飛機平尾操縱系統偏離特性試飛驗證方法研究

韓麗

摘要：針對某型飛機大過載飛行狀態下平尾操縱系統的偏離特性開展驗證方法研究工作，提出了操縱系統特性關鍵參數測試校準方法，校驗了平尾操縱系統的桿舵對應關系，設計了空中驗證試飛方案，成功驗證了飛機平尾操縱系統在大過載飛行時的操縱系統偏離特性，為同類型飛機操縱系統的改進提供了技術支持。

關鍵詞：大過載；平尾操縱系統；偏離特性；測試校準

對于飛機全機主操縱系統（以下簡稱全機系統）疲勞試驗所涉及的試驗故障或問題，如何進行有效的零組件拆檢及分析，現有可參考的相關文章或論述較少。某型飛機主操縱系統是由機械、液壓、電控、自制件、成品件等組成的硬式不可逆操縱系統，為考核主操縱系統的疲勞性能（目標壽命）和性能指標（靜態性能），其全機系統疲勞試驗方案及要求。

1全機系統疲勞試驗拆檢要求

對于全機系統疲勞試驗發現或暴露的一些重要典型試驗故障或問題———系統零組件及其支持件的疲勞損傷、全機系統性能指標下降或超標等，應及時進行故障診斷和拆檢分析。

①在全機系統疲勞試驗任務要求中，應提出有關操縱系統零組件拆檢間隔的基本要求，以保證在相對合理的試驗周期內對重要試驗故障或問題不漏檢（初步拆檢要求）；

②在疲勞試驗過程中，對發現且需要檢修的試驗故障或問題，應進行相應的零組件拆檢及分析（及時或階段性拆檢），當然，在制定并實施全機系統疲勞試驗監控分析方法后，可根據試驗實際情況，調整或適當放寬零組件拆檢間隔，以加快試驗進度；

③在全機系統疲勞試驗結束后，應進行全機系統的拆檢及分析（可與機體拆毀檢查同時進行），最終考核并驗證包括涉及試驗故障或問題零組件及其支持件在內的全機系統疲勞壽命及性能指標，是否滿足目標壽命；

④給出拆檢分析結論及操縱系統相關設計的改進建議。

2平尾操縱系統偏離簡介

某型飛機的操縱系統為機械操縱系統，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產生偏度。在飛行狀態下，飛行員操縱駕駛桿，機械傳動鏈帶動作動筒使平尾產生偏度，平尾升力變化產生俯仰力矩，飛機產生縱向角運動，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，單位平尾偏度產生的俯仰力矩不同。在大速壓飛行時，平尾偏度變化會產生較大的俯仰力矩，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調性，飛機平尾操縱系統安裝力臂調節器，它接受由飛機空速管傳來的動、靜壓，根據其大小自動地改變駕駛桿到平尾及駕駛桿到載荷機構的傳動比。根據飛機平尾操縱系統的設計，在表速大于1000km/h的飛行狀態，飛機的縱向桿位移與平尾偏度的對應關系應處于小臂狀態，駕駛桿到平尾偏度的傳動比較小；

在表速小于500km/h的飛行狀態，飛機的縱向桿位移與平尾偏度的對應關系應處于大臂狀態，駕駛桿到平尾偏度的傳動比較大，飛行速度位于500～1000km/h之間時，傳動關系處于大臂與小臂中間。某型飛機飛參數據顯示，在表速1000km/h、過載大于7時，飛機的平尾操縱系統偏離設計值，舵面偏度比設計值大2.5°。由于飛參數據記錄的平尾偏度、縱向桿位移、臂值、引動量等參數的測量可能存在誤差，飛參數據不能充分證明平尾操縱系統的偏離特性，因此，有必要開展系統的操縱系統偏離特性試飛驗證研究。

3平尾操縱系統偏離特性試飛驗證

3.1平尾操縱系統關鍵參數測試及校準

為滿足測量精度需求，針對飛機平尾操縱系統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調一致性。但是由于機械系統間隙等因素，測量值可能存在誤差，因此，必須開展地面操縱系統試驗，以試驗結果為基準進行數據修正。

地面操縱系統試驗獲得縱向桿位移與平尾偏度的對應關系從試驗結果可以看出，平尾偏度與縱向桿位移的對應關系存在明顯的滯環效應。為了消除滯環效應，采用緩慢勻速推拉桿的方法，保持約2mm/s的速率進行重復試驗，獲得的縱向桿位移與平尾偏度對應關系明顯改善

測量得到的起飛狀態平尾偏度與縱向桿位移的對應關系與設計值符合度良好，成功驗證了平尾操縱系統的桿舵對應關系測量結果的精度。

3.2平尾操縱系統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在大過載下的偏離特性。

3.2.1穩定飛行中檢查

平尾操縱系統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（負值）變為推桿，從而達到驗證平尾偏度在穩定平飛中平尾操縱系統的偏離特性的目的。縱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°，符合小臂狀態的設計值，基本無偏離現象。由于在穩定飛行中，飛機的平尾偏度和縱向桿位移的變化范圍均較小，上述結果只能證明在小幅值操縱范圍內平尾操縱系統的偏離特性不大的結論，因此，需要進一步開展機動試飛，驗證過載對操縱系統偏離特性的影響。

3.2.2機動飛行中平尾操縱系統偏離特性驗證

場高1000m，在不同速度飛行時，采用對稱拉起、穩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關系曲線。試驗結果，隨著速度和法向過載的增加，平尾偏度和縱向桿位移的對應關系與設計值的偏離量會逐漸增大，實際測得的平尾偏度比設計值整體往負方向平移，即拉桿會產生更大的平尾偏度。在場高1km、表速1000km/h、法向過載5.2時，平尾偏度與設計值相比最大偏移量約-2.1°飛行結果趨勢吻合。

4結論

本文開展了飛機平尾操縱系統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，數據處理方法明確反映了平尾操縱系統的偏離特性，成功驗證了某型飛機平尾操縱系統大過載下的偏離特性。

參考文獻：

[1]XiFeng，WuZhimin，LiWei，etal.Analysison Directional Deviation Characteristicf or Mechanism ControlSystem.Measurement&ControlTechnology，2017，36（2）：141-144.

[2]徐鑫福.飛機飛行操縱系統[M].北京：北京航空航天大學出版社，1989.

（作者單位：沈陽飛機工業（集團）有限公司）