飞机系统误差标定研究

摘 要：本文基于系统误差标定基础上，分析了国产系列飞机诸多测试系统的误差现状，指出了测量系统满足不了飞机测试使用精度要求的原因，提出了系统误差的可靠弥补措施——系统误差标定方法，在实际工作中取得了较好的效果，对国内飞机的调整、试飞等机务保障工作具有普遍指导意义。

关键词：系统误差;标定;精度

中图分类号：V249.322 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2019）02-0062-04

0 引言

国内多种型号飞机载调整与试飞中，经常遇到测量系统误差大，满足不了飞机实际测试使用精度要求的现象，使许多本应有效的飞行科目终止或报废，严重影响了科研试飞任务的顺利进行，因而需要分析飞机测量系统原理与测试对象的关系，采取有效措施，以弥补飞机测量系统自身精度的不足。

1 误差与系统误差标定

误差是物体物理量的测量值与实际值之间的差异，误差分为人为误差与系统误差两种。人为误差是由于人为的因素引起的，人为误差一般是动态的、不规则、随机的，在一般情况下，人为误差限定不超过一个最小刻度单位，通过多次测量取平均值方法可以减小人为误差;系统误差是由于测量系统自身引起的误差，系统误差一般是动态、有规律、定向的，且受测试环境影响，可选用较高精度的测量仪器标定方法可以减小系统误差。

在一般情况下为了减小系统误差，首先要考虑测试环境因素影响，尽可能消除环境影响因素，其次要选用比原测量仪器精度更高的仪器对被测试系统的系统误差进行标定[1]，标定方法有多种形式，有直接标定、间接标定，也有局部开环标定和测试系统整体闭环标定。

直接标定就是在测量仪器上重新标定刻度，测量者在标定过的仪表上直接读取测量值，对于新标定或出厂的测量仪表，用在履历本上的标定直接修正测量结果;间接标定是测量者把仪表（或飞参、显示器）上直接读取的测量值减去系统误差，作为最终测量值。

用系统误差标定过的系统“测量值”要比不标定的更贴近物体实际值，能保证测量数值的可靠、准确，可见，系统误差标定方法可作为弥补飞机测试系统精度设计不足的一种工艺措施。

2 飞机测量系统中的误差现状

在某型飞机调试与试飞中，经常遇到发动机高低压转子转速、液压系统液压压力、发动机涡轮后排气温度、飞机交直流电源电压、发动机机匣振动值、飞机进气道大气总温值等超标故障，这些故障现象经常使许多本应有效的飞行科目报废或终止，影响着飞机的调试、试飞和出勤率，统计表明某试飞单位仅在某一年试飞中，飞机因测试参数不准确而导致报废的飞行起落架次就达七次，浪费了巨大的人力和物力。

2.1 某型飞机发动机涡轮后T4温度测量子系统

某型飞机发动机涡轮后T4温度测量系统由排气温度指示器与GR-20发动机热电偶组成[2]，其工作原理如下：当发动机开始工作时，热电偶的冷热端产生温差电动势，温度指示器内串联的热电偶组产生串联叠加电动势，排气温度指示器根据热电动势大小产生与之对应的测试温度，系统误差主要来源于排气温度指示器和发动机热电偶。

排气温度指示器在测量范围500℃～800℃上的最小刻度为10℃，其它最小刻度为50℃或100℃。

发动机涡轮后温度是衡量发动机性能指标的重要参数之一，经常在地面试车及飞行中检查，其中需要检查的状态有全加力状态、部分加力状态、小加力状态和中间状态等，以上温度基本在730℃～830℃以内，而这个区间内系统基本誤差为±14℃，排气温度指示器误差为±9℃，由全套系统引起的误差最大达28℃，由排气温度指示器引起的误差最大达18℃，而发动机大推力状态实际排气温度测量值大都在760℃～800℃之间，并且以780℃～800℃尤为集中。由于系统误差大，在试飞过程中涡轮后排气温度经常指示假“超温”，导致飞机本应有效的飞行起落报废。

2.2 某型飞机高低压转子转速测量子系统

某型飞机高低压转子转速测量系统由2ZZT-5双组合通用转速指示器及GZT-1A通用转速传感器组成[2]。其工作原理如下： 当发动机工作时，2ZZT-5转速表通过GZT-1A发动机转速传感器把发动机的高低压转子转速换算成与发动机轴转速成比例的频率电压信号。发动机转子带动传感器转子，静子线圈产生三相交流电，输送到组合指示器的同步电机，同步电机带动磁铁组一起旋转，经磁感应机构转换成指针角位移，从而指示发动机的转速。

转速指示器全程最小刻度值为1%，发动机高低压转子转速一般在发动机全加力状态、小加力状态、中间状态等状态检查，其中，地面上述状态低压转子转速为（101±0.5）%，空中上述状态转速为，而测试系统在100%～110%区间段误差最小为±1.0%，因而系统引起的测试值最大误差为2%。可见，由于系统误差大，足以让发动机低压转子转速在仪表上指示“超转”;同样发动机高压转子最大指示值为（106.5±0.5）%，而系统在100%～110%区间段最小误差为±1.0%，引起系统测试值最大差异为2%，足以使测试值无效。

2.3 某型飞机液压压力测量子系统

某型飞机液压压力测量系统由液压指示器与液压压力传感器GYY-4组成[2]。当液压泵工作时，产生的液压压力进入压力传感器GYY-4的包端管的自由端，自由段变形产生位移信号，引起GYY-4压力传感器上的电位计电刷滑动，电位计便产生与压力大小相对应的电信号，电信号输入ZFZ-1液压组合指示器上的压力指示器上，液压压力指示器便指示液压压力，液压压力指示器测量范围为～上的最小刻度值是。

一般情况下，检查发动机慢车状态以上液压系统工作压力应为MPa，在检查液压压力降信号时，液压压力降灯亮压力为MPa;当液压压力≤17.2MPa时，液压压力降灯亮和液压压力降灯灭压差不小于1.2MPa。而液压传感器的最小基本误差为±，一般为±，引起测试值最大差异为～，因而足以使测试值无效，在飞机调试与试飞过程中，也经常出现液压告警与液压压力假超标现象。

2.4 某型飞机冷气压力测量子系统

某型飞机冷气压力测量该系统一般包含主副（正常与应急）冷气系统、刹车冷气系统和蓄压器氮气系统组成[2]。

主副（正常与应急）冷气系统由BYQ150-H双组合压力表组成。其工作原理是系统冷气压力直接进入冷气压力表，引起冷气压力表内弹簧管自由端变形，从而带动仪表指针指示冷气压力。双组合压力表在全量程范围内最小刻度值为，一般情况下冷气压力为～，压力表BYQ150-H的基本误差最小为±，最大为±，因此，引起系统的测试值最大差异为～，会引起冷气系统指示压力过大或者过小，影响着飞机冷气系统的正常工作，这种影响一般在夏天高温天气与冬天低温天气时更突出。

某型飞机冷气刹车系统由一个代号为BYQ30-H双组合压力表组成，其工作原理同BYQ150-H双组合压力表，一般情况下检查冷气刹车压力：机轮刹车压力为（20±1），自动刹车压力为（7±1），在常温（20℃±5℃）下，双组合压力表误差为×（±4%），在+60℃～-55℃范围内，双组合压力表误差为×（±6%），系统误差引起的测试值最大差异为2.4～3.6，不能满足飞机系统测试要求。

蓄压器氮气系统由BYQ250-2蓄压器微型气压表组成，其工作原理同BYQ150-H双组合压力表。在测量范围～上的最小刻度值为，在测量范围～上的最小刻度值为。用来检查液压系统缓冲器充氮压力值为，此工作点误差为±，系统误差引起的测试值最大差异为，也不能满足飞机系统测试要求。

2.5 某型飞机交直流电电压测量子系统

某型飞机交直流电电压测量系统包含一套交直流电压表，飞机交直流电压表工作原理是飞机汇流条内的电流直接进入电压表内动圈，产生偏转力矩，偏转力矩大小与动圈的电流对应，动圈的游丝偏转带动指针指示。交流电压表在测量范围（90～120）V上的最小刻度值为5V，其它范围为10V，直流电压表全量程最小刻度值为2V。

一般情况下飞机交直流电压测量子系统检查发动机起动成功前后交直流电压，交流电压：地面电源为（115±3）V、机上电源为（115±1.5）V;直流电压：地面电源为（27±2.7）V、机上电源为（28.5±0.75）V，系统误差如下：在（110～120）V交流工作范围为±3.0%，其它为±4.0%;在（19～30）V直流工作范围为±3.0%，其它为±4.0%。由此可见，由系统误差引起的电压测试值最大误差：交流为8.4V、直流为2.1V，不能满足飞机测试精度要求，经常导致飞机报交直流电压超标。

2.6 某型飞机发动机机匣振动值测量子系统

某型飞机发动机机匣振动值测量子系统由电磁式振动速度传感器组成，该型传感器精度随测试对象的振动频率变化，使用中需要依据频率变化，分段标定振动传感器的精度，目前国产发动机采用、为主考核频点，很难满足发动机测试精度要求。

某型发动机=100%时高压转子对应物理转速为14675r/min，即对应频率为，对于某一特定N2转速下的特定振动，发动机高压转子振动传感器接受频率为，某型振动传感器，对应精度为  ，在频率对应精度为 ，其它频率段灵敏度见表1，可以看出发动机振动传感器在非主频率段≥80%灵敏度系数：相对误差达-5%，折合振动速度误差为-3mm/s左右，飞参软件将发动机机匣振动值人为地减小3mm/s～13mm/s，危害着发动机的安全与可靠性，不能满足飞机测试精度要求。

2.7 某型飞机油量测量子系统

某型飞机油量测量子系统由指示器、电器控制盒、油量传感器和传感信号器等组成。其工作原理是利用安装于各组油箱内的传感器，能灵敏地感受燃油体积、密度和油位变化，采用带有闭环测量系统的L、C交流电桥原理，将非电量的变化转化为电量的变化，经L、C电桥输出一个失调信号，经放大控制随动系统使电桥达到平衡，从而得到一个定量的指示公斤数，达到测量机上实际载油量的目的，油量传感器的安装位置偏差与油量表和油量指示器的自身偏差影响着油量误差最多可达200kg～300kg。

2.8 某型飞机进气道大气总温测量子系统

某型飞机进气道大气总温测量由阻滞式大气总温传感器组成，在小M数（M<0.4）时，总温测量系统负误差比较明显，尤其是在地面试车情况下，测试总温总小于试车场外温度计所测试的静温，最大可达-2℃～-10℃左右，系统误差对发动机参数影响主要、、、、值偏低，最多使、偏低2%左右，最多偏低10%左右，最多偏低20%左右，最多偏低60℃左右（见表2），使发动机装机调整后性能处于较低状态[3-5]，影响着飞机大表速、升限、大表速等战技指标，影响着飞机安全。

3 系统误差的标定

鉴于飞机系统误差现状，研究一套行之有效的工艺测量方法，可以提高系统测量精度，并有效防止飞机系统误报故。

一般被测物体的总系统误差表达为，N为影响系统误差因素的N个环节，为第i个环节上的系统误差，飞机测试系统的误差影响因素多种多样（见图1），要充分考虑各环节的影响因素，既要分清主次，保证标定工作简捷可行，又要保证系统精度满足测试要求。

对于飞机液压压力测量系统、冷气压力测量系统、发动机高低压转子转速测量系统，用高精度压力表对各压力传感器的工艺检查测量点进行实时标定，实现系统误差部分标定，能将系统误差减小到原来的20%～40%，可以满足飞机测试精度要求。如：飞机的发动机转速测量系统中转速表指示器系统误差在100%～110%标定为+1%，如果空中飞行发动机在最大状态转速在飞机仪表或飞参中显示为103%，飞机仪表虽然显示超转（空中规定为），但由于实际值为102%，那么我们就判断转速符合规定，而系统误差标定工作就是让飞行员在飞行前知道该表头误差为+1%，飞行时需要修正，尤其在大M数和升限科目飞行时更应该提醒飞行员对转速显示器的修正，防止飞行员误操纵发动机。

对于飞机发动机涡轮后T4温度测量系统、交直流电压测量系统、发动机机匣振动值测量系统，需要用高精度传感器和数学建模、曲线拟合、软件修正等办法分别标定各环节的系统误差[4]，实现系统误差闭环标定，能将原来系统误差减小到原来的10%～20%，满足了飞机测试精度要求。

对于进气道总温测试系统误差主要是由于受总温传感器温度恢复系数和时间常数等特性影响，故在飞机试车场阴凉无风处，用一个精度较高的温度傳感器（如煤油式温度传感器）实时测试发动机试车场的环境温度（即大气静温），当发动机无风或弱风环境下试车时，飞参采集到的进气道总温应当与外界环境温度传感器所指示的温度有差异，这个差值便为这个飞机进气道总温测试系统的系统误差，以后在小M数（M<0.4）试车中，用这个值去修正飞参上、、、、值，使发动机调整后的性能更加真实可信，保证了发动机安全。

系统误差虽然在一段时间内基本不变，但随着使用时间的推移和使用环境等因素的影响也有可能发生变化，因而必须适时地对飞机测量系统误差进行标定。

4 结语

在限定的飞机设计条件下，通过运用系统误差标定方法，很好地解决批次性飞机系统测试问题，能使飞机测试精度大大提高，弥补了飞机设计的不足，减小了机务工作者飞机调试与维护工作量，节约了飞机生产成本，降低了飞行报废架次，减轻了飞行员心理负担，保证了试飞安全，对国内飞机的调整、试飞等机务保障工作具有普遍指导意义。

参考文献

[1] gzcdzh.传感器标定与校准[Z].（百度文库：https：//wenku.baidu.com/view/955ade5af11dc281e53a580216fc700abb 6852df.html）.2017.

[2] 航空工业六0一所XX型飞机说明书编写组.XX型飞机说明书[R].沈阳，1995.

[3] 赵廷渝.航空燃气涡轮动力装置[M].成都：西南交通大学出版社，2004.

[4] 赵安家.大气总温测试系统误差对发动机调整与性能影响的研究[J].飞机设计，2015，35（6）：33-38.

[5] 王宝国，刘淑艳，等.空气动力学基础[M].北京：国防工业出版社，2012.