陳雄昕，謝艷嬌，雷明章，韓亦俍

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引 言

某型初級(jí)教練機(jī)是我國于20 世紀(jì)50 年代末完全獨(dú)立自主研制的一代經(jīng)典教練機(jī)，其憑借良好的氣動(dòng)外形，可靠耐用的操作系統(tǒng)，優(yōu)異的低空低速性能廣受飛行員及飛行愛好者的好評(píng)。 時(shí)隔60 多年后的今天，該型飛機(jī)依然活躍于我國各大航空院校，甚至蜚聲海外。 隨著我國飛行員與國際交流的日益頻繁，其他國家關(guān)于飛行員培養(yǎng)的先進(jìn)理念對(duì)我國空軍和民航的訓(xùn)練體系產(chǎn)生了越來越深遠(yuǎn)的影響。為培養(yǎng)一支具有先進(jìn)理念并與國際接軌的飛行員隊(duì)伍，不論是空軍還是民航學(xué)院，對(duì)飛行員的訓(xùn)練要求正在逐步提高。 另一方面，高級(jí)教練機(jī)與初級(jí)教練機(jī)之間的技術(shù)性能和操作方式差距正變得越來越大，從而產(chǎn)生某型初級(jí)教練機(jī)原有的座艙儀表板已不能適應(yīng)銜接更高一級(jí)教練機(jī)訓(xùn)練任務(wù)的問題。 因此，某型初級(jí)教練機(jī)需在座艙內(nèi)改裝與高級(jí)教練機(jī)類似的綜合顯示器，從初級(jí)訓(xùn)練時(shí)就糾正和引導(dǎo)飛行員的駕駛習(xí)慣，使其更容易進(jìn)入高級(jí)訓(xùn)練階段。

本文將介紹某型初級(jí)教練機(jī)燃油測量系統(tǒng)為適應(yīng)綜合顯示器而作的改進(jìn)研究，并就此進(jìn)行仿真分析。

1 某型初級(jí)教練機(jī)燃油測量系統(tǒng)簡介

某型初級(jí)教練機(jī)的燃油測量系統(tǒng)主要由分別安裝于左/右機(jī)翼油箱的燃油測量傳感器以及安裝于座艙內(nèi)的油量表組成。

燃油測量傳感器為浮子式可變電阻傳感器，內(nèi)置一個(gè)滑動(dòng)變阻器。 當(dāng)油箱內(nèi)的油面高度發(fā)生變化時(shí)，傳感器浮子上下移動(dòng)，由連桿機(jī)構(gòu)帶動(dòng)滑動(dòng)變阻器的滑動(dòng)片移動(dòng)，從而改變傳感器兩端的電阻比值，其結(jié)構(gòu)如圖 1 所示。

圖1 燃油測量傳感器結(jié)構(gòu)

油量表內(nèi)裝有磁電式流比計(jì)，油量表指針與流比計(jì)線框相連。 當(dāng)傳感器兩端電阻比值改變時(shí)，流過流比計(jì)線框的電流發(fā)生改變，從而使作用于線框上的兩個(gè)力矩跟隨變化，使得油量表指針在此新力矩的作用下轉(zhuǎn)動(dòng)到平衡位置，飛行員即可通過儀表周圍的刻度讀取油量數(shù)值。

綜上所述， 油箱油量V 是關(guān)于油量表指針旋轉(zhuǎn)角度 θ 的函數(shù)，即 V=f（θ）。 因此，只需建立油箱油量與指針旋轉(zhuǎn)角度的映射關(guān)系，即可測得油箱油量。

飛機(jī)座艙內(nèi)改裝綜合顯示器后，原有的油量表將被取消，由綜合顯示器顯示油箱油量，這將帶來3 個(gè)問題：

1） 如何將原有的物理信號(hào)轉(zhuǎn)化成綜合顯示器能夠讀取的數(shù)字信號(hào)；

2） 如何修正過大的機(jī)動(dòng)動(dòng)作帶來的油量測量誤差；

3） 轉(zhuǎn)化成數(shù)字信號(hào)后如何減少采集到的尖峰數(shù)據(jù)對(duì)油量數(shù)據(jù)的影響，防止讀數(shù)劇烈波動(dòng)。

下文將對(duì)上述3 個(gè)問題分別進(jìn)行闡述。

2 信號(hào)轉(zhuǎn)化

由第1 章的介紹可知，某型初級(jí)教練機(jī)燃油測量系統(tǒng)的物理量轉(zhuǎn)化關(guān)系如下：

油量變化→油面高度變化→電阻變化→電流變化→力矩變化→油量表指針旋轉(zhuǎn)角度變化。

其中較易測量的物理量為燃油測量傳感器的電阻與電流，因此，該型初級(jí)教練機(jī)燃油測量系統(tǒng)改裝的思路就是將測量得到的電阻或電流信號(hào)，轉(zhuǎn)化為飛行員可讀的油量信號(hào)。

單個(gè)機(jī)翼油箱容積為130L， 滿油時(shí)載油量為112L，膨脹空間為18L。加油時(shí)，燃油測量傳感器的浮子隨著油面一起上漲；當(dāng)加油量達(dá)到或超過112L 時(shí)，機(jī)翼油箱精心設(shè)計(jì)的巧妙結(jié)構(gòu)將限制浮子繼續(xù)上浮，使得滑動(dòng)變阻器阻值不變，從而將油量表最大顯示值限制為滿油油量，即112L。

當(dāng)燃油消耗殆盡， 由于油箱內(nèi)筋條等結(jié)構(gòu)的限制，仍將有一小部分燃油無法通過輸油管流出，這一部分燃油稱為不可用燃油，約為2L。

綜上所述，燃油測量傳感器的浮子被油箱限制在不可用燃油油面與滿油油面之間，因此，可通過實(shí)驗(yàn)測得滑動(dòng)變阻器電阻R、油面高度h 以及油箱油量V的關(guān)系。

3 修正飛行姿態(tài)影響

某型初級(jí)教練機(jī)燃油測量傳感器的浮子和連桿機(jī)構(gòu)的活動(dòng)范圍受到油箱特殊外形的限制，導(dǎo)致飛機(jī)在某些姿態(tài)下浮子的位置無法反映油箱的真實(shí)油量，使油量測量誤差增大。 因此，需在油量解算時(shí)加入一些特殊處理，修正特殊姿態(tài)下的油量測量值，防止誤差較大的油量讀數(shù)對(duì)飛行員產(chǎn)生誤導(dǎo)。

3.1 各姿態(tài)下油量測量誤差分析

將機(jī)翼油箱置于不同的飛行姿態(tài)下，記下此姿態(tài)下燃油測量傳感器測得的油量值，并與此時(shí)油箱油量進(jìn)行比較，得到不同飛行姿態(tài)下燃油測量傳感器的測量誤差曲線，如圖 2 和圖3 所示。

圖2 俯仰角對(duì)測量誤差的影響

圖3 滾轉(zhuǎn)角對(duì)測量誤差的影響

注：俯仰角變化范圍：[-40°，40°]，滾轉(zhuǎn)角變化范圍：[-40°，40°]，油箱剩余油量變化范圍：[10L，110L]。

由圖 2 和圖3 可得出如下結(jié)論：

1） 油箱內(nèi)剩余油量較多時(shí)，飛機(jī)姿態(tài)角對(duì)測量誤差的影響較小，此時(shí)，燃油測量傳感器的測量數(shù)據(jù)較為可信。

2） 當(dāng)油箱內(nèi)剩余油量較少，尤其是剩余油量低于30L 時(shí)，飛機(jī)姿態(tài)角對(duì)測量誤差的影響較大，若飛行員在此時(shí)進(jìn)行較大的機(jī)動(dòng)飛行，可能導(dǎo)致浮子處于移動(dòng)范圍的邊界位置，從而產(chǎn)生較大的測量誤差。

3） 飛機(jī)剩余油量大于 30L，俯仰角位于[-40°，-5°）和（5°，40°]時(shí)，燃油測量傳感器的測量誤差最大可達(dá)到 40%；俯仰角位于[-5°，5°]時(shí)，燃油測量傳感器的測量誤差最大為4.2%。

4） 飛機(jī)剩余油量大于 30L，滾轉(zhuǎn)角位于[-40°，-5°）和（5°，40°]時(shí)，燃油測量傳感器的測量誤差最大可達(dá)到 53.8%；滾轉(zhuǎn)角位于[-5°，5°]時(shí)，燃油測量傳感器的測量誤差最大為4.9%。

綜上所述，飛機(jī)姿態(tài)角，尤其是滾轉(zhuǎn)角對(duì)這種浮子式燃油測量傳感器的測量誤差影響極大， 因此，必須在飛機(jī)姿態(tài)角過大時(shí)對(duì)測量讀數(shù)進(jìn)行修正。

3.2 油量測量讀數(shù)修正

由3.1 節(jié)可知，飛機(jī)姿態(tài)角對(duì)燃油測量傳感器的測量誤差影響極大， 因此考慮在飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，通過發(fā)動(dòng)機(jī)耗油量對(duì)油量測量進(jìn)行補(bǔ)償，使其更為貼近油箱實(shí)際油量。

定義飛機(jī)俯仰角或滾轉(zhuǎn)角超過±5°時(shí)為測量屏蔽區(qū)。 屏蔽區(qū)內(nèi)，燃油測量傳感器測得的油量不作為油箱油量參數(shù)發(fā)送給綜合顯示器，此時(shí)，綜合顯示器顯示的油量為飛機(jī)恰好進(jìn)入屏蔽區(qū)時(shí)的油量讀數(shù)減去發(fā)動(dòng)機(jī)耗量在這段時(shí)間內(nèi)的積分所得到的數(shù)值，用公式表示如下：

式中：

V—飛機(jī)處于屏蔽區(qū)時(shí)，t 時(shí)刻的油箱油量讀數(shù)；

V—飛機(jī)恰好進(jìn)入屏蔽區(qū)時(shí)的油箱油量讀數(shù)；

Q（h）—發(fā)動(dòng)機(jī)耗量。

依據(jù)飛行高度不同，發(fā)動(dòng)機(jī)耗量如表1 所示。

表 1 發(fā)動(dòng)機(jī)耗量

4 測量結(jié)果后處理

飛機(jī)飛行過程中常常產(chǎn)生機(jī)身或機(jī)翼的小幅抖動(dòng)，這種現(xiàn)象將造成油面持續(xù)晃動(dòng)；此外，燃油測量系統(tǒng)還有可能受到機(jī)上復(fù)雜電磁環(huán)境的干擾。上述現(xiàn)象將導(dǎo)致油量測量結(jié)果產(chǎn)生較大的浮動(dòng)，使飛行員難以判斷此時(shí)油箱內(nèi)的實(shí)際油量。為了保證燃油測量結(jié)果的穩(wěn)定性和準(zhǔn)確反映油箱中的實(shí)際油量，需要對(duì)浮動(dòng)的油量測量結(jié)果進(jìn)行后處理，以消除那些不能真實(shí)反映實(shí)際油量的測量值。

平滑濾波是飛機(jī)燃油測量系統(tǒng)常用的后處理方法之一，其原理是按照一定的頻率對(duì)燃油測量傳感器采集的物理量進(jìn)行采樣， 以最新的N 個(gè)數(shù)據(jù)作為樣本，取該樣本的平均值作為計(jì)算油箱油量的輸入。

某型初級(jí)教練機(jī)燃油測量系統(tǒng)可采用平滑濾波的方式對(duì)采集的電阻值進(jìn)行后處理， 采樣頻率為2Hz，樣本容量N 為15。 該后處理方法可有效過濾掉系統(tǒng)采集的雜點(diǎn)，使得飛行員觀察到的油量讀數(shù)變化趨于平滑。

5 燃油測量系統(tǒng)仿真分析

本章節(jié)所做的仿真分析基于AMESim 仿真平臺(tái)。

5.1 飛行剖面

本節(jié)選取了某型初級(jí)教練機(jī)典型的飛行剖面作為仿真剖面，仿真剖面中主要包含爬升、巡航、盤旋、滾轉(zhuǎn)、下降和著陸等飛行階段，各飛行階段的飛機(jī)狀態(tài)參數(shù)如表 2 所示。

5.2 仿真計(jì)算

為減少計(jì)算量，提高計(jì)算速度，仿真模型進(jìn)行了簡化，取消了一些不必要的管路或機(jī)載成附件，并且只計(jì)算了左機(jī)翼油箱油量測量值（左、右機(jī)翼油箱呈對(duì)稱分布，右機(jī)翼油箱可進(jìn)行類比分析）。搭建的仿真模型如圖 4 所示。

仿真模型由仿真剖面輸入模塊、燃油系統(tǒng)仿真模型、燃油測量系統(tǒng)仿真模型三個(gè)部分組成。 仿真剖面輸入模塊可讀取輸入的飛行參數(shù)和環(huán)境參數(shù)；燃油系統(tǒng)仿真模型可依據(jù)仿真剖面， 實(shí)時(shí)計(jì)算油箱實(shí)際油量、油面高度、燃油測量傳感器浮子位置和滑動(dòng)變阻器電阻等參數(shù)，并將其輸出；燃油測量系統(tǒng)仿真模型可依據(jù)飛機(jī)姿態(tài)角、飛行高度、滑動(dòng)變阻器電阻等參數(shù)，經(jīng)過姿態(tài)角處理、耗量積分、油量解算和后處理，實(shí)時(shí)輸出左機(jī)翼油箱的測量油量讀數(shù)。

5.3 仿真結(jié)果與分析

仿真計(jì)算結(jié)果如圖 5～圖7 所示。

表 2 典型飛行剖面

圖 4 仿真模型

圖5 實(shí)際油量與測量油量

圖中給出了飛行高度、飛機(jī)姿態(tài)角以及油量數(shù)據(jù)；其中，天藍(lán)色線為飛行高度；深藍(lán)色線為油箱實(shí)際油量，紅色線為測量油量；綠色為飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角，灰色為飛機(jī)俯仰角。

圖6 ±25°盤旋時(shí)實(shí)際油量與測量油量

圖中，深藍(lán)色線為油箱實(shí)際油量，紅色線為測量油量。

表3 對(duì)比了各個(gè)飛行階段油量測量誤差達(dá)到最大時(shí)的各項(xiàng)數(shù)據(jù)。

圖7 滾轉(zhuǎn)時(shí)實(shí)際油量與測量油量

仿真計(jì)算結(jié)果表明：

1） 某型初級(jí)教練機(jī)以典型飛行剖面進(jìn)行飛行訓(xùn)練時(shí)， 測量油量的讀數(shù)與實(shí)際油量基本保持一致，讀數(shù)變化平滑，未產(chǎn)生較大的瞬時(shí)波動(dòng)。

2） 飛機(jī)處于水平姿態(tài)時(shí)， 油量測量誤差可保持在0.5%以下。

3） 飛機(jī)作短時(shí)機(jī)動(dòng)動(dòng)作（例如盤旋和滾轉(zhuǎn)）時(shí)，油量測量誤差不大于2%。

4） 飛機(jī)爬升或下降時(shí)， 油量測量誤差最大可達(dá)4.32%。 這是由于飛機(jī)爬升或下降的時(shí)間較長，且均以一定的俯仰角（超過±5°）飛行，導(dǎo)致飛機(jī)長時(shí)間處于燃油測量系統(tǒng)的測量屏蔽區(qū)內(nèi)。 在這段時(shí)期內(nèi)，燃油測量系統(tǒng)輸出的油量為依據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)耗量計(jì)算出來的理論油量。 由于發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)隨時(shí)在變化，燃油消耗量將在表1 給出的耗量值上下浮動(dòng)。 因此，若飛機(jī)長時(shí)間位于屏蔽區(qū)內(nèi)， 燃油測量系統(tǒng)的誤差將逐漸累積，直至飛機(jī)改出。

表 3 各飛行階段最大測量誤差

6 結(jié) 論

某型初級(jí)教練機(jī)燃油測量系統(tǒng)為適配座艙綜合顯示器，將油箱油量與儀表指針旋轉(zhuǎn)角度的映射關(guān)系變更為油箱油量與滑動(dòng)變阻器阻值的映射關(guān)系，使得燃油測量傳感器的輸出信號(hào)變?yōu)榭芍苯訙y量的物理量； 測得的電阻信號(hào)經(jīng)過油量解算變?yōu)橛土啃盘?hào)，再經(jīng)姿態(tài)修正和平滑濾波后送入綜合顯示器供飛行員查閱。

經(jīng)仿真計(jì)算，結(jié)果表明：燃油測量系統(tǒng)輸出讀數(shù)變化平滑；飛機(jī)處于水平姿態(tài)時(shí)，油量測量誤差可保持在0.5%以下；飛機(jī)作短時(shí)機(jī)動(dòng)動(dòng)作（例如盤旋和滾轉(zhuǎn)）時(shí)，油量測量誤差不超過2%；飛機(jī)爬升或下降時(shí)，油量測量誤差不超過5%。

若后續(xù)能收集到更為精確的發(fā)動(dòng)機(jī)耗量數(shù)據(jù)作為測量讀數(shù)修正依據(jù)，將進(jìn)一步提高該燃油測量系統(tǒng)的測量精度。