飛機平尾操縱系統(tǒng)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(tài)下平尾操縱系統(tǒng)的偏離特性開展驗證方法研究工作，提出了操縱系統(tǒng)特性關鍵參數(shù)測試校準方法，校驗了平尾操縱系統(tǒng)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(tǒng)在大過載飛行時的操縱系統(tǒng)偏離特性，為同類型飛機操縱系統(tǒng)的改進提供了技術支持。

關鍵詞：大過載；平尾操縱系統(tǒng)；偏離特性；測試校準

對于飛機全機主操縱系統(tǒng)（以下簡稱全機系統(tǒng)）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(xiàn)有可參考的相關文章或論述較少。某型飛機主操縱系統(tǒng)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(tǒng)，為考核主操縱系統(tǒng)的疲勞性能（目標壽命）和性能指標（靜態(tài)性能），其全機系統(tǒng)疲勞試驗方案及要求。

1全機系統(tǒng)疲勞試驗拆檢要求

對于全機系統(tǒng)疲勞試驗發(fā)現(xiàn)或暴露的一些重要典型試驗故障或問題———系統(tǒng)零組件及其支持件的疲勞損傷、全機系統(tǒng)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(tǒng)疲勞試驗任務要求中，應提出有關操縱系統(tǒng)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(nèi)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(fā)現(xiàn)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(tǒng)疲勞試驗監(jiān)控分析方法后，可根據(jù)試驗實際情況，調(diào)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(tǒng)疲勞試驗結束后，應進行全機系統(tǒng)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(nèi)的全機系統(tǒng)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(tǒng)相關設計的改進建議。

2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。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的傳動比。根據(jù)飛機平尾操縱系統(tǒng)的設計，在表速大于1000km/h的飛行狀態(tài)，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(tài)，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(tài)，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(tài)，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(shù)據(jù)顯示，在表速1000km/h、過載大于7時，飛機的平尾操縱系統(tǒng)偏離設計值，舵面偏度比設計值大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。

3平尾操縱系統(tǒng)偏離特性試飛驗證

3.1平尾操縱系統(tǒng)關鍵參數(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(huán)效應。為了消除滯環(huán)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(tài)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(tǒng)的桿舵對應關系測量結果的精度。

3.2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。

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。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(tài)的設計值，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。

3.2.2機動飛行中平尾操縱系統(tǒng)偏離特性驗證

場高1000m，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(chǎn)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(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。

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(tǒng)[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(yè)（集團）有限公司）