摘要：针对某型飞机大过载飞行状态下平尾操纵系统的偏离特性开展验证方法研究工作，提出了操纵系统特性关键参数测试校准方法，校验了平尾操纵系统的杆舵对应关系，设计了空中验证试飞方案，成功验证了飞机平尾操纵系统在大过载飞行时的操纵系统偏离特性，为同类型飞机操纵系统的改进提供了技术支持。
关键词：大过载；平尾操纵系统；偏离特性；测试校准
对于飞机全机主操纵系统（以下简称全机系统）疲劳试验所涉及的试验故障或问题，如何进行有效的零组件拆检及分析，现有可参考的相关文章或论述较少。某型飞机主操纵系统是由机械、液压、电控、自制件、成品件等组成的硬式不可逆操纵系统，为考核主操纵系统的疲劳性能（目标寿命）和性能指标（静态性能），其全机系统疲劳试验方案及要求。
1全机系统疲劳试验拆检要求
对于全机系统疲劳试验发现或暴露的一些重要典型试验故障或问题———系统零组件及其支持件的疲劳损伤、全机系统性能指标下降或超标等，应及时进行故障诊断和拆检分析。
①在全机系统疲劳试验任务要求中，应提出有关操纵系统零组件拆检间隔的基本要求，以保证在相对合理的试验周期内对重要试验故障或问题不漏检（初步拆检要求）；
②在疲劳试验过程中，对发现且需要检修的试验故障或问题，应进行相应的零组件拆检及分析（及时或阶段性拆检），当然，在制定并实施全机系统疲劳试验监控分析方法后，可根据试验实际情况，调整或适当放宽零组件拆检间隔，以加快试验进度；
③在全机系统疲劳试验结束后，应进行全机系统的拆检及分析（可与机体拆毁检查同时进行），最终考核并验证包括涉及试验故障或问题零组件及其支持件在内的全机系统疲劳寿命及性能指标，是否满足目标寿命；
④给出拆检分析结论及操纵系统相关设计的改进建议。
2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，借助液壓动力作动器或者助力器带动舵面偏转产生偏度。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。根据飞机平尾操纵系统的设计，在表速大于1000km/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500km/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，飞行速度位于500～1000km/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1000km/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。
3平尾操纵系统偏离特性试飞验证
3.1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2mm/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
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。
3.2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。
3.2.1稳定飞行中检查
平尾操纵系统的偏离特性气压高度5000m，完成表速500km/h→1000km/h→500km/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。纵向杆位移的变化范围约为-15～+40mm，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。
3.2.2机动飞行中平尾操纵系统偏离特性验证
场高1000m，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，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1km、表速1000km/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°飞行结果趋势吻合。
4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。
参考文献：
[1]XiFeng，WuZhimin，LiWei，etal.Analysison Directional Deviation Characteristicf or Mechanism ControlSystem.Measurement&ControlTechnology，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.
（作者单位：沈阳飞机工业（集团）有限公司）
