某型飛行控制系統參數調整模擬器設計研究

崔亞君，祝華遠，王子健

（海軍航空工大學青島校區，山東 青島 266041）

1 飛行控制系統工作原理

飛行控制系統是一種飛機系統，它包括駕駛員或其他信號源進行下述一項或多項控制所應用的飛機所有分系統和部件：飛機航跡、姿態、空速、氣動外形、乘坐品質和結構模態等的控制。飛行控制系統（以下簡稱飛控系統）工作的基本原理是：按偏差自動調節（如圖1）。當飛機偏離原（期望）飛行狀態后，測量元件測量到偏離的大小和方向，并輸出相應的信號，經放大、計算后，按偏差自動調節規律，控制執行機構操縱相應舵面，使飛機向著修正偏差，恢復原（期望）飛行狀態的方向運動。當飛機回到原（期望）飛行狀態時，測量元件輸出信號為零。操縱機構也控制舵面回到原位，飛機重新按原（期望）狀態飛行，從而實現對飛機飛行速度、高度和模態變化（包括其重心的線運動、繞重心的角運動），以及飛機幾何形狀與結構模態的改變。

圖1 飛行控制系統原理圖

一般來講，飛機供飛控系統操縱的通道為升降舵通道、傾斜通道和方向舵通道。每個通道每種運動及模態的變化都依賴于一定的偏差自動調節規律，簡稱控制律。以俯仰通道姿態保持為例（如圖2）。

圖2 俯仰通道工作原理圖

當飛機偏離期望的俯仰角后，俯仰角測量元件就會將測得實際的俯仰角大小與期望值相比較后，經放大計算，控制升降舵舵機，操縱飛機回到期望的俯仰角狀態。根據俯仰通道工作原理圖2，就可得到俯仰姿態保持控制律框圖3，進而可以得出俯仰姿態保持的控制規律(其中1K、 K2、 Kf、1L 分別為放大器、舵機、俯仰角速度測量元件、俯仰角測量元件的結構參數,在控制律中稱為傳動比)。

圖3 俯仰姿態保持控制律框圖

飛行控制系統依據控制律中各個參數即傳動比的變化，就可不斷地修正飛機的姿態，使之保持在期望的狀態。

2 調參模擬器功用

由偏差調節原理可知，各個信號的傳動比是要滿足一定的數值的，才能使偏差控制在精度范圍內，這樣才能保證飛機的飛行品質。即使是同一型號的飛控系統，同一架飛機在各種不同的飛行狀態下，若想要達到預期的控制效果，信號的傳動比也必須是隨飛行狀態的變化而變化的。因為飛行狀態不同，同樣的操縱所產生的舵面效果也是不同的。因此，要根據不同的飛行狀態對飛控系統的信號參數進行調整。同時，隨著飛機服役時間的增加，某些機件性能會發生變化，特別是因故障更換機件時，同一機件的性能允許有誤差范圍，這樣就會造成某些信號參數數值偏離了原有選定數值，影響了飛行品質，甚至可能使飛控系統失去對飛機的控制。因此，在一定時期內，特別是地面定檢部件裝機后，應對飛控系統信號參數進行一定的調整，以滿足飛行任務的需要。

飛行控制系統參數調整模擬器可以根據各參數原始數據，在飛控系統地面定檢部件裝機后，根據部件現有性能，對飛控系統各信號參數進行調整，選取適合的信號參數，以滿足飛行任務的需要。同時，為飛行員空中參數調整建立一個基準。在空中飛行時，飛行員只需根據不同的飛行狀態，對飛控系統參數進行微小調整，就可以滿足飛行需要。

3 調參模擬器組成及原理

飛行控制系統參數調整模擬器主要由信號調參模擬器、飛控系統組成部件、附件及配套電纜組成。組成結構如圖4 所示。

圖4 飛行控制系統參數調整模擬器

（1）信號調參模擬器包括自整角機信號模塊、導航計算機控制信號模塊、高度差控制信號模塊、垂直陀螺與速率陀螺程控轉臺、系統調參控制顯示模塊、系統調參接口卡等組成。自整角機信號模塊主要用來模擬飛控系統所需的航向信號, 導航計算機控制信號模塊主要用來模擬飛控系統所需的導航計算機指令信號，高度差控制信號模塊主要用來模擬飛控系統所需的高度差信號及升降速度信號，垂直陀螺與速率陀螺程控轉臺模塊主要用來模擬飛控系統所需要的姿態角信號。系統調參控制顯示模塊主要用來顯示飛控系統調整前后的參數。信號調參模擬器同時實現對垂直陀螺、速率陀螺轉臺以及高度差信號程控氣源的控制，并實時控制、顯示系統參數的調整情況。

（2）飛控系統組成部件包括飛行員操縱手柄、操縱臺、位置反饋傳感器、導航繼電器盒、垂直陀螺、速率陀螺、高度差傳感器、航向聯系盒、飛行控制盒。主要是通過控制轉臺、氣源等附件調整垂直陀螺、速率陀螺、高度差傳感器，模擬飛機在空中的姿態、高度的變化和飛行員的操縱情況，實現飛行控制系統空中工作情況的復現，實現飛行控制系統控制律參數的在線測試及調整。

（3）附件、配套電纜主要包括垂直陀螺支架、速率陀螺支架、活動車、操縱臺架、電源和轉接、延長電纜等配套設備。支架主要用于將垂直陀螺及速率陀螺固定在程控轉臺上，操縱臺架主要用于安放系統調參顯示器及接口驅動等部件，電源模塊主要為飛控系統提供27V 直流電，三相36V/400Hz 交流電、以及單相115V/400Hz 交流電。電纜主要用于各組成模塊間的信號傳遞。

4 結語

調參模擬器的設計使用，解決了飛行控制系統地面參數調整的難題。

同時，提高了飛行控制系統使用中的檢測效率，滿足了飛機不同飛行條件及飛行狀態下對飛行控制系統的使用要求。