人工飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求淺析

田力偉 舒振杰

（中航工業(yè)綜合技術(shù)研究所，北京 100028）

作為飛機(jī)的飛行關(guān)鍵系統(tǒng)，飛行控制系統(tǒng)一直在飛機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中占據(jù)重要的地位。根據(jù)GJB 2191–1994《有人駕駛飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)通用規(guī)范》中1.3.1節(jié)的規(guī)定，飛行控制系統(tǒng)分為人工飛行控制（操縱）系統(tǒng)（以下統(tǒng)稱“人工飛行控制系統(tǒng)”）和自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)兩大類。按對(duì)操縱面的作動(dòng)方式，人工飛行控制系統(tǒng)還可以分為直接機(jī)械作動(dòng)、可逆助力作動(dòng)和不可逆助力作動(dòng)等3類。設(shè)計(jì)時(shí)采用上述何種方式，需要進(jìn)行具體分析：凡操縱面氣動(dòng)鉸鏈力矩的大小和線性度適合于采用機(jī)械作動(dòng)的，可采用直接機(jī)械作動(dòng)，否則應(yīng)根據(jù)不可逆性的要求，采用可逆助力作動(dòng)或不可逆助力作動(dòng)。下列這些情況下，則要求必須采用不可逆助力作動(dòng)方式：氣動(dòng)鉸鏈力矩太大，所需助力比無(wú)法實(shí)現(xiàn)；氣動(dòng)鉸鏈力矩非線性過(guò)大，要求用人工感覺(jué)掩蓋；根據(jù)顫振要求，操縱應(yīng)嚴(yán)格保持其固有位置。

按GJB 2191–1994的分類，穩(wěn)定和控制增強(qiáng)功能屬于人工飛行控制系統(tǒng)。去掉拉桿、搖臂或鋼索、滑輪等機(jī)械信號(hào)傳輸元件而用電信號(hào)將駕駛員的指令傳輸至伺服作動(dòng)器，從而驅(qū)動(dòng)操縱面的系統(tǒng)稱為“人工電飛行控制系統(tǒng)”。機(jī)械飛行控制系統(tǒng)（國(guó)內(nèi)習(xí)慣稱為機(jī)械飛行操縱系統(tǒng)或飛行操縱系統(tǒng)）、電飛行控制系統(tǒng)（目前主要指電傳飛行控制系統(tǒng)）皆屬于人工飛行控制系統(tǒng)[1]。

作為目前指導(dǎo)我國(guó)飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)研制的頂層規(guī)范，GJB 2191–1994對(duì)人工飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提出了要求。本文針對(duì)GJB 2191–1994中的人工飛行控制（操縱）系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求進(jìn)行研究、分析提出相關(guān)要求的技術(shù)基礎(chǔ)內(nèi)容，為GJB 2191–1994的型號(hào)研制剪裁使用提供參考和依據(jù)。

1 一般要求

GJB 2191–1994的3.1.4“人工飛行控制（操縱）系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求”這一節(jié)中對(duì)人工飛行控制系統(tǒng)規(guī)定了以下6項(xiàng)一般要求：增強(qiáng)；變傳動(dòng)比機(jī)構(gòu)；操縱回中、啟動(dòng)力和空行程；轉(zhuǎn)換；操縱機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)；對(duì)座艙操縱裝置的運(yùn)動(dòng)和力反傳。

1.1 增強(qiáng)

增強(qiáng)是指采用反饋控制改善飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱品質(zhì)的控制功能。增強(qiáng)功能應(yīng)和自動(dòng)駕駛儀的各種模態(tài)、結(jié)構(gòu)控制模態(tài)及配平模態(tài)、增升控制、阻力控制、發(fā)動(dòng)機(jī)油門控制及飛機(jī)機(jī)體模態(tài)、氣動(dòng)彈性模態(tài)等相兼容。因此，3.1.4節(jié)中a）條“增強(qiáng)”中提出要求：

“采用增強(qiáng)系統(tǒng)時(shí)，應(yīng)與所有控制模態(tài)及機(jī)體的動(dòng)態(tài)特性相兼容?！?/p>

另外，對(duì)于未提供余度的穩(wěn)定和控制增強(qiáng)系統(tǒng)，其控制權(quán)限應(yīng)是有限的，以保證不會(huì)因增強(qiáng)系統(tǒng)的失控故障而導(dǎo)致過(guò)大的故障瞬態(tài)，危及飛機(jī)的飛行安全。因此，3.1.4節(jié)中a）條“增強(qiáng)”中又提出要求：

“增益調(diào)節(jié)系統(tǒng)的非‘極罕見(jiàn)’單故障不應(yīng)使增強(qiáng)系統(tǒng)性能降到II級(jí)工作狀態(tài)以下。駕駛員操縱的變?cè)鲆嫜b置僅可用作應(yīng)急備份，并應(yīng)經(jīng)訂貨方特別批準(zhǔn)。為了防止超過(guò)極限增益值，增益調(diào)節(jié)裝置應(yīng)設(shè)有機(jī)械的或電的確實(shí)的限動(dòng)裝置?！?/p>

1.2 變傳動(dòng)比機(jī)構(gòu)

對(duì)于常規(guī)機(jī)械飛行操縱系統(tǒng)，為了在整個(gè)飛行速度和飛行高度范圍內(nèi)都有合適的操縱靈敏度，在低速和高空飛行中不致太遲鈍，低、中空大速壓時(shí)不致太靈敏，需要提供速壓感覺(jué)裝置、非線性傳動(dòng)機(jī)構(gòu)或變傳動(dòng)比機(jī)構(gòu)。為了提高飛行安全性，應(yīng)優(yōu)先采用簡(jiǎn)單可靠的裝置，如速壓感覺(jué)裝置或非線性機(jī)構(gòu)。例如，米格–23飛機(jī)的俯仰飛行控制系統(tǒng)，改變了米格–19和米格–21采用變傳動(dòng)比機(jī)構(gòu)的傳統(tǒng)，用非線性機(jī)構(gòu)得到了合適的操縱靈敏度，提高了飛行安全性，還避免了啟動(dòng)力過(guò)大的缺陷。應(yīng)該在其它方法不能滿足要求或不合適時(shí)，才采用由起落架位置、速壓和高度（靜壓）、駕駛員操縱開(kāi)關(guān)或其它操縱方法所控制的變傳動(dòng)比機(jī)構(gòu)來(lái)獲得合適的操縱靈敏度。如果變傳動(dòng)比機(jī)構(gòu)的故障有可能危及飛行安全性，則應(yīng)提供監(jiān)控及應(yīng)急定位措施。因此，3.1.4b）條“變傳動(dòng)比機(jī)構(gòu)”中提出要求：

“采用變傳動(dòng)比機(jī)構(gòu)時(shí)，如果位置控制不正確會(huì)導(dǎo)致飛行安全事故，則應(yīng)提供監(jiān)控和應(yīng)急控制位置的措施?！?/p>

1.3 操縱回中、啟動(dòng)力和空行程

俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航座艙操縱裝置都應(yīng)有可以辨別的中立點(diǎn)，即當(dāng)駕駛員釋放座艙操縱裝置時(shí)，它應(yīng)回到中立點(diǎn)或配平點(diǎn)。雖然不要求絕對(duì)地回中（即所謂“不完全回中”，摩擦阻止回到理想的中立位置），但回中、啟動(dòng)力、穩(wěn)定性（阻尼）和操縱力梯度的組合效果，不應(yīng)產(chǎn)生不良的飛行品質(zhì)特性（如不良的精確跟蹤能力，或者操縱松開(kāi)時(shí)，離開(kāi)配平點(diǎn)太多）。如果沒(méi)有配平點(diǎn)，駕駛員就得人工尋找這樣一個(gè)配平狀態(tài)，這就可能導(dǎo)致不良的操縱特性，而在極端情況下，可能導(dǎo)致駕駛員誘發(fā)振蕩。

對(duì)于啟動(dòng)力來(lái)說(shuō)，啟動(dòng)力太小，飛機(jī)受到微小擾動(dòng)就會(huì)引起無(wú)意識(shí)的動(dòng)作，使平穩(wěn)飛行困難，系統(tǒng)回中特性差，容易受到擾動(dòng)，特別是在飛機(jī)和系統(tǒng)阻尼比小時(shí)，會(huì)產(chǎn)生一定程度的阻尼振蕩；啟動(dòng)力太大，不僅駕駛員容易疲勞，而且使操縱困難。因此，GJB 185–1986《有人駕駛飛機(jī)（固定翼）飛行品質(zhì)》中規(guī)定了啟動(dòng)力的上下限。

啟動(dòng)力的來(lái)源，包括桿至操縱面作動(dòng)器的摩擦、預(yù)載、質(zhì)量不平衡力、作動(dòng)器閥的移動(dòng)力等：

桿摩擦引起操縱面偏度對(duì)桿力的相位滯后，使回中特性變差，破壞桿力和操縱面的確定關(guān)系，大的桿摩擦使配平時(shí)的精確操縱困難。但有小量包括桿摩擦的啟動(dòng)力是必需的，它可以抵抗駕駛員無(wú)意識(shí)的動(dòng)作，提高配平狀態(tài)的精確操縱性。

預(yù)載具有回中特性，沒(méi)有滯后效應(yīng)，可以彌補(bǔ)閥的移動(dòng)力、桿摩擦及空行程的不利影響。

質(zhì)量不平衡力或配重是啟動(dòng)力的另一個(gè)來(lái)源。有些飛機(jī)為了滿足單位法向過(guò)載的穩(wěn)態(tài)桿力梯度要求，有意識(shí)的在系統(tǒng)中引用配重。配重使瞬態(tài)桿力超前于過(guò)載，降低系統(tǒng)阻尼，容易引起駕駛員誘發(fā)振蕩。

操縱面作動(dòng)器操縱閥的移動(dòng)力有害無(wú)益，應(yīng)盡量減少。對(duì)于機(jī)械飛行操縱系統(tǒng)來(lái)說(shuō)，當(dāng)閥的移動(dòng)力大于閥上游系統(tǒng)的啟動(dòng)力時(shí)，將產(chǎn)生駕駛誘發(fā)振蕩；過(guò)大的閥移動(dòng)力，還可能造成增穩(wěn)系統(tǒng)伺服作動(dòng)器力反傳及增穩(wěn)系統(tǒng)極限環(huán)振蕩。

空行程引起操縱面對(duì)桿位移的相位滯后，使配平飛行狀態(tài)的精確操縱困難，容易導(dǎo)致駕駛員誘發(fā)振蕩。空行程是由機(jī)械連桿鉸接處的間隙和閥的重疊量形成的，預(yù)載彈簧可以部分補(bǔ)償間隙的不利效應(yīng)。

基于以上分析，可以理解3.1.4節(jié)中c）條“操縱回中、啟動(dòng)力和空行程”中提出的如下要求：

“應(yīng)滿足GJB 185–1986相應(yīng)的設(shè)計(jì)要求。所選擇的靈敏度和啟動(dòng)力不應(yīng)引起過(guò)操縱趨勢(shì)?！?/p>

1.4 轉(zhuǎn)換

轉(zhuǎn)換是對(duì)備用飛行控制系統(tǒng)或備用工作模態(tài)的一項(xiàng)要求，包括控制方式的轉(zhuǎn)換（如從數(shù)字正常控制方式向模擬備份控制方式的轉(zhuǎn)換，由電的正常控制向機(jī)械備份工作方式的轉(zhuǎn)換）和能源的轉(zhuǎn)換（如正常液壓動(dòng)力向應(yīng)急液壓動(dòng)力或應(yīng)急電動(dòng)力的轉(zhuǎn)換，從液壓動(dòng)力向人工直接動(dòng)力的轉(zhuǎn)換等）。如果沒(méi)有轉(zhuǎn)換要求，操縱面和/或其它聯(lián)鎖面將處于最后位置或成為流線型，這將使操縱面毫無(wú)用處并可能導(dǎo)致飛機(jī)失事和/或生命喪失。3.1.4d）條“轉(zhuǎn)換”中就根據(jù)上述兩種轉(zhuǎn)換方式提出如下要求：

“如果飛行控制系統(tǒng)具有備用工作模態(tài)，則轉(zhuǎn)換到備用工作模態(tài)之后，至少應(yīng)提供III級(jí)飛行控制系統(tǒng)工作狀態(tài)的能力。斷開(kāi)備用工作模態(tài)期間，備用工作模態(tài)對(duì)正常工作模態(tài)的干擾，不應(yīng)使工作性能下降至低于I級(jí)工作狀態(tài)。若關(guān)鍵的和飛行階段關(guān)鍵的全助力飛行控制系統(tǒng)采用單套飛行控制液壓系統(tǒng)，則應(yīng)提供應(yīng)急機(jī)械轉(zhuǎn)換或應(yīng)急能源。對(duì)于單發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)，應(yīng)急能源應(yīng)獨(dú)立于發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)轉(zhuǎn)。飛行中轉(zhuǎn)換到人工操縱或應(yīng)急能源之后，應(yīng)能重新接通正常能源。人工或自動(dòng)轉(zhuǎn)換到應(yīng)急裝置，或從應(yīng)急裝置轉(zhuǎn)換回來(lái)，均不應(yīng)導(dǎo)致工作能力低于III級(jí)飛行控制系統(tǒng)工作狀態(tài)?！?/p>

1.5 操縱機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)

防止串?dāng)_是對(duì)各操縱軸操縱力和位移諧和的要求。一方面各操縱軸（主要是俯仰和滾轉(zhuǎn)操縱軸）之間的力和位移靈敏度和啟動(dòng)力應(yīng)當(dāng)恰當(dāng)匹配，另一方面大機(jī)動(dòng)時(shí)的操縱力也應(yīng)保持在適當(dāng)?shù)谋壤駝t向一個(gè)軸的有意識(shí)輸入會(huì)同時(shí)引起其它軸的無(wú)意識(shí)輸入，即所謂串?dāng)_。例如，許多無(wú)助力操縱的重型飛機(jī)副翼操縱力相對(duì)升降舵操縱力來(lái)說(shuō)太大，結(jié)果在進(jìn)入轉(zhuǎn)彎而快速滾轉(zhuǎn)時(shí)，難以精確控制俯仰姿態(tài)。另外，對(duì)殲強(qiáng)類高機(jī)動(dòng)性飛機(jī)，由于操縱裝置和手臂的幾何形狀的影響，以及手臂沒(méi)有合適的支持，常常難以沿桿的中心對(duì)稱面直線向后拉桿，如果橫向操縱力相對(duì)縱向操縱力過(guò)低，則不可避免在作縱向操縱時(shí)引起橫向無(wú)意識(shí)的輸入。例如，F(xiàn)–16的力型小側(cè)駕駛桿，對(duì)縱橫串?dāng)_敏感，起飛和著陸中作俯仰操縱時(shí)，一般都可以觀察到左坡度，將側(cè)桿順時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)120?以后，串?dāng)_才基本消除。因此，3.1.4節(jié)中e）條“操縱機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)”中提出以下要求：

“在駕駛員位置上經(jīng)受到結(jié)構(gòu)使用過(guò)載、設(shè)計(jì)機(jī)動(dòng)和紊流引起的加速度范圍內(nèi)，應(yīng)排除以正常的操縱運(yùn)動(dòng)會(huì)將危險(xiǎn)的無(wú)意的輸入（串?dāng)_）信號(hào)引入另一個(gè)或一個(gè)以上操縱軸。”

1.6 對(duì)座艙操縱裝置的運(yùn)動(dòng)和力反傳

3.1.4 節(jié)中f）條“對(duì)座艙操縱裝置的運(yùn)動(dòng)和力反傳”中提出要求：

“穩(wěn)定和控制增強(qiáng)系統(tǒng)伺服作動(dòng)裝置的運(yùn)動(dòng)和力，在座艙操縱裝置上不應(yīng)有明顯的反映。同時(shí)，作用在操縱裝置下游部件上的振動(dòng)力或運(yùn)動(dòng)，也不應(yīng)在座艙操縱裝置上有明顯的反映，如果反傳力的幅值小于相應(yīng)操縱的最小啟動(dòng)力的一半，則認(rèn)為力和運(yùn)動(dòng)的反傳是不明顯的?！?/p>

副作動(dòng)器的運(yùn)動(dòng)和力反傳是穩(wěn)定和控制增強(qiáng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)中經(jīng)常遇到的問(wèn)題。有兩種運(yùn)動(dòng)和力反傳：一種是力的匹配問(wèn)題，即副作動(dòng)器的下游在副作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的力不能被串聯(lián)副作動(dòng)器上游的支持力良好支持，而將力和運(yùn)動(dòng)反傳到駕駛桿和腳蹬上的現(xiàn)象，這種力和運(yùn)動(dòng)反傳妨礙駕駛員操縱，降低增強(qiáng)系統(tǒng)工作性能；另一種力和運(yùn)動(dòng)反傳是副作動(dòng)器的速度和操縱面功率作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)速度的匹配問(wèn)題，有時(shí)也稱為“反沖”。如果駕駛員的操縱速度加上副作動(dòng)器的工作速度超過(guò)操縱面的最大速度，便會(huì)出現(xiàn)“反沖”。當(dāng)操縱面作動(dòng)器閥的行程達(dá)到止動(dòng)處時(shí)，操縱面阻抗變?yōu)闊o(wú)限大，副作動(dòng)器的運(yùn)動(dòng)全部反傳到桿（蹬）上去。如果接近最大鉸鏈力矩，操縱面作動(dòng)器的速度將明顯下降，而副作動(dòng)器的速度不受鉸鏈力矩的影響，這種情況最容易產(chǎn)生“反沖”。對(duì)俯仰和滾轉(zhuǎn)采用同一操縱面的系統(tǒng)，“反沖”的后果特別嚴(yán)重。

2 機(jī)械式飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求

機(jī)械部件、液壓機(jī)械部件、氣壓機(jī)械部件和電機(jī)械部件等的余度等級(jí)是由訂貨方提出的抗故障能力、任務(wù)可靠性、飛行安全性、生存力、不易損性及結(jié)構(gòu)完整性等要求所決定的。因此，GJB 2191–1994的3.1.4.1“機(jī)械式飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求”這一節(jié)首先提出以下要求：

“對(duì)于機(jī)械部件的設(shè)計(jì)，系統(tǒng)的可靠性、強(qiáng)度和簡(jiǎn)單性應(yīng)作為首要要求來(lái)考慮。駕駛員操縱裝置和操縱面之間的信號(hào)傳輸應(yīng)按滿足本規(guī)范的可靠性、抗故障能力、不易損性及其它要求來(lái)確定余度等級(jí)?！?/p>

對(duì)于人工全助力系統(tǒng)，其應(yīng)急動(dòng)力要求由GJB 2191–1994中的3.1.8節(jié)、3.1.8.1節(jié)的生存力要求和3.1.9.4節(jié)的不易損性要求決定。而對(duì)于可逆助力作動(dòng)系統(tǒng)的轉(zhuǎn)換，GJB 2191–1994在3.1.4.1.1節(jié)中提出以下要求：

“轉(zhuǎn)換為機(jī)械方式時(shí)，至少應(yīng)提供III級(jí)飛行控制系統(tǒng)工作狀態(tài)。在正?？赡嬷ψ鲃?dòng)方式下，應(yīng)提供I級(jí)飛行控制系統(tǒng)工作狀態(tài)的操縱能力。用機(jī)械方式工作以后，應(yīng)能重新接通可逆助力作動(dòng)方式?！?/p>

當(dāng)采用可逆助力作動(dòng)系統(tǒng)時(shí)，為了保證轉(zhuǎn)換到人工直接機(jī)械方式的操縱力的幅值和非線性度不低于III級(jí)飛行控制系統(tǒng)工作狀態(tài)的要求，助力比不能過(guò)大。如果助力比過(guò)大，則應(yīng)采用全助力或不可逆助力系統(tǒng)。

3 電飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求

電飛行控制系統(tǒng)是完全通過(guò)電信號(hào)傳輸駕駛員的操縱指令或駕駛員操縱指令的增強(qiáng)指令到伺服作動(dòng)器從而控制飛機(jī)飛行的系統(tǒng)。這種系統(tǒng)取消了駕駛員與伺服作動(dòng)器之間的機(jī)械聯(lián)系，在人工控制或是關(guān)鍵控制場(chǎng)合通常稱為電傳飛行控制系統(tǒng)。過(guò)去40多年里，飛行控制技術(shù)取得了巨大進(jìn)展，電傳飛行控制系統(tǒng)發(fā)展已經(jīng)十分成熟。人工電飛行控制系統(tǒng)相對(duì)機(jī)械飛行控制系統(tǒng)具有很多的優(yōu)點(diǎn)：

用電信號(hào)傳輸代替機(jī)械信號(hào)傳輸元件，雖然是多余度的，也明顯減少系統(tǒng)的重量和體積；

通過(guò)余度技術(shù)，電傳飛行控制系統(tǒng)可以做得比機(jī)械飛行控制系統(tǒng)有更高的任務(wù)可靠性和飛行安全性；

通過(guò)反饋控制和計(jì)算機(jī)靈活而強(qiáng)有力的計(jì)算和邏輯控制能力，能夠使飛機(jī)的性能優(yōu)化，如降低配平阻力、提高機(jī)動(dòng)性、改善飛行品質(zhì)、擴(kuò)展飛機(jī)的飛行包線；

通過(guò)主動(dòng)控制技術(shù)，實(shí)現(xiàn)陣風(fēng)減緩、機(jī)動(dòng)載荷減緩、乘坐平穩(wěn)、顫振主動(dòng)抑制；

通過(guò)攻角、過(guò)載、偏航速率等的自動(dòng)限制與座艙顯示、告警的交聯(lián)可以大大減輕駕駛員的工作負(fù)荷；

通過(guò)完善的機(jī)內(nèi)檢測(cè)和自動(dòng)化的檢測(cè)可以改善維修性，提高飛機(jī)的可用度。

GJB 2191–1994的3.1.4.2“電飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求”這一節(jié)首先提出以下要求：

“設(shè)計(jì)電飛行控制系統(tǒng)時(shí)，應(yīng)對(duì)雷擊以及3.1.9.3所規(guī)定的溫度環(huán)境、電磁干擾環(huán)境和其它誘發(fā)環(huán)境的不易損性作特殊考慮。”

雷擊對(duì)飛行控制系統(tǒng)（尤其是電飛行控制系統(tǒng)）具有潛在的嚴(yán)重威脅，必須對(duì)雷擊引起的電壓和電流瞬態(tài)進(jìn)行可靠的防護(hù)。

對(duì)電飛行控制系統(tǒng)連接電路的雷擊感應(yīng)瞬變提供防護(hù)。雷擊引起通過(guò)飛機(jī)蒙皮的大電流，會(huì)對(duì)鄰近的連接電路感應(yīng)相當(dāng)高的電壓。為了把這種瞬變效應(yīng)降到最低，應(yīng)盡可能用扭絞屏蔽線的平衡電路，并且電路應(yīng)和雷擊電流的可能通路分開(kāi)，余度通道在物理上也應(yīng)彼此分開(kāi)。

電飛行控制系統(tǒng)用的大氣數(shù)據(jù)信息（動(dòng)靜壓、迎角、側(cè)滑角）是從裝在飛機(jī)外部的探頭獲得的，這種探頭有可能被雷擊損壞。為了防止損壞，可以采用雷電分流器來(lái)保護(hù)探頭小孔，采用避雷器來(lái)保護(hù)電路。

電飛行控制系統(tǒng)要求電源系統(tǒng)完整無(wú)損。對(duì)供電系統(tǒng)的進(jìn)入點(diǎn)，如外部照明電路和全、靜壓管加溫電路應(yīng)進(jìn)行易損性檢查。如有必要，可在雷電電流入口附近安裝避雷器以保護(hù)電路。電源的產(chǎn)生和分配也應(yīng)進(jìn)行潛在瞬變敏感性檢查，如果存在這種敏感性，則應(yīng)安裝避雷器。

隨后，GJB 2191–1994在3.1.4.2.1節(jié)中專門對(duì)電飛行控制系統(tǒng)中機(jī)械傳動(dòng)裝置的應(yīng)用提出要求：

“如果采用單獨(dú)的人工感覺(jué)系統(tǒng)，或采用機(jī)械傳動(dòng)裝置將信號(hào)轉(zhuǎn)換機(jī)構(gòu)與操縱面作動(dòng)器連接起來(lái)，則摩擦和空行程不應(yīng)導(dǎo)致飛行控制系統(tǒng)低于I級(jí)工作狀態(tài)?！?/p>

采用不直接與駕駛桿相連的人工感覺(jué)系統(tǒng)時(shí)，其安裝應(yīng)盡量靠近駕駛桿（盤）和腳蹬，以盡量減少產(chǎn)生摩擦和空行程的鉸接環(huán)節(jié)。駕駛桿上即使有小量的摩擦和空行程，也會(huì)產(chǎn)生不良的操縱特性，降低跟蹤性能。采用精密軸承可減少空行程，但增加摩擦，若空行程過(guò)大，可用預(yù)載彈簧來(lái)消除。電的啟動(dòng)力必須大于人感系統(tǒng)的機(jī)械預(yù)載和摩擦力，否則駕駛桿（盤）或腳蹬啟動(dòng)之前，飛機(jī)便開(kāi)始響應(yīng)，這將產(chǎn)生小幅值不穩(wěn)定，使駕駛員操縱困難。然而，電啟動(dòng)力也不能超過(guò)機(jī)械啟動(dòng)力太多，因?yàn)檫@表現(xiàn)為飛機(jī)響應(yīng)前的過(guò)大的操縱位移，過(guò)大的空行程。

在不希望將伺服作動(dòng)器直接與操縱面作動(dòng)器合并或組合的一些電飛行控制系統(tǒng)中，也需要用機(jī)械連桿或鋼索來(lái)連接，則伺服作動(dòng)器的輸出將通過(guò)連桿或鋼索來(lái)控制操縱面作動(dòng)器。為了使摩擦和間隙減至最小，采用的機(jī)械鉸接環(huán)節(jié)應(yīng)盡可能少。系統(tǒng)中這部分的摩擦和空行程會(huì)增大閉環(huán)相位滯后，從而產(chǎn)生明顯的小幅值極限環(huán)。

GJB 2191–1994在3.1.4.2.1節(jié)中還對(duì)電飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的質(zhì)量平衡提出以下要求：

“縱向和方向控制在向前和向后運(yùn)動(dòng)時(shí)應(yīng)是質(zhì)量平衡的，橫向控制從飛機(jī)對(duì)稱面到對(duì)稱面外都應(yīng)是質(zhì)量平衡的，以符合結(jié)構(gòu)模態(tài)和操縱力的要求。剩余法向質(zhì)量不平衡應(yīng)符合操縱感覺(jué)要求?！?/p>

如果人工電飛行控制系統(tǒng)包含機(jī)械傳動(dòng)裝置，則質(zhì)量平衡是設(shè)計(jì)中應(yīng)該考慮的重要參數(shù)。機(jī)械傳動(dòng)裝置的質(zhì)量不平衡將產(chǎn)生附加力，而被電子裝置中的力傳感器所感受。所有操縱裝置的機(jī)械編排都要注意它相對(duì)飛機(jī)在所有自由度上的相應(yīng)姿態(tài)、速度、加速度的運(yùn)動(dòng)學(xué)問(wèn)題。例如，縱向和航向飛行控制系統(tǒng)在向前、向后以及垂直方向要求是質(zhì)量平衡的，橫向系統(tǒng)要求在垂直方向以及對(duì)稱面上到對(duì)稱面之外是質(zhì)量平衡的。此外，某些設(shè)計(jì)可能包含有意引入的質(zhì)量不平衡，以滿足法向過(guò)載桿力梯度的要求[2]。

4 結(jié)論

GJB 2191–1994是目前指導(dǎo)我國(guó)飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)研制的頂層規(guī)范，其在3.1.4“人工飛行控制（操縱）系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求”這一節(jié)中規(guī)定了適用于所有有人駕駛軍用飛機(jī)（包括殲擊機(jī)、轟炸機(jī)、運(yùn)輸機(jī)、教練機(jī)、短距和垂直起落飛機(jī)及直升機(jī)）的人工飛行控制系統(tǒng)的各項(xiàng)設(shè)計(jì)要求。這些要求“既適用于目前批量生產(chǎn)的飛機(jī)也適用于在研的新型號(hào)飛機(jī)，既適用于先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)的研制又適用于常規(guī)飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)”[3]。

本文按照GJB 2191–1994的3.1.4節(jié)的結(jié)構(gòu)順序，針對(duì)每項(xiàng)設(shè)計(jì)要求依次進(jìn)行研究，分析提出相關(guān)要求的技術(shù)基礎(chǔ)內(nèi)容，為型號(hào)研制過(guò)程中合理有效使用相關(guān)規(guī)范內(nèi)容提供參考和依據(jù)。

（編輯：勞邊）

[1] 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì)編.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第12冊(cè)：飛行控制系統(tǒng)和被壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2003.

[2] 李成忠，肖亞倫，方振平.軍用規(guī)范——有人駕駛飛機(jī)的飛行品質(zhì)（MIL–F–8785C）的背景資料和使用指南[J].飛行力學(xué)，1985（2）.

[3] 凌和生.GJB 2191的編制與貫徹[J].航空標(biāo)準(zhǔn)化與質(zhì)量，1998（5）.