某型初級(jí)教練機(jī)燃油測(cè)量系統(tǒng)改進(jìn)研究

陳雄昕，謝艷嬌，雷明章，韓亦俍

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引 言

某型初級(jí)教練機(jī)是我國(guó)于20 世紀(jì)50 年代末完全獨(dú)立自主研制的一代經(jīng)典教練機(jī)，其憑借良好的氣動(dòng)外形，可靠耐用的操作系統(tǒng)，優(yōu)異的低空低速性能廣受飛行員及飛行愛好者的好評(píng)。 時(shí)隔60 多年后的今天，該型飛機(jī)依然活躍于我國(guó)各大航空院校，甚至蜚聲海外。 隨著我國(guó)飛行員與國(guó)際交流的日益頻繁，其他國(guó)家關(guān)于飛行員培養(yǎng)的先進(jìn)理念對(duì)我國(guó)空軍和民航的訓(xùn)練體系產(chǎn)生了越來越深遠(yuǎn)的影響。為培養(yǎng)一支具有先進(jìn)理念并與國(guó)際接軌的飛行員隊(duì)伍，不論是空軍還是民航學(xué)院，對(duì)飛行員的訓(xùn)練要求正在逐步提高。 另一方面，高級(jí)教練機(jī)與初級(jí)教練機(jī)之間的技術(shù)性能和操作方式差距正變得越來越大，從而產(chǎn)生某型初級(jí)教練機(jī)原有的座艙儀表板已不能適應(yīng)銜接更高一級(jí)教練機(jī)訓(xùn)練任務(wù)的問題。 因此，某型初級(jí)教練機(jī)需在座艙內(nèi)改裝與高級(jí)教練機(jī)類似的綜合顯示器，從初級(jí)訓(xùn)練時(shí)就糾正和引導(dǎo)飛行員的駕駛習(xí)慣，使其更容易進(jìn)入高級(jí)訓(xùn)練階段。

本文將介紹某型初級(jí)教練機(jī)燃油測(cè)量系統(tǒng)為適應(yīng)綜合顯示器而作的改進(jìn)研究，并就此進(jìn)行仿真分析。

1 某型初級(jí)教練機(jī)燃油測(cè)量系統(tǒng)簡(jiǎn)介

某型初級(jí)教練機(jī)的燃油測(cè)量系統(tǒng)主要由分別安裝于左/右機(jī)翼油箱的燃油測(cè)量傳感器以及安裝于座艙內(nèi)的油量表組成。

燃油測(cè)量傳感器為浮子式可變電阻傳感器，內(nèi)置一個(gè)滑動(dòng)變阻器。 當(dāng)油箱內(nèi)的油面高度發(fā)生變化時(shí)，傳感器浮子上下移動(dòng)，由連桿機(jī)構(gòu)帶動(dòng)滑動(dòng)變阻器的滑動(dòng)片移動(dòng)，從而改變傳感器兩端的電阻比值，其結(jié)構(gòu)如圖 1 所示。

圖1 燃油測(cè)量傳感器結(jié)構(gòu)

油量表內(nèi)裝有磁電式流比計(jì)，油量表指針與流比計(jì)線框相連。 當(dāng)傳感器兩端電阻比值改變時(shí)，流過流比計(jì)線框的電流發(fā)生改變，從而使作用于線框上的兩個(gè)力矩跟隨變化，使得油量表指針在此新力矩的作用下轉(zhuǎn)動(dòng)到平衡位置，飛行員即可通過儀表周圍的刻度讀取油量數(shù)值。

綜上所述， 油箱油量V 是關(guān)于油量表指針旋轉(zhuǎn)角度 θ 的函數(shù)，即 V=f（θ）。 因此，只需建立油箱油量與指針旋轉(zhuǎn)角度的映射關(guān)系，即可測(cè)得油箱油量。

飛機(jī)座艙內(nèi)改裝綜合顯示器后，原有的油量表將被取消，由綜合顯示器顯示油箱油量，這將帶來3 個(gè)問題：

1） 如何將原有的物理信號(hào)轉(zhuǎn)化成綜合顯示器能夠讀取的數(shù)字信號(hào)；

2） 如何修正過大的機(jī)動(dòng)動(dòng)作帶來的油量測(cè)量誤差；

3） 轉(zhuǎn)化成數(shù)字信號(hào)后如何減少采集到的尖峰數(shù)據(jù)對(duì)油量數(shù)據(jù)的影響，防止讀數(shù)劇烈波動(dòng)。

下文將對(duì)上述3 個(gè)問題分別進(jìn)行闡述。

2 信號(hào)轉(zhuǎn)化

由第1 章的介紹可知，某型初級(jí)教練機(jī)燃油測(cè)量系統(tǒng)的物理量轉(zhuǎn)化關(guān)系如下：

油量變化→油面高度變化→電阻變化→電流變化→力矩變化→油量表指針旋轉(zhuǎn)角度變化。

其中較易測(cè)量的物理量為燃油測(cè)量傳感器的電阻與電流，因此，該型初級(jí)教練機(jī)燃油測(cè)量系統(tǒng)改裝的思路就是將測(cè)量得到的電阻或電流信號(hào)，轉(zhuǎn)化為飛行員可讀的油量信號(hào)。

單個(gè)機(jī)翼油箱容積為130L， 滿油時(shí)載油量為112L，膨脹空間為18L。加油時(shí)，燃油測(cè)量傳感器的浮子隨著油面一起上漲；當(dāng)加油量達(dá)到或超過112L 時(shí)，機(jī)翼油箱精心設(shè)計(jì)的巧妙結(jié)構(gòu)將限制浮子繼續(xù)上浮，使得滑動(dòng)變阻器阻值不變，從而將油量表最大顯示值限制為滿油油量，即112L。

當(dāng)燃油消耗殆盡， 由于油箱內(nèi)筋條等結(jié)構(gòu)的限制，仍將有一小部分燃油無法通過輸油管流出，這一部分燃油稱為不可用燃油，約為2L。

綜上所述，燃油測(cè)量傳感器的浮子被油箱限制在不可用燃油油面與滿油油面之間，因此，可通過實(shí)驗(yàn)測(cè)得滑動(dòng)變阻器電阻R、油面高度h 以及油箱油量V的關(guān)系。

3 修正飛行姿態(tài)影響

某型初級(jí)教練機(jī)燃油測(cè)量傳感器的浮子和連桿機(jī)構(gòu)的活動(dòng)范圍受到油箱特殊外形的限制，導(dǎo)致飛機(jī)在某些姿態(tài)下浮子的位置無法反映油箱的真實(shí)油量，使油量測(cè)量誤差增大。 因此，需在油量解算時(shí)加入一些特殊處理，修正特殊姿態(tài)下的油量測(cè)量值，防止誤差較大的油量讀數(shù)對(duì)飛行員產(chǎn)生誤導(dǎo)。

3.1 各姿態(tài)下油量測(cè)量誤差分析

將機(jī)翼油箱置于不同的飛行姿態(tài)下，記下此姿態(tài)下燃油測(cè)量傳感器測(cè)得的油量值，并與此時(shí)油箱油量進(jìn)行比較，得到不同飛行姿態(tài)下燃油測(cè)量傳感器的測(cè)量誤差曲線，如圖 2 和圖3 所示。

圖2 俯仰角對(duì)測(cè)量誤差的影響

圖3 滾轉(zhuǎn)角對(duì)測(cè)量誤差的影響

注：俯仰角變化范圍：[-40°，40°]，滾轉(zhuǎn)角變化范圍：[-40°，40°]，油箱剩余油量變化范圍：[10L，110L]。

由圖 2 和圖3 可得出如下結(jié)論：

1） 油箱內(nèi)剩余油量較多時(shí)，飛機(jī)姿態(tài)角對(duì)測(cè)量誤差的影響較小，此時(shí)，燃油測(cè)量傳感器的測(cè)量數(shù)據(jù)較為可信。

2） 當(dāng)油箱內(nèi)剩余油量較少，尤其是剩余油量低于30L 時(shí)，飛機(jī)姿態(tài)角對(duì)測(cè)量誤差的影響較大，若飛行員在此時(shí)進(jìn)行較大的機(jī)動(dòng)飛行，可能導(dǎo)致浮子處于移動(dòng)范圍的邊界位置，從而產(chǎn)生較大的測(cè)量誤差。

3） 飛機(jī)剩余油量大于 30L，俯仰角位于[-40°，-5°）和（5°，40°]時(shí)，燃油測(cè)量傳感器的測(cè)量誤差最大可達(dá)到 40%；俯仰角位于[-5°，5°]時(shí)，燃油測(cè)量傳感器的測(cè)量誤差最大為4.2%。

4） 飛機(jī)剩余油量大于 30L，滾轉(zhuǎn)角位于[-40°，-5°）和（5°，40°]時(shí)，燃油測(cè)量傳感器的測(cè)量誤差最大可達(dá)到 53.8%；滾轉(zhuǎn)角位于[-5°，5°]時(shí)，燃油測(cè)量傳感器的測(cè)量誤差最大為4.9%。

綜上所述，飛機(jī)姿態(tài)角，尤其是滾轉(zhuǎn)角對(duì)這種浮子式燃油測(cè)量傳感器的測(cè)量誤差影響極大， 因此，必須在飛機(jī)姿態(tài)角過大時(shí)對(duì)測(cè)量讀數(shù)進(jìn)行修正。

3.2 油量測(cè)量讀數(shù)修正

由3.1 節(jié)可知，飛機(jī)姿態(tài)角對(duì)燃油測(cè)量傳感器的測(cè)量誤差影響極大， 因此考慮在飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，通過發(fā)動(dòng)機(jī)耗油量對(duì)油量測(cè)量進(jìn)行補(bǔ)償，使其更為貼近油箱實(shí)際油量。

定義飛機(jī)俯仰角或滾轉(zhuǎn)角超過±5°時(shí)為測(cè)量屏蔽區(qū)。 屏蔽區(qū)內(nèi)，燃油測(cè)量傳感器測(cè)得的油量不作為油箱油量參數(shù)發(fā)送給綜合顯示器，此時(shí)，綜合顯示器顯示的油量為飛機(jī)恰好進(jìn)入屏蔽區(qū)時(shí)的油量讀數(shù)減去發(fā)動(dòng)機(jī)耗量在這段時(shí)間內(nèi)的積分所得到的數(shù)值，用公式表示如下：

式中：

V—飛機(jī)處于屏蔽區(qū)時(shí)，t 時(shí)刻的油箱油量讀數(shù)；

V—飛機(jī)恰好進(jìn)入屏蔽區(qū)時(shí)的油箱油量讀數(shù)；

Q（h）—發(fā)動(dòng)機(jī)耗量。

依據(jù)飛行高度不同，發(fā)動(dòng)機(jī)耗量如表1 所示。

表 1 發(fā)動(dòng)機(jī)耗量

4 測(cè)量結(jié)果后處理

飛機(jī)飛行過程中常常產(chǎn)生機(jī)身或機(jī)翼的小幅抖動(dòng)，這種現(xiàn)象將造成油面持續(xù)晃動(dòng)；此外，燃油測(cè)量系統(tǒng)還有可能受到機(jī)上復(fù)雜電磁環(huán)境的干擾。上述現(xiàn)象將導(dǎo)致油量測(cè)量結(jié)果產(chǎn)生較大的浮動(dòng)，使飛行員難以判斷此時(shí)油箱內(nèi)的實(shí)際油量。為了保證燃油測(cè)量結(jié)果的穩(wěn)定性和準(zhǔn)確反映油箱中的實(shí)際油量，需要對(duì)浮動(dòng)的油量測(cè)量結(jié)果進(jìn)行后處理，以消除那些不能真實(shí)反映實(shí)際油量的測(cè)量值。

平滑濾波是飛機(jī)燃油測(cè)量系統(tǒng)常用的后處理方法之一，其原理是按照一定的頻率對(duì)燃油測(cè)量傳感器采集的物理量進(jìn)行采樣， 以最新的N 個(gè)數(shù)據(jù)作為樣本，取該樣本的平均值作為計(jì)算油箱油量的輸入。

某型初級(jí)教練機(jī)燃油測(cè)量系統(tǒng)可采用平滑濾波的方式對(duì)采集的電阻值進(jìn)行后處理， 采樣頻率為2Hz，樣本容量N 為15。 該后處理方法可有效過濾掉系統(tǒng)采集的雜點(diǎn)，使得飛行員觀察到的油量讀數(shù)變化趨于平滑。

5 燃油測(cè)量系統(tǒng)仿真分析

本章節(jié)所做的仿真分析基于AMESim 仿真平臺(tái)。

5.1 飛行剖面

本節(jié)選取了某型初級(jí)教練機(jī)典型的飛行剖面作為仿真剖面，仿真剖面中主要包含爬升、巡航、盤旋、滾轉(zhuǎn)、下降和著陸等飛行階段，各飛行階段的飛機(jī)狀態(tài)參數(shù)如表 2 所示。

5.2 仿真計(jì)算

為減少計(jì)算量，提高計(jì)算速度，仿真模型進(jìn)行了簡(jiǎn)化，取消了一些不必要的管路或機(jī)載成附件，并且只計(jì)算了左機(jī)翼油箱油量測(cè)量值（左、右機(jī)翼油箱呈對(duì)稱分布，右機(jī)翼油箱可進(jìn)行類比分析）。搭建的仿真模型如圖 4 所示。

仿真模型由仿真剖面輸入模塊、燃油系統(tǒng)仿真模型、燃油測(cè)量系統(tǒng)仿真模型三個(gè)部分組成。 仿真剖面輸入模塊可讀取輸入的飛行參數(shù)和環(huán)境參數(shù)；燃油系統(tǒng)仿真模型可依據(jù)仿真剖面， 實(shí)時(shí)計(jì)算油箱實(shí)際油量、油面高度、燃油測(cè)量傳感器浮子位置和滑動(dòng)變阻器電阻等參數(shù)，并將其輸出；燃油測(cè)量系統(tǒng)仿真模型可依據(jù)飛機(jī)姿態(tài)角、飛行高度、滑動(dòng)變阻器電阻等參數(shù)，經(jīng)過姿態(tài)角處理、耗量積分、油量解算和后處理，實(shí)時(shí)輸出左機(jī)翼油箱的測(cè)量油量讀數(shù)。

5.3 仿真結(jié)果與分析

仿真計(jì)算結(jié)果如圖 5～圖7 所示。

表 2 典型飛行剖面

圖 4 仿真模型

圖5 實(shí)際油量與測(cè)量油量

圖中給出了飛行高度、飛機(jī)姿態(tài)角以及油量數(shù)據(jù)；其中，天藍(lán)色線為飛行高度；深藍(lán)色線為油箱實(shí)際油量，紅色線為測(cè)量油量；綠色為飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角，灰色為飛機(jī)俯仰角。

圖6 ±25°盤旋時(shí)實(shí)際油量與測(cè)量油量

圖中，深藍(lán)色線為油箱實(shí)際油量，紅色線為測(cè)量油量。

表3 對(duì)比了各個(gè)飛行階段油量測(cè)量誤差達(dá)到最大時(shí)的各項(xiàng)數(shù)據(jù)。

圖7 滾轉(zhuǎn)時(shí)實(shí)際油量與測(cè)量油量

仿真計(jì)算結(jié)果表明：

1） 某型初級(jí)教練機(jī)以典型飛行剖面進(jìn)行飛行訓(xùn)練時(shí)， 測(cè)量油量的讀數(shù)與實(shí)際油量基本保持一致，讀數(shù)變化平滑，未產(chǎn)生較大的瞬時(shí)波動(dòng)。

2） 飛機(jī)處于水平姿態(tài)時(shí)， 油量測(cè)量誤差可保持在0.5%以下。

3） 飛機(jī)作短時(shí)機(jī)動(dòng)動(dòng)作（例如盤旋和滾轉(zhuǎn)）時(shí)，油量測(cè)量誤差不大于2%。

4） 飛機(jī)爬升或下降時(shí)， 油量測(cè)量誤差最大可達(dá)4.32%。 這是由于飛機(jī)爬升或下降的時(shí)間較長(zhǎng)，且均以一定的俯仰角（超過±5°）飛行，導(dǎo)致飛機(jī)長(zhǎng)時(shí)間處于燃油測(cè)量系統(tǒng)的測(cè)量屏蔽區(qū)內(nèi)。 在這段時(shí)期內(nèi)，燃油測(cè)量系統(tǒng)輸出的油量為依據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)耗量計(jì)算出來的理論油量。 由于發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)隨時(shí)在變化，燃油消耗量將在表1 給出的耗量值上下浮動(dòng)。 因此，若飛機(jī)長(zhǎng)時(shí)間位于屏蔽區(qū)內(nèi)， 燃油測(cè)量系統(tǒng)的誤差將逐漸累積，直至飛機(jī)改出。

表 3 各飛行階段最大測(cè)量誤差

6 結(jié) 論

某型初級(jí)教練機(jī)燃油測(cè)量系統(tǒng)為適配座艙綜合顯示器，將油箱油量與儀表指針旋轉(zhuǎn)角度的映射關(guān)系變更為油箱油量與滑動(dòng)變阻器阻值的映射關(guān)系，使得燃油測(cè)量傳感器的輸出信號(hào)變?yōu)榭芍苯訙y(cè)量的物理量； 測(cè)得的電阻信號(hào)經(jīng)過油量解算變?yōu)橛土啃盘?hào)，再經(jīng)姿態(tài)修正和平滑濾波后送入綜合顯示器供飛行員查閱。

經(jīng)仿真計(jì)算，結(jié)果表明：燃油測(cè)量系統(tǒng)輸出讀數(shù)變化平滑；飛機(jī)處于水平姿態(tài)時(shí)，油量測(cè)量誤差可保持在0.5%以下；飛機(jī)作短時(shí)機(jī)動(dòng)動(dòng)作（例如盤旋和滾轉(zhuǎn)）時(shí)，油量測(cè)量誤差不超過2%；飛機(jī)爬升或下降時(shí)，油量測(cè)量誤差不超過5%。

若后續(xù)能收集到更為精確的發(fā)動(dòng)機(jī)耗量數(shù)據(jù)作為測(cè)量讀數(shù)修正依據(jù)，將進(jìn)一步提高該燃油測(cè)量系統(tǒng)的測(cè)量精度。