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    人工飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求淺析

    2012-08-15 00:51:57田力偉舒振杰
    關(guān)鍵詞:作動(dòng)器助力駕駛員

    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).

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