（3）求出，拟合方法为三变量非线性最小二乘法。最佳拟合得出的等效一阶传递函数的3个参数及鉴定系数如表3所示，拟合得出的垂向速度响应曲线如图8（a）和图8（b）所示。

表3 垂向速度响应的拟合结果 Table 3 Fitting results of vertical rate response

图8 垂向速度对提距阶跃和放距阶跃的响应 Fig.8 Vertical rate response to up-collective step and down-collective step

由上述计算结果可以看出，鉴定系数R2在0.97～1.03的条件范围内时，最优拟合得出的等效一阶传递函数的参数值在飞行轨迹控制等级一的限定范围内，因此，该型直升机飞行轨迹对总距操纵的响应具有等级1的评定等级。

图8（a）和图8（b）也同样显示，总距阶跃后的5s视窗内，垂向速度响应与一阶拟合模型的外形非常相似，具有典型的一阶外形。

上述算例证明了所采用的飞行轨迹控制试飞方法和数据处理方法的可行性。

3 结论

本文对ADS-33E-PRF中的飞行轨迹控制条款及评定该条款的试飞方法和数据处理方法进行了分析验证，得出了如下结论：

（1）需用功率曲线的大速度段（飞行速度大于久航速度）为ADS-33E-PRF所定义的前段；需用功率曲线的小速度段（飞行速度小于久航速度）为后段；两段之间的分段点为久航速度。

（2）ADS-33E-PRF增加周期变距（俯仰姿态变化）这一飞行轨迹控制方式，将飞行轨迹控制评定分成前、后两段并采用不同的标准分别进行，规避了旧版规范中的主要缺陷，使飞行试验更符合实际需求，试验实施相对便利，规范要求也更容易达到。

（3）飞行轨迹对俯仰姿态的响应（前段）的评定应采用单频率的正弦波输入形式，通过响应的时间历程来计算垂直速度响应滞后角度；飞行轨迹对总距操纵的响应（后段）的评定应采用总距阶跃输入形式，通过三变量非线性最小二乘法计算等效传递函数的参数。

算例证明了本文确定的飞行轨迹控制试飞技术的可行性。本文可为飞行轨迹控制要求的试飞验证及相应闭环机动科目飞行试验的实施提供借鉴和参考。

参考文献

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[6] Blanken C L，Hoh R H，Mitchell D G，et al. Test guide for ADS-33E-PRF [R]. Washington：RDECOM，2008.

一种新型飞机透明件和挡风玻璃紧固原理和结构

A New Fastening Principle and Structure for Aircraft Transparent Parts and Windshield

作者:   谢晓斌一禾科技发展（上海）有限公司，上海 200235通讯作者. Tel.: 13801601437 E-mail: xxb10@vip.163.com谢晓斌（1967-）男，硕士，工程师。主要研究方向：脆性材料紧固研究。Tel：13801601437 E-mail：xxb10@vip.163.comYi-he Science and Technology（Shanghai）Co. Ltd.，Shanghai，200235Corresponding author. Tel. :13801601437 E-mail: xxb10@vip.163.com

Author:   XIE Xiaobin

关键词：挡风玻璃；透明件；边缘链接；紧固正（反）效应；预应力；动态紧固；仿生结构

Keywords：>windshield；transparent part；edge link；positive（reverse）fastening effect；prestressing force；dynamic fastening；bionic structure

摘要：本文在定义紧固反效应和动态紧固概念的基础上，对脆性显著的飞机透明件或挡风玻璃的边缘链接的紧固方式进行分析，进一步提出了一种新型动态紧固原理和结构，并阐述了它在飞机透明件和挡风玻璃上的应用方案。新型动态紧固原理和结构，利用装配效应对由弹性材料制作而成的紧固组件激发生成内置预应力，再通过紧固正效应，达到内置预应力的稳定控制。飞机透明件或挡风玻璃与飞机骨架之间，由具有稳定预应力结构的紧固组件连接固定，从而产生具有仿生结构的动力效应，加强了整体的抗外力强度结构等物理性能，弥补或解决现有飞机透明件或挡风玻璃边缘链接所存在的缺陷和问题，填补了弹性材料的预应力结构对脆性显著物件的紧固领域的应用空白。

Abstract：Based on the definition of fastening reverse effect and dynamic fastening，this paper analyzed the existing fastening way of edge link for the transparent parts of aircraft or windshields. Moreover，a new dynamic fastening principle and structure was proposed，and its application scheme on the transparent parts of aircraft or windshields was expounded. In our new dynamic fastening principle and structure，the built-in prestressed was generated by the excitation of assembly effect for the fastening structure，which was made by the elastic material，and then its stability was controlled by the positive effect of fastening. Therefore，the transparent parts of aircraft or windshields and the skeleton were fixed by a stable prestressed structure，which results in a bionic structure with a dynamic effect. Such dynamic fastening way strengthens the some physical properties，especially like as the overall anti-external strength，and makes up or solves the existing defects or problems in the edge link of the transparent parts of aircraft or windshields，and finally creates the application of prestressing force in the fastening domain of brittleness material.

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.04.023

中图分类号：V19 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）04-0023-07

收稿日期：2017-01-18；退修日期：2017-02-08；录用日期：2017-03-01

引用格式：XIE Xiaobin. A new fastening principle and structure for aircraft transparent parts and windshield [J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（04）：23-29. 谢晓斌. 一种新型飞机透明件和挡风玻璃紧固原理和结构 [J]. 航空科学技术，2017，28（04）：23-29.

飞机座舱透明件是为飞行人员提供外部视野和武器瞄准的窗口，供乘员进出座舱用。同时，透明件作为气密座舱的结构件，应保证乘员在各种条件下的飞行安全和视觉能力，确保在空中和地面应急情况下乘员的安全离机[1]。透明件边缘链接又是座舱透明件、挡风玻璃结构的薄弱环节和敏感区域，故障[2]常常在此发生。

为了减少座舱盖透明件故障的发生，降低挡风玻璃破碎事故，减轻维修技术工作量，缩减维护更换成本，本文在引入紧固反效应、静态和动态紧固结构等概念的基础上，对现有的飞机透明件或挡风玻璃所存在的缺陷和问题进行分析，并提出了一种动态紧固原理和结构，阐述了一种新型的飞机透明件或挡风玻璃这种动态紧固方式的应用结构。

1 紧固结构

飞机座舱透明件一般包括固定风挡透明件及活动舱盖透明件。高性能飞机座舱透明件结构设计应满足与飞行任务有关的各种严酷状态下的强度及刚度要求，有关的载荷来源及强度要求按GJB1393和GJB67有关规定。此外，还要考虑到重量、光学、视野、抗环境能力、抗鸟撞能力、维修性、互换性、使用寿命及可加工性等，最终的设计应是诸多要求与现实的可能性和成本等综合因素平衡的结果[1]。座舱透明件结构的完整性、安装的牢固性和使用的稳定性将直接影响到飞机质量、飞行安全和维修保养成本。

1.1 现有紧固结构

座舱透明件的原材料一般采用有机或无机玻璃，称为航空玻璃。随着科技的发展，航空玻璃自身的制造工艺和相关物理性能已经比较成熟；座舱透明件与机身骨架的紧固安装结构或边缘连接方式，也是目前飞机制造领域相对比较成熟的技术体系。

战斗机主要采用以下几种形式：螺栓连接、软连接、纯气密连接、膨胀接头、U型槽连接和金属插入件加强等，可以单独使用或组合使用[1]，如图1所示。

图1 透明件典型结构 Fig.1 The typical structures for transparent parts

民用航空飞机挡风玻璃的边缘连接方式主要有3类：第一类是挡风玻璃不直接与周围窗框结构连接，称为压板式；第二类是挡风玻璃通过螺栓与窗框结构直接连接，但不传递面内载荷（张力），称之为非承载螺接式；第三类是挡风玻璃与窗框结构直接连接，且传递面内载荷（张力），称之为承载螺接式[3]，如图2所示。

图2 挡风玻璃现有典型结构 Fig.2 Existing typical structures for windshield

尽管座舱透明件或挡风玻璃的制造以及其与机身骨架的紧固安装结构，是目前飞机制造领域相对比较成熟的工程技术体系，但其被列为时时检查、定期更换的易损品配件，战斗机飞机透明件边缘链接是座舱盖透明件故障高发区，民航飞机挡风玻璃破碎等事故频发，耐温差及可控性差、维修技术繁杂、维护更换成本高等也是行业内众所周知的事实。

1.2 缺陷和存在问题

战斗机透明件和民航飞机挡风玻璃的边缘连接方式存在一定的差异，因此，相应的缺陷和问题的侧重点也不同。

透明件的性能及使用可靠性尚不能在设计初期给以精确的分析和确定，因为对于透明件这种复杂的结构件，相互关联的因素很多，不可能有一个精确的分析方法[1]，甚至地面模拟试验也存在失效现象[4]。战斗机透明件边缘链接是座舱盖透明件故障高发区，安装完成后的座舱盖强度及刚度性能取决于边缘与骨架的牢固、稳定与配合精准的构成。边缘开设螺栓孔的连接方式，存在螺栓孔裂纹现象[5]，降低了透明件边缘固有的物理性能，使得螺栓孔邻边成为极其敏感和脆弱部位，一旦发生撞击荷载时（如飞鸟），瞬间冲击很容易导致透明件碎裂。透明件加工尺寸或弧度之间的微小误差，透明件边缘的螺栓孔与骨架上对应孔吻合的微小误差，相邻螺孔之间紧固受力干扰而产生各自同心轴位移微小误差，飞行中座舱内外大气压差、温差的剧烈变化，材料本身热胀冷缩效应，气动荷载、振动以及疲劳荷载效应，长时间在外力作用下会发生尺寸变化，甚至会发生突然的空中爆裂[6]，造成机毁人亡的惨剧等，都是透明件紧固结构中常见而又不可预计的隐患。

民航飞机挡风玻璃目前使用的压板式、非承载螺接式、承载螺接式技术结构均存在以下无法解决的问题：密封胶老化/开裂、水分侵入、中间层降解、分层、变色、起泡等[7]，如图3所示，为此，将挡风玻璃列为时时检查、定期更换的易损品配件。

e图3 挡风玻璃常见问题 Fig.3 Frequently questions for windshield

1.3 原因分析

如上所述，飞机透明件或挡风玻璃存在诸多缺陷和问题，是飞机中的易损品配件，同时也是故障高发区。究其原因，玻璃本身的脆性特征是一个重要因素。但在飞机透明件或挡风玻璃材质无法根本性改变的情况下，我们将主要探究现有的边缘连接方式是否也是造成实际中诸多问题的重要原因之一。

任何连接方式，一旦将脆性特征显著的航空玻璃与刚性显著的飞机骨架紧固后，两者必然产生相互作用和反作用效应，而此效应尤其在动态中更为显著，直接造成飞机透明件或挡风玻璃边缘连接件疲劳失效[8]。我们定义这样的效应为紧固反效应。如果紧固反效应对航空玻璃产生显著影响，我们定义这样的连接方式为静态紧固结构；反之，则定义为动态紧固结构。

在本文研究中，由各种因素激发的紧固反效应对航空玻璃的直接影响的大小是静态和动态紧固结构判别的关键。换句话说，一个动态紧固结构，其自身一定存在对紧固反效应具有显著缓化的功能，以此避免或缓化飞机骨架和透明件或挡风玻璃两者之间的直接作用和反作用，从而降低紧固反效应对航空玻璃产生的破坏作用；如这样的结构基本抵消了紧固反效应对飞机骨架和飞机透明件或挡风玻璃两者的直接作用，那我们认为它所产生的缓化效应是显著的；而缓化效应显著性指标是本文动态紧固原理和结构的研究依据。

众所周知，航空玻璃在实际制作过程中，由于冶炼、铸造、锻造、焊接、热处理、冷加工等，使得其自身并非是均匀、没有缺陷、没有裂纹的连续的理想固体，一旦通过边缘连接方式紧固到飞机骨架后，在不断的紧固反效应作用下，更会产生各种缺陷，如白点、气孔、渣、热裂、冷裂、缺口等。这些缺陷和裂纹会产生应力集中，所受拉应力可达到平均应力的数倍。过分集中的拉应力如果超过航空玻璃的临界拉应力值时，将会产生裂纹或缺陷的扩展，导致脆性断裂。这样的边缘区域脆性断裂必是边缘区域产生了严重缺陷所致。这样的事实证明，目前边缘连接方式增加了航空玻璃边缘区域缺陷和裂纹产生的严重性。另外，根据中国航空工业总公司于1996年发布并实施的航空工业标准《飞机座窗透明件设计手册》HB/Z290-96第6.1.3条，在各种典型边缘连接性能汇总表4～表11中，我们可以发现各种条件下试件的破坏部位几乎都发生在透明件的螺栓孔处或其边缘；更有甚者，从该手册所示的“图30典型结构边缘连接件试验原件”为平行边各二孔的矩形单件可以得出，该手册的破坏测试只是在一种相对理想模型下获得的结果，现实真实的破坏因素应该更加复杂多变。

因此，我们认为目前的边缘连接方式属于静态紧固结构；它们偏重于两者的紧固正效应（即最基本的固定功效）的实现，但缺乏紧固反效应对航空玻璃产生影响的显著缓化功能的技术构造，导致任何微小的误差或冲击下，透明件边缘紧固承载区域物理性能的降低或破坏，从而透明件和挡风玻璃被列为时时检查、定期更换的易损品配件。它们缺乏对动态中必然产生的紧固反效应具有显著缓化功能的技术构造，是座舱盖透明件和挡风玻璃诸多问题和缺陷的重要原因之一。

为了减少座舱盖透明件故障的发生，降低挡风玻璃破碎事故，减轻维修技术工作量，缩减维护更换成本等，让座舱盖透明件成为非易损品，通过增加紧固结构中紧固反效应的显著缓化功能，使边缘连接成为动态紧固结构，具有一定工程研究价值。

2 新型紧固原理和结构

根据我们前面阐述，面对透明件和挡风玻璃由脆性显著的无机或有机玻璃制造而成的事实，动态紧固结构更具有工程研究价值；它不仅实现紧固正效应，即两者之间的固定效用，而且具有紧固反效应的显著缓化功能，确保透明件和挡风玻璃成为更加安全、可靠、稳定的飞机部件。

对此，我们依托弹性材料弹性模量的预应力能产生对外部影响的抵消效应原理，创建能显著缓化紧固反效应对飞机透明件和挡风玻璃影响的动态紧固原理，并在此基础上，创造了一种新型的动态紧固结构：紧固正效应功能与抵消紧固反效应功能合二为一，两者之间的固定效用本身就拥有抵消紧固反效应功能，能抵消紧固反效应的功能本身就产生两者之间的固定效用。

2.1 动态紧固原理

预应力一般是指材料制作或其他物件形成过程中，预先对其在外荷载作用下的受拉区，使用相应的技术和工艺引入的压应力，预引的压应力构成材料或物件的预应力结构。在材料或物件中引入压应力，形成稳定的预应力结构的技术和工艺一般统称为预应力技术。拥有预应力结构的材料或物件一般称为预应力材料或预应力物件。材料或物件的预应力结构可以改善材料或物件的使用性能，如自身刚性的提高、抗震动性能的提升、弹性强度的增强，从而增加耐久性和安全性。由于它能通过自己的形变来抵消外部作用（冲击、承载等）的影响，因此，在工程上，弹性材料的预应力效应使用十分广泛。

根据弹性材料的预应力效应的抵消原理，本文所阐述的动态紧固原理有三大要素构成：

（1）紧固结构制作材料的选取

紧固结构中核心是紧固组件，紧固组件是紧固正效应的实现和产生紧固结构内置预应力的关键。其制作材料的选取为金属或非金属的弹性材料；弹性材料的预应力理论伸长量Lp是选取的重要指标，其计算公式如下：

式中：L为预应力筋的长度，单位为mm；A为预应力筋的截面面积，单位为mm²；E为预应力筋的弹性模量，单位为N/mm²；Pp为预应力筋平均张拉力，单位为N；P为预应力筋张拉端的张拉力，单位为N；x为从张拉端至计算截面的孔道长度，单位为m；θ为从张拉端至计算截面曲线孔道部分切线的夹角之和，单位为rad；k为孔道每米局部偏差对摩擦的影响系数；μ为预应力筋与孔道壁的摩擦系数。

（2）紧固结构内置预应力的生成

在外力的作用下，材料或物件中引入压应力的过程，一般称为材料或物件内置预应力的产生过程。一般而言，任何弹性材料在外力的作用下，都可产生内置预应力，外力的作用过程就是弹性材料内置预应力产生的过程。

透明件或挡风玻璃通过动态紧固结构连接到骨架上，整个装配过程中，人工或其他外力将不断作用于紧固结构，从而对紧固结构产生一种压迫效应，我们将这样的压迫效应定义为装配效应或安装效应；事实上，目前几乎所有的紧固连接方式中，整个装配过程就是不断压迫紧固件，使得被紧固件（透明件或挡风玻璃）与骨架不断趋近而吻合的过程，必然产生装配效应。

在动态紧固结构中，巧妙而合理地利用这样的装配效应，使其作为动态紧固结构中的内置预应力生成的作用外力，即装配过程中所用的外力，不断对紧固组件进行压迫，从而使得弹性材料制作而成的紧固组件生成预应力。

（3）紧固结构内置预应力的稳定控制

对弹性材料内置预应力产生的动态过程用外物实施控制，就形成材料或物件的内置预应力的稳定结构。在紧固结构产生装配效应的动态过程中，我们采用需紧固的物件：透明件或挡风玻璃和飞机骨架本身，作为紧固结构内置预应力稳定的控制外物。

换句话说，动态紧固原理实质上就是使用弹性材料制作而成的紧固组件，通过紧固结构安装时所产生的装配效应，激发和生成紧固组件的预应力，同时以被紧固物（透明件或挡风玻璃）与飞机骨架自身，作为紧固组件已生成的预应力的稳定和保存的控制件，从而使得透明件或挡风玻璃与骨架之间由动态紧固结构连接形成一体的稳定的预应力结构，这不仅实现了紧固正效应，且缓化紧固反效应对航空玻璃的破坏影响。

2.2 动态紧固结构

根据动态紧固原理，如果内置预应力结构一旦设计生成，那么动态紧固结构将拥有对紧固反效应具有显著缓化的功能。事实上，内置预应力结构基本的功能在于抵消或基本抵消外部动态作用对物件的影响。具体说，在紧固体和被紧固物件两者中，一方受到瞬时冲击影响，通过内置预应力结构的缓化和抵消，对另一方冲击效应就显著降低，紧固反效应对航空玻璃的破坏影响也显著降低，动态紧固结构如图4所示。

图4 动态紧固结构 Fig.4 Dynamic fastening structure

然而，任何一个动态紧固结构，首先必须实现紧固正效应，即两者之间的固定效用。如果内置预应力结构与实现紧固正效应结构是两个独立的结构，那么这样的分离体势必增加工程和生产的不确定性，两个独立存在的结构之间的连接方式又会产生诸多的问题，甚至直接导致预应力结构的破坏。因此，动态紧固结构必须实现紧固正效应功能与抵消紧固反效应功能的合二为一，也就是说，两者之间的固定效用本身就拥有抵消紧固反效应功能，能抵消紧固反效应的功能本身就产生两者之间的固定效用。这是动态紧固结构设计中所必须面对的核心问题。对此，我们的解决方法是：由弹性材料制作而成两条弓形臂形状的预应力夹，构成内置预应力结构的主体，如图5所示，同时，也是承担紧固正效应的紧固主件，以此内置预应力结构成为我们创建的动态紧固结构的核心部分[9，10]。

e图5 生物关节与仿生结构图 Fig.5 Biological joints and bionic structure

任何紧固结构的设计必须面对四大类不确定性可能导致的问题：

（1）构件加工精度误差的不确定性。

（2）装配应力和振动冲击力等的不确定性。

（3）不同材质在不同环境条件下的差异化伸缩的不确定性。

（4）飞行中应对严酷环境条件所产生的不确定性。

针对此四大类不确定性，解决方法是：让动态紧固结构能实现具有仿生结构的动力学效应；事实上，具有仿生结构的动力学效应的关键原理是：在适配的参数范围内，动态紧固结构在不破坏和不改变自身基本结构的基础上，能产生“即时应变”的功用，来抵消或缓化外部各种不确定因素对紧固物件的直接影响，从而实现真正意义上的动态紧固。

具有仿生结构的动力学效应由4个构件实现，如图5所示。在透明件边缘添加“刚边”实现“关节头”动力效应，透明件边缘与刚边之间填充柔性胶实现“滑膜层”动力效应，“刚边”和透明件之间的适配关系实现“关节窝”动力效应，而“预应力夹”夹持透明件边缘表面实现“髋臼唇”动力效应。

为此，这四大类不确定性的解决方案是以上四大要件构成的动力效应范围的参数设计，而其中最为核心的参数是预应力夹实现“髋臼唇”动力效应的参数设计，事实上，具有仿生结构的动力学效应的实现与否，在于内置预应力效应的生成与控制。值得注意的是，预应力夹的动力效应一定受夹持脆性材料和层合关系的受力安全值所约束。因此，脆性材料受力安全值范围为预应力夹的预应力参数的预设区间，即预应力夹实现“髋臼唇”动力效应的参数设计区间。

预应力夹夹持透明件表面可以避开透明件边缘的敏感断面受力，同时也可避免密封胶不受外在有害侵蚀，并防御中间层降解、银纹、元器件老化等常见故障现象。以预应力夹为主体的动态紧固结构，包含五大构件：压迫组件、辅助压迫件、拉力组件、紧固组件（即预应力夹）、主控制件。

2.3 动态紧固结构的应用

针对战斗机透明件和民航挡风玻璃，我们将五大组件通过合理巧妙的设计，构造成一个完整的透明件和挡风玻璃边框，使得生产制造和安装尤为方便。

带动态紧固结构的战斗机透明件如图6所示，民航挡风玻璃边框如图7所示。

图6 透明件动态紧固结构 Fig.6 The dynamic fastening structure for transparent parts

图7 挡风玻璃动态紧固结构 Fig.7 The dynamic fastening structure for windshield

动态紧固结构在飞机透明件和挡风玻璃上的应用案例，可解决或部分解决目前边缘连接方式中所产生的常规问题。

动态紧固结构的应用可实现或部分实现抗冲击力增强、折/扭应力缓冲等功用，由于以预应力夹为主件的仿生结构，可大幅降低对材料性能制作工艺的要求，简单拧紧螺栓即可达到标准的性能和安全值，使安装和保障等工作更为简化。更有甚者，在动态紧固结构中的刚边与有机玻璃之间，设置常态下不接触的“挂销”，给玻璃破碎塌陷导致脱落飞离等现象实现预防成为可能。

3 结论

本文通过定义紧固正效应和紧固反效应，对目前飞机透明件或挡风玻璃常见问题或缺陷的原因进行分析。目前，飞机透明件或挡风玻璃的边缘连接方式缺乏对紧固反效应具有显著缓化功能的技术构造，是现实中诸多问题的重要原因之一；在此基础上，研究了一种新型动态紧固原理：利用弹性材料弹性模量生成的内置预应力结构，实现物件之间的紧固正效应，同时，创建了一种新型的动态紧固结构主件：以由弹性材料制作而成的具有两条臂形状的“预应力夹”为主体的内置预应力结构。通过对4个要件的进一步技术构造，动态紧固结构实现了对外部各种不确定因素影响能产生“即时应变”的功用，即产生具有仿生结构的动力学效应，实现真正意义上的“动态紧固”。

具有内置预应力结构，同时具有仿生结构的动力学效应的动态紧固方式，对脆性显著物件的紧固领域的应用，具有较好的工程研究价值。但限于实验条件，我们尚无详实的数据来支撑这种新型动态紧固结构的优势特征；尚无从理论上建立系统性的“动力学模型”，通过数据模拟来佐证这种新型的动态紧固结构的优势特征，这将是我们深入研究的方向。

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基于Solr的飞机故障异构信息检索系统设计

Design of Aircraft Fault Heterogeneous Information Retrieval System Based on Solr

作者:   印奇北京航空航天大学 机械工程及自动化学院，北京 100191通讯作者. Tel.：18510372180 E-mail：yinqiyq@163.com印奇（1987-）男，硕士。主要研究方向：装备保障信息化。Tel：18510372180 E-mail：yinqiyq@163.com  李青北京航空航天大学 机械工程及自动化学院，北京 100191李青（1961-）女，教授，博士。主要研究方向：知识管理，企业信息化。  黄鹏成都飞机工业（集团）有限责任公司，四川 成都 610092黄鹏（1987-）男，工程师。主要研究方向：装备维修保障。School of Mechanical Engineering and Automation，Beihang University，Beijing 100191，ChinaCorresponding author. Tel. :18510372180 E-mail: yinqiyq@163.comSchool of Mechanical Engineering and Automation，Beihang University，Beijing 100191，ChinaChengdu Aircraft Industrial（Group）Co. Ltd.，Chengdu 610092，China

Author:   YIN Qi  LI Qing  HUANG Peng

关键词：Solr；异构信息；索引；检索系统

Keywords：>Solr；heterogeneous information；index；retrieval system

摘要：针对企业异构信息在资源数量上和载体种类上不断攀升的情况，为了实现对全部异构信息资源进行统一检索并满足检索效率要求，设计了一个基于Solr的飞机故障异构信息检索系统。该系统首先针对异构信息特点设计索引结构，实现统一检索；然后并将各类异构数据按其对应索引结构生成索引文件，并导入至索引信息库，实现信息融合；最后基于SolrJ API进行系统开发，实现各类复杂搜索功能，并结合专业词汇权重优化排序结果。实验结果证明，该系统能满足多种复杂搜索需求，有效解决了对企业异构信息资源的检索问题，为企业做出快速决策提供了技术支持。

Abstract：In view of the status that the heterogeneous information of aircraft fault is rising on the quantity of resources and the kind of carriers，the aircraft fault heterogeneous information retrieval system based on Solr was put forward to realize the unified retrieval of the heterogeneous information resources and meet the retrieval efficiency requirements. Firstly，designed the index structure of according to the data characteristics to realize the unified retrieval. Then，generated the index file of heterogeneous information and imported into Solr platform to realize the information fusion. Lastly，realized several kinds of complex search functions through SolrJ API，and optimized the rank of results by the way of synthesizing the degree of the comprehensive correlation. The experimental results show that the system can meet the needs of a variety of complex search，effectively solve the problems of heterogeneous information resources of enterprises，and provide technical support for enterprises to make quick decisions.

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.04.030

中图分类号：TP311 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）04-0030-07

收稿日期：2016-12-16；退修日期：2017-01-17；录用日期：2017-03-10

引用格式：YIN Qi，LI Qing，HUANG Peng. Design of aircraft fault heterogeneous information retrieval system based on Solr[J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（04）：30-36. 印奇，李青，黄鹏. 基于Solr的飞机故障异构信息检索系统设计 [J]. 航空科学技术，2017，28（04）：30-36.

在信息技术飞速发展的今天，随着业务的发展，企业信息量不仅在数量上以量级规模增长，在信息载体类型上也是日益增多，以航空飞机为研究对象的航空制造企业更是如此。随着主机厂在各个服务点的相关飞机故障信息的持续累积，故障信息条数已经达到数十万条，这些信息一部分被保存在数据库表中以结构化数据的形式存储，另一部分则包含众多与故障信息相关的其他非结构化数据，如技术文档、故障信息通报、备件求援单等相关信息。这些新增的异构信息资源往往不能及时转化为结构化信息保存至企业信息库中，用户在检索相关信息过程中需要针对各个信息源分别进行交互操作，导致无法统一检索和检索效率低下。为了解决此类信息融合的问题，消除源数据之间在类型上的差异和冲突，利用索引技术，通过构建统一的索引结构来保存关键信息用于搜索，同时提高检索效率。

Solr就是在企业普遍的信息检索需求中脱颖而出的开源搜索引擎的代表，在其基础上开发人员可以快速高效地开发出功能全面的企业级搜索引擎系统。Solr是开源搜索服务器，主要基于超文本传输协议（HTTP）和语义检索工具类Lucene来实现，其通过定制索引的方式组织信息，通过倒排索引和相似度评分机制来搜索信息[1]。Solr提供了网站（Web）服务器，支持通过HTTP来更新索引、重建索引、查询等功能，它通过对外提供类似Web-service的应用程序界面（API）接口，形成了一个高效独立的企业级搜索引擎应用服务器，从而保证了其低耦合性。Solr提供了比Lucene更为丰富的查询功能，同时，实现了开发系统的可扩展、可配置性能，并优化信息查询的性能。Solr支持多种输出格式（XML、XSLT和JSON），实现Solr索引定制的方法是通过HTTP POST方法向Solr服务器发送一个描述所有域（Field）及其类型和属性的XML文档，发送HTTP GET请求就能实现搜索定制，然后再对Solr返回的信息进行数据处理和整理布局[2]。

目前，周敬才等研究利用各类信息抽取工具分别对异构资源和数据库表信息进行信息抽取，并使用Lucene这一开源工具的API进行二次开发来构建索引文件，从而构建了企业搜索引擎系统[3]；梁艳等通过将所有异构资源进行解析成统一结构的XML文件，从而实现统一检索的研究方法[4]；谢文亮等专门针对Web网页资源的企业搜索引擎，提出了具体的企业搜索引擎系统框架，并对其系统进行设计，该系统实现了基于特定行业的垂直搜索引擎[5]。本文利用Solr定义与数据库的连接方式，直接与数据库信息交互来生成索引，从而解决了结构化数据的索引操作，同时，利用相应的SolrJ接口方法实现针对非结构化数据的索引操作。在对Solr服务器应用研究的基础上，结合JavaEE应用框架SSH（Spring+Struts+Hibernate），采用MVC模式WEB应用模型，基于飞机故障领域结构化数据和非结构化数据的特点，设计了基于Solr的异构信息检索系统。

1 系统总体设计

1.1 系统体系架构

图1为基于Solr的飞机故障异构信息检索系统的体系架构。

图1 系统体系架构 Fig.1 System architecture

基于Solr的飞机故障异构信息检索系统的体系架构包含系统数据层、业务逻辑层和用户应用层，具体如下：

（1）最底层为系统数据层：主要包含企业保存的故障信息数据库表、故障信息文档文件、保存的索引信息库以及用于优化排序的领域词汇库。

（2）核心业务层：主要包含信息融合模块和Solr检索模块对各项检索参数进行详细配置和完善。信息融合模块主要针对各类异构数据进行信息抽取和构建索引，实现统一检索；Solr检索模块则包含索引、查询操作以及优化排序结果，针对用户的查询配置中文分词等解析操作、执行检索过程中的条件过滤、返回结果的高亮显示以及最终结果的综合评分排序处理。

（3）用户应用层：是系统基于Solr进行二次开发的重点，主要提供用户的查询界面，实现用户与系统的交互功能，支持用户灵活选择查询方式，对检索结果支持分面检索分类、关键字高亮显示、检索结果的综合排序优化以及索引文件的管理界面。

1.2 数据处理流程

基于Solr的飞机故障信息检索系统的功能结构如图2所示。

图2 系统功能模块 Fig.2 System function module

系统功能模块主要包含信息融合模块和Solr检索模块。信息融合模块实现对各类异构数据的信息融合，针对结构化信息和非结构化信息进行信息抽取，并通过构建统一索引结构对异构信息集合进行数据映射整合，最终生成索引文件保存在索引信息库中；而Solr检索模块中，用户输入查询语句后，通过查询索引库信息，结合飞机故障领域词汇表优化排序，得到相关检索结果。

2 关键技术

2.1 信息融合模块设计

2.1.1 索引结构设计

索引结构设计是实现异构信息资源统一检索的重要途径，是实现信息融合的前提基础。针对的不同类型的异构信息类型分别设计其对应的索引域，然后在查询过程中对所有异构资源的域进行搜索，从而实现查询可以覆盖到全部的异构信息。

Solr的索引信息库结构主要包含域（Field）、域类型（FieldType）等参数的定义。其中，域和域类型描述检索系统索引的字段及其属性特点，在域类型中还可以对中文分词等功能进行配置。域是添加至索引文件中字段的定义，域类型用来定义域的类别、属性及处理方式[6]。

飞机故障领域的异构信息资源主要包含两部分：关系型数据库表和各类文档，如以“故障编号”、“故障日期”、“故障性质”、“故障位置”等为列名的表，以及以WORD、EXCEL、PDF、TXT为格式的技术文档、故障报告等。索引结构设计如图3所示，针对数据库表类信息，由于其本身是结构化数据可以直接按其列名映射成索引的域名，并保存在索引库中。而针对文档类信息则选择其文档名称、文档创建日期和文档内容等信息作为其索引的域项。

图3 索引结构设计 Fig.3 Design of index structure

本系统基于故障信息表的基本结构来构建其中一部分域，以故障信息数据库表和文档的部分字段为例，如表1和表2所示，这些异构信息的域项在检索过程中都设置为被查询项，使得系统能检索到全部异构信息，从而实现统一检索需求。

表1 数据库表信息与域名称映射表 Table 1 Map of columns of database table and field names

表2 文档信息与域名称映射表 Table 2 Map of documents and field names

确定好需要检索的数据库表字段以及文档字段与相关域的映射关系后，即可以在Solr的配置文档文件中定义相关域属性，如图4所示。

图4 域及域类型组织关系 Fig.4 Relations of field and fieldtype

域定义内容包含域的名称（name）、类型（type）、是否索引（indexed）、是否保存（stored）等属性信息，其中，域的类型本身包含很多参数及属性设定，需要额外详细的配置定义，本系统域类型设置了索引和查询时均通过IKAnalyzer中文分词器处理。域类型的定义除了指定域类型的名称和加载类，还分别定义了针对域进行索引和查询时的操作设置。在查询操作配置部分，除了配置IK中文分词功能外，还配置了相似词查询功能，通过指定自定义相似词集合来完善搜索结果。

2.1.2 索引文件生成

索引域结构的设计主要是为了建立现有各类异构信息的数据项和索引项的映射关系，完善的索引结构能完整覆盖异构信息的各项信息。而信息融合模块则是在完成了对异构信息索引结构的组织后，以异构信息为对象建立索引文件的过程，将各类异构信息转变成统一的索引文件。

在建立索引过程中，系统主要处理两方面的问题：一是在系统数据库中已经存在的各类异构信息，需要实现这些信息的索引建立过程，即索引初始化过程；二是针对在系统使用过程中不断新增的各类异构信息，需要建立完整的信息处理过程，自动建立其对应的索引文件，系统每次新上传数据时，根据上传数据的类型采用对应的索引生成方案，即索引实时新增过程。

在具体的映射过程中，针对结构化数据（数据库表等）和非结构化信息（各类格式文档文件）分别采用SolrDIH和SolrJ两种方式。其中，Solr数据导入模块（Solr Data Import Handler，SolrDIH）是指Solr的数据导入处理器，主要用来建立目标数据库的连接，并定义数据库表字段与对应索引域的映射关系；而SolrJ是使用Java语言连接Solr进行查询检索和索引更新维护的jar包，开发者可以利用其类接口方法在业务代码层实现对索引和查询的控制处理。

Solr DIH索引方式和SolrJ API索引方式在处理百万级数据量时，前者的执行速度比后者快约15%，但是后者在处理文档数据时更加灵活可靠，系统根据最优化原则使用Solr DIH处理数据库表信息，使用SolrJ API处理文档文件信息。具体处理流程如图5所示。

图5 信息融合模块流程设计 Fig.5 Design of information fusion module

（1）数据库表信息导入：Solr的DataImport模块（Solr DIH）利用XML文件描述数据库连接信息和数据库表字段与域名的映射信息，通过在Solr实例的配置文件夹下新建data-config.xml文件来定义，主要分为数据源（dataSource）配置和文档域映射（fieldMapping）两部分，数据源配置部分主要描述数据库连接信息，文档域映射部分主要描述索引域名称与数据库字段的映射关系，其中，field元素中的name属性表示域名称，column属性表示对应的数据库表字段名称。这样就建立了数据库端表跟索引中域的映射关系，实现了数据库表信息的导入，并生成了对应的索引文件。

（2）文档信息的导入：文档信息的导入利用SolrJ的类接口方法，通过Java代码直接操作Solr索引的建立过程。具体步骤是：先提取文档文件的各项数据，系统使用Apache Tika模块，利用其现有的解析类库，从不同格式的文档中（如HTML、PDF、WORD）侦测和提取出元数据和结构化内容。即通过Tika对导入文档进行解析，得到文档的创建日期、标题、格式类型、内容等信息，并利用SolrJ接口操作导入至Solr实例生成索引文件。

算法 文档信息抽取并生成索引文件算法

输入 各类文档文件路径pathList

输出 Solr索引文件

第1步 通过上传的文档路径，获取文档路径pathList。

第2步 根据文档的pathList，利用Tika解析类遍历文档并抽取出文档的创建日期、标题、格式类型和文档内容等信息。

第3步 创建索引文件类docs，遍历上述文档信息并分别映射至域d_date、d_title、d_content（这些域在Solr索引结构中已经建立），并保存至索引文件docs中。

第4步 创建Solr服务器Server类，执行添加索引文件docs操作，将生成的索引文件保存至Solr索引信息库中。

2.2 创建Solr检索服务器

建立系统的Solr检索模块，即建立Solr服务器是实现系统检索功能的核心部分，Solr服务器是独立于主系统之外建立的，主系统通过HTTP通讯的方式向Solr服务器提交查询信息并以同样的方式获得返回的结果信息。这种检索服务结构极大地降低了检索模块的耦合性，使得信息检索模块和业务管理模块得以有效分离，也为后续系统扩展提供了便利。

飞机故障异构信息检索系统在Tomcat环境下部署，而Solr检索模块依赖于Solr语义检索服务器，因此，首先需要实现Solr服务器在Tomcat环境下启动。Solr服务器搭建完成后需要新建一个Solr实例，实例包含具体的索引文件以及索引加载的参数。实例文件夹中包含“conf ”和“data”两个子文件夹以及core.properties文件。其中，“conf ”文件夹主要包含与索引相关的具体参数和属性等；“data”文件夹是用来保存系统生成的索引文件；core.properties用来描述实例的名称和数据路径等参数[7]。

建立好索引模块并生成索引文件后，系统通过SolrJ接口方法开发索引及查询业务逻辑，并实现简单搜索、高级搜索、关键字高亮显示功能和综合排序功能。

2.2.1 简单搜索和高级搜索

简单搜索是用户只需要输入自然语句，系统将对所有索引域进行搜索；高级搜索是用户可以选择一项或多项自己感兴趣的域进行搜索，缩小查询范围。两者的区别主要是查询域的设置，如选择只在“g_fpart”（“故障件名称”）这个域中进行查询，或者选择查询“故障件名称”为“液压阀”、“故障位置”为“前机身”的故障记录。

2.2.2 高亮显示及分面查询

Solr服务器返回的高亮结果是通过在查询到的关键字两端添加等HTML标签实现；分面查询功能是对搜索结果按某些字段进行分组统计，同样可以通过SolrJ接口代码实现，部分Java代码如下：

//参数key是要查询的关键字

SolrQuery query = new SolrQuery（key）；

//设置高亮为true，并指定HTML标签格式；

query.setHighlight（true）.setHighlightSimplePre（""）.setHighlightSimplePost（""）；

//设置分层查询功能可用；

query.setFacet（true）；

//设置分层查询域名称为“故障性质”，最小数目为1；

query.addFacetField（"g_fpro "）；

query.setFacetMinCount（1）；

2.2.3 综合优化排序

Solr本身提供基于Lucene的查询结果评分排序机制，该评分机制的目的是用来衡量查询语句和对应匹配文档之间的相似程度[8]。具体计算方式为查询语句（q）中每个项（t）与文档（d）的匹配分值之和，如式（1）所示：

式中：tf（t in d）为项频率因子，文档（d）中出现项（t）的频率；idf（t）为项在倒排文档中出现的频率；boost（t.field in d）为域和文档的加权；lengthNorm（t.field in d）为域的归一化值，表示域中包含的项数量；coord（q，d）为协调因子（Coordination factor），基于文档中包含查询的项个数；queryNorm（q）为每个查询的归一化值，指每个查询项权重的平方和。

加权因子（boost）用于对某个查询或者某个域的权重进行控制，域加权因子的默认值为1.0。通过引入飞机故障领域词汇，将包含领域词汇的域的权重进行适当提高，系统默认提高至2.0，并可以由用户管理各个飞机故障领域词汇的权重值，使得返回结果更加有效，更具有参考价值。为了完善查询结果的排序机制，以Solr自身评价得分和信息发生时间两方面为权重值，重新得到综合评分排序结果。

3 系统实现与验证

通过Solr服务器创建检索系统的优势在于，一旦建立起针对异构信息资源进行索引创建和更新的机制后，就可以专注于系统功能和用户交互界面的设计、检索结果的解析和展示，以及系统整体功能的实现[9]。

系统最终实现针对异构信息的索引结构组织、索引文件创建、简单查询和高级查询，并在结果展示中实现了关键字高亮显示和综合优化排序，初步实现了异构信息检索系统的总体功能，如图6所示，图6中输入查询语句“氧气管道有裂纹”，左下侧为查询出的数据库表信息结果，共79项相关；右下侧为查询出的文档文件信息结果，共3项相关。

图6 检索系统演示界面 Fig.6 Interface of retrieval system

实验证明，在配置的服务器测试环境（CPU为Inter Core i5 6500 3.2GHz 4核；内存为16GB；操作系统为64 bit Windows 7）下，针对数据库表数据和文本文档的索引和查询时间进行测试，具体的测试时间结果如表3所示，测试结果描述了数据库表信息和文件文档信息在不同数量情况下，索引和查询时所耗费的时间对比情况，其中，文本文档大小均为10～100kB，测试结果时间不包含前台响应时间。数据表明，表信息和文本文档均是索引时间占了较大比重，查询时间在一定数量级内几乎均为毫秒级；随着信息条数的增加，索引时间也随之增加，而对查询时间的影响不大，系统在实际应用过程中，基本能满足用户的快速检索的需求。

表3 系统测试结果 Table 3 Results of system test

4 结束语

本文基于Solr服务架构，快速搭建企业异构信息检索系统，以企业的飞机故障异构信息为源数据对象，针对数据库表信息等结构化信息和各类型文档等非结构化信息进行索引结构设计、索引文件的创建、搜索逻辑的定义，以及各种检索功能的扩展，如高亮显示、分面查询、优化排序等。在系统实现过程中重点关注3个方面：一是根据信息源特点设计索引结构，实现统一检索；二是设计智能的信息融合模块，自动将新上传的异构信息根据其类型快速地转换为索引信息，实现索引的自动更新和实时检索；三是根据用户检索需求实现各类检索功能，提高领域内词汇的权重，优化检索结果。总体来说，基于Solr的异构信息检索系统能够对目前企业累计的信息资源进行高效检索，为企业在信息化时代提供可靠的竞争力。

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基于大功率无刷直流电动舵机的建模与分析

Modeling & Research Based on High Power Brushless DC Electrical Actuator

作者:   师振云中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.: 029-86832246 E-mail: shizhenyun@21cn.com师振云（1982-）男，硕士，工程师。主要研究方向：飞行控制系统总体设计。Tel：029-86832246 E-mail：shizhenyun@21cn.com  魏麟欢中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089  高亚奎中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089The AVIC First Aircraft Institute，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. : 029-86832246 E-mail: shizhenyun@21cn.comThe AVIC First Aircraft Institute，Xi’an 710089，ChinaThe AVIC First Aircraft Institute，Xi’an 710089，China

Author:   SHI Zhenyun  WEI Linhua  GAO Yakui

关键词：大功率电动舵机；机械间隙；不完全微分PID；仿真

Keywords：>high power electrical actuator；mechanical backlash；inexact differential PID；simulation

摘要：以某型飞机电动伺服控制系统中的大功率无刷直流电动舵机为研究对象，利用Matlab完成无刷直流电机本体、减速器的数学建模，考虑到经典PID算法的缺陷，采用不完全微分PID算法实现对电动舵机的控制；建模过程中充分考虑了产品内部减速齿轮机械间隙带来的非线性影响及外部负载的惯性转矩影响，较准确地完成了某大功率电动舵机外在机械特性数学仿真。通过产品实测数据与仿真结果的对比分析，充分验证了数学模型的正确性；仿真模型也分析了产品目前设计不足之处，为进一步优化指明方向。

Abstract：Aimed at a certain kind of aircraft’s electrical sever system，mainly focused on high power electrical actuator，built model of brushless motor and reducer based on Matlab. Considering drawback of classical PID，used inexact differential PID to control electrical actuator，and some critical impacts，such as reducer’s mechanical backlash，inexact differential PID and nonlinear influence were also taken into consideration. Finally obtained a certain high power electrical actuator mechanical performance accurately. The comparing of simulation results and real test results，prove the accuracy of model，and it also provides theory support to design and optimize the product.

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.04.037

中图分类号：V241 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）04-0037-06

收稿日期：2016-12-13；退修日期：2017-02-06；录用日期：2017-02-24

引用格式：SHI Zhenyun，WEI Linhuan，GAO Yakui，et al. Modeling & Research based on certain high power brushless DC electrical actuator [J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（04）:37-42. 师振云，魏麟欢，高亚奎. 基于大功率无刷直流电动舵机的建模与分析[J]. 航空科学技术，2017，28（04）: 37-42.

舵机用于调整飞机舵面位置进而改变飞机的飞行姿态，是飞控系统的重要组成部分。传统舵机采用液压源为动力，对液压能源的需求量和可靠性都有较高要求，飞机设计过程中常出现舵机对液压流量的需求大于液压泵可供最大流量的问题；近年来，随着无刷直流电机（Brushless DC Motor，BLDCM）控制技术的发展，具有控制精度高、响应速度快，同时又能充分利用飞机电能等特点的电动舵机已逐步应用在各型飞机上[1，2]。受电动舵机控制技术复杂性的限制，目前国内航空业广泛采用了额定功率小于1kW的电动舵机，对于额定功率大于5kW的大功率电动舵机则仍处于技术空白阶段。某型飞机飞控系统研制过程中，充分考虑能源配置、系统余度和舵面响应要求等综合因素，决定采用额定功率为15kW的无刷直流电动舵机代替传统的液压舵机，此项技术填补了国内航空业大功率无刷直流电机控制领域的空白。该电动舵机采用两台相互独立的三相稀土永磁无刷直流电动机作为动力源，通过差速传动齿轮减速器实现两台电机的速度加和；除电动舵机本体外，还含有控制器、功率放大器和位置传感器等，实现电动舵机的电流、速度和位置三闭环控制。为确保可靠性和安全性，该电动舵机采用主-热备份工作模式，即单台电机失效后电动舵机仍能降速工作，实现对舵面控制的响应。

1 工作原理

某大功率无刷直流电动舵机采用额定功率15kW无刷直流电机为动力源，控制算法采用稳定余度较高的不完全微分PID控制实现电动舵机的电流、速度和位置三闭环控制；为减小电机启动时对飞机电网系统的冲击，采用“软启”工作方式；为确保电机快速停止运动，采用经典机械离合刹车。电动舵机位置闭环控制原理如图1所示。

电动舵机给定位置信号 反馈位置信号 生的偏差经位置调节器得到速度参考值 ；控制器测算出的电机当前转速 与参考速度 进行速率调节得到电流给定电压参考值 ； 与电机绕组电流反馈得到的当前主回路电流反馈电压值 计算后调节PWM波占空比，控制功率开关管的导通与关断，实现电动舵机的位置闭环控制[3]。

图1 电动舵机位置跟踪控制原理图 Fig.1 Electrical actuator position control theory

电机控制方面，经典PID控制算法引入的微分信号可改善系统的动态特性，但同时易引起高频干扰；为改善误差扰动突变特性，某电动舵机采用不完全微分PID算法（算法结构如图2所示），加入一阶惯性环节 （低通滤波），改善了舵机的动态稳定性[4]。

图2 不完全微分PID结构 Fig.2 Incomplete differential PID structure

2 技术参数

某型电动舵机采用两台技术指标完全相同的270V无刷直流电机驱动，是国内飞机采用的最大功率的电动舵机（额定功率15kW），技术指标如表1所示。

3 数学建模

3.1 BLDCM建模

稀土永磁无刷直流电机的气隙磁场、反电势、电流为非

表1 电动舵机技术参数 Table 1 Technical parameters of electrical actuator

正弦，因此，对电机本身相变量建立数学模型[5]。假设磁路不饱和，忽略电枢反应影响，不计涡流和磁滞损耗，且三相绕组完全对称，则永磁无刷直流电机三相绕组电压平衡方程为：

式中： 为定子三相电压（V）； 为定子三相电流（A）； 为定子三相电动势（V）；L为每相绕组自感（H）；M为每相绕组间的互感（H）[6]。

电机机械运动方程为：

式中：T_e为电磁转矩，T_L为负载转矩，w为电机旋转机械角速度，J为电机自身及减速器折算到电机输出轴上的转动惯量和[7]。

根据无刷直流电机电压平衡方程、转矩平衡方程及建立的PWM模块、斩波模块、三相全桥逆变模块，可实现无刷直流电机的仿真模型，如图3所示[8，9]。

图3 电机本体数学模型 Fig.3 BLDCM model

图3中输入信号U_a，U_b，U_c为三相电压，T₁为负载转矩，Z_f为电机正反转信号，输出 为三相反电势， 为线电流，Hall为开关信号，Angle为电机电角度，n为电机转速，T_e为电磁转矩。

3.2 转动惯量折算

电动舵机无刷直流电机通过减速机构实现减速增扭后，输出扭矩和转速信号。故计算电机转动惯量时，要将减速机构的转动惯量折算到电机轴上，如图4所示。

图4 减速器结构 Fig.4 Reducer structure

减速机构转轴飞轮矩为 ，其动能折算到电机输出轴上后，能量保持不变，则：

式中： 为转轴飞轮矩，g表示重力加速度，J表示转动惯量， 为折合到电机转轴上的飞轮矩。

减速器折合到电动机轴上总飞轮矩GD²为：

由式（4）得舵机总转动惯量：

考虑到减速器非对称布置的特性，根据式（5）可计算出：电机1在电机2处于静止状态时的舵机总转动惯量 ；电机2在电机1处于静止状态时的舵机总转动惯量 。

3.3 有间隙二惯性系统模型

电机本体和负载之间的减速机构存在机械间隙，将造成电机已开始运动而负载却完全未动的情况，使得系统成为一种具有死区的二惯性系统。这种非线性因素的影响，在电动舵机建模过程中必须加以考虑。图5为单组减速器模型。

图5 单组减速器模型 Fig.5 Gearbox model

图5中，K_g为齿轮齿的弹性系数，ω为角速度，θ为变位角，J为转动惯量，T为转矩， 为齿轮转矩， 为间隙角，s为拉普拉斯算子，下标1表示驱动轮侧系数，下标2表示负载侧参数。

式（6）～式（8）为考虑间隙时齿轮组特性表达式。

基于式（6）～式（8），建立带有间隙二惯性系统的齿轮转矩补偿模型，如图6所示。

图6 有间隙二惯性系统模型 Fig.6 Two-inertia system model with backlash

4 仿真与实测结果对比

在充分考虑外载转动惯量和减速器机械间隙的同时，基于BLDCM本体模型，利用Matlab/Simulink建立电动舵机的仿真模型，如图7所示。

在5.15N·M、26.41N·M两种典型外载作用下，对比分析电机的AC线电压（V）、B相电流（A）、BC线电压（V）的仿真曲线和实测结果，如图8所示。

图7 电动舵机Simulink模型 Fig.7 Electrical actuator Simulink model

图8 仿真与实测结果 Fig.8 Simulation and measure results

图8（a）、图8（b）分别为5.15N·M负载下的仿真值与实测值；图8（c）、图8（d）分别为26.41N·M负载下的仿真值与实测值。

分析图8可知，不同负载下线电压和相电流的仿真结果与实测结果波形完全一致；负载26.41N·M时线电压仿真结果为370V，与实测值393.7V之间的最大误差不超过6%，仿真模型具有较高的准确性。对该舵机高速额定负载时离合器刹车的电机制动进行仿真，从上到下依次是转速（r/min），A相电流（A），BC线电压（V），转矩（N·m），横轴表示时间（s），仿真波形如图9所示。

图9 电机制动仿真结果 Fig.9 Simulation results of motor braking

分析图9可知，电动舵机由7800rmp降速到0所需时间为0.22s，刹车过程中电压由270V泵升至450V，将对电网产生冲击。

5 结论

通过对某型飞机大功率电动舵机的性能仿真及性能实测，有以下结论：

（1）仿真模型搭建过程中充分考虑了不完全微分PID控制算法、减速器转动惯量及减速器机械间隙导致的非线性因素，模型具有较高的准确性。

（2）通过典型负载条件下电机线电压、相电流等指标仿真与实测结果对比，仿真波形与实测波形完全相同，大负载时线电压的仿真精度误差可控制在6%之内。

（3）舵机可实现高速离合器刹车，满足设计要求（≤1s）；但刹车过程中存在较大母线电压泵升，对飞机电网系统产生较大冲击，因此，需要增加刹车电阻对刹车能量进行释放，降低线电压，保护电容和功率器件。

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试验设计在飞机载荷谱飞行实测中的应用

Application for Design of Experiment in Aircraft Load Spectrum Flight Measurement

作者:   李飞中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.：15029274295 E-mail：cfte_lifei@163.com李飞（1988-）男，硕士，工程师。主要研究方向：飞机飞行载荷验证与结构强度计算。Tel：15029274295 E-mail：cfte_lifei@163.com  周占廷中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089  谢帅中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089China Flight Test Establishment，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. :15029274295 E-mail: cfte_lifei@163.comChina Flight Test Establishment，Xi’an 710089，ChinaChina Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China

Author:   LI Fei  ZHOU Zhanting  XIE Shuai

关键词：试验设计；飞机载荷谱；均匀设计法；拉丁超立方设计法；核密度估计

Keywords：>design of experiment；aircraft load spectrum；uniform design；latin hypercube design；kernel density estimation

摘要：飞机载荷谱飞行实测对确定飞机实际使用寿命、改进飞机结构设计有着非常重要的作用。本文通过试飞方案设计和飞机重心法向过载概率分布确定两部分工作，证明了将试验设计应用到受多重因素影响的飞机载荷谱飞行实测中的合理性、可行性和必要性，最终在同时保证安全性和经济性的前提下实现了优化试飞架次的目标，为未来的新机试飞提供了一条新的方法和途径。

Abstract：The flight measurement of aircraft load spectrum plays an important role in determining the actual service life of aircraft and improving the design of aircraft structure. In this paper，through two parts work：designing the flight test program and determining the Probability Distribution Function（PPF）curve of nz，proved that it is reasonable，feasible and necessary to apply Design of Experiment（DOE）in aircraft load spectrum flight test measurement affected by many factors. Ultimately，realized the goal of optimizing the number of flight test while guaranteeing safety and economics.

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.04.043

中图分类号：V215.5+1 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）04-0043-04

收稿日期：2017-02-06；退修日期：2017-02-13；录用日期：2017-02-27

引用格式：LI Fei，ZHOU Zhanting，XIE Shuai. The application for design of experiment in aircraft load spectrum flight measurement [J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（04）：43-46. 李飞，周占廷，谢帅. 试验设计在飞机载荷谱飞行实测中的应用 [J]. 航空科学技术，2017，28（04）：43-46.

试验设计（Design of Experiment，DOE）的实质是以较小的试验规模（试验次数）、较短的试验周期及较低的试验成本，获得理想的试验结果和正确的结论。近年来，国内外关于将试验设计如何应用到试飞中的研究还停留在初级阶段：Leslie L.Bordelon等[1]通过简要回顾试验设计的发展历程，指出将试验设计应用到试飞中的可行性与必要性，同时系统总结出试验设计的基本步骤；George Kailiwai[2]详细介绍了美国空军试飞中心利用试验设计安排试飞的具体步骤；Major Aaron. Tucker等[3]介绍了常见试验设计方法的基本原理，并通过试飞说明了各方法的优缺点；Lt Col Aaron A.Tucker[4]、Dan A.Roth[5]、Tonja Rogers[6]等提出通过试验设计能显著提高试飞的安全和效率。

随着航空工业的发展和飞行任务要求的提高，飞机的使用条件和承受环境越来越复杂。以往基于历史经验的试飞方法总是试图以“确定性门槛值”覆盖各种随机性因素的影响。这样虽然大体上是偏于安全的，但是无法定量地考核各种分散性因素的影响，也无法使飞机的安全性和经济性在合理的约束下趋于最优。因此，在试飞之前，综合考虑各种因素的影响，利用“合适的”试验设计方法科学、合理、高效地设计试飞方案，不仅可以充分有效地利用试飞资源，而且一定程度上可以缩短试飞周期，提高试飞效率，降低试飞风险。

飞机载荷谱飞行实测是通过经测试改装和载荷校准的飞机在使用部队按照部队日常训练方法，由不同年龄、不同技术状态的飞行员按照飞行训练大纲要求进行训练飞行，同时记录飞机在使用过程中的所有飞行参数和载荷数据，经数据处理后编制成谱，即可反映同类飞机的实际使用情况，以达到验证设计数据，改善并优化设计方案，确定结构使用寿命的目的。本文将试验设计应用到受多重随机性因素（高度、速度、迎角、侧滑角、飞行员、起飞燃油量、任务、构形、机场、季节、温度等）影响的飞机载荷谱飞行实测中进行深入研究，希望通过安排尽可能少的试飞架次反映飞机在实际使用过程中的受载情况。

1 试验设计理论

试验设计的基本原理是通过科学、合理、高效地改变系统或过程的输入变量，研究其相应输出响应的变化，从而掌握各个输入因素的重要性以及对试验指标的影响规律，并如何达到最优的目的，其基本步骤可以概括为4个阶段12个步骤，如图1所示。

图1 试验设计的基本步骤 Fig. 1 The basic steps of DOE

试验设计的方法众多，既有非常成熟的传统试验设计方法，又有较新的均匀设计法（Uniform Design，UD）和拉丁超立方设计法（Latin Hypercube Design，LHD），各试验设计方法都有其各自的优缺点和适用范围。这里仅对均匀设计法和拉丁超立方设计法进行介绍：

（1）均匀设计的基本思想是利用均匀表 （V表示均匀设计，n表示试验次数，m表示每个因素有m个水平，k表示最多安排k个因素）安排试验，使得试验点在试验空间中具有良好的“均匀分散性”，然后利用回归分析法进行数据分析。（2）拉丁超立方设计是一种受约束且具有样本记忆功能的均匀抽样试验法，其基本思想是：根据各输入因素的概率分布函数和定义域范围，采取等概率分层抽样产生各因素的随机数样本。具体实现过程可以描述为：首先，确定模拟次数N；然后，根据模拟次数将变量的概率分布函数等分成N个互不重叠的子区间；最后，在每个子区间内分别进行独立的等概率抽样。

关于“合适的”试验设计方法的选择，从效果可信性、技术可行性和经济可行性3个原则进行考虑：

（1）传统试验设计方法不仅存在抽样方式堆积点问题（试验水平组合没有布满整个空间，所得试验模型也将不能代表整个参数变化区域），而且由于反复抽样导致抽样次数庞大，所需安排试验次数多，工作量大。（2）均匀设计不仅抽样次数少、效率高且“充满空间”，尤其对于多因素、多水平、各因素水平数目相等的试验具有很大的优势。（3）拉丁超立方设计：首先，是“充满空间”的设计，能够保证试验水平组合相对均匀地填满整个试验区间；其次，不严格依赖于现成的表格，试验设计更加灵活自由；最后，多维分层抽样的特点可以最大程度适用于多因素、多水平、各因素水平数目不相等的试验设计。

因此，选定 “合适的”均匀设计法和拉丁超立方设计法进行试飞方案设计。

2 试飞方案设计

2.1 飞机结构模型

过载作为飞机结构设计中最重要的原始参数之一，其大小反映了飞机结构的实际受载情况。在实际飞行中飞行员输入一个机动动作，飞行状态会发生变化，相应地，飞机结构也会出现不同的输出响应。如果把飞机机体作为一个系统，那么驾驶员所施加的机动动作就是这个系统的“输入”，飞机结构所承受过载就是该系统的“输出”。

对于单个飞行起落而言，以飞机重心法向过载作为试验指标（输出），相关飞行参数为试验因素（输入），飞机机体这个结构模型就可以抽象表示为无因次形式：

式中：n_z为飞机重心法向过载；H_p为气压高度；V_c表示飞行表速；α为飞机迎角；β为飞机侧滑角。

2.2 试飞状态点矩阵建立

式（1）结构模型中含有4个不同的试验因素，将每个因素各划分10个试验水平，因此，可选取均匀表 来建立试飞状态点矩阵，具体如表1所示。

表1 试飞状态点矩阵 Table 1 The flight test state matrix

2.3 试飞架次安排

对于不同飞行起落而言，飞机的实际受载情况与飞行员P驾驶习惯、起飞燃油量W设置、飞行任务X及飞机构形Γ等因素息息相关，考虑到人力、时间、物力等多种条件的限制，飞行起落数有限。因此，不得不用典型任务来反映飞机结构的实际使用情况。假定共计20种飞行任务，每种飞行任务各执行1次，利用拉丁超立方体设计法安排飞行架次，具体如表2所示。

表2 试飞架次安排 Table 2 The arrangement of flight test schedule

表2中：A、B、C、D、E、F、G、H、I、J分别表示10个不同年龄、不同技术状态的飞行员； 分别表示20种不同飞行任务；Γ1表示既无外挂，也无副油箱构形；Γ2表示有外挂，无副油箱构形；Γ3表示无外挂，有副油箱构形；Γ4表示既有外挂，又有副油箱构形。综合表1和表2即可组成所设计试飞方案。如1号架次的试飞计划是飞机带外挂无副油箱，起飞燃油量为6750kg，飞行员E执行对抗空战3任务，飞行动作为表1中各试飞状态点。

3 飞机重心法向过载概率分布确定

通常，科学研究和工程实践中用来确定概率分布函数[7，8]（Probability Distribution Function，PDF）的基本流程，如图2所示。

针对上节所建试飞方案，从某型飞机机体载荷谱实测的100个飞行架次试飞数据中选取 “匹配的”20个试飞架次，飞机重心法向过载nz的时间历程曲线（典型架次）、频率直方图和概率分布曲线，分别如图3～图5所示。

图2 确定概率分布的基本流程 Fig. 2 The basic flow of determining PDF

图3 nz时间历程曲线 Fig. 3 The time history curve of nz

图4 nz频率直方图 Fig. 4 The frequency histogram of nz

图5 nz概率分布曲线 Fig. 5 The frequency histogram and probability distribution curve of nz

4 结论

通过以上研究，本文取得了以下研究成果和结论：

（1）系统地总结了试验设计实施的基本步骤，同时证明了将试验设计应用到飞机载荷谱飞行实测中的合理性、可行性和必要性，为未来的新机试飞提供了一条新的途径和方法。

（2）利用均匀设计法和拉丁超立方设计法设计试飞方案，选取匹配试飞数据之后确定出飞机重心法向过载概率分布，最终通过安排尽可能少（20个）的试飞架次反映了飞机在实际使用过程中的受载情况，一定程度上缩短了试飞周期，提高了试飞效率，降低了试飞风险。

（3）利用核密度估计法确定得到概率分布曲线之后，可以计算任意点nz值出现的概率，同时还可以预测没有实测到的nz值及其出现概率，这对解决飞机载荷谱小子样飞行实测方法的数据缺失问题将是非常重要的。

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电传飞机迎角限制器试飞方法研究

Flight Test Demonstration Method Research on AOA Limiter of FBW Aircraft

作者:   方自力中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.：15129880040 E-mail：fangzilicom@sina.com方自力（1987-）男，硕士，工程师。主要研究方向：飞机飞行品质和大迎角特性试飞。Tel：15129880040E-mail：fangzilicom@sina.com  韩意新中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089韩意新（1987-）男，硕士，工程师。主要研究方向：飞机飞行品质和大迎角特性试飞。  袁广田中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089袁广田（1987-）男，硕士，工程师。主要研究方向：飞机飞行品质和大迎角特性试飞。Chinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. : 15129880040 E-mail: fangzilicom@sina.comChinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，ChinaChinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China

Author:   FANG Zili  HAN Yixin  YUAN Guangtian

关键词：迎角限制器；飞行仿真；大迎角特性；试飞验证

Keywords：>AOA limiter；flight simulation；high angle of attack；flight demonstration

摘要：电传飞机迎角限制器是大迎角飞行控制律的重要组成部分，迎角限制器功能可以有效地保证飞机的飞行安全。GJB3814-1999中对于迎角限制器的验证提出了明确的要求，在试飞中必须针对迎角限制器开展飞行验证。根据某型飞机的气动特性、控制律设计原理，开展了飞行仿真试验验证，提出了合理的试飞方法，制定了合理的测试方案和试飞方案。在试飞过程中循序渐进地开展试飞，有效地规避了意外进入失速尾旋等试飞风险，保证了试飞安全，全面验证了某型飞机的迎角限制器功能的可靠性和有效性，为电传飞机迎角限制器试飞提供了技术支持。

Abstract：Angle Of Attack（AOA）limiter is an important part of high AOA flight control law of Fly-By-Wire（FBW）aircraft. A well-designed AOA limiter can assure flight security effectively. The requirements about AOA limiter in GJB 3814-1999 is very clear and it must be demonstrated by flight test. Based on aerodynamics and flight control law design of certain aircraft，flight simulation was developed and flight test method was proposed. Measurement method and flight scheme were developed. Flight test was carried out step by step to avoid accidental stall/spin risk. The reliability and effectiveness of AOA limiter of certain FBW aircraft were validated by flight test. The flight test method can provide technique support for AOA limiter demonstration of FBW aircraft.

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.04.047

中图分类号：V249.122 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）04-0047-04

收稿日期：2016-12-09；退修日期：2017-01-10；录用日期：2017-01-20

引用格式：FANG Zili，HAN Yixin，YUAN Guangtian. Flight test demonstration method research on AOA limiter of FBW aircraft [J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（04）：47-50.方自力，韩意新，袁广田. 电传飞机迎角限制器试飞验证方法研究[J]. 航空科学技术，2017，28（04）：47-50.

现代高性能电传飞机具有无忧虑操纵的思想设计先进的飞行控制律，为了保证在飞行过程中飞机不超出其迎角和过载限制，控制律中设计了迎角限制器模块。根据GJB3814-99中对于试飞内容的规定“在最小可维持的速度和最大水平飞行速度之间的整个速度范围内，从1g减速到最大g减速，纵向机动到限制器迎角，以及用收敛转弯和推-拉杆到限制器迎角。在出现偏离后立即开始改出。”［1］为了完成以上考核内容，必须制定合理的试飞方案，既要保证试飞动作能够检查迎角限制器功能，又要保证飞机不出现预期之外的偏离。本文根据GJB3814-99的要求，结合某型飞机迎角限制器控制律设计特点和气动特性，开展试飞方法研究，很好地验证了迎角限制器的功能。

1 理论分析

某型飞机为常规气动布局飞机，迎角限制器为26°，纵向操纵舵面为全动平尾，横向操纵舵面为副翼，航向操纵舵面为方向舵。由于迎角限制器主要是依靠控制律驱动操纵舵面来产生力矩改变飞机姿态，从而达到迎角不超过26°的目的。因此，在试飞前，首先需要考察飞机的气动特性，如图1～图3所示，可以看出：

图1 平尾效率 Fig.1 Horizontal tail efficiency

图2 副翼效率 Fig.2 Aileron efficiency

图3 方向舵效率 Fig.3 Rudder efficiency

（1）α=35°，达到最大升力系数；

（2）α<50°，平尾均有效；

（3）α>35°，后方向舵效率开始下降；

（4）α>35°，后副翼可能出现反向。

根据该型飞机风洞试验数据可以看出，在迎角限制范围内（α<26°），飞机的气动舵面均有较高的效率，但是随着迎角的增加，各个舵面的效率逐渐降低。

迎角限制器在大于15°时开始工作，此时纵向杆指令迎角，拉满杆对应的迎角为26°。当迎角超过25°后，迎角反馈之路会叠加一个正的指令给平尾，强制飞机低头。横航向控制律中，主要随着迎角增大，对横航向操纵权限进行了限制［2］。迎角25°时，横向操纵权限为40%，航向操纵权限为50%。

2 飞行仿真

根据该型飞机的气动特点和控制律特点，在地面模拟器上开展飞行仿真试验，进行典型的大迎角试飞动作演练，完成了包括平飞减速、爬升减速、收敛转弯、急剧拉杆等试飞动作，结果如表1所示。根据飞行仿真试验结果可以看出，使用平飞减速、收敛转弯和急剧拉杆均未超出迎角限制，飞机飞行速度在使用包线范围内，舵面效率能够保证飞机姿态迅速回到正常使用迎角范围内；爬升减速法可以使飞机速度降低到最小平飞表速以下，飞机舵面效率降低，随着俯仰角的增加，飞机的迎角会突破26°，且在改出过程中飞机的高度损失较大。

以上模拟器试飞的结果在后续实际试飞中起着重要的数据支撑作用。在实际试飞中，应适当增加试飞高度，爬升减速应从30°仰角开始进行试飞，并且与模拟器数据对比，决策下一个爬升减速使用的仰角，逐步增加最大试飞迎角，直到迎角限制边界。

表1 飞行仿真结果 Table 1 Flight simulation result

3 飞行试验

3.1 试飞原则

为了保证试飞安全，试飞方案的设计遵循以下原则：

（1）试飞高度由高到低；

（2）先进行平飞中的迎角增加直到限制迎角试飞，后进行机动试飞中的迎角增加直到限制迎角试飞；

（3）在速度小于最小平飞表速时，允许飞机迎角超过26°，但是一旦超过，立即采取措施改出；

（4）试飞过程中一旦发现横航向非指令性偏航和滚转，立即推杆减小迎角改出［3，4］。

3.2 平飞减速迎角限制检查

由于平飞减速过程中可以通过控制减速率来保证飞机的迎角线性增加，在迎角增加过程中，飞机的气动力近似为准定常，可以及时改出。因此，应当首先进行平飞减速试飞，验证飞机平飞减速至拉杆到底过程中飞机的迎角、速度、舵面偏度之间的对应关系。试飞结果如图4所示，飞机在指示空速320km/h配平飞机，配平迎角为10°，平飞减速过程中保持减速率为2.3m/s，迎角超过15°后开始需要拉杆保持平飞，迎角线性增加，直到拉杆到底，飞机最小指示空速为184km/h，最大迎角为25.6°，且难以保持，推杆后迎角迅速恢复到15°以内，飞机的三向角速率均没有出现明显的振荡趋势。

对比试飞数据和模拟器仿真结果，试飞结果与理论值和仿真结果较为吻合，且在接近迎角限制器边界时，飞机姿态没有明显的偏离趋势，因此，可以开展进一步的试飞，完成国军标中关于“纵向机动到限制器迎角，以及用收敛转弯和推—拉杆到限制器迎角”的规定内容。

e图4 θ=45°爬升减速试飞结果时间历程 Fig.4 θ=45°climb deceleration flight test time history

3.3 机动飞行中迎角限制检查

由于迎角限制主要依靠气动舵面进行控制，因此，首先要检查空速在正常使用范围内飞机的迎角限制控制律的功能。收敛转弯和急剧拉杆机动可以有效检查迎角限制控制律的工作情况。试飞结果如表2所示，在所选状态点，迎角均未超过26°，且与仿真计算结果相当，迎角限制器控制律工作符合设计。

表2 机动试飞结果 Table 2 Maneuver flight test result

3.4 低速改出时的迎角限制器检查

GJB3814-99中明确规定了要对高俯仰姿态低速改出时的迎角限制功能进行检查，其目的主要是检查低速情况下，气动舵面效率降低时，迎角限制器对于姿态改出的作用。使用爬升减速法可以检查高俯仰姿态低速改出中迎角限制器的工作情况，这种试飞方法极可能造成飞机的迎角超出迎角限制，因此，需要通过逐渐增大仰角的方法控制最大迎角，并且实时与地面模拟器仿真结果对比决策是否进行下一步试飞动作。

按照以上原则，按顺序完成了仰角30°、40°、45°爬升减速试飞动作，结果如表3所示。飞机的试飞迎角最大值比仿真结果大0.5°左右。随着空速的降低，飞机的舵面效率降低，即使操纵面满偏仍旧不能将迎角限制在26°以内，但是在超过迎角限制后，飞机没有出现非指令性的俯仰、滚转、偏航振荡，且能够迅速改出使迎角回到正常范围内，如图4所示。

表3 爬升减速试飞结果 Table 3 Climbing decelerate flight test result

4 结论

本文根据国军标对于带迎角限制飞机的试飞验证机动的要求，通过理论分析、模拟器仿真和试飞方案设计，建立了合理的试飞方法，安全有效地对迎角限制器进行了功能试飞检查，验证了迎角限制器控制律设计的功能满足使用要求和国军标的相关要求。

参考文献

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机载用电设备谐波试验系统的研究与实现

Research and Realization of Harmonic Testing System in Airborne Electric Equipment

作者:   司剑飞海军航空工程学院青岛校区，山东 青岛 266041通讯作者. Tel.: 13792875579 E-mail: 32435906@163.com司剑飞（1981-）男，硕士，讲师。主要研究方向：航空电源及电气系统的教学及保障，计算机测控系统应用。Tel：13792875579 E-mail：32435906@163.com  邱智海军航空工程学院青岛校区，山东 青岛 266041邱智（1966-）男，硕士，教授。主要研究方向：航空电气系统保障研究和计算机测控技术。  贾会睿91395部队，北京 102443贾会睿（1993-）男，学士，助理工程师。主要研究方向：航空特设保障维修。Naval Aeronautical Engineering Institute Qingdao Branch，Qingdao 266041，ChinaCorresponding author. Tel. :13792875579 E-mail: 32435906@163.comNaval Aeronautical Engineering Institute Qingdao Branch，Qingdao 266041，ChinaTroop 91395，Beijing 102443，China

Author:   SI Jianfei  QIU Zhi  JIA Huiru

关键词：HB 6167；谐波试验；非线性负载；供电畸变；桥式整流

Keywords：>HB 6167；harmonic test；nonlinear load；power supply distortion；bridge rectifier

摘要：现代飞机因机载任务系统多、用电设备负载特性复杂，易造成电网谐波偏高甚至超标的情况，因此，必须考核用电设备在供电谐波时的工作可靠性。飞机供电特性国军标未对此做出规定，参考HB 6167第18部分：电源输入试验航空标准设计了谐波试验系统。分析了谐波产生原理，设计了适应中频500VA供电系统的谐波产生电路，采用基于USB的数据采集系统对波形进行采样分析。测试结果表明，系统硬件选型正确，谐波畸变达到了设计要求，但HB 6167推荐方案存在操作不便、谐波可控性不佳的缺陷，针对以上不足，给出了改进意见。

Abstract：Due to too many airborne mission systems，having complex load characteristic，equipped in modern aircraft，power harmonic content are easy to be at high level or exceed standard limit. Therefore，the reliability of the electric equipment must be tested when harmonics is in power supply system. GJB aircraft electric power characteristics make no rules in the test. A harmonic test system was studied refer to HB 6167-Part18：Power input test. The principle of harmonic generation was discussed，the harmonic generation circuit applied to 500VA power supply was designed，and the waveforms were sampled and analyzed based on USB bus data acquisition system. The test results show that system hardware selection was correct，harmonic distortion reached the design requirements，but the operation was inconvenience and the controllability of harmonic generation was not good according to the scheme recommended by HB 6167. Some suggestions were suggested for the above defects.

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.04.051

中图分类号：V242，TP29 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）04-0051-06

收稿日期：2017-02-08；退修日期：2017-02-22；录用日期：2017-03-01

引用格式：SI Jianfei，QIU Zhi，JIA Huirui. Research and realization of harmonic testing system in airborne electric equipment [J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（04）：51-56.司剑飞，邱智，贾会睿.机载用电设备谐波试验系统的研究与实现 [J]. 航空科学技术，2017，28（04）：51-56.

飞机电气系统是飞机的重要平台系统，通常包括供电系统和用电设备。为了保证供电系统与用电设备之间的相互适应性，世界各国都制定有相应的飞机供电特性标准，如美军标MIL-STD-704系列、国军标GJB 181系列标准等。这些标准一方面规范供电系统供电特性，另一方面限制用电设备对电网的冲击[1，2]。在飞机电源系统设计时，会进行严格的供电特性测试，保证飞机电源系统供电特性符合要求。但是，由于飞机用电设备众多，尤其是新型飞机，机载电子设备不仅数量多，机载电子设备的负载特性更为复杂，如非线性负载、脉冲型负载、整流型负载等，这些用电设备的使用，极大地增大了电网负担，造成了飞机供电系统的谐波污染情况较为严重，飞机供电特性中电压畸变偏高甚至超标的情况突出。

飞机电网谐波超标会导致用电设备工作异常、发热严重，甚至会导致用电设备损毁，无法工作。由于飞机电网谐波治理是一个系统性工程，电网谐波偏高的情况暂时不会发生根本性改善。因此，机载用电设备能否适应飞机供电特性的要求，在供电系统供电特性处于临界状态，如谐波含量偏高时，能否可靠工作是机载用电设备重要的性能特性，也是供电兼容性要考核的内容。

为此，研究设计了机载用电设备交流谐波试验系统，通过系统的研制，为机载用电设备谐波供电状态下的工作性能测试提供研究分析平台。

1 谐波试验的标准要求及原理

1.1 谐波试验要求

飞机供电特性的相关标准仅规定了供电特性，并未对如何考核飞机机载用电设备的供电中存在谐波时的工作性能提出要求。目前，考核国内飞机用电考核在各种供电情况下的工作可靠性主要参考航空标准。

HB 6167《民用飞机机载设备环境条件和试验方法》第18部分：电源输入试验明确规定了民用飞机机载供电电源对机载用电设备的试验要求及方法，用于验证机载用电设备与飞机供电电源特性之间的协调性[3]。标准规定了交流设备和直流设备两大类设备。其中，交流设备可进行的试验项目包括交流谐波试验、交流电流调制试验、交流功率因数试验、交流冲击电流试验四大类[4，5]。根据交流设备的技术要求，从中选取部分或全部项目进行试验。

有关交流谐波试验，HB 6167中规定：交流谐波试验适用于单台功耗大于35VA的交流设备，或由多台同类型设备组成的总功耗大于150VA的交流装置。电压谐波含量应符合表1的规定。

表1 谐波含量规定 Table 1 Specified value of harmonic content

表1中对交流供电波形的电压总谐波畸变与电压单次谐波含量都做了规定。其中，电压总谐波畸变是所有谐波电压的有效值与基波电压有效值之比；电压单次谐波分量是给定谐波频率的电压与基波电压的百分比。

因此，要想对交流用电设备进行谐波试验，试验供电系统中必须具备产生谐波电压的装置，常规中频交流电源的谐波含量一般不超过3%。因此，无法采用试验供电电源产生谐波畸变。HB 6167标准中推荐的方法是：电压畸变可由全波整流桥产生，改变整流桥的负载和在线中插入源阻抗可控制电压畸变电平。此外，对受试设备的供电电压进行限幅也可产生畸变电压。

图1是HB 6167中推荐的典型谐波试验电压畸变形成电路，标准中有单相和三相两种，三相实际上就是三个单相电路的叠加，下面重点讨论单相电路。

图1 单相设备电压畸变产生装置 Fig.1 Voltage distortion production for single phase equipment

1.2 谐波产生原理

畸变产生装置的本质就是一个单相全波不控整流电路。当整流电路输出侧带大电感负载时，整流电路的网侧电流呈矩形方波[6-9]。对单相桥式整流电路来说，其输入电路波形宽度为180°，且以原点为镜面对称，如图2所示。其傅里叶展开式为：

式中：基波和各次谐波有效值In为：

电流的畸变因数为：

图2 单相桥式整流电路电流波形 Fig. 2 Current waveform of single phase bridge type rectifier circuit

从理论计算看，网侧电流的畸变因数高达0.9，在电流畸变的情况下，网侧供电电压波形会出现相应的严重畸变[10]。影响最终电压畸变程度的因素较多，无法准确的定量计算，最终以实测数据为准。

2 谐波试验系统设计

根据上述原理电路，设计了交流恒频用电设备谐波试验系统。

试验系统中交流供电电源采用的是一台稳压变频交流电源，电源容量500VA。将其输出设定为115V/400Hz。为了能够对电源造成足够大的冲击，非线性负载组合装置的消耗功率应尽量接近电源容量，同时，还必须留有一定余量，保证用电设备的用电需求。

首先，计算非线性负载组合装置的工作电压。根据单相桥式全波整流电路的直流电压平均值公式：

式中：α=0°（不控整流），可得 。

实际上，由于整流输出端并有大电容，当电容量足够大时，整流后的直流电压可以认为无脉动。此时，整流电压基本接近输入交流电压的峰值，即整流电压大约为输入交流电压有效值的1.4倍左右，即115×1.4=161V。设定整个负载组合装置的最大负载电流为2A，此时，非线性负载组合装置的总功耗为320W，达到总供电容量的60%。

为满足负载需求，整流二极管的通态电流应不低于2A，耐压值应不低于200V。为保证器件安全，一般还会提高2～3倍。用于中频400Hz电路中的整流二极管，应优先选择快恢复型整流二极管。对应的负载电阻应不低于80Ω/2A。由于电阻功率较大，采用了滑线变阻器作为负载电阻，为避免使用中的意外操作造成负载过流，在滑线变阻器的滑道上进行了标识及限位。据此，得到器件选型如表2所示。

表2 非线性负载组合装置器件选型表 Table 2 Electronic device selection of nonlinear load combination device

为了测试非线性负载组合装置谐波畸变的程度，根据标准要求，需要在电源输出侧连接谐波分析仪或示波器对电源电压、电流进行测量。本系统中，采用了基于USB接口的数据采集设备对电压电流进行了波形采集，并利用计算机软件对波形进行了数据分析。

USB数据采集系统的组成原理框图如图3所示。

图3 USB数据采集系统组成原理框图 Fig.3 Block diagram of USB data acquisition system

图3中，USB数据采集器选用的是台湾凌华科技的USB-1210数据采集器，简要的指标如下：4通道同步采样，采样率2MS/s，A/D转换精度16bit。由于采集器需要实时采集系统中的电压、电流波形，传感器全部采用的是四川维博公司的霍尔式跟踪型传感器。受实验室的现有条件限制，电压传感器是WBV121S07交直流电压传感器，输入0～300V，输出0～5V；电流传感器是WBI021F27交直流电流传感器，输入0～100A，输出0～5A。两型传感器均采用±12V电源供电。

实际使用中，由于被测电流信号有效值最大仅为2A，而电流传感器量程较大，为保证测量精度，将测试导线在电流传感器的测量孔中缠绕十匝，以提高电流的磁场强度，适当降低测量误差。

设计完成的谐波试验系统如图4所示。

图4 谐波试验系统 Fig.4 Harmonic test system

3 系统测试及数据分析

初次试验中，考虑到稳压调频电源输出侧是变压器隔离输出，具有一定的感性，并未在电路中使用附加电感（图1所示位置）。将电源电压设定为115V、400Hz，负载电阻调整至100Ω。测得交流电压有效值114.52V、频率400Hz，输出电流有效值1.60A。此时，电流波形畸变严重。经过分析，电流总谐波畸变总谐波含量（THD）达到139.39%，基本是尖峰脉冲波形，与理论分析的矩形对称波形相差较大，这与电路的负载感性不足有关。电压波形略有谐波畸变，THD为6.82%。利用快速傅里叶变换（FFT）工具对供电波形进行分析，得到各次谐波的具体含量如表3所示。

表3 电压总谐波畸变和单次谐波含量 Table 3 Total & Individual harmonic content of voltage distortion

从测试结果看，供电电源中的THD达到了6.82%，根据HB 6167的测试要求，要求非线性负载组合装置产生的畸变达到8%。此时，可适当调大整流电路的负载电流，使电流畸变进一步加剧，进而产生满足要求的电压畸变。

但是，可以看到，当THD达到6.82%时，3次谐波含量已高达6.38%，这已经超过了HB 6167中最大电压单次谐波含量6%的限制，在总谐波含量达到8%时，3次谐波含量已接近8%，这主要是受单相全波整流电路的电压、电流畸变特点所决定的。因此，在实际操作中，要想保证电压总谐波含量达标、单次谐波不超标，除适当调整源阻抗的负载外，还需要适当调整源阻抗的附加电感或对供电进行限幅。此外，还可以更换非线性负载组合装置的负载类型，使电流畸变发生变化进而影响电压谐波的畸变特征。

为此，根据图1所示，在供电电源输出侧增加一个3.5mH的附加电感，保持其他条件不变，再次通电试验，发现测试系统中电压严重畸变。同时，附加电感的存在也使得用电设备供电端的电压略微下降，可见附加电感能够严重影响电压畸变的程度。由于为定值电感，只能通过改变负载的方式对总电压畸变进行调整。最终，采用3个滑线变阻器串联作为负载电阻，并适当调高供电电源电压，边调整边观察总电压畸变，当达到要求时停止调节，此时负载电阻约为500Ω。

此时，测得交流电压有效值115.39V、电压频率400Hz、交流电流0.5A、交流电压波峰系数1.41、电压总谐波畸变8.03%，电流总谐波畸变为78.88%，此时供电侧的电压电流波形如图5所示。

图5 交流电源供电侧的电压、电流波形 Fig.5 Voltage & Current waveforms in AC power supply side

对该电压波形进行FFT分析，得到谐波频谱图如图6所示，各次谐波的具体含量如表4所示。

图6 电压畸变频谱 Fig.6 Voltage distortion spectrum

4 结论

通过谐波试验系统的研究测试，可以看出，基于HB 6167的推荐方案进行用电设备的谐波测试，其基本原理是可行的。但对系统设计及人员操作的要求较高，需要根据用电设备试验中的具体情况进行调整。在试验操作中，需要对以下问题进行认真研究：

表4 电压总谐波畸变和单次谐波含量 Table 4 Total & Individual harmonic content of voltage distortion

（1）非线性负载组合装置、附加电感等都需要与电源容量以及被测设备相匹配，一旦供电电源容量加大，若要产生符合要求的畸变电压，则必须加大非线性负载组合装置及附加电感的功率，组合装置的体积、重量将大大增加。同时，在具体试验过程中，必须现场调整负载电流，使其达到要求，基本无法提前预估。

（2）由于全波整流电路产生畸变电流的特征固定，因此，畸变电压必然是奇次谐波含量高、偶次谐波含量较低。同时，各次谐波含量的占比随着谐波次数的上升而下降，并且，必须采用附加电感限制3次谐波含量。而如果想对机载用电设备进行全面考核，应在保证总谐波含量8%的基础上，适当调整各次谐波含量的占比，提高对用电设备的考核效果，还可以考虑采用程控测试电源的方案进行测试。

（3）谐波畸变产生的原因是利用整流电路对网侧电流严重的非线性造成的，该畸变电流是否会对被测用电设备造成影响并未进行评估，还需进一步研究分析。

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直升机飞行载荷测量数据分析软件的控件开发

Control Exploitation of Analyzing Measured Helicopter Flight Load Measured Data

作者:   吴堂珍中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001通讯作者. Tel.：022-59800361 E-mail：280946919@qq.com吴堂珍（1985-）女，硕士，工程师。主要研究方向：直升机疲劳强度设计。Tel：022-59800361 E-mail：280946919@qq.com  林斌海军驻景德镇地区航空军事代表室，江西 景德镇 333001  曾玖海中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，ChinaCorresponding author. Tel. :022-59800361 E-mail: 280946919@qq.comNavy Aviatic Representative Office in Jingdezhen，Jingdezhen 333001，ChinaChina Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China

Author:   WU Tangzhen  LIN Bin  ZENG Jiuhai

关键词：直升机；飞行载荷；控件开发；测量数据

Keywords：>helicopter；flight load；control exploitation；measured data

摘要：实测载荷是直升机疲劳设计与评定的关键数据。由于直升机实测载荷具有通道多、频率高、数据量大等特点，如何实现对实测数据高效快速处理显得十分关键。本文提出了一种用于直升机飞行载荷测量数据分析软件的控件程序开发技术，包含二维曲线及三维瀑布图控件，适用于大数据量的显示分析，可实现多条二维曲线并列显示及数据点的游标读取，不同视角的三维瀑布图旋转，具有易用，高效等特点。

Abstract：Flight test measured load is the key data for fatigue design and evaluation，because the helicopter measured data has many channels，high frequency and large quantities. It is very important of how to deal with the measured data efficiently and quickly. This paper gave a control program development technology used to analyze the helicopter flight load measured data，including the two-dimensional curve and three-dimensional waterfall chart controls. It was applied to display and analyze large data. It could realize the function of showing multiple two-dimensional curves side by side，reading cursor data points and rotating the three-dimensional waterfall charts in different visual angles. It is useful and high efficiency.

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.04.057

中图分类号：V217.32 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）04-0057-06

收稿日期：2017-01-18；退修日期：2017-02-17；录用日期：2017-02-27

引用格式：WU Tangzhen，LIN Bin，ZENG Jiuhai. Control exploitation of analyzing measured helicopter flight load measured data [J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（04）：57-62. 吴堂珍，林斌，曾玖海. 直升机飞行载荷测量数据分析软件的控件开发 [J]. 航空科学技术，2017，28（04）：57-62.

直升机是一种带旋翼的航空飞行器。旋翼系统（旋翼和尾桨）在飞行中高速旋转，造成不对称流场作用产生的高频振动与耦合载荷[1]。飞行载荷试验测试是一项大型的试验项目，在整个直升机研制中至关重要，直接影响动部件的寿命评定结果。

直升机飞行载荷测量采样频率较高、通道多、飞行时间长、数据量大，采用之前的一些自编软件，速度较慢，效率不高，难以满足快速数据分析、及时发现问题的需求，许多专业软件功能虽然强大，但是针对性不强，不能自如控制。在进行不同工况时间段确定时，需要在一个图上并列显示多条不同量纲的曲线，对曲线任意组合，动态增减，用游标读取数据点；在观察一定时间范围内两个参数（如频率和幅值）的变化时，需要能采用不同视角对曲线旋转的三维瀑布图。

1 基本思路

控件界面如图1所示。二维曲线控件要求使用简单，能够动态创建、销毁，最小的内存占用，最快的曲线显示速度。数据点和曲线的数量取决于硬件限制。具备以下功能：

图1 控件界面 Fig.1 The control interface

能用鼠标和键盘对曲线和游标进行灵活操作；能对图形各属性详细设置；能根据字体、刻度，控件大小自动调整显示；能动态增减曲线；每条曲线采用独立Y坐标，并以颜色区分，通过双击Y坐标区进行坐标切换；能实现多个控件之间的协调显示；能显示多个游标，可直接用游标选读单点数据；图像可复制到剪贴板；曲线数据可提取保存到文件；能实现曲线打印、回放、警戒线显示等。

三维瀑布图控件要求能用鼠标对图形进行三维旋转；能对图形各属性详细设置；快速的图形显示，曲线打印，图像可复制到剪贴板。

控件编程采用Microsoft VC++6.0[2]。主要采用了如下C++类：

二维曲线控件类CChart，瀑布图曲线控件CWtfChart，均派生于MFC的CWnd类，可在任意视图或窗口的某一个矩形区上动态创建、销毁，这也是采用CWnd类派生最大的优点，可以灵活应用到软件中，方便鼠标和键盘消息的处理。负责图形区标题、刻度线、刻度值、曲线的绘制，游标显示，鼠标、键盘的响应[3]。

二维曲线类CCurve，派生于MFC的CObject类，可用于数据链表结构，能动态添加和删除。负责数据的处理、运算、曲线绘制[4]。

三维曲线类C3DCurve，派生于CCurve，同样可以动态添加和删除。负责三维曲线的旋转、显示。

游标类CSlider，派生于MFC的CObject类，可用于数据链表结构，能动态添加和删除。负责游标的显示[2-4]。

长方体类CCuboid，用于三维坐标轴的旋转控制、显示。

2 关键技术

2.1 速度优化

对于速度优化，可以采取3个措施，减少内存占用，减少绘图量和使用缓存。

措施1：利用数据等时间间隔特点，减少一般内存占用。

通常需要给每一个数据点的X，Y两个坐标值分配内存，由于数据点是按同样的采样频率采集，每一个数据点的时间间隔一样，实际上只需给Y坐标分配内存，因为只要知道一段数据的开始时刻t（s）和采样频率p（Hz），就可以根据数据点的个数n算出X坐标值（s），如式（1）所示，这样内存的消耗就可以减少一半。

措施2：通过绘图优化算法减少大量的重复线段绘制。

对于绘图量，假设一条曲线有n个数据点，则需要绘制n-1个线段，由于用GDI函数绘图的速度很慢，导致绘图速度慢，能否对此进行优化是关键。假如绘图区域的宽度为m个像素，那么每一列像素将有n/m个数据点。当数据量很大时，在一列像素上重复绘制了有很多线段。经分析，可以简化为4个点进行绘图，如图2所示。依次将上一列像素离开点，当前列像素进入点、最大点、最小点、离开点，下一列像素进入点连成线段，得到的图形与原始绘图效果是完全一致，总的绘图点数为m×4，线段数m×（4-1），且不论曲线放大到单个点还是缩小到整个绘图区均不会有任何失真。例如，有1000万个数据点需要绘制在1000列宽像素区域，原始方法需要绘制1000万减1条线段，优化后只需要绘制3999条线段，省掉了99.96%的绘图量，速度提升2000多倍，数据量越大优势越明显，代价是绘图之前需要计算每一列像素的4个点，由于CPU运算速度快，计算用的时间只需几毫秒，基本可以忽略，而传统方法需要10多秒时间。

图2 曲线绘图优化示意 Fig.2 The curve drawing optimization schematic

具体方法是先将数值点转换到绘图区屏幕像素点（同时进行转换和优化效率更高），然后找出处于同一列像素的一组坐标点，得到该列像素的进入、离开、最大、最小点。

措施3：在内存中绘图。

另一个提高速度的常用方法是将图形先绘制到内存上，再一次性将图像拷贝到屏幕，由于在内存上绘图较快，可以提高绘图速度，尤其是可以避免绘图时的闪烁，代码如下所示。

还有一个重要的问题，当视图中有很多控件需要滚动显示时，原来被遮住的控件曲线需要重绘，导致滚动时不顺畅，有卡滞的现象。解决的办法是将图像保存在内存中，当曲线没有发生改变时，只需要将内存中的图像拷贝到屏幕上即可，这样就可以流畅地进行滚动显示。

2.2 多曲线

采用MFC[4]提供的CObArray类来管理曲线，可以很方便地对曲线动态增加和删除。

由于多条曲线的数值量纲可能不同，因此，每条曲线必须有独立的Y坐标，一种方法是多个Y坐标轴并列显示，但是会占用绘图区宽度，并且显得混乱；本文采用另一种方法，每次只显示当前曲线一个Y坐标轴，通过鼠标双击Y坐标轴区来切换显示不同的Y坐标轴，不同曲线及Y坐标用不同颜色区分。

2.3 游标

游标显示要解决游标与曲线的协调，若每次游标移动时，重绘曲线，将导致图形不停闪烁，速度较慢。可先将没有游标的图像保存在内存中，每次游标移动时，先将内存中图像拷贝到屏幕，再单独画游标。由于曲线和游标独立画图，且游标是数组中数据点换算到屏幕坐标，因此，可以用鼠标或键盘控制游标遍历所有的数据点，不会因为绘图量的优化而受影响。

游标的数量可以是1个或2个，其中只有一个游标是活动的（可以用TAB键或鼠标激活另一个游标），用键盘光标键只能移动当前活动游标。

2.4 图形旋转和消隐

为了瀑布图的显示需要，构造了一个C++类Cline代表的一条信号线，每个需要显示的瀑布图信号对应一个Cline对象[5]。

瀑布图的关键一是旋转，二是消隐。

假设有三维坐标系下的一点（x，y，z），绕X轴转a角，Y轴旋转β角，Z轴旋转γ角后的点为（xr，yr，zr），应采用式（2）矩阵进行转换[6]：

经过实践，用鼠标在屏幕横向和纵向的移动量来控制α，β角大小，可以很好地实现瀑布图的简单旋转。

当瀑布图进行旋转时，长方体的绘图有2种方法，一种是画透视长方体（如图3所示），一种是只画3个面（如图4所示）。不管哪种方法，在旋转时均存在线面的消隐问题，线面会由可见转为不可见，或由不可见转为可见，并且坐标轴刻度及刻度值转到不可见位置时，应该重新在可见坐标轴上绘图。

图3 透视长方体瀑布图的旋转与消隐 Fig.3 The rotation and blanking of perspective rectangular waterfall figure

图4 3面瀑布图的旋转与消隐 Fig.4 The rotation and blanking of the 3 faces waterfall chart

采用只画3个面的方法，更加符合曲线可视的实际情况。当瀑布图处于图4中左边位置时，为便于曲线观察，长方体应该剖开，只需画出3个面（1-2-3-4，2-3-7-6，3-4-8-7），线段1-5、5-6、5-8处于视线的前端，不应该画图；当瀑布图处于图4中右边位置时，只需画出3个面（1-2-3-4，2-3-7-6，1-2-6-5），线段4-8、7-8、5-8处于视线的前端，不应该画图。判断的方法是根据长方体8个坐标顶点的z坐标相对大小来进行，从而改变长方体线面及3个坐标轴的绘图。

2.5 控件之间的协同

当视图中同时显示多个控件曲线时，一般X轴为时间轴，同步缩放，游标移动也需要同步，这时需要采用自定义消息，向父窗口发送X轴或游标改变的消息，当某个控件的曲线X轴或游标改变时，父窗口就可以收到消息，从而可以实现对所有控件曲线进行同步。

控件类中添加自定义消息如下：

//X轴改变

//游标移动

3 应用效果

二维曲线控件大约完成代码3500行，函数160个，其中，公共接口函数75个。瀑布图控件大约完成代码1800行，函数89个，其中，公共接口函数38个。

3.1 二维曲线

图5显示多曲线显示及Y坐标切换效果，通过鼠标双击Y坐标区，坐标轴及刻度的改变，游标的指向也相应发生改变。图6显示应用到软件（视图和对话框）中的效果。

图5 多曲线显示及Y坐标切换效果 Fig.5 Multi curves displaying and coordinate Y switching effect

图6 控件在软件中的应用 Fig.6 The application of control in software

3.2 瀑布图

瀑布图不同旋转角度及坐标轴改变显示效果如图7所示。

图7 瀑布图 Fig.7 The waterfall chart

3.3 组合应用

二维曲线控件和瀑布图结合应用如图8所示。使用了3个二维图形控件和1个瀑布图控件，第一个二维图形控件显示需要频率分析的测试数据，游标的移动会导致其它所有控件内容变化；第二个显示第三个控件游标位置（时间）一段时间的频率幅值图，会随第三个控件游标移动改变显示内容；第三个显示第二个控件游标位置（频率）下幅值随时间的变化，会随第二个控件游标移动改变显示内容；瀑布图控件显示第一个二维图形控件游标位置（时间）一段时间的时间-频率-幅值变化，可以通过改变第二个二维图形控件X坐标范围（频率）控制瀑布图的频率显示范围，通过改变第三个二维图形控件X坐标范围（时间）控制瀑布图的时间显示范围。

4 结束语

图8 瀑布图控件应用 Fig.8 The waterfall chart control application

针对直升机旋转部件测试数据特点及分析需求，采取一种高效的绘图优化算法，并结合多种编程技术对数据曲线显示速度、内存占用进行了全方位的优化，实现了速度和效率几千倍的提升，完成了二维曲线显示控件的开发，在此基础上完成了瀑布图控件的开发，解决了图形的旋转和消隐显示问题，可以很方便地分析一段时间载荷或频率的变化情况，在直升机飞行测试数据分析和飞行载荷测量软件上得到了很好的应用，满足了直升机载荷测试快速、便捷、使用的数据分析需求。

参考文献

[1] 顾文标，喻溅鉴，潘春蛟，等.直升机飞行实测载荷有效性分析技术[J]. 直升机技术，2007（4）：19.

GU Wenbiao，YU Jianjian，PAN Chunjiao，et al. Effectiveness analysis of helicopter flight measured load[J]. Helicopter Technology，2007（4）：19.（in Chinese）

[2] Bruce Eckel. Thinking in C++[M]. 碁峰出版社，2002.

[3] 北京博彦科技发展有限责任公司. Microsoft VC++开发教程[M]. 北京：清华大学出版社，2000.

Beijing Beyondsoft Co. Ltd. Microsoft VC++ development tutorial[M]. Beijing：Tsinghua University Press，2000.（in Chinese）

[4] 侯俊杰. 深入浅出MFC（第2版）[M]. 武汉：华中科技大学出版社，2001.

HOU Junjie. In MFC（Second Edition）[M]. Wuhan：Huazhong University of Science and Technology Press，2001.（in Chinese）

[5] 周建川，李国红. 信号的瀑布分析技术与实现[J].机电工程，2004，21（12）：39-40.

ZHOU Jianchuan，LI Guohong. Waterfall analysis technology and realization of signal [J]. Mechanical Engineering，2004，

21（12）：39-40.（in Chinese）

[6] 魏东，李冬梅，黄有群. 三维图形绕坐标轴连续旋转的算法与实现[J]. 沈阳工业大学学报，2007（12）：697.

WEI Dong，LI Dongmei，HUANG Youqun. The algorithm and realization of 3D graphics rotation around axis [J]. Journal of Shenyang University of Technology，2007（12）：697.（in Chinese）