前端注入信号的力纷争现象监测试验方法

吴一欣

（中国商飞上海飞机设计研究院，中国 上海 201210）

【摘　要】针对某型号飞机力纷争产生的原因，为圆满完成力纷争试验任务，提出了一种通过在前端注入不同信号的力纷争现象监测试验方法，通过试验证实此种方法的可行性。试验结果表明：此种方法能够可靠的模拟飞机力纷争的产生，为飞机型号研制提供了可靠保障。

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关键词 力纷争；作动器；试验

作者简介：吴一欣（1980—），男，汉族，硕士，中国商飞上海飞机设计研究院国家重点试验室，工程师，主要从事ARJ21-700飞机飞控系统地面模拟试验工作。

0　引言

为了满足民用飞机电传操纵系统安全性和可靠性的要求，民用飞机一般配置多余度作动系统的控制方式，多余度作动系统控制方式指的是民用飞机飞控系统同一舵面采用两个或三个作动器的并联布局，并以同时主动的工作方式运行。这种布局方式由于各个作动器驱动机构以及作动器前置控制信号存在的差异导致并行驱动的作动器之间输出位移与输出力的不一致，继而导致同一舵面的不同作动器间相互抗争，即“力纷争”现象。这种“力纷争”现象会引起结构疲劳或者结构破坏，对民用飞机的安全造成影响。

为了规范“力纷争”产生的条件，民用飞机飞控系统设计了力纷争均衡和监控控制率。国外对力纷争均衡和监控控制率的验证一般都在软件模型中实现。在实际民用飞机地面铁鸟试验中需要验证此控制率的设计是否满足飞控系统的要求，本文提出了一种通过在飞控系统前端注入不同步指令信号的方法来模拟舵面的力纷争情况的发生。

1　力纷争现象监控原理

力纷争现象监控原理见图1所示。其主要作用是监控作动器两腔压差差值是否超过门限值。当作动器两腔压差差值超过门限值P1并保持一段时间后触发力纷争监控器，当超过门限值P2累计到一定次数时触发力纷争监控器，一般P1

2　力纷争实现方法

为了在飞控系统地面模拟试验中实现力纷争的模拟，验证力纷争监控逻辑的正确，采用从飞控系统前端注入不同信号的方式实现，具体如图2所示。

3　前端注入信号的力纷争现象监控装置

采用前端注入信号的RVDT仿真器对同一舵面的一个作动器注入信号，同一舵面的另一个作动器保持初始信号为0。随着同一舵面两个作动器之间的信号差值逐渐增大，当达到相应的门限值时，力纷争监控器逻辑输出。前端注入信号的力纷争装置包括两个设备，一个为信号发生器，另一个为RVDT仿真器。前端注入信号的力纷争装置连线图见图3。

3.1　RVDT仿真器的运用

RVDT仿真器，用于模拟RVDT传感器的输入和输出信号，以代替RVDT传感器向飞控系统计算机输出信号。RVDT仿真器共有三种工作模式：Standard、Standby和Integrate。

Standard工作模式：RVDT仿真器接收上位机发送的命令和数据，输出信号使RVDT运动端按照指令进行运动。

Standby工作模式：RVDT仿真器内部产生命令和数据，输出信号使RVDT运动端按照指令进行运动。

Integrate工作模式：RVDT仿真器接收外部信号发生器发送的命令和数据，输出信号使RVDT运动端按照指令进行运动。

试验过程中采用外部信号发生器手动向RVDT仿真器缓慢注入连续信号，RVDT仿真器工作模式调整到Integrate状态。

3.2　信号发生器的运用

通过信号发生器的正负极将信号发生器与RVDT仿真器连接，试验过程中通过旋转信号发生器的电压调节旋钮，模拟向RVDT仿真器注入连续变化的信号。信号发生器的前面板如图4所示。其中9、10为信号发生器的正负极，4为信号发生器的电压调节旋钮。

4　力纷争试验方法实例

4.1　地面状态作动器两腔压差差值大于1000Psi一段时间

将舵面的一个作动器操纵输入端切换至RVDT仿真器，RVDT仿真器与信号发生器相连，信号发生器初始信号为0。舵面的另一个作动器保持驾驶舱真件输入信号。

试验过程中通过手动缓慢调节信号发生器的电压调节旋钮输出信号，信号上升过程中观察作动器两腔压差差值，当作动器两腔压差差值大于1000Psi后，保持指令输入信号一段时间后，力纷争监控器触发，试验结果满足飞控系统要求。试验结果图见图5。

（飞机在地面，作动器两腔压差差值大于1000Psi一段时间）

当系统作动器两腔压差差值大于1000Psi一段时间后，系统力纷争监控器触发。试验判据为：飞控系统地面状态时，作动器两腔压差差值超过1000Psi一段时间后，力纷争监控器触发。试验结果满足试验判据要求。

4.2　地面状态作动器两腔压差差值大于1500Psi

将舵面的一个作动器操纵输入端切换至RVDT仿真器，RVDT仿真器与信号发生器相连，信号发生器初始信号为0。舵面的另一个作动器保持驾驶舱真件输入信号。

试验过程中通过手动缓慢调节信号发生器的电压调节旋钮输出信号，信号上升过程中观察作动器两腔压差差值，当作动器两腔压差差值大于1500Psi后，力纷争监控器触发，试验结果满足飞控系统要求。试验结果图见图6。

（飞机在地面，多作动器两腔压差差值大于1500Psi）

当系统作动器两腔压差差值大于1500Psi后，系统力纷争监控器触发。试验判据为：飞控系统地面状态时，作动器两腔压差差值超过1500Psi后，力纷争监控器触发。试验结果满足试验判据要求。

4.3　空中状态作动器两腔压差差值大于1000Psi一段时间

将舵面的一个作动器操纵输入端切换至RVDT仿真器，RVDT仿真器与信号发生器相连，信号发生器初始信号为0。舵面的另一个作动器保持驾驶舱真件输入信号。

试验过程中通过手动缓慢调节信号发生器的电压调节旋钮输出信号，信号上升过程中观察作动器两腔压差差值，当作动器两腔压差差值大于1000Psi后，保持指令输入信号一段时间，力纷争监控器触发，试验结果满足飞控系统要求。试验结果见图7。

（飞机在空中，作动器两腔压差差值大于1000Psi一段时间）

当系统作动器两腔压差差值大于1000Psi一段时间后，系统力纷争监控器触发。试验判据为：飞控系统空中状态时，作动器两腔压差差值超过1000Psi一段时间后，力纷争监控器触发。试验结果满足试验判据要求。

4.4　空中状态作动器两腔压差差值大于1500Psi累积一定次数

将舵面的一个作动器操纵输入端切换至RVDT仿真器，RVDT仿真器与信号发生器相连，信号发生器初始信号为0。舵面的另一个作动器保持驾驶舱真件输入信号。

试验过程中通过手动缓慢调节信号发生器的电压调节旋钮输出信号，信号上升过程中观察作动器两腔压差差值，当作动器两腔压差差值大于1500Psi后，调低信号发生器的电压调节旋钮输出信号，使作动器两腔压差差值小于1000Psi，重复操作，累计作动器两腔压差差值超过1500Psi一定次数，力纷争监控器触发，试验结果满足飞控系统要求。试验结果见图8。

（飞机在空中，作动器两腔压差差值超过1500Psi累积一定次数）

当系统作动器两腔压差差值大于1500Psi累计一定次数后，系统力纷争监控器触发。试验判据为：飞控系统空中状态时，作动器两腔压差差值超过1500Psi累计一定次数后，力纷争监控器触发。试验结果满足试验判据要求。

5　结束语

本文介绍了一种在飞控系统前端注入信号模拟力纷争故障产生的方法，由飞控系统地面模拟试验结果表明，此方法能可靠的模拟力纷争的产生，为验证飞控系统力纷争控制率的正确性提供了可靠的保证。

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参考文献

［1］张德发,叶胜利,等.飞行控制系统的地面与飞行试验[M].北京:国家工业出版社,2003.

［2］郭锁风,申功璋,吴成富,等.先进飞行控制系统[M].北京:国防工业出版社,2003.

［3］王永熙,等.飞机设计手册:飞行控制系统和液压系统设计[M].北京:航空工业出版社,2003.

［责任编辑：刘展］