崔亞君，高艷麗，高峰娟

（海軍航空工程學(xué)院青島校區(qū)，山東 青島，266041）

飛行控制系統(tǒng)參數(shù)調(diào)整模擬器的硬件分析

崔亞君，高艷麗，高峰娟

（海軍航空工程學(xué)院青島校區(qū)，山東 青島，266041）

依據(jù)飛行控制系統(tǒng)系統(tǒng)的工作原理及飛行控制系統(tǒng)的使用維護需求，設(shè)計出信號參數(shù)調(diào)整模擬器，實現(xiàn)了對飛行控制系統(tǒng)參數(shù)的地面調(diào)整。

飛行控制系統(tǒng) ；參數(shù)調(diào)整；模擬器

1 飛行控制系統(tǒng)的工作原理

飛行控制系統(tǒng)是一種飛機系統(tǒng)，它包括駕駛員或其它信號源進行下述一項或多項控制所應(yīng)用的飛機所有分系統(tǒng)和部件：飛機航跡、姿態(tài)、空速、氣動外形、乘坐品質(zhì)和結(jié)構(gòu)模態(tài)等的控制。飛行控制系統(tǒng)（以下簡稱飛控系統(tǒng)）工作的基本原理是：按偏差自動調(diào)節(jié)（如圖1）。當飛機偏離原（期望）飛行狀態(tài)后，測量元件測量到偏離的大小和方向，并輸出相應(yīng)的信號，經(jīng)放大、計算后，按偏差自動調(diào)節(jié)規(guī)律，控制執(zhí)行機構(gòu)操縱相應(yīng)舵面，使飛機向著修正偏差，恢復(fù)原（期望）飛行狀態(tài)的方向運動。當飛機回到原（期望）飛行狀態(tài)時，測量元件輸出信號為零。操縱機構(gòu)也控制舵面回到原位，飛機重新按原（期望）狀態(tài)飛行，實現(xiàn)對飛機飛行速度、高度和模態(tài)變化（包括其重心的線運動、繞重心的角運動），以及飛機幾何形狀與結(jié)構(gòu)模態(tài)的改變。

圖1 飛行控制系統(tǒng)原理圖

一般來講，飛機供飛控系統(tǒng)操縱的通道為升降舵通道、傾斜通道和方向舵通道。每個通道每種運動及模態(tài)的變化都依賴于一定的偏差自動調(diào)節(jié)規(guī)律。以俯仰通道姿態(tài)保持為例（如圖2）。

圖2 俯仰通道工作原理圖

當飛機偏離期望的俯仰角后，俯仰角測量元件就會將實際測得的俯仰角大小與期望值相比較，經(jīng)放大計算，控制升降舵舵機，使飛機回到期望的俯仰角狀態(tài)。根據(jù)俯仰通道工作原理圖2，就可得到俯仰姿態(tài)保持控制律框圖見圖3，得出俯仰姿態(tài)保持的控制規(guī)律。

飛行控制系統(tǒng)依據(jù)規(guī)律中各個參數(shù)的變化就可不斷地修正飛機的姿態(tài)，使之保持在期望的狀態(tài)。

圖3 俯仰姿態(tài)保持控制律框圖

調(diào)參模擬器的功用參數(shù)是指調(diào)節(jié)控制規(guī)律中各信號前面的系數(shù)，如1K，2K，fK，1L也叫傳動比。由偏差調(diào)節(jié)原理可知，各個信號的傳動比是要滿足一定的數(shù)值的，這樣才能保證飛機的飛行品質(zhì)。即便是同一型號的飛控系統(tǒng)，同一架飛機在各種不同的飛行狀態(tài)下，若想要達到預(yù)期的控制效果，信號參數(shù)的數(shù)值也必須是隨飛行狀態(tài)的變化的而變化的。因為飛行狀態(tài)不同，同樣的操縱所產(chǎn)生的舵面效果也是不同的。因此要根據(jù)不同的飛行狀態(tài)對飛控系統(tǒng)的信號參數(shù)進行調(diào)整。同時隨著飛機服役時間的增加，某些機件性能會發(fā)生變化，特別是因故障更換機件時，同一機件的性能允許有誤差范圍，這樣就會造成某些信號參數(shù)數(shù)值偏離了原有選定數(shù)值，影響了飛行品質(zhì)，甚至可能使飛控系統(tǒng)失去對飛機的控制。因此，在一定時期內(nèi)，特別是地面定檢部件裝機后，應(yīng)對飛控系統(tǒng)信號參數(shù)進行一定的調(diào)整，以滿足飛行任務(wù)的需要。

圖4 飛行控制系統(tǒng)參數(shù)調(diào)整模擬器

飛行控制系統(tǒng)參數(shù)調(diào)整模擬器可以根據(jù)各參數(shù)原始數(shù)據(jù)，在飛控系統(tǒng)地面定檢部件裝機后，根據(jù)部件現(xiàn)有性能，對飛控系統(tǒng)各信號參數(shù)進行調(diào)整，選取適合的信號參數(shù)，以滿足應(yīng)有的飛行品質(zhì)。同時為飛行員空中參數(shù)調(diào)整建立一個基準。在空中飛行時，飛行員只需根據(jù)不同的飛行狀態(tài)，對飛控系統(tǒng)參數(shù)進行微小調(diào)整，來滿足飛行需要。

2 調(diào)參模擬器的組成及原理

飛行控制系統(tǒng)參數(shù)調(diào)整模擬器主要由信號調(diào)參模擬器、飛控系統(tǒng)組成部件、附件及配套電纜組成；結(jié)構(gòu)如圖4所示。

（1）信號調(diào)參模擬器包括自整角機信號模塊、導(dǎo)航計算機控制信號模塊、高度差控制信號模塊、垂直陀螺與速率陀螺程控轉(zhuǎn)臺、系統(tǒng)調(diào)參控制顯示模塊、系統(tǒng)調(diào)參接口卡等組成。自整角機信號模塊主要用來模擬飛控系統(tǒng)所需的航向信號, 導(dǎo)航計算機控制信號模塊主要用來模擬飛控系統(tǒng)所需的導(dǎo)航計算機指令信號，高度差控制信號模塊主要用來模擬飛控系統(tǒng)所需的高度差信號及升降速度信號，垂直陀螺與速率陀螺程控轉(zhuǎn)臺模塊主要用來模擬飛控系統(tǒng)所需要的姿態(tài)角信號。系統(tǒng)調(diào)參控制顯示模塊主要用來顯示飛控系統(tǒng)調(diào)整前后的參數(shù)。信號調(diào)參模擬器同時實現(xiàn)對垂直陀螺、速率陀螺轉(zhuǎn)臺以及高度差信號程控氣源的控制，并實時控制、顯示系統(tǒng)參數(shù)的調(diào)整情況。

（2）飛控系統(tǒng)組成部件包括飛行員操縱手柄、操縱臺、位置反饋傳感器、導(dǎo)航繼電器盒、垂直陀螺、速率陀螺、高度差傳感器、航向聯(lián)系盒、飛行控制盒。主要是通過控制轉(zhuǎn)臺、氣源等附件調(diào)整垂直陀螺、速率陀螺、高度差傳感器，模擬飛機在空中的姿態(tài)、高度的變化和飛行員的操縱情況，實現(xiàn)飛行控制系統(tǒng)空中工作情況的復(fù)現(xiàn)，實現(xiàn)飛行控制系統(tǒng)控制律參數(shù)的在線測試及調(diào)整。

（3）附件、配套電纜主要包括垂直陀螺支架、速率陀螺支架、活動車、操縱臺架、電源和轉(zhuǎn)接、延長電纜等配套設(shè)備。支架主要用于將垂直陀螺及速率陀螺固定在程控轉(zhuǎn)臺上，操縱臺架主要用于安放系統(tǒng)調(diào)參顯示器及接口驅(qū)動等部件，電源模塊主要為飛控系統(tǒng)提供27V 直流電，三相36V/400Hz交流電、以及單相115V/400Hz 交流電。電纜主要用于各組成模塊間的信號傳遞。

3 結(jié)語

調(diào)參模擬器的設(shè)計使用，解決了飛行控制系統(tǒng)地面參數(shù)調(diào)整的難題。同時提高了飛行控制系統(tǒng)使用檢測效率，滿足了飛機不同飛行條件及飛行狀態(tài)下對飛行控制系統(tǒng)的使用要求。

[1]李世民 ，王新平. 電動舵機控制系統(tǒng)設(shè)計 [J ].機械與電子，2011.11:60～63.

[2]張大高，李儼，王新民. 自動駕駛儀計算機測試設(shè)備設(shè)計[J ].微處理機，2012,4:65～67.

[3]曲東才，林志剛，盧建華. 飛機均衡式自動駕駛儀控制規(guī)律設(shè)計及仿真[J ]. 海軍航空工程學(xué)院學(xué)報，2014,1:1～4.

[4]張明廉. 飛行控制系統(tǒng)[M]. 北京：國防工業(yè)出版社，1984:120～160.

V249.1; V279

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1671-0711（2016）12（下）-0166-02