飞机平尾操纵系统偏离特性试飞验证方法研究

方自力，韩意新，袁广田

（中国飞行试验研究 飞机飞行试验研究所，陕西 西安 710089）

某型飞机飞参数据记录显示，在大过载飞行状态下，飞机平尾偏度与纵向杆位移的对应关系偏离设计值，如图1所示。飞机飞行数据如图2所示，在大表速完成大过载飞行时，平尾舵面偏度和驾驶杆位移的对应关系偏离设计状态，舵面实际偏度大于设计值。平尾操纵系统的偏离特性对于飞机的操纵特性和飞行安全有着重要的影响。国内外针对操纵系统偏离特性的试验验证主要集中在地面试验，使用地面操纵系统试验检查杆舵对应关系及其迟滞效应，保证在地面静止状态下飞机的操纵系统对应关系满足设计值。而在真实飞行状态下，飞机受到大过载、大速压的影响，操纵系统的对应关系可能出现偏离情况。本文提出的机械操纵系统偏离特性的空中试飞验证方法，解决了操纵系统特性关键参数测试校准、空中验证试飞方法等难题。

图1 大过载条件下的杆舵对应关系

1 平尾操纵系统偏离简介

某型飞机的操纵系统为机械操纵系统，纵向驾驶杆通过机械传动链带动控制阀，借助液压动力作动器或者助力器带动舵面偏转产生偏度，如图3所示。在飞行状态下，飞行员操纵驾驶杆，机械传动链带动作动筒使平尾产生偏度，平尾升力变化产生俯仰力矩，飞机产生纵向角运动，也即抬头或者低头。由于飞机的飞行高度和速度的变化范围大，在不同速压下，单位平尾偏度产生的俯仰力矩不同。在大速压飞行时，平尾偏度变化会产生较大的俯仰力矩，飞机的角运动较为剧烈；在小速压飞行时，平尾偏度变化会产生较小的俯仰力矩，飞机的角运动较为缓慢。为了保证飞机纵向操纵的协调性，飞机平尾操纵系统安装力臂调节器，它接受由飞机空速管传来的动、静压，根据其大小自动地改变驾驶杆到平尾及驾驶杆到载荷机构的传动比。

图2 某型飞机过载超限时间历程

根据飞机平尾操纵系统的设计，在表速大于1 000 km/h的飞行状态，飞机的纵向杆位移与平尾偏度的对应关系应处于小臂状态，驾驶杆到平尾偏度的传动比较小；在表速小于500 km/h的飞行状态，飞机的纵向杆位移与平尾偏度的对应关系应处于大臂状态，驾驶杆到平尾偏度的传动比较大，如图4所示。飞行速度位于500～1 000 km/h之间时，传动关系处于大臂与小臂中间。某型飞机飞参数据显示，在表速1 000 km/h、过载大于7时，飞机的平尾操纵系统偏离设计值，舵面偏度比设计值大2.5°。由于飞参数据记录的平尾偏度、纵向杆位移、臂值、引动量等参数的测量可能存在误差，飞参数据不能充分证明平尾操纵系统的偏离特性，因此，有必要开展系统的操纵系统偏离特性试飞验证研究。

图3 某型飞机操纵系统示意图

图4 大小臂状态杆舵关系设计值

2 平尾操纵系统偏离特性试飞验证

2.1 平尾操纵系统关键参数测试及校准

为满足测量精度需求，针对飞机平尾操纵系统加装高精度线位移传感器，分别测量纵向杆位移和平尾偏度，并保持纵向杆位移与平尾偏度的协调一致性。但是由于机械系统间隙等因素，测量值可能存在误差，因此，必须开展地面操纵系统试验，以试验结果为基准进行数据修正。

地面操纵系统试验获得纵向杆位移与平尾偏度的对应关系如图5所示，从试验结果可以看出，平尾偏度与纵向杆位移的对应关系存在明显的滞环效应。为了消除滞环效应，采用缓慢匀速推拉杆的方法，保持约2 mm/s的速率进行重复试验，获得的纵向杆位移与平尾偏度对应关系明显改善，如图6所示。但是由于机械系统间隙的原因，测量结果与设计值还存在一定的误差。为了消除测量误差，进行了多次操纵系统地面试验，并且对试验数据进行拟合，根据拟合结果与设计值进行对比，从而对测量的平尾偏度进行了校准，得出以下修正公式：

修正后的平尾偏度与纵向杆位移对应关系与设计值的对比如图7所示。消除滞环效应和拟合修正后的平尾偏度与纵向杆位移的对应关系基本与设计值重合，达到了关键测量参数的精度要求。为了进一步验证地面操纵系统试验结果的准确性，有必要使用空中试飞数据对地面试验结果进行校验。选取起飞阶段的杆舵对应关系进行验证，起飞阶段飞机的速度较小（小于475 km/h），法向过载平稳（0.8～1.6），在基本可以排除过载和速压对操纵系统偏离的影响的条件下，平尾操纵系统的对应关系应当处于大臂状态，结果如图8所示。

测量得到的起飞状态平尾偏度与纵向杆位移的对应关系与设计值符合度良好，成功验证了平尾操纵系统的杆舵对应关系测量结果的精度。

图5 存在测量误差的杆舵对应关系

图6 消除滞环效应后的杆舵对应关系

图7 经过拟合修正后的杆舵对应关系

2.2 平尾操纵系统偏离特性空中验证试飞

在保证试飞安全的前提下，逐步增加飞行速度和法向过载，充分验证飞机操纵系统在大过载下的偏离特性。

验证试飞分为以下2个部分。

图8 起飞阶段平尾偏度与纵向杆位移的对应关系

图9 稳定飞行中平尾操纵系统对应关系与设计值对比

2.2.1 稳定飞行中检查平尾操纵系统的偏离特性

气压高度5 000 m，完成表速500 km/h→1 000 km/h→500 km/h平飞加减速试飞，加减速过程中保持法向过载为1，纵向杆位移随着飞行速度的增加逐渐从拉杆（负值）变为推杆，从而达到验证平尾偏度在稳定平飞中平尾操纵系统的偏离特性的目的，试飞结果如图9所示。纵向杆位移的变化范围约为－15～＋40 mm，平尾偏度变化范围为－1.5°～＋3°，符合小臂状态的设计值，基本无偏离现象。由于在稳定飞行中，飞机的平尾偏度和纵向杆位移的变化范围均较小，上述结果只能证明在小幅值操纵范围内平尾操纵系统的偏离特性不大的结论，因此，需要进一步开展机动试飞，验证过载对操纵系统偏离特性的影响。

2.2.2 机动飞行中平尾操纵系统偏离特性验证

场高1 000 m，在不同速度飞行时，采用对称拉起、稳定盘旋等试飞方法逐步增加法向过载，获取带过载飞行条件下平尾偏度和纵向杆位移的对应关系曲线。试验结果如图10所示，随着速度和法向过载的增加，平尾偏度和纵向杆位移的对应关系与设计值的偏离量会逐渐增大，实际测得的平尾偏度比设计值整体往负方向平移，即拉杆会产生更大的平尾偏度。在场高1 km、表速1 000 km/h、法向过载5.2时，平尾偏度与设计值相比最大偏移量约－2.1°，与图1所示飞行结果趋势吻合。

3 结论

本文开展了飞机平尾操纵系统偏离特性试飞验证方法研究，采用的测试方法和校准方法准确，试飞方法科学、合理，数据处理方法明确反映了平尾操纵系统的偏离特性，成功验证了某型飞机平尾操纵系统大过载下的偏离特性。

图10 场高1 000 m不同速度和过载下的杆舵对应关系曲线

［1］Xi Feng，Wu Zhimin，Li Wei，et al.Analysis on Directional Deviation Characteristic for Mechanism Control System.Measurement&Control Technology，2017，36（2）：141-144.

［2］徐鑫福.飞机飞行操纵系统［M］.北京：北京航空航天大学出版社，1989.

［3］胡兆丰，何值岱，高浩.飞行动力学：飞机的稳定性和操纵性［M］.北京：国防工业出版社，1985.