飛機系統誤差標定研究

摘 要：本文基于系統誤差標定基礎上，分析了國產系列飛機諸多測試系統的誤差現狀，指出了測量系統滿足不了飛機測試使用精度要求的原因，提出了系統誤差的可靠彌補措施——系統誤差標定方法，在實際工作中取得了較好的效果，對國內飛機的調整、試飛等機務保障工作具有普遍指導意義。

關鍵詞：系統誤差;標定;精度

中圖分類號：V249.322 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2019）02-0062-04

0 引言

國內多種型號飛機載調整與試飛中，經常遇到測量系統誤差大，滿足不了飛機實際測試使用精度要求的現象，使許多本應有效的飛行科目終止或報廢，嚴重影響了科研試飛任務的順利進行，因而需要分析飛機測量系統原理與測試對象的關系，采取有效措施，以彌補飛機測量系統自身精度的不足。

1 誤差與系統誤差標定

誤差是物體物理量的測量值與實際值之間的差異，誤差分為人為誤差與系統誤差兩種。人為誤差是由于人為的因素引起的，人為誤差一般是動態的、不規則、隨機的，在一般情況下，人為誤差限定不超過一個最小刻度單位，通過多次測量取平均值方法可以減小人為誤差;系統誤差是由于測量系統自身引起的誤差，系統誤差一般是動態、有規律、定向的，且受測試環境影響，可選用較高精度的測量儀器標定方法可以減小系統誤差。

在一般情況下為了減小系統誤差，首先要考慮測試環境因素影響，盡可能消除環境影響因素，其次要選用比原測量儀器精度更高的儀器對被測試系統的系統誤差進行標定[1]，標定方法有多種形式，有直接標定、間接標定，也有局部開環標定和測試系統整體閉環標定。

直接標定就是在測量儀器上重新標定刻度，測量者在標定過的儀表上直接讀取測量值，對于新標定或出廠的測量儀表，用在履歷本上的標定直接修正測量結果;間接標定是測量者把儀表（或飛參、顯示器）上直接讀取的測量值減去系統誤差，作為最終測量值。

用系統誤差標定過的系統“測量值”要比不標定的更貼近物體實際值，能保證測量數值的可靠、準確，可見，系統誤差標定方法可作為彌補飛機測試系統精度設計不足的一種工藝措施。

2 飛機測量系統中的誤差現狀

在某型飛機調試與試飛中，經常遇到發動機高低壓轉子轉速、液壓系統液壓壓力、發動機渦輪后排氣溫度、飛機交直流電源電壓、發動機機匣振動值、飛機進氣道大氣總溫值等超標故障，這些故障現象經常使許多本應有效的飛行科目報廢或終止，影響著飛機的調試、試飛和出勤率，統計表明某試飛單位僅在某一年試飛中，飛機因測試參數不準確而導致報廢的飛行起落架次就達七次，浪費了巨大的人力和物力。

2.1 某型飛機發動機渦輪后T4溫度測量子系統

某型飛機發動機渦輪后T4溫度測量系統由排氣溫度指示器與GR-20發動機熱電偶組成[2]，其工作原理如下：當發動機開始工作時，熱電偶的冷熱端產生溫差電動勢，溫度指示器內串聯的熱電偶組產生串聯疊加電動勢，排氣溫度指示器根據熱電動勢大小產生與之對應的測試溫度，系統誤差主要來源于排氣溫度指示器和發動機熱電偶。

排氣溫度指示器在測量范圍500℃～800℃上的最小刻度為10℃，其它最小刻度為50℃或100℃。

發動機渦輪后溫度是衡量發動機性能指標的重要參數之一，經常在地面試車及飛行中檢查，其中需要檢查的狀態有全加力狀態、部分加力狀態、小加力狀態和中間狀態等，以上溫度基本在730℃～830℃以內，而這個區間內系統基本誤差為±14℃，排氣溫度指示器誤差為±9℃，由全套系統引起的誤差最大達28℃，由排氣溫度指示器引起的誤差最大達18℃，而發動機大推力狀態實際排氣溫度測量值大都在760℃～800℃之間，并且以780℃～800℃尤為集中。由于系統誤差大，在試飛過程中渦輪后排氣溫度經常指示假“超溫”，導致飛機本應有效的飛行起落報廢。

2.2 某型飛機高低壓轉子轉速測量子系統

某型飛機高低壓轉子轉速測量系統由2ZZT-5雙組合通用轉速指示器及GZT-1A通用轉速傳感器組成[2]。其工作原理如下： 當發動機工作時，2ZZT-5轉速表通過GZT-1A發動機轉速傳感器把發動機的高低壓轉子轉速換算成與發動機軸轉速成比例的頻率電壓信號。發動機轉子帶動傳感器轉子，靜子線圈產生三相交流電，輸送到組合指示器的同步電機，同步電機帶動磁鐵組一起旋轉，經磁感應機構轉換成指針角位移，從而指示發動機的轉速。

轉速指示器全程最小刻度值為1%，發動機高低壓轉子轉速一般在發動機全加力狀態、小加力狀態、中間狀態等狀態檢查，其中，地面上述狀態低壓轉子轉速為（101±0.5）%，空中上述狀態轉速為，而測試系統在100%～110%區間段誤差最小為±1.0%，因而系統引起的測試值最大誤差為2%?？梢?，由于系統誤差大，足以讓發動機低壓轉子轉速在儀表上指示“超轉”;同樣發動機高壓轉子最大指示值為（106.5±0.5）%，而系統在100%～110%區間段最小誤差為±1.0%，引起系統測試值最大差異為2%，足以使測試值無效。

2.3 某型飛機液壓壓力測量子系統

某型飛機液壓壓力測量系統由液壓指示器與液壓壓力傳感器GYY-4組成[2]。當液壓泵工作時，產生的液壓壓力進入壓力傳感器GYY-4的包端管的自由端，自由段變形產生位移信號，引起GYY-4壓力傳感器上的電位計電刷滑動，電位計便產生與壓力大小相對應的電信號，電信號輸入ZFZ-1液壓組合指示器上的壓力指示器上，液壓壓力指示器便指示液壓壓力，液壓壓力指示器測量范圍為～上的最小刻度值是。

一般情況下，檢查發動機慢車狀態以上液壓系統工作壓力應為MPa，在檢查液壓壓力降信號時，液壓壓力降燈亮壓力為MPa;當液壓壓力≤17.2MPa時，液壓壓力降燈亮和液壓壓力降燈滅壓差不小于1.2MPa。而液壓傳感器的最小基本誤差為±，一般為±，引起測試值最大差異為～，因而足以使測試值無效，在飛機調試與試飛過程中，也經常出現液壓告警與液壓壓力假超標現象。

2.4 某型飛機冷氣壓力測量子系統

某型飛機冷氣壓力測量該系統一般包含主副（正常與應急）冷氣系統、剎車冷氣系統和蓄壓器氮氣系統組成[2]。

主副（正常與應急）冷氣系統由BYQ150-H雙組合壓力表組成。其工作原理是系統冷氣壓力直接進入冷氣壓力表，引起冷氣壓力表內彈簧管自由端變形，從而帶動儀表指針指示冷氣壓力。雙組合壓力表在全量程范圍內最小刻度值為，一般情況下冷氣壓力為～，壓力表BYQ150-H的基本誤差最小為±，最大為±，因此，引起系統的測試值最大差異為～，會引起冷氣系統指示壓力過大或者過小，影響著飛機冷氣系統的正常工作，這種影響一般在夏天高溫天氣與冬天低溫天氣時更突出。

某型飛機冷氣剎車系統由一個代號為BYQ30-H雙組合壓力表組成，其工作原理同BYQ150-H雙組合壓力表，一般情況下檢查冷氣剎車壓力：機輪剎車壓力為（20±1），自動剎車壓力為（7±1），在常溫（20℃±5℃）下，雙組合壓力表誤差為×（±4%），在+60℃～-55℃范圍內，雙組合壓力表誤差為×（±6%），系統誤差引起的測試值最大差異為2.4～3.6，不能滿足飛機系統測試要求。

蓄壓器氮氣系統由BYQ250-2蓄壓器微型氣壓表組成，其工作原理同BYQ150-H雙組合壓力表。在測量范圍～上的最小刻度值為，在測量范圍～上的最小刻度值為。用來檢查液壓系統緩沖器充氮壓力值為，此工作點誤差為±，系統誤差引起的測試值最大差異為，也不能滿足飛機系統測試要求。

2.5 某型飛機交直流電電壓測量子系統

某型飛機交直流電電壓測量系統包含一套交直流電壓表，飛機交直流電壓表工作原理是飛機匯流條內的電流直接進入電壓表內動圈，產生偏轉力矩，偏轉力矩大小與動圈的電流對應，動圈的游絲偏轉帶動指針指示。交流電壓表在測量范圍（90～120）V上的最小刻度值為5V，其它范圍為10V，直流電壓表全量程最小刻度值為2V。

一般情況下飛機交直流電壓測量子系統檢查發動機起動成功前后交直流電壓，交流電壓：地面電源為（115±3）V、機上電源為（115±1.5）V;直流電壓：地面電源為（27±2.7）V、機上電源為（28.5±0.75）V，系統誤差如下：在（110～120）V交流工作范圍為±3.0%，其它為±4.0%;在（19～30）V直流工作范圍為±3.0%，其它為±4.0%。由此可見，由系統誤差引起的電壓測試值最大誤差：交流為8.4V、直流為2.1V，不能滿足飛機測試精度要求，經常導致飛機報交直流電壓超標。

2.6 某型飛機發動機機匣振動值測量子系統

某型飛機發動機機匣振動值測量子系統由電磁式振動速度傳感器組成，該型傳感器精度隨測試對象的振動頻率變化，使用中需要依據頻率變化，分段標定振動傳感器的精度，目前國產發動機采用、為主考核頻點，很難滿足發動機測試精度要求。

某型發動機=100%時高壓轉子對應物理轉速為14675r/min，即對應頻率為，對于某一特定N2轉速下的特定振動，發動機高壓轉子振動傳感器接受頻率為，某型振動傳感器，對應精度為? ，在頻率對應精度為 ，其它頻率段靈敏度見表1，可以看出發動機振動傳感器在非主頻率段≥80%靈敏度系數：相對誤差達-5%，折合振動速度誤差為-3mm/s左右，飛參軟件將發動機機匣振動值人為地減小3mm/s～13mm/s，危害著發動機的安全與可靠性，不能滿足飛機測試精度要求。

2.7 某型飛機油量測量子系統

某型飛機油量測量子系統由指示器、電器控制盒、油量傳感器和傳感信號器等組成。其工作原理是利用安裝于各組油箱內的傳感器，能靈敏地感受燃油體積、密度和油位變化，采用帶有閉環測量系統的L、C交流電橋原理，將非電量的變化轉化為電量的變化，經L、C電橋輸出一個失調信號，經放大控制隨動系統使電橋達到平衡，從而得到一個定量的指示公斤數，達到測量機上實際載油量的目的，油量傳感器的安裝位置偏差與油量表和油量指示器的自身偏差影響著油量誤差最多可達200kg～300kg。

2.8 某型飛機進氣道大氣總溫測量子系統

某型飛機進氣道大氣總溫測量由阻滯式大氣總溫傳感器組成，在小M數（M<0.4）時，總溫測量系統負誤差比較明顯，尤其是在地面試車情況下，測試總溫總小于試車場外溫度計所測試的靜溫，最大可達-2℃～-10℃左右，系統誤差對發動機參數影響主要、、、、值偏低，最多使、偏低2%左右，最多偏低10%左右，最多偏低20%左右，最多偏低60℃左右（見表2），使發動機裝機調整后性能處于較低狀態[3-5]，影響著飛機大表速、升限、大表速等戰技指標，影響著飛機安全。

3 系統誤差的標定

鑒于飛機系統誤差現狀，研究一套行之有效的工藝測量方法，可以提高系統測量精度，并有效防止飛機系統誤報故。

一般被測物體的總系統誤差表達為，N為影響系統誤差因素的N個環節，為第i個環節上的系統誤差，飛機測試系統的誤差影響因素多種多樣（見圖1），要充分考慮各環節的影響因素，既要分清主次，保證標定工作簡捷可行，又要保證系統精度滿足測試要求。

對于飛機液壓壓力測量系統、冷氣壓力測量系統、發動機高低壓轉子轉速測量系統，用高精度壓力表對各壓力傳感器的工藝檢查測量點進行實時標定，實現系統誤差部分標定，能將系統誤差減小到原來的20%～40%，可以滿足飛機測試精度要求。如：飛機的發動機轉速測量系統中轉速表指示器系統誤差在100%～110%標定為+1%，如果空中飛行發動機在最大狀態轉速在飛機儀表或飛參中顯示為103%，飛機儀表雖然顯示超轉（空中規定為），但由于實際值為102%，那么我們就判斷轉速符合規定，而系統誤差標定工作就是讓飛行員在飛行前知道該表頭誤差為+1%，飛行時需要修正，尤其在大M數和升限科目飛行時更應該提醒飛行員對轉速顯示器的修正，防止飛行員誤操縱發動機。

對于飛機發動機渦輪后T4溫度測量系統、交直流電壓測量系統、發動機機匣振動值測量系統，需要用高精度傳感器和數學建模、曲線擬合、軟件修正等辦法分別標定各環節的系統誤差[4]，實現系統誤差閉環標定，能將原來系統誤差減小到原來的10%～20%，滿足了飛機測試精度要求。

對于進氣道總溫測試系統誤差主要是由于受總溫傳感器溫度恢復系數和時間常數等特性影響，故在飛機試車場陰涼無風處，用一個精度較高的溫度傳感器（如煤油式溫度傳感器）實時測試發動機試車場的環境溫度（即大氣靜溫），當發動機無風或弱風環境下試車時，飛參采集到的進氣道總溫應當與外界環境溫度傳感器所指示的溫度有差異，這個差值便為這個飛機進氣道總溫測試系統的系統誤差，以后在小M數（M<0.4）試車中，用這個值去修正飛參上、、、、值，使發動機調整后的性能更加真實可信，保證了發動機安全。

系統誤差雖然在一段時間內基本不變，但隨著使用時間的推移和使用環境等因素的影響也有可能發生變化，因而必須適時地對飛機測量系統誤差進行標定。

4 結語

在限定的飛機設計條件下，通過運用系統誤差標定方法，很好地解決批次性飛機系統測試問題，能使飛機測試精度大大提高，彌補了飛機設計的不足，減小了機務工作者飛機調試與維護工作量，節約了飛機生產成本，降低了飛行報廢架次，減輕了飛行員心理負擔，保證了試飛安全，對國內飛機的調整、試飛等機務保障工作具有普遍指導意義。

參考文獻

[1] gzcdzh.傳感器標定與校準[Z].（百度文庫：https：//wenku.baidu.com/view/955ade5af11dc281e53a580216fc700abb 6852df.html）.2017.

[2] 航空工業六0一所XX型飛機說明書編寫組.XX型飛機說明書[R].沈陽，1995.

[3] 趙廷渝.航空燃氣渦輪動力裝置[M].成都：西南交通大學出版社，2004.

[4] 趙安家.大氣總溫測試系統誤差對發動機調整與性能影響的研究[J].飛機設計，2015，35（6）：33-38.

[5] 王寶國，劉淑艷，等.空氣動力學基礎[M].北京：國防工業出版社，2012.