韓麗

摘要：針對(duì)某型飛機(jī)大過載飛行狀態(tài)下平尾操縱系統(tǒng)的偏離特性開展驗(yàn)證方法研究工作，提出了操縱系統(tǒng)特性關(guān)鍵參數(shù)測(cè)試校準(zhǔn)方法，校驗(yàn)了平尾操縱系統(tǒng)的桿舵對(duì)應(yīng)關(guān)系，設(shè)計(jì)了空中驗(yàn)證試飛方案，成功驗(yàn)證了飛機(jī)平尾操縱系統(tǒng)在大過載飛行時(shí)的操縱系統(tǒng)偏離特性，為同類型飛機(jī)操縱系統(tǒng)的改進(jìn)提供了技術(shù)支持。

關(guān)鍵詞：大過載；平尾操縱系統(tǒng)；偏離特性；測(cè)試校準(zhǔn)

對(duì)于飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)（以下簡(jiǎn)稱全機(jī)系統(tǒng)）疲勞試驗(yàn)所涉及的試驗(yàn)故障或問題，如何進(jìn)行有效的零組件拆檢及分析，現(xiàn)有可參考的相關(guān)文章或論述較少。某型飛機(jī)主操縱系統(tǒng)是由機(jī)械、液壓、電控、自制件、成品件等組成的硬式不可逆操縱系統(tǒng)，為考核主操縱系統(tǒng)的疲勞性能（目標(biāo)壽命）和性能指標(biāo)（靜態(tài)性能），其全機(jī)系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)方案及要求。

1全機(jī)系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)拆檢要求

對(duì)于全機(jī)系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)或暴露的一些重要典型試驗(yàn)故障或問題———系統(tǒng)零組件及其支持件的疲勞損傷、全機(jī)系統(tǒng)性能指標(biāo)下降或超標(biāo)等，應(yīng)及時(shí)進(jìn)行故障診斷和拆檢分析。

①在全機(jī)系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)任務(wù)要求中，應(yīng)提出有關(guān)操縱系統(tǒng)零組件拆檢間隔的基本要求，以保證在相對(duì)合理的試驗(yàn)周期內(nèi)對(duì)重要試驗(yàn)故障或問題不漏檢（初步拆檢要求）；

②在疲勞試驗(yàn)過程中，對(duì)發(fā)現(xiàn)且需要檢修的試驗(yàn)故障或問題，應(yīng)進(jìn)行相應(yīng)的零組件拆檢及分析（及時(shí)或階段性拆檢），當(dāng)然，在制定并實(shí)施全機(jī)系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)監(jiān)控分析方法后，可根據(jù)試驗(yàn)實(shí)際情況，調(diào)整或適當(dāng)放寬零組件拆檢間隔，以加快試驗(yàn)進(jìn)度；

③在全機(jī)系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)結(jié)束后，應(yīng)進(jìn)行全機(jī)系統(tǒng)的拆檢及分析（可與機(jī)體拆毀檢查同時(shí)進(jìn)行），最終考核并驗(yàn)證包括涉及試驗(yàn)故障或問題零組件及其支持件在內(nèi)的全機(jī)系統(tǒng)疲勞壽命及性能指標(biāo)，是否滿足目標(biāo)壽命；

④給出拆檢分析結(jié)論及操縱系統(tǒng)相關(guān)設(shè)計(jì)的改進(jìn)建議。

2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。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。根據(jù)飛機(jī)平尾操縱系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，在表速大于1000km/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500km/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，飛行速度位于500～1000km/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1000km/h、過載大于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，有必要開展系統(tǒng)的操縱系統(tǒng)偏離特性試飛驗(yàn)證研究。

3平尾操縱系統(tǒng)偏離特性試飛驗(yàn)證

3.1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2mm/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

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。

3.2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載，充分驗(yàn)證飛機(jī)操縱系統(tǒng)在大過載下的偏離特性。

3.2.1穩(wěn)定飛行中檢查

平尾操縱系統(tǒng)的偏離特性氣壓高度5000m，完成表速500km/h→1000km/h→500km/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(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?？v向桿位移的變化范圍約為-15～+40mm，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)一步開展機(jī)動(dòng)試飛，驗(yàn)證過載對(duì)操縱系統(tǒng)偏離特性的影響。

3.2.2機(jī)動(dòng)飛行中平尾操縱系統(tǒng)偏離特性驗(yàn)證

場(chǎng)高1000m，在不同速度飛行時(shí)，采用對(duì)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(duì)應(yīng)關(guān)系曲線。試驗(yàn)結(jié)果，隨著速度和法向過載的增加，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1km、表速1000km/h、法向過載5.2時(shí)，平尾偏度與設(shè)計(jì)值相比最大偏移量約-2.1°飛行結(jié)果趨勢(shì)吻合。

4結(jié)論

本文開展了飛機(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)大過載下的偏離特性。

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（作者單位：沈陽(yáng)飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限公司）