第一作者簡介：王梓臻（1998-），男，碩士，助理工程師。研究方向為飛機(jī)液壓系統(tǒng)試驗。

DOI：10.19981/j.CN23-1581/G3.2024.16.021

摘" 要：座艙操縱系統(tǒng)是駕駛員傳遞操縱飛機(jī)飛行指令的重要系統(tǒng)，用于在飛行中調(diào)整飛機(jī)姿態(tài)。某型飛機(jī)鐵鳥試驗臺座艙操縱系統(tǒng)有操作試驗的需求，為驗證座艙操縱系統(tǒng)在承載下的性能，判斷操縱系統(tǒng)在加載條件下是否無過度變形、過度摩擦、卡阻，對某型飛機(jī)操作試驗的試驗裝置進(jìn)行設(shè)計，并介紹試驗的整體方案，將該試驗裝置成功運(yùn)用到某型飛機(jī)操作試驗中，試驗數(shù)據(jù)分析表明，該裝置能滿足試驗需求。

關(guān)鍵詞：座艙操縱系統(tǒng)；載荷；操作試驗；鐵鳥；飛機(jī)地面模擬

中圖分類號：V22" " " " 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A" " " " " 文章編號：2095-2945（2024）16-0091-04

Abstract： Cockpit control system is an important system for pilots to transmit flight instructions to control the aircraft， which is used to adjust the attitude of the aircraft in flight. The cockpit control system of a certain type of aircraft iron bird test platform has the requirement of operation test. In order to verify the performance of the cockpit control system under load， and to judge whether the control system has no excessive deformation， excessive friction and blocking under loading conditions， the test device for the operation test of a certain type of aircraft is designed. The overall scheme of the test is introduced， and the test device is successfully applied to the operation test of a certain type of aircraft. The analysis of the test data shows that the device can meet the test requirements.

Keywords： cockpit control system; load; operation test; iron bird; aircraft ground simulation

座艙操縱系統(tǒng)用于駕駛員操控飛機(jī)飛行，以駕駛盤、駕駛柱、腳蹬組件為人機(jī)接口接收駕駛員的操縱指令，并向駕駛員提供模擬載荷。座艙操縱系統(tǒng)采用雙通道配置，左右側(cè)操縱機(jī)構(gòu)之間通過解脫機(jī)構(gòu)互聯(lián)實現(xiàn)左右側(cè)指令傳感器的同步。左右側(cè)操縱機(jī)構(gòu)的互聯(lián)可通過解脫機(jī)構(gòu)脫開，當(dāng)單側(cè)操縱機(jī)構(gòu)發(fā)生卡阻時，另一側(cè)可以超控解脫，駕駛員仍可通過操作未卡阻的一側(cè)操縱飛機(jī)。座艙操縱系統(tǒng)是飛機(jī)飛行的重要系統(tǒng)，因此在飛機(jī)首飛前需要對其操縱系統(tǒng)進(jìn)行操作試驗，以確保其操縱特性滿足設(shè)計要求[1-2]。

對于硬式傳動線系操縱系統(tǒng)操作試驗，不僅單獨考核座艙操縱系統(tǒng)的承載能力，還需考核舵面運(yùn)動及氣動載荷對操縱系統(tǒng)的影響，尹偉等[3]、張柁等[4]用加載接頭將液壓作動筒引到操縱系統(tǒng)模擬載荷，舵面采用膠布加杠桿的方式進(jìn)行加載；對于電傳飛控系統(tǒng)，王旻[5]對民用電傳飛控系統(tǒng)的操作試驗給出了驗證思路與方法，現(xiàn)階段某型飛機(jī)操作試驗中，需要在座艙操縱系統(tǒng)承載狀態(tài)下進(jìn)行性能測試驗證，因此需要通過試驗裝置模擬座艙操縱系統(tǒng)在3個方向運(yùn)動時的載荷力。

本裝置基于飛機(jī)地面模擬試驗環(huán)境下設(shè)計，解決重物不能線性加載且試驗裝置布置空間小的問題，選用標(biāo)準(zhǔn)彈簧來作為加載力模擬部件，結(jié)構(gòu)簡單通用性強(qiáng)，與常規(guī)的電液伺服加載系統(tǒng)相比，降低了成本。通過試驗進(jìn)行設(shè)計驗證，證明本裝置能正確模擬試驗所需的載荷，實現(xiàn)了對操縱系統(tǒng)的性能驗證。

1" 座艙加載裝置整體試驗方案

1.1" 座艙加載裝置試驗需求

基于適航條款25.683的要求，確保操縱系統(tǒng)在運(yùn)行受到80%限制載荷時，不會出現(xiàn)卡阻、過度摩擦、過度變形等情況?；谠囼炐枨?，座艙加載裝置應(yīng)具備：①能對座艙操縱系統(tǒng)提供不小于限制載荷80%的載荷力。②載荷力能夠線性變化。③加載桿力桿位移能夠?qū)崟r監(jiān)測。

1.2" 操作試驗試驗原理

為滿足操作試驗的需求，試驗原理如圖1所示。

圖1" 試驗原理圖

飛控系統(tǒng)座艙操作試驗包括副翼、升降舵、方向舵座艙系統(tǒng)操作試驗，座艙加載裝置需要模擬座艙操縱系統(tǒng)3個軸的載荷，同時對裝置輸出的位移通過激光位移傳感器實時監(jiān)測記錄，試驗中需要使用機(jī)械位移發(fā)生器代替人工操縱駕駛盤/桿、腳蹬操作，使座艙操縱系統(tǒng)的輸入可控，座艙操縱系統(tǒng)的實時位移可以由主飛控試驗器直采，與機(jī)械位移發(fā)生器的輸入力和位移比較。

1.3" 座艙加載裝置組成

座艙操縱機(jī)構(gòu)中座艙加載裝置包括駕駛盤座艙加載裝置、駕駛桿座艙加載裝置、腳蹬座艙加載裝置。

以駕駛盤操縱機(jī)構(gòu)座艙加載裝置為例，組成如圖2所示，安裝如圖3所示，彈簧4、8套在軸芯11的軸環(huán)上，軸頸直徑略小于彈簧內(nèi)徑，起導(dǎo)向作用。彈簧安裝好后與軸芯一并裝進(jìn)套筒1，套筒蓋6、9擰在套筒外螺紋兩側(cè)用于限制彈簧底端，插耳10上為左旋螺紋，插耳7上為右旋螺紋，擰進(jìn)軸芯11兩側(cè)，用于防插錯及微調(diào)與機(jī)上脫開機(jī)構(gòu)連接的距離。激光位移傳感器安裝板3套在套筒1外圈，定位好后點焊在套筒上。折射板5用于反射傳感器發(fā)出的激光，定位好后點焊在軸芯11上。操作試驗裝置的彈簧剛度是滿足操作試驗要求的最小彈簧剛度，實際設(shè)計裝置時需保證彈簧剛度大于該值，以滿足操作試驗的載荷要求。同時考慮到試驗安全，避免對座艙操縱系統(tǒng)造成破壞，實際設(shè)計裝置的彈簧剛度不應(yīng)超過最小彈簧剛度的20%。

注：1.套筒；2.傳感器；3.傳感器安裝板；4.彈簧；5.折射板；6.套筒蓋；7.插耳；8.彈簧；9.套筒蓋；10.插耳；11.軸芯。

圖2" 座艙加載裝置組成

圖3" 座艙加載裝置安裝圖

與機(jī)上連接關(guān)系如圖4所示。裝置用于代替機(jī)上脫開機(jī)構(gòu)，原系統(tǒng)中的脫開機(jī)構(gòu)主要起左右系統(tǒng)聯(lián)動功能。裝置中設(shè)計彈簧以提供載荷，并結(jié)合系統(tǒng)內(nèi)載荷機(jī)構(gòu)提供的載荷以達(dá)到操作試驗限制載荷的要求。在進(jìn)行安裝時先拆除脫開機(jī)構(gòu)，讓左右駕駛脫開，事先將彈簧套入軸芯中，擰緊左右套筒蓋，再將左右插耳擰入軸芯兩端，將插耳上的關(guān)節(jié)軸承與機(jī)上的搖臂對準(zhǔn)，用帶開口銷的螺栓固定。左右插耳定位好后，在插耳螺紋處做好標(biāo)記，擰入鎖緊螺母，便于下次拆裝。加載裝置的支座與鐵鳥臺架用螺栓連接，與臺架上預(yù)制的孔劃線后再配鉆，確保定位準(zhǔn)確。

圖4" 座艙加載裝置與機(jī)上連接位置

安裝定位好座艙加載裝置后，通過操作駕駛盤/柱、腳蹬，左右駕駛脫開搖臂旋轉(zhuǎn)，軸芯壓縮彈簧，彈簧被壓縮后，模擬座艙操縱系統(tǒng)的載荷力。通過檢測輸出搖臂位移判斷座艙操縱系統(tǒng)性能。共有駕駛盤、副翼、升降舵3個通道，圖中僅介紹了駕駛盤通道。

2" 座艙加載裝置運(yùn)動原理

試驗時實際裝置中的彈簧每次僅單側(cè)被壓縮，故可僅分析單側(cè)運(yùn)動規(guī)律。對于操縱面正負(fù)行程要求加載力相同的通道，彈簧的剛度選用也相同。座艙加載裝置的運(yùn)動原理如圖5所示，駕駛盤輸出搖臂為R，左右搖臂距離為2L0，套筒安裝點位于搖臂中間。

圖5" 座艙加載裝置運(yùn)動原理圖

則加載輸出力、輸出位移與搖臂偏度關(guān)系為

F=N×？駐L，" " " " " " （1）

L=？駐L+L0，" " " " " " （2）

？覫=arccos■-θ，" " "（3）

式中：？駐L為彈簧軸芯位移，mm；F為彈簧輸出力，N；N為彈簧剛度，N/mm；l為套筒安裝點到搖臂旋轉(zhuǎn)軸的距離；L為套筒安裝點到加載點的距離；L0為初始距離；R為搖臂旋轉(zhuǎn)半徑；θ為搖臂中立位置與l的夾角；？覫為搖臂旋轉(zhuǎn)偏角。

3" 試驗應(yīng)用

試驗前先用液壓缸在地軌上進(jìn)行一次座艙加載裝置的測試，設(shè)計接頭和夾持工裝來把座艙加載裝置固定。使用裝置加裝的激光位移傳感器和液壓缸的位移傳感器來測試裝置的位移，通過液壓缸自帶的力傳感器來監(jiān)測力，通過位移和力的監(jiān)測計算出彈簧的剛度符合設(shè)計要求后，再進(jìn)行座艙加載裝置的安裝。測試方式如圖6所示。

試驗開始，先將機(jī)械位移發(fā)生器與駕駛盤連接并安裝校準(zhǔn)，并將主飛控試驗器上電配置好參數(shù)，采用真實操作座艙的模式進(jìn)行試驗。配置測試系統(tǒng)所需記錄的參數(shù)。將機(jī)械位移發(fā)生器的控制方式選擇位控，信號為三角波。操縱配平開關(guān)，直到橫向駕駛員指令傳感器輸出電壓在-40～40 mV之內(nèi)。機(jī)械位移發(fā)生器對位置、載荷進(jìn)行清零。將主飛控試驗器配置設(shè)置好，并將需要記錄的參數(shù)配置到位，配置好試驗環(huán)境后使用機(jī)械位移發(fā)生器驅(qū)動駕駛盤運(yùn)動，機(jī)械位移發(fā)生器停止動作后，數(shù)據(jù)停止記錄，保存數(shù)據(jù)，完成駕駛盤加載前的操作。第二次試驗開始，安裝好座艙加載裝置后，重復(fù)第一次的試驗操作，并將數(shù)據(jù)進(jìn)行記錄。拆除座艙加載裝置再重復(fù)第一次的試驗操作，將試驗數(shù)據(jù)記錄并分析。試驗時如有卡滯等異常響聲應(yīng)當(dāng)將機(jī)械位移發(fā)生器急停，避免座艙搖臂損壞。

圖6" 座艙加載裝置測試圖

測試結(jié)果如圖7—圖9所示，在加載狀態(tài)下，駕駛盤可連續(xù)操縱，無異常振動、停滯或異響，操縱力達(dá)到42.8 N·m時，右駕駛盤的最大行程不小于加載前所測的最大行程，指令位移傳感器的最大電壓與加載前指令位移傳感器的最大電壓絕對值相差不超過0.4 V，即在操作行程中沒有被卡阻。在加載狀態(tài)下實測加載桿力-桿位移曲線，相同位移處實測桿力與理論桿力之差不超過20%。在操縱器件加載過程中，駕駛盤可連續(xù)操縱，無異常振動、停滯或異響，操縱器件及其對應(yīng)的指令位移傳感器之間的運(yùn)動跟隨性應(yīng)保持一致，在加載前和加載后所測駕駛盤的最大行程相差不超過±1°，相應(yīng)的橫向聯(lián)動搖臂偏轉(zhuǎn)角度相差不超過±1°，即變形量在可接受范圍內(nèi)。座艙加載裝置可以滿足試驗需求。

4" 結(jié)論

設(shè)計了一種能在小空間內(nèi)模擬座艙操縱系統(tǒng)載荷的裝置，通過操作試驗驗證了該裝置的可行性，保證了試驗的順利進(jìn)行。通過試驗數(shù)據(jù)分析得出：

1）座艙操縱系統(tǒng)在加載條件下，沒有出現(xiàn)卡阻、過度摩擦、過度變形。

2）該裝置與傳統(tǒng)液壓缸加載方式相比節(jié)約了成本，且安裝簡單，試驗效率得到了提高，增強(qiáng)了操作的安全性。

3）該裝置通用性強(qiáng)，能選用不同剛度的彈簧應(yīng)用于其他電傳飛機(jī)飛控系統(tǒng)的操作試驗中。

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