某串列座艙飛機駕駛員操縱裝置子系統(tǒng)加/改裝力監(jiān)測系統(tǒng)方案研究

邰瑞雪，葉 蕾，郭 丹，朱輝杰

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

隨著飛機技術(shù)的不斷發(fā)展，雙艙飛機不僅要求可以實現(xiàn)對飛行員操縱指令的記錄監(jiān)測，同時需要實現(xiàn)判別并記錄每一個飛行指令的發(fā)出者。這種對操縱指令發(fā)出者的記錄監(jiān)測技術(shù)是分析飛行事故原因的重要參數(shù)。實現(xiàn)對飛行員操縱指令發(fā)出者監(jiān)測的最佳方式是采集并記錄雙艙中每個飛行員的操縱力信號。

目前，比較常見的力監(jiān)測系統(tǒng)是將一種專用的力傳感器安裝在系統(tǒng)中，需要額外加裝相關(guān)的結(jié)構(gòu)連接件，同時要求有較充裕的空間來安裝增加的結(jié)構(gòu)件?；谛卵袡C型加裝力監(jiān)測系統(tǒng)可在飛機座艙內(nèi)預留空間，設計并布置力監(jiān)測系統(tǒng)的安裝位置。而對于已投產(chǎn)飛機座艙內(nèi)布局的空間局限性，力監(jiān)測系統(tǒng)的加/改裝需滿足對系統(tǒng)的性能影響最小、重量增加最小、改動量最小、易于改裝操作等限制條件。本文基于以上因素提出一種可實現(xiàn)的力監(jiān)測系統(tǒng)的加/改裝方案。

1 力監(jiān)測系統(tǒng)的簡介及要求

某型串列座艙飛機駕駛員操縱裝置子系統(tǒng)的前、后艙駕駛桿和腳蹬均采用硬式桿系聯(lián)動，縱、橫、航向均僅有一個載荷機構(gòu)，為前、后艙共用，提供駕駛員的操縱力。三個方向的載荷機構(gòu)均布置于前艙。基于串列座艙的力監(jiān)測系統(tǒng)需集成在駕駛員操縱裝置子系統(tǒng)中，用于分別采集并記錄前、后艙飛行員的縱、橫、航向操縱力。

現(xiàn)有的串列座艙飛機力監(jiān)測系統(tǒng)布局方式是在前、后艙各設置一套布局相似且結(jié)構(gòu)相似的監(jiān)測設備及力傳感器調(diào)理盒。該方式布局簡單，但對空間的要求高，需要成件或傳動環(huán)節(jié)上有足夠的空間布置縱、橫、航向監(jiān)測設備。且由于監(jiān)測設備大部分集成在成件上，故設備在后續(xù)工作中的維護性不好。同時對于現(xiàn)已投產(chǎn)的重量輕的小型飛機而言，力監(jiān)測系統(tǒng)的空間布局和重量也是必須考慮的一個重要因素。

加/改裝力傳感器原則要求如下：

1)加裝力監(jiān)測設備后不應引起系統(tǒng)動、靜態(tài)性能指標的降低；

2)力測量點選擇合理，傳感器能夠分辨前、后艙駕駛員操縱力大小，實現(xiàn)前艙和后艙的力傳感器測量互相不干擾、縱向和橫向力傳感器互相不干擾；

3)加裝力監(jiān)測系統(tǒng)及相關(guān)設備的供電需求應能與機上電源特性相匹配，輸出信號應在飛行參數(shù)采集器可接受的電壓范圍內(nèi)；

4)加/改裝后系統(tǒng)的強度剛度不得低于改裝前的設計，同時應考慮結(jié)構(gòu)優(yōu)化，以付出最小的重量代價；

5)加/改裝的零部件應盡量減少對其他部件的影響，相關(guān)機械接口在滿足性能的要求下，應盡量保持不變；

6)加/改裝設備應滿足安全性、可靠性、維修性、經(jīng)濟性要求。

綜上，需對力監(jiān)測系統(tǒng)在駕駛員操縱裝置中的布局方式和結(jié)構(gòu)形式進行重新設計，并使其具有對原裝置重量和結(jié)構(gòu)影響較小、結(jié)構(gòu)形式可靠、后期的維護性好。

2 力監(jiān)測系統(tǒng)的加/改裝設計

2.1 方案簡介

駕駛員操縱裝置子系統(tǒng)的空間布局如圖1所示，前、后艙駕駛桿和腳蹬通過機械桿系實現(xiàn)了操縱聯(lián)動，前、后艙共用一套載荷機構(gòu)（為駕駛員提供操縱力的機械機構(gòu)）。操縱時，前/后艙飛行員的操縱力均用于平衡載荷機構(gòu)的彈簧力。為實現(xiàn)分別記錄前、后艙每個駕駛桿/腳蹬的操縱力要求，前、后艙需要分別在各操縱點至載荷機構(gòu)之間的力傳遞環(huán)節(jié)布置力傳感器裝置。

前艙縱、橫向力傳感器布置在前艙駕駛桿手柄與駕駛桿組件交聯(lián)的搖臂上，前蹬腳蹬力傳感器布置于腳蹬踏板與轉(zhuǎn)軸之間的連桿上；后艙的力傳感器布置在前、后艙之間的聯(lián)動桿系上，具體位置如圖2、圖3所示。

圖1駕駛員操縱裝置子系統(tǒng)空間布局（圖中由右至左為航向）

圖2 駕駛員操縱裝置子系統(tǒng)力監(jiān)測系統(tǒng)布局示意圖（圖中由右至左為航向）

圖3前艙駕駛桿力傳感器布局示意圖

前艙駕駛員操縱駕駛桿或腳蹬時，前艙的力傳感器僅可測量出前艙駕駛員的對應操縱力，此時，后艙的力傳感器僅受到聯(lián)動桿系在隨動過程中帶動后艙駕駛桿/腳蹬組件的力 （該力較小，換算至操縱點僅0.5～1N左右，且與操縱位移的大小無關(guān)）。

后艙駕駛員操縱駕駛桿或腳蹬時，后艙的力傳感器僅可測量出后艙駕駛員的對應操縱力，此時，前艙的力傳感器僅受到聯(lián)動桿系在隨動過程中帶動前艙駕駛桿/腳蹬組件的力（該力更小，基本可忽略，且與操縱位移的大小無關(guān)）。

前、后艙駕駛員同時操縱時，無論是同向操縱還是逆向操縱，力傳感器仍然能獨立測量出每個駕駛桿/腳蹬上所受到的操縱力。

2.2 系統(tǒng)組成及主要功能

力監(jiān)測系統(tǒng)由前艙駕駛桿力傳感器 （含前艙縱向、橫向力傳感器）、前艙腳蹬力傳感器、后艙縱向力傳感器、后艙橫向力傳感器、后艙航向力傳感器和力傳感器調(diào)理盒組成，力傳感器調(diào)理盒將機上電源轉(zhuǎn)換為力傳感器用電源，力傳感器分別將前、后艙駕駛員的縱、橫、航向操縱力轉(zhuǎn)換為電信號，由力傳感器調(diào)理盒放大后提供給飛行參數(shù)采信器，功能框圖如圖4。

其中力傳感器為電阻應變式測力傳感器，當力傳感器受到前艙駕駛/腳蹬力時，根據(jù)胡克定律（彈性體在受外力發(fā)生形變）及電阻應變原理（粘貼于彈性體上的應變計，因發(fā)生形變而引起阻值變化），利用傳感器內(nèi)部的惠斯通電橋（見圖 5、圖 6，R1、R2、R3、R4 為粘貼在彈性體上的應變計，連接R1、R2、R3、R4成惠斯通電橋）不平衡，輸出同桿力/腳蹬力成線性關(guān)系的電壓信號。

2.3 系統(tǒng)實施方案

力監(jiān)測系統(tǒng)改裝方案采取在現(xiàn)有裝機的駕駛員操縱裝置子系統(tǒng)基礎上，更換部分部件的方式實現(xiàn)。為盡量減少重量并實現(xiàn)緊湊的結(jié)構(gòu)布局，力傳感器具有兩項功能：一方面用于測量操縱力，另一方面其機構(gòu)需代替原裝機部分零件的機構(gòu)功能。

前艙駕駛桿力傳感器安裝于縱、橫向操縱T點與載荷機構(gòu)之間的前艙駕駛桿轉(zhuǎn)盒的上搖臂處，即將駕駛桿組件上的搖臂采用形狀與原搖臂相似的力傳感器代替。該傳感器有縱、橫向兩個力敏感方向，用于測量前艙縱向、前艙橫向的操縱力，如圖7所示。

與力傳感器安裝相適應，前艙駕駛桿手柄與前艙駕駛桿組件的配合面在原成品基礎上移28mm，并對手柄長度進行補加工更改，如圖8所示。

圖4力傳感器功能框圖

圖5 （前艙縱、橫向，后艙縱、橫、航向）力傳感器惠斯通電橋

圖7前艙駕駛桿力傳感器結(jié)構(gòu)形式

因此，改裝時可在飛機上原位將前艙駕駛桿組件上的搖臂拆下，換上力傳感器重新進行裝配。駕駛桿手柄可預先制造符合要求的手柄，在機上進行換裝，換下的駕駛桿手柄可進行補加工后用于后續(xù)飛機。

前艙腳蹬采用一個形狀與前連桿相似的力傳感器代替原前艙腳蹬組件前連桿上的方案。中心轉(zhuǎn)軸左右各安裝一個力傳感器，如圖9所示。

圖6前艙航向力傳感器惠斯通電橋

圖8前艙駕駛桿手柄更改方案

2.4 力測試系統(tǒng)的工作原理

當前艙飛行員進行操縱時（如圖2，圖3所示），操縱過程中需克服載荷機構(gòu)（縱向載荷機構(gòu)、橫向載荷機構(gòu)、航向載荷機構(gòu)的力，力傳感器彈性體（前艙駕駛桿力傳感器彈性體、前艙腳蹬力傳感器彈性體）會沿受力方向微小的變形，并將操縱力轉(zhuǎn)換為電信號傳遞給力信號調(diào)理盒，經(jīng)力信號調(diào)理盒放大處理后以電壓信號形式傳輸給飛行參數(shù)采集器。此時后艙隨動，無操縱力信號的輸出。

圖9前艙腳蹬力傳感器結(jié)構(gòu)形式

當后艙駕駛員進行操縱時（如圖2），操縱過程中需克服載荷機構(gòu)（縱向載荷機構(gòu)、橫向載荷機構(gòu)、航向載荷機構(gòu)）的力，力傳感器彈性體（后艙縱向力傳感器彈性體、后艙橫向力傳感器彈性體、后艙腳蹬力傳感器彈性體）會沿受力方向微小的變形，并將操縱力轉(zhuǎn)換為電信號傳遞給力信號調(diào)理盒，經(jīng)力信號調(diào)理盒放大處理后以電壓信號形式傳輸給飛行參數(shù)采集器。此時前艙隨動，無操縱力信號的輸出。

3 結(jié)論

本文通過集成化設計，將機械傳動部件與應變計相結(jié)合，既滿足機械部件的功能要求，同時又可實現(xiàn)力的測量，解決了某型機座艙空間小，力監(jiān)測系統(tǒng)難以布置的難題。該力監(jiān)測系統(tǒng)研究方案已在某機型上完成試裝及測試，能夠滿足使用要求。