方自力，韓意新，袁廣田

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究 飛機(jī)飛行試驗(yàn)研究所，陜西 西安 710089）

某型飛機(jī)飛參數(shù)據(jù)記錄顯示，在大過(guò)載飛行狀態(tài)下，飛機(jī)平尾偏度與縱向桿位移的對(duì)應(yīng)關(guān)系偏離設(shè)計(jì)值，如圖1所示。飛機(jī)飛行數(shù)據(jù)如圖2所示，在大表速完成大過(guò)載飛行時(shí)，平尾舵面偏度和駕駛桿位移的對(duì)應(yīng)關(guān)系偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)，舵面實(shí)際偏度大于設(shè)計(jì)值。平尾操縱系統(tǒng)的偏離特性對(duì)于飛機(jī)的操縱特性和飛行安全有著重要的影響。國(guó)內(nèi)外針對(duì)操縱系統(tǒng)偏離特性的試驗(yàn)驗(yàn)證主要集中在地面試驗(yàn)，使用地面操縱系統(tǒng)試驗(yàn)檢查桿舵對(duì)應(yīng)關(guān)系及其遲滯效應(yīng)，保證在地面靜止?fàn)顟B(tài)下飛機(jī)的操縱系統(tǒng)對(duì)應(yīng)關(guān)系滿足設(shè)計(jì)值。而在真實(shí)飛行狀態(tài)下，飛機(jī)受到大過(guò)載、大速壓的影響，操縱系統(tǒng)的對(duì)應(yīng)關(guān)系可能出現(xiàn)偏離情況。本文提出的機(jī)械操縱系統(tǒng)偏離特性的空中試飛驗(yàn)證方法，解決了操縱系統(tǒng)特性關(guān)鍵參數(shù)測(cè)試校準(zhǔn)、空中驗(yàn)證試飛方法等難題。

圖1 大過(guò)載條件下的桿舵對(duì)應(yīng)關(guān)系

1 平尾操縱系統(tǒng)偏離簡(jiǎn)介

某型飛機(jī)的操縱系統(tǒng)為機(jī)械操縱系統(tǒng)，縱向駕駛桿通過(guò)機(jī)械傳動(dòng)鏈帶動(dòng)控制閥，借助液壓動(dòng)力作動(dòng)器或者助力器帶動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生偏度，如圖3所示。在飛行狀態(tài)下，飛行員操縱駕駛桿，機(jī)械傳動(dòng)鏈帶動(dòng)作動(dòng)筒使平尾產(chǎn)生偏度，平尾升力變化產(chǎn)生俯仰力矩，飛機(jī)產(chǎn)生縱向角運(yùn)動(dòng)，也即抬頭或者低頭。由于飛機(jī)的飛行高度和速度的變化范圍大，在不同速壓下，單位平尾偏度產(chǎn)生的俯仰力矩不同。在大速壓飛行時(shí)，平尾偏度變化會(huì)產(chǎn)生較大的俯仰力矩，飛機(jī)的角運(yùn)動(dòng)較為劇烈；在小速壓飛行時(shí)，平尾偏度變化會(huì)產(chǎn)生較小的俯仰力矩，飛機(jī)的角運(yùn)動(dòng)較為緩慢。為了保證飛機(jī)縱向操縱的協(xié)調(diào)性，飛機(jī)平尾操縱系統(tǒng)安裝力臂調(diào)節(jié)器，它接受由飛機(jī)空速管傳來(lái)的動(dòng)、靜壓，根據(jù)其大小自動(dòng)地改變駕駛桿到平尾及駕駛桿到載荷機(jī)構(gòu)的傳動(dòng)比。

圖2 某型飛機(jī)過(guò)載超限時(shí)間歷程

根據(jù)飛機(jī)平尾操縱系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，在表速大于1 000 km/h的飛行狀態(tài)，飛機(jī)的縱向桿位移與平尾偏度的對(duì)應(yīng)關(guān)系應(yīng)處于小臂狀態(tài)，駕駛桿到平尾偏度的傳動(dòng)比較??；在表速小于500 km/h的飛行狀態(tài)，飛機(jī)的縱向桿位移與平尾偏度的對(duì)應(yīng)關(guān)系應(yīng)處于大臂狀態(tài)，駕駛桿到平尾偏度的傳動(dòng)比較大，如圖4所示。飛行速度位于500～1 000 km/h之間時(shí)，傳動(dòng)關(guān)系處于大臂與小臂中間。某型飛機(jī)飛參數(shù)據(jù)顯示，在表速1 000 km/h、過(guò)載大于7時(shí)，飛機(jī)的平尾操縱系統(tǒng)偏離設(shè)計(jì)值，舵面偏度比設(shè)計(jì)值大2.5°。由于飛參數(shù)據(jù)記錄的平尾偏度、縱向桿位移、臂值、引動(dòng)量等參數(shù)的測(cè)量可能存在誤差，飛參數(shù)據(jù)不能充分證明平尾操縱系統(tǒng)的偏離特性，因此，有必要開(kāi)展系統(tǒng)的操縱系統(tǒng)偏離特性試飛驗(yàn)證研究。

圖3 某型飛機(jī)操縱系統(tǒng)示意圖

圖4 大小臂狀態(tài)桿舵關(guān)系設(shè)計(jì)值

2 平尾操縱系統(tǒng)偏離特性試飛驗(yàn)證

2.1 平尾操縱系統(tǒng)關(guān)鍵參數(shù)測(cè)試及校準(zhǔn)

為滿足測(cè)量精度需求，針對(duì)飛機(jī)平尾操縱系統(tǒng)加裝高精度線位移傳感器，分別測(cè)量縱向桿位移和平尾偏度，并保持縱向桿位移與平尾偏度的協(xié)調(diào)一致性。但是由于機(jī)械系統(tǒng)間隙等因素，測(cè)量值可能存在誤差，因此，必須開(kāi)展地面操縱系統(tǒng)試驗(yàn)，以試驗(yàn)結(jié)果為基準(zhǔn)進(jìn)行數(shù)據(jù)修正。

地面操縱系統(tǒng)試驗(yàn)獲得縱向桿位移與平尾偏度的對(duì)應(yīng)關(guān)系如圖5所示，從試驗(yàn)結(jié)果可以看出，平尾偏度與縱向桿位移的對(duì)應(yīng)關(guān)系存在明顯的滯環(huán)效應(yīng)。為了消除滯環(huán)效應(yīng)，采用緩慢勻速推拉桿的方法，保持約2 mm/s的速率進(jìn)行重復(fù)試驗(yàn)，獲得的縱向桿位移與平尾偏度對(duì)應(yīng)關(guān)系明顯改善，如圖6所示。但是由于機(jī)械系統(tǒng)間隙的原因，測(cè)量結(jié)果與設(shè)計(jì)值還存在一定的誤差。為了消除測(cè)量誤差，進(jìn)行了多次操縱系統(tǒng)地面試驗(yàn)，并且對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合，根據(jù)擬合結(jié)果與設(shè)計(jì)值進(jìn)行對(duì)比，從而對(duì)測(cè)量的平尾偏度進(jìn)行了校準(zhǔn)，得出以下修正公式：

修正后的平尾偏度與縱向桿位移對(duì)應(yīng)關(guān)系與設(shè)計(jì)值的對(duì)比如圖7所示。消除滯環(huán)效應(yīng)和擬合修正后的平尾偏度與縱向桿位移的對(duì)應(yīng)關(guān)系基本與設(shè)計(jì)值重合，達(dá)到了關(guān)鍵測(cè)量參數(shù)的精度要求。為了進(jìn)一步驗(yàn)證地面操縱系統(tǒng)試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性，有必要使用空中試飛數(shù)據(jù)對(duì)地面試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行校驗(yàn)。選取起飛階段的桿舵對(duì)應(yīng)關(guān)系進(jìn)行驗(yàn)證，起飛階段飛機(jī)的速度較?。ㄐ∮?75 km/h），法向過(guò)載平穩(wěn)（0.8～1.6），在基本可以排除過(guò)載和速壓對(duì)操縱系統(tǒng)偏離的影響的條件下，平尾操縱系統(tǒng)的對(duì)應(yīng)關(guān)系應(yīng)當(dāng)處于大臂狀態(tài)，結(jié)果如圖8所示。

測(cè)量得到的起飛狀態(tài)平尾偏度與縱向桿位移的對(duì)應(yīng)關(guān)系與設(shè)計(jì)值符合度良好，成功驗(yàn)證了平尾操縱系統(tǒng)的桿舵對(duì)應(yīng)關(guān)系測(cè)量結(jié)果的精度。

圖5 存在測(cè)量誤差的桿舵對(duì)應(yīng)關(guān)系

圖6 消除滯環(huán)效應(yīng)后的桿舵對(duì)應(yīng)關(guān)系

圖7 經(jīng)過(guò)擬合修正后的桿舵對(duì)應(yīng)關(guān)系

2.2 平尾操縱系統(tǒng)偏離特性空中驗(yàn)證試飛

在保證試飛安全的前提下，逐步增加飛行速度和法向過(guò)載，充分驗(yàn)證飛機(jī)操縱系統(tǒng)在大過(guò)載下的偏離特性。

驗(yàn)證試飛分為以下2個(gè)部分。

圖8 起飛階段平尾偏度與縱向桿位移的對(duì)應(yīng)關(guān)系

圖9 穩(wěn)定飛行中平尾操縱系統(tǒng)對(duì)應(yīng)關(guān)系與設(shè)計(jì)值對(duì)比

2.2.1 穩(wěn)定飛行中檢查平尾操縱系統(tǒng)的偏離特性

氣壓高度5 000 m，完成表速500 km/h→1 000 km/h→500 km/h平飛加減速試飛，加減速過(guò)程中保持法向過(guò)載為1，縱向桿位移隨著飛行速度的增加逐漸從拉桿（負(fù)值）變?yōu)橥茥U，從而達(dá)到驗(yàn)證平尾偏度在穩(wěn)定平飛中平尾操縱系統(tǒng)的偏離特性的目的，試飛結(jié)果如圖9所示?？v向桿位移的變化范圍約為－15～＋40 mm，平尾偏度變化范圍為－1.5°～＋3°，符合小臂狀態(tài)的設(shè)計(jì)值，基本無(wú)偏離現(xiàn)象。由于在穩(wěn)定飛行中，飛機(jī)的平尾偏度和縱向桿位移的變化范圍均較小，上述結(jié)果只能證明在小幅值操縱范圍內(nèi)平尾操縱系統(tǒng)的偏離特性不大的結(jié)論，因此，需要進(jìn)一步開(kāi)展機(jī)動(dòng)試飛，驗(yàn)證過(guò)載對(duì)操縱系統(tǒng)偏離特性的影響。

2.2.2 機(jī)動(dòng)飛行中平尾操縱系統(tǒng)偏離特性驗(yàn)證

場(chǎng)高1 000 m，在不同速度飛行時(shí)，采用對(duì)稱(chēng)拉起、穩(wěn)定盤(pán)旋等試飛方法逐步增加法向過(guò)載，獲取帶過(guò)載飛行條件下平尾偏度和縱向桿位移的對(duì)應(yīng)關(guān)系曲線。試驗(yàn)結(jié)果如圖10所示，隨著速度和法向過(guò)載的增加，平尾偏度和縱向桿位移的對(duì)應(yīng)關(guān)系與設(shè)計(jì)值的偏離量會(huì)逐漸增大，實(shí)際測(cè)得的平尾偏度比設(shè)計(jì)值整體往負(fù)方向平移，即拉桿會(huì)產(chǎn)生更大的平尾偏度。在場(chǎng)高1 km、表速1 000 km/h、法向過(guò)載5.2時(shí)，平尾偏度與設(shè)計(jì)值相比最大偏移量約－2.1°，與圖1所示飛行結(jié)果趨勢(shì)吻合。

3 結(jié)論

本文開(kāi)展了飛機(jī)平尾操縱系統(tǒng)偏離特性試飛驗(yàn)證方法研究，采用的測(cè)試方法和校準(zhǔn)方法準(zhǔn)確，試飛方法科學(xué)、合理，數(shù)據(jù)處理方法明確反映了平尾操縱系統(tǒng)的偏離特性，成功驗(yàn)證了某型飛機(jī)平尾操縱系統(tǒng)大過(guò)載下的偏離特性。

圖10 場(chǎng)高1 000 m不同速度和過(guò)載下的桿舵對(duì)應(yīng)關(guān)系曲線

［1］Xi Feng，Wu Zhimin，Li Wei，et al.Analysis on Directional Deviation Characteristic for Mechanism Control System.Measurement&Control Technology，2017，36（2）：141-144.

［2］徐鑫福.飛機(jī)飛行操縱系統(tǒng)［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，1989.

［3］胡兆豐，何值岱，高浩.飛行動(dòng)力學(xué)：飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，1985.