方自力，韓意新，袁廣田

（中國飛行試驗研究 飛機飛行試驗研究所，陜西 西安 710089）

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

圖1 大過載條件下的桿舵對應(yīng)關(guān)系

1 平尾操縱系統(tǒng)偏離簡介

某型飛機的操縱系統(tǒng)為機械操縱系統(tǒng)，縱向駕駛桿通過機械傳動鏈帶動控制閥，借助液壓動力作動器或者助力器帶動舵面偏轉(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，機械傳動鏈帶動作動筒使平尾產(chǎn)生偏度，平尾升力變化產(chǎn)生俯仰力矩，飛機產(chǎn)生縱向角運動，也即抬頭或者低頭。由于飛機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，平尾偏度變化會產(chǎn)生較大的俯仰力矩，飛機的角運動較為劇烈；在小速壓飛行時，平尾偏度變化會產(chǎn)生較小的俯仰力矩，飛機的角運動較為緩慢。為了保證飛機縱向操縱的協(xié)調(diào)性，飛機平尾操縱系統(tǒng)安裝力臂調(diào)節(jié)器，它接受由飛機空速管傳來的動、靜壓，根據(jù)其大小自動地改變駕駛桿到平尾及駕駛桿到載荷機構(gòu)的傳動比。

圖2 某型飛機過載超限時間歷程

根據(jù)飛機平尾操縱系統(tǒng)的設(shè)計，在表速大于1 000 km/h的飛行狀態(tài)，飛機的縱向桿位移與平尾偏度的對應(yīng)關(guān)系應(yīng)處于小臂狀態(tài)，駕駛桿到平尾偏度的傳動比較??；在表速小于500 km/h的飛行狀態(tài)，飛機的縱向桿位移與平尾偏度的對應(yīng)關(guān)系應(yīng)處于大臂狀態(tài)，駕駛桿到平尾偏度的傳動比較大，如圖4所示。飛行速度位于500～1 000 km/h之間時，傳動關(guān)系處于大臂與小臂中間。某型飛機飛參數(shù)據(jù)顯示，在表速1 000 km/h、過載大于7時，飛機的平尾操縱系統(tǒng)偏離設(shè)計值，舵面偏度比設(shè)計值大2.5°。由于飛參數(shù)據(jù)記錄的平尾偏度、縱向桿位移、臂值、引動量等參數(shù)的測量可能存在誤差，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，有必要開展系統(tǒng)的操縱系統(tǒng)偏離特性試飛驗證研究。

圖3 某型飛機操縱系統(tǒng)示意圖

圖4 大小臂狀態(tài)桿舵關(guān)系設(shè)計值

2 平尾操縱系統(tǒng)偏離特性試飛驗證

2.1 平尾操縱系統(tǒng)關(guān)鍵參數(shù)測試及校準

為滿足測量精度需求，針對飛機平尾操縱系統(tǒng)加裝高精度線位移傳感器，分別測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。但是由于機械系統(tǒng)間隙等因素，測量值可能存在誤差，因此，必須開展地面操縱系統(tǒng)試驗，以試驗結(jié)果為基準進行數(shù)據(jù)修正。

地面操縱系統(tǒng)試驗獲得縱向桿位移與平尾偏度的對應(yīng)關(guān)系如圖5所示，從試驗結(jié)果可以看出，平尾偏度與縱向桿位移的對應(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的速率進行重復(fù)試驗，獲得的縱向桿位移與平尾偏度對應(yīng)關(guān)系明顯改善，如圖6所示。但是由于機械系統(tǒng)間隙的原因，測量結(jié)果與設(shè)計值還存在一定的誤差。為了消除測量誤差，進行了多次操縱系統(tǒng)地面試驗，并且對試驗數(shù)據(jù)進行擬合，根據(jù)擬合結(jié)果與設(shè)計值進行對比，從而對測量的平尾偏度進行了校準，得出以下修正公式：

修正后的平尾偏度與縱向桿位移對應(yīng)關(guān)系與設(shè)計值的對比如圖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應(yīng)關(guān)系基本與設(shè)計值重合，達到了關(guān)鍵測量參數(shù)的精度要求。為了進一步驗證地面操縱系統(tǒng)試驗結(jié)果的準確性，有必要使用空中試飛數(shù)據(jù)對地面試驗結(jié)果進行校驗。選取起飛階段的桿舵對應(yīng)關(guān)系進行驗證，起飛階段飛機的速度較?。ㄐ∮?75 km/h），法向過載平穩(wěn)（0.8～1.6），在基本可以排除過載和速壓對操縱系統(tǒng)偏離的影響的條件下，平尾操縱系統(tǒng)的對應(yīng)關(guān)系應(yīng)當處于大臂狀態(tài)，結(jié)果如圖8所示。

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

圖5 存在測量誤差的桿舵對應(yīng)關(guān)系

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

圖7 經(jīng)過擬合修正后的桿舵對應(yīng)關(guān)系

2.2 平尾操縱系統(tǒng)偏離特性空中驗證試飛

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

驗證試飛分為以下2個部分。

圖8 起飛階段平尾偏度與縱向桿位移的對應(yīng)關(guān)系

圖9 穩(wěn)定飛行中平尾操縱系統(tǒng)對應(yīng)關(guān)系與設(shè)計值對比

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，加減速過程中保持法向過載為1，縱向桿位移隨著飛行速度的增加逐漸從拉桿（負值）變?yōu)橥茥U，從而達到驗證平尾偏度在穩(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。縱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)計值，基本無偏離現(xiàn)象。由于在穩(wěn)定飛行中，飛機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，需要進一步開展機動試飛，驗證過載對操縱系統(tǒng)偏離特性的影響。

2.2.2 機動飛行中平尾操縱系統(tǒng)偏離特性驗證

場高1 000 m，在不同速度飛行時，采用對稱拉起、穩(wěn)定盤旋等試飛方法逐步增加法向過載，獲取帶過載飛行條件下平尾偏度和縱向桿位移的對應(yīng)關(guān)系曲線。試驗結(jié)果如圖10所示，隨著速度和法向過載的增加，平尾偏度和縱向桿位移的對應(yīng)關(guān)系與設(shè)計值的偏離量會逐漸增大，實際測得的平尾偏度比設(shè)計值整體往負方向平移，即拉桿會產(chǎn)生更大的平尾偏度。在場高1 km、表速1 000 km/h、法向過載5.2時，平尾偏度與設(shè)計值相比最大偏移量約－2.1°，與圖1所示飛行結(jié)果趨勢吻合。

3 結(jié)論

本文開展了飛機平尾操縱系統(tǒng)偏離特性試飛驗證方法研究，采用的測試方法和校準方法準確，試飛方法科學、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，成功驗證了某型飛機平尾操縱系統(tǒng)大過載下的偏離特性。

圖10 場高1 000 m不同速度和過載下的桿舵對應(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.飛機飛行操縱系統(tǒng)［M］.北京：北京航空航天大學出版社，1989.

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