飛機飛控系統指令異構力傳感器技術研究

陳勇 張新慧 耿延升 張軍紅 鞏磊

摘 要：為了提升國內裝備飛機飛控系統研制的適航安全性水平，對力傳感器進行了設計技術和試驗應用數據研究，提出了采用力傳感器對飛控系統的位移指令進行異構的設計思路。通過梳理飛機的需求和力傳感器的使用情況，明確了典型力傳感器的工作原理；針對某型飛機飛控系統典型力傳感器的應用形式，對比指令位移傳感器的數據，分析了其數據的特點，提出了飛控系統指令采用力傳感器的數據處理方法；通過進一步提煉應用力傳感器相關特點，明確其作為飛控系統非相似指令的應用需求，提升飛機系統的總體性能，為國內研發高安全性飛機提供借鑒。

關鍵詞：飛機； 飛控系統； 力傳感器； 非相似； 指令

中圖分類號：V249.1 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.04.007

力傳感器的使用范圍較為廣泛，主要用于各種需要力反饋的閉環控制或者檢測系統。應用于機械手上時，機械手與環境之間存在相互作用，需要利用阻抗控制實現力和位置統一控制[1]；應用于車輛上時，需要利用力傳感器對車輛輪胎與路面三維接觸力大小進行測量[2]；應用于現代工業設備時，需要在兼顧尺寸要求的基礎上，精確快速感知三維空間作用力和三維空間力矩，并實現反饋控制[3]；應用于國內飛機裝備時，需要利用測力傳感器來測量對飛機結構強度試驗施加的力載荷[4-8]，需要測量飛機駕駛員操縱力的大小，并將力測量信號供給飛控系統和飛參系統[9]。各種力傳感器為適應不同工作環境的需求，都設置成具有重量（質量）特性的不同類型，對于飛機上每克必爭的設備減重需求，最大化發揮力傳感器的功能就變得很有意義；同時，對于采用運輸類飛機適航標準的飛機來說，系統與有關部件的設計在單獨考慮以及與其他系統一同考慮情況下的故障概率需求[10]，即適航安全性有防共模故障的要求，對比電傳飛機常采用位移傳感器作為飛控系統指令，提出采用力傳感器作為飛控系統非相似余度，進一步提升力傳感器在飛控系統中的應用空間。執行同一功能的余度單元采取兩種或多種物理構型或控制方式，采用非相似設計實現，可以很好地抑制它們之間的共性故障[11-12]。國內外大多飛機沒有相關資料明確提及采用力傳感器作為飛控系統的控制指令，僅安-124飛機提到了少量相關應用。因此，進一步研究力傳感器特性為國內飛機系統提升安全性開拓了一條新的發展方向。

1 系統需求特點

1.1 基本使用需求

一般飛機上飛控系統對操縱力傳感器的使用需求是較為明確的，主要用于測量駕駛員對操縱系統的操縱力，以滿足飛行品質以及適航規章的要求[13]；還有一些飛機的需求，主要是實現對每個駕駛員操縱指令發出者的監測記錄，用于飛行事故原因分析[14]；再有就是一些飛機提及桿力傳感器不僅是操縱力的測量器件，也是駕駛員發出操縱指令的中央控制器件，是飛機操縱和飛行控制系統前端重要的信息源或作為自動飛行控制增穩系統的信號源，以及飛控系統根據駕駛員的操縱力位移指令傳感器信號實現飛機的俯仰、滾轉及偏航等[15-17]。通過分析當前這些國內的研究資料可知，并沒有實際飛機明確說明直接采用力傳感器作為飛控系統的基本操縱指令，實際上飛機更愿意直觀地選擇位移作為飛控系統的基本操縱指令，這本身也是由力是依附在位移之上的特殊屬性決定的。

1.2 工作原理

目前，國內飛機上測量駕駛員操縱的測力傳感器有兩種類型：一類是采用變壓器原理的位移傳感器串聯在操縱線系中進行測力彈性結構受力后的變形；另一類是采用電阻應變原理的形式測量專用彈性體受力后的變形。由于操縱系統中彈性體的變形量都較小，采用位移傳感器相比采用電阻應變原理測力的誤差較大，因此，應用較為普遍的測力設備多采用應變式電阻測力傳感器，其借助可產生形變的彈性元件，將力的變化轉化為變形，然后利用導體的應變效應，將力轉化為電阻的變化，最終利用測量電路得到被測力的電信號。一種典型的力傳感器測量電路即是惠斯通電橋，如圖1所示，當傳感器感受到操縱力時，惠斯通電橋輸出一個與操縱力成線性關系的電壓信號，實現對駕駛員操縱力的測量[9]。

惠斯通電橋是由4個電阻組成的電橋電路，力傳感器即將電阻應變片（將電阻絲做成柵狀粘貼在兩層薄紙或塑料薄膜之間構成）粘固在彈性體上，當彈性體形變時，應變片也隨之發生形變，相應的電阻則產生變化，通過測得的電壓與電阻應變片建立關系，進而通過計算得到力傳感器所受外部載荷的大小，達到測量的目的。

然而位移傳感器采用測量機械位移的工作原理，其內部結構原理是鐵芯與被測件相連，當鐵芯隨著被測件移動時線圈中的磁通產生變化，當在初級線圈施加一定頻率的交變電壓時，次級線圈的互感強度產生差異，從而輸出感應電動勢也會隨之改變，形成電勢差，通過解調電路將電勢差與傳感器鐵芯位移建立關系，進而測得被測件位移的變化。一般在飛機上采用較廣泛的有線位移傳感器和角位移傳感器，其具有結構簡單、穩定度高和使用壽命長等優點。對比力傳感器需要彈性體的力輸入，位移傳感器則需要被測件的位移輸入，力和位移的非相似特性可以互補實現系統多余度測量駕駛員的輸入功能。

2 工程應用

2.1 工程實例

某型飛機飛控系統為采集駕駛盤俯仰和滾轉的操縱力采用了電阻應變原理的力傳感器，示意實物[18]如圖2所示，其采用四線制接法，使用起來比較方便[19]。通過粘貼在彈性體上由應變片組成的兩組惠斯通電橋，將駕駛員俯仰操縱和滾轉操縱的載荷力轉換為電信號，系統再經過放大、濾波等電路處理形成與被測載荷力成一定關系的電壓信號，實現采用電壓信號表征俯仰和滾轉的操縱載荷力。同時，某型飛機飛控系統采用安裝于不同位置的位移傳感器將位移信號轉換為電壓信號，實現用電壓信號表征俯仰和滾轉的操縱位移。

2.2 試飛數據

某型飛機試飛記錄的同一時間段采樣點的操縱力傳感器對應數值和傳感器對應位移的時間歷程曲線分別如圖3和圖4所示。通過對比操縱力和位移的對應關系可知，操縱力對應數值與位移傳感器對應位移的方向相反，數值大小存在較大差別，雖然前段部分狀態趨勢有所對應，但是后段部分對應不夠明晰。考慮飛控系統整體操縱機構的設計原理，可知造成這種現象的主要原因是操縱位移傳感器和操縱力傳感器安裝位置不同，以及操縱電氣極性不同，這其中的差距涉及配平作動器系統、操縱系統間隙以及各種誤差等因素，只有經過一定的信號處理策略才能較好地使用，力參數的性能曲線是通過測試校準和數據處理得到的[20]。

同一時間段的配平作動器對應位移和力傳感器測力對應位移的時間歷程曲線分別如圖5和圖6所示。通過數據發現配平作動器在這個過程中保持在一個位置沒有變化，僅僅是高頻雜波導致記錄數據波動；將力傳感器測力對應數據轉換符號后對應的位移與位移傳感器對應位移的趨勢更為明顯。

修正力傳感器及疊加配平位置對應位移和位移傳感器對應位移的時間歷程曲線如圖7所示。分析數據可知，修正力傳感器及疊加配平位置對應位移和位移傳感器對應位移在整體趨勢上是一致的，具有一定的對應關系；在前段高頻操縱段具體點上存在時間前后和對應數值大小的少量誤差，需要系統進行特定的處理（如進行延遲多拍有效性判斷）才能準確對應上；對于力傳感器在低頻操縱段配平位置附近則出現較大誤差，即力傳感器零點在實際使用過程中存在突然變化的情況[21]，需要進行安裝調整標定工作[22]（如安裝后進行增益和零偏校正，留有零位力間隙范圍）。

3 異構應用需求

有了上述的分析基礎，可知通過力傳感器測得的操縱力可以通過修正處理產生操縱位移的效果，即在特定條件下代替操縱位移，用于飛控系統的基本操縱指令。對于現代電傳飛控系統，則可以選擇操縱位移傳感器為主用的基本操縱指令，選擇修正操縱力傳感器為備用的基本操縱指令，再加上操縱位移傳感器和操縱力傳感器工作原理和安裝位置都不相同，具有一定的非相似性，可以有效提高基本操縱指令的可用性，能夠有效避免單一類型設備故障產生不期望的后果。一種可行的力傳感器應用在飛控系統指令中的異構需求及應用系統架構示意如圖8所示。

為了進一步滿足飛控系統適航安全性需求，選擇力傳感器用于飛控系統基本操縱指令需要考慮系統架構的需求，每臺力傳感器應當配置4組惠斯通電橋，構成俯仰和滾轉各兩余度的電氣輸出信號，確保系統基本操縱指令的完整性。如果力傳感器的使用環境溫度變化范圍較大，則還需要考慮補償因溫度變化帶來的輸出影響，以便獲得良好的線性和分辨率[23]。

4 結論

本文以飛控系統采用電阻應變原理的力傳感器為基礎，分析了某型飛機實際試飛測得的操縱力，對比其實際試飛測得的操縱位移，通過一定的數據修正和處理方法，得到了操縱力等同于操縱位移的效果，即飛控系統不僅可以采用操縱位移傳感器作為操縱指令，而且可以采用操縱力傳感器作為操縱指令。同時，基于飛機適航的需求，本文提出了操縱力傳感器的系統應用架構，可以為國內飛機飛控系統非相似指令研發提供借鑒。

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Research on Command Heterogeneous Force Sensor Technology for Aircraft Flight Control System

Chen Yong1， Zhang Xinhui2， Geng Yansheng2， Zhang Junhong2， Gong Lei2

1. Naval Equipment Department， Beijing 100071， China

2. AVIC The First Aircraft Institute，Xi’an 710089， China

Abstract： In order to improve the airworthiness safety level of domestic aircraft flight control system， the design technology and experimental data of force sensor are studied， and the idea of using force sensor to design the displacement instruction of flight control system is put forward. By combing the requirements of aircraft and the use of force sensors， the working principle of typical force sensors is clarified， and the data of the typical force sensors in the flight control system of an aircraft is compared， the characteristics of the data are analyzed， and the data processing method of the force sensors in the flight control system is put forward. By further refining the relevant characteristics of the applied force sensor， the application requirements of the non-similar command of the flight control system are clarified， and the overall performance of the aircraft system is improved， which can be used for reference in the domestic research and development of high-security aircraft.

Key Words： aircraft； flight control system； force sensor； non-similarity； command