運(yùn)輸類飛機(jī)全機(jī)操縱系統(tǒng)功能檢查試驗(yàn)技術(shù)研究及應(yīng)用

尹偉，張柁

(中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所，全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安 710065)

0 前言

飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的舵面，如升降舵、方向舵、副翼等，是保證飛機(jī)操縱性能的重要部件，操縱運(yùn)動(dòng)過(guò)程中是否卡滯或干擾直接影響到飛機(jī)的操縱性能和飛行安全[1-3]。

2004年以來(lái)，收集到的航空器與舵面故障有關(guān)事件共138起，造成飛機(jī)中斷起飛13次，返航/備降44次，換機(jī)15次，滑回15次。舵面功能故障也是多年以來(lái)發(fā)生重要事件最多的原因之一。

采用全尺寸飛機(jī)操縱系統(tǒng)進(jìn)行功能檢查試驗(yàn)，驗(yàn)證當(dāng)全機(jī)加載到限制載荷時(shí)，是否會(huì)妨礙或降低飛機(jī)的機(jī)械操縱，同時(shí)驗(yàn)證舵面的操縱運(yùn)動(dòng)是否會(huì)引起其與相鄰結(jié)構(gòu)之間或操縱系統(tǒng)中的卡滯或干擾[4-6]。操縱系統(tǒng)的功能檢查試驗(yàn)是在全機(jī)靜力試驗(yàn)機(jī)上模擬飛行員對(duì)操縱器件(駕駛盤、駕駛桿及腳蹬)進(jìn)行操縱，驗(yàn)證操縱系統(tǒng)性能。如何真實(shí)地模擬飛行員操縱過(guò)程及舵面受載情況，實(shí)現(xiàn)全尺寸飛機(jī)對(duì)機(jī)械操縱裝置的精準(zhǔn)加載，獲得操縱力曲線及活動(dòng)翼面響應(yīng)曲線等，達(dá)到考核飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度的同時(shí)實(shí)現(xiàn)操縱系統(tǒng)功能檢查，為操縱系統(tǒng)功能檢查試驗(yàn)帶來(lái)了諸多技術(shù)難題。

副翼功能檢查試驗(yàn)需要操縱駕駛盤的順、逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)駕駛盤高頻率、可控角度的雙向旋轉(zhuǎn)協(xié)調(diào)加載，對(duì)于駕駛盤而言施加的是一對(duì)力偶，采用傳統(tǒng)的“鋼索導(dǎo)向-杠桿-作動(dòng)筒”加載方式[7-8]在試驗(yàn)過(guò)程中測(cè)量作動(dòng)筒位移，通過(guò)換算得到駕駛盤轉(zhuǎn)角。由于該方式鋼索為軟式連接，加載過(guò)程中存在彈性變形，導(dǎo)致?lián)Q算的駕駛盤轉(zhuǎn)角存在一定誤差，且只能單向轉(zhuǎn)動(dòng)，并且偏轉(zhuǎn)角度受空間限制。

全機(jī)高載工況操縱系統(tǒng)功能檢查試驗(yàn)中，當(dāng)全機(jī)加載到限制載荷時(shí)，需要在規(guī)定時(shí)間內(nèi)一次性獲取活動(dòng)翼面的最大正負(fù)偏角。即當(dāng)操縱系統(tǒng)出現(xiàn)卡滯時(shí)，需要實(shí)現(xiàn)活動(dòng)翼面向相反方向繼續(xù)運(yùn)動(dòng)，完成相反方向的偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。常規(guī)的控制技術(shù)出現(xiàn)卡滯時(shí)會(huì)卸壓，觸發(fā)系統(tǒng)保護(hù)，無(wú)法實(shí)現(xiàn)該功能，因此制定基于響應(yīng)的載荷譜自動(dòng)切換方案成為該類型試驗(yàn)首要解決的難題。

全尺寸飛機(jī)操縱系統(tǒng)功能檢查試驗(yàn)需要實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)活動(dòng)翼面的轉(zhuǎn)角變化，但傳統(tǒng)傾角傳感器只能監(jiān)測(cè)相對(duì)于水平面的單一角度變化，不能滿足方向舵等非水平軸舵面的轉(zhuǎn)角測(cè)量要求，因此研發(fā)多向轉(zhuǎn)角實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)方法成為該類型試驗(yàn)亟待解決的問(wèn)題之一。

針對(duì)上述問(wèn)題，JUANG等[9-11]進(jìn)行了舵面功能檢查試驗(yàn)，但是未考慮到具體試驗(yàn)件，而且其研究方法未應(yīng)用于運(yùn)輸類飛機(jī)全尺寸飛機(jī)。國(guó)內(nèi)學(xué)者對(duì)舵面功能檢查研究主要集中在穩(wěn)定性和強(qiáng)度剛度的分析上，對(duì)全尺寸飛機(jī)舵面功能檢查試驗(yàn)方面研究相對(duì)較少。

鑒于此，本文作者采用駕駛盤雙向大轉(zhuǎn)角加載技術(shù)真實(shí)地模擬飛行員操縱過(guò)程，實(shí)現(xiàn)駕駛盤高頻率、可控角度的雙向旋轉(zhuǎn)協(xié)調(diào)加載及駕駛盤扭矩的精準(zhǔn)測(cè)量；基于響應(yīng)的載荷譜自動(dòng)切換技術(shù)，在全機(jī)高載試驗(yàn)操縱功能驗(yàn)證過(guò)程中，當(dāng)操縱系統(tǒng)出現(xiàn)卡滯時(shí)，活動(dòng)翼面向相反方向繼續(xù)運(yùn)動(dòng)，通過(guò)一次試驗(yàn)確定活動(dòng)翼面最大正負(fù)偏角，確保全機(jī)高載試驗(yàn)的順利完成；采用多向轉(zhuǎn)角實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)技術(shù)實(shí)現(xiàn)非水平軸活動(dòng)翼面轉(zhuǎn)角測(cè)量；并將新技術(shù)應(yīng)用到大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機(jī)操縱系統(tǒng)功能檢查試驗(yàn)，最后驗(yàn)證新技術(shù)的有效性和合理性。

1 駕駛盤雙向大轉(zhuǎn)角加載技術(shù)

1.1 總體思路

副翼的橫向操縱由駕駛盤的順、逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)控制，在進(jìn)行副翼操縱檢查試驗(yàn)時(shí)需要控制駕駛盤轉(zhuǎn)角，并實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)扭矩。操縱檢查原理如圖1所示。

圖1 試驗(yàn)原理

因此，副翼操縱檢查試驗(yàn)需要對(duì)駕駛盤進(jìn)行旋轉(zhuǎn)加載，用于模擬駕駛員對(duì)駕駛盤操縱。

在某型飛機(jī)副翼操縱系統(tǒng)靜強(qiáng)度試驗(yàn)時(shí)，采用“鋼索導(dǎo)向、杠桿-作動(dòng)筒”加載方式，其加載示意如圖2所示。

圖2 加載方式示意

對(duì)于駕駛盤扭矩，有：

F=2M/D

(1)

式中：M為施加到駕駛盤上的扭矩；F為液壓作動(dòng)筒施加的載荷；D為駕駛盤的直徑。

由式(1)可知，試驗(yàn)時(shí)，液壓作動(dòng)筒施加載荷F，即可實(shí)現(xiàn)駕駛盤扭矩M的施加。通過(guò)控制作動(dòng)筒載荷實(shí)現(xiàn)駕駛盤扭矩的分級(jí)施加，滿足試驗(yàn)要求。

試驗(yàn)中力控原理如圖3所示，C轉(zhuǎn)動(dòng)為駕駛盤施加轉(zhuǎn)動(dòng)載荷，并作為液壓作動(dòng)筒的力控命令值，F(xiàn)傳感器為傳感器的當(dāng)前讀數(shù)，作為液壓作動(dòng)筒的力控反饋值，形成閉環(huán)控制。

圖3 力控原理

該加載方法可以有效地施加駕駛盤轉(zhuǎn)動(dòng)的扭矩。

對(duì)于駕駛盤轉(zhuǎn)角θ，有：

θ=360L/(πD)

(2)

式中：θ為駕駛盤的轉(zhuǎn)角；L為液壓作動(dòng)筒行程；D為駕駛盤的直徑。

然而，由于鋼索存在彈性變形，即：

L′>L

(3)

由式(2)(3)可知：

θ′=360L′/(πD)>360L/(πD)=θ

(4)

由式(4)可知，駕駛盤轉(zhuǎn)角實(shí)測(cè)值θ′偏大。

再者該方案僅能進(jìn)行單向加載(順時(shí)針或逆時(shí)針)，完成另一方向加載需要進(jìn)行加載設(shè)備換裝，改變鋼索的繞向。

1.2 技術(shù)方案

為了滿足操縱系統(tǒng)功能檢查試驗(yàn)對(duì)駕駛盤高頻率、可控角度的雙向旋轉(zhuǎn)協(xié)調(diào)加載及駕駛盤扭矩的精準(zhǔn)測(cè)量，提出了駕駛盤雙向大轉(zhuǎn)角加載技術(shù)。通過(guò)位移傳感器、液壓擺動(dòng)缸、數(shù)字式轉(zhuǎn)速扭矩測(cè)試儀和聯(lián)軸器等設(shè)備形成了一套新的駕駛盤試驗(yàn)加載、控制和測(cè)量方法，通過(guò)MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)，利用角位移傳感器精準(zhǔn)控制擺動(dòng)缸的轉(zhuǎn)動(dòng)角度，同時(shí)使用扭矩傳感器監(jiān)視駕駛盤的扭矩大小。加載原理如圖4所示。

圖4 駕駛盤雙向大轉(zhuǎn)角加載示意

加載控制信號(hào)作用在與擺動(dòng)缸連接的伺服閥模塊上，當(dāng)加載系統(tǒng)輸入角度命令時(shí)，伺服閥模塊根據(jù)信號(hào)大小調(diào)整輸入到擺動(dòng)缸的動(dòng)力大小，驅(qū)動(dòng)擺動(dòng)缸向預(yù)定位置旋轉(zhuǎn)，然后整定PID參數(shù)，使跟隨性達(dá)到最佳，保持試驗(yàn)件目標(biāo)角度與加載命令一致并能快速到達(dá)。系統(tǒng)的組成框圖如圖5所示。

圖5 系統(tǒng)的組成框圖

駕駛盤雙向大轉(zhuǎn)角加載技術(shù)的關(guān)鍵是保證角位移傳感器、液壓擺動(dòng)缸、扭矩傳感器、駕駛盤同軸安裝，若不能同軸安裝，會(huì)導(dǎo)致駕駛盤轉(zhuǎn)角控制及扭矩測(cè)量失真。因此：

(1)聯(lián)軸器采用撓性、彈性或方向聯(lián)軸器，以保證同心度小于0.1；

(2)駕駛盤與扭矩傳感器、液壓擺動(dòng)缸與扭矩傳感器間采用聯(lián)軸器，確保在試驗(yàn)過(guò)程中同軸旋轉(zhuǎn)；

(3)通過(guò)設(shè)計(jì)專用件保證角位移傳感器和擺動(dòng)缸同軸。

1.3 驗(yàn)證試驗(yàn)

為了驗(yàn)證該方法的正確性，設(shè)計(jì)了驗(yàn)證試驗(yàn)。驗(yàn)證原理如圖6所示。

圖6 液壓擺動(dòng)缸扭矩加載模式的驗(yàn)證試驗(yàn)原理

驗(yàn)證試驗(yàn)中液壓擺動(dòng)缸最大轉(zhuǎn)動(dòng)角度為±90°，最大扭矩值200 N·m。扭矩傳感器最大測(cè)量扭矩值為100 N·m，角位移傳感器的最大測(cè)量角度為±180°。扭矩傳感器的輸入電壓為20 V，試驗(yàn)控制系統(tǒng)為MTS Flex Test 200，控制精度優(yōu)于1%，伺服閥選用的是MOOG公司生產(chǎn)的G761-3001B型伺服閥?，F(xiàn)場(chǎng)實(shí)物如圖7所示。

圖7 液壓擺動(dòng)缸扭矩加載模式的現(xiàn)場(chǎng)安裝圖

液壓擺動(dòng)缸施加扭矩時(shí)，有：

M=F×R

(5)

式中：M為液壓擺動(dòng)缸施加扭矩；R為S形力傳感器與液壓擺動(dòng)缸的距離；F為S形力傳感器的反饋。

其中R為318 mm，有

F=M/0.318

(6)

表1為力反饋值與扭矩反饋值對(duì)應(yīng)關(guān)系，可以看出，誤差不超過(guò)1%Pmax，滿足試驗(yàn)要求。

表1 力傳感器與扭矩反饋對(duì)應(yīng)關(guān)系

圖8所示為命令和反饋曲線，加載點(diǎn)反饋與命令跟隨性良好，誤差滿足加載誤差要求。試驗(yàn)中應(yīng)急卸載時(shí)曲線如圖9所示。

圖8 加載和反饋曲線

圖9 應(yīng)急卸載曲線

從圖9可以看出：應(yīng)急卸載時(shí)，液壓擺動(dòng)缸反饋值保持不變，液壓擺動(dòng)缸會(huì)鎖定在應(yīng)急卸載位置，數(shù)據(jù)回收功能正常，應(yīng)急卸載功能滿足試驗(yàn)要求。

2 基于卡滯響應(yīng)的翼面偏轉(zhuǎn)自動(dòng)切換技術(shù)方案

2.1 總體思路

全機(jī)高載工況試驗(yàn)時(shí)，在靜力試驗(yàn)加載至高載保載過(guò)程中，需要控制駕駛盤、腳蹬和駕駛桿進(jìn)行副翼、方向舵、升降舵等活動(dòng)翼面操縱功能驗(yàn)證。與以往的操縱功能驗(yàn)證試驗(yàn)不同的是，需要在一次高載試驗(yàn)中確定活動(dòng)翼面最大正負(fù)偏角，尤其當(dāng)操縱系統(tǒng)出現(xiàn)卡滯時(shí)，確定卡滯時(shí)活動(dòng)翼面能達(dá)到的最大正負(fù)偏角。通常全機(jī)高載工況試驗(yàn)只能進(jìn)行一次，如何實(shí)現(xiàn)操縱系統(tǒng)出現(xiàn)卡滯時(shí)，活動(dòng)翼面向相反方向繼續(xù)運(yùn)動(dòng)而不能應(yīng)急保護(hù)是此類型試驗(yàn)的難點(diǎn)。為確保通過(guò)一次試驗(yàn)確定活動(dòng)翼面最大正負(fù)偏角且確保試驗(yàn)順利完成，提出了基于響應(yīng)的載荷譜自動(dòng)條件切換技術(shù)。

2.2 總體思路

試驗(yàn)采用了“位控-力監(jiān)視”加載控制模式，如圖10所示。利用位移傳感器監(jiān)視操縱裝置的運(yùn)動(dòng)量，以此作為位控作動(dòng)筒的控制參量，控制作動(dòng)筒伸縮，同時(shí)在作動(dòng)筒與試驗(yàn)件之間連接力傳感器，用于監(jiān)視運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的操縱力大小。

圖10 位控-力監(jiān)視加載示意

當(dāng)操縱系統(tǒng)卡滯時(shí)，駕駛艙內(nèi)操縱駕駛桿、駕駛盤和腳蹬的操縱力(力傳感器反饋值)就會(huì)驟然增大，因此試驗(yàn)中通過(guò)設(shè)置力傳感器內(nèi)外限來(lái)判斷操縱系統(tǒng)是否卡滯，一旦力傳感器超過(guò)設(shè)定值，判定翼面出現(xiàn)卡滯，則觸發(fā)預(yù)設(shè)指令，實(shí)現(xiàn)活動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)的自動(dòng)切換，控制系統(tǒng)設(shè)限示意如圖11所示。

圖11 控制系統(tǒng)設(shè)限示意

試驗(yàn)前加載控制系統(tǒng)按要求設(shè)置好各種保護(hù)值：

(1)加載協(xié)調(diào)性。為保證試驗(yàn)加載的協(xié)調(diào)性，需設(shè)置靜、動(dòng)踏步的誤差，動(dòng)踏步誤差設(shè)為3%Pmax(Pmax為該點(diǎn)最大載荷值)，靜踏步誤差設(shè)為1%Pmax。

(2)超差保護(hù)。設(shè)置EDⅠ和EDⅡ 2個(gè)超差保護(hù)限，EDⅠ設(shè)為3%F·S，超差延時(shí)2 s，系統(tǒng)報(bào)警；EDⅡ設(shè)為5%F·S，超差延時(shí)2 s，加載系統(tǒng)卸載。

(3)超限保護(hù)。Limit限設(shè)為Pmax+10%Pmax(如果10%Pmax<5 kN，按5 kN)，超限自動(dòng)卸載。

(4)故障數(shù)據(jù)回收。協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)設(shè)置為記錄故障卸載前10 s和卸載后10 s的應(yīng)急卸載控制數(shù)據(jù)。

具體試驗(yàn)步驟為：正常情況下操縱功能驗(yàn)證試驗(yàn)按照翼面偏轉(zhuǎn)全過(guò)程譜進(jìn)行。在翼面偏轉(zhuǎn)過(guò)程中，若實(shí)測(cè)的操縱力大于設(shè)置的操縱力外限，說(shuō)明操縱系統(tǒng)出現(xiàn)卡滯，觸發(fā)預(yù)設(shè)指令，驅(qū)動(dòng)活動(dòng)翼面回到中立位置，并繼續(xù)執(zhí)行反向半過(guò)程譜；若在執(zhí)行反向半過(guò)程譜中實(shí)測(cè)的操縱力大于設(shè)置的操縱力內(nèi)限，說(shuō)明操縱系統(tǒng)出現(xiàn)卡滯，驅(qū)動(dòng)活動(dòng)翼面回到中立位置，試驗(yàn)結(jié)束。試驗(yàn)過(guò)程中實(shí)時(shí)記錄翼面偏轉(zhuǎn)角度和操縱力。試驗(yàn)控制流程見(jiàn)圖12。

圖12 試驗(yàn)控制流程

3 多向轉(zhuǎn)角實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)技術(shù)方案

3.1 總體思路

進(jìn)行操縱功能驗(yàn)證試驗(yàn)過(guò)程中，需要實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)活動(dòng)翼面偏轉(zhuǎn)角度，副翼、升降舵等轉(zhuǎn)軸在水平面內(nèi)的活動(dòng)翼面可以通過(guò)傾角傳感器測(cè)量偏轉(zhuǎn)角度，然而針對(duì)方向舵等轉(zhuǎn)軸不在水平面內(nèi)的活動(dòng)翼面，傾角傳感器無(wú)法測(cè)量偏角。為此，提出了一種操作方便、易于實(shí)施且具有較高精度的舵面偏轉(zhuǎn)角度的實(shí)時(shí)測(cè)量方法——多向轉(zhuǎn)角實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)方法。

3.2 技術(shù)方案

多向轉(zhuǎn)角實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)技術(shù)需要布置一個(gè)位移傳感器，位移傳感器固定端與試驗(yàn)件不產(chǎn)生相對(duì)運(yùn)動(dòng)，測(cè)量點(diǎn)位于舵面上，位移傳感器固定端應(yīng)盡量靠近轉(zhuǎn)軸，且舵面運(yùn)動(dòng)過(guò)程中不產(chǎn)生干涉。通過(guò)測(cè)量位移變化量，依據(jù)余弦定理，通過(guò)活動(dòng)翼面空間位移監(jiān)測(cè)實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)角實(shí)時(shí)測(cè)量，測(cè)量原理如圖13所示。

圖13 多向轉(zhuǎn)角實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)技術(shù)原理

如圖13所示，A為舵面上測(cè)量點(diǎn)，O為舵面轉(zhuǎn)軸，R為點(diǎn)A運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的旋轉(zhuǎn)半徑，試驗(yàn)中點(diǎn)A轉(zhuǎn)過(guò)θ角后到達(dá)點(diǎn)B，點(diǎn)P為位移傳感器的固定端位置。試驗(yàn)過(guò)程中點(diǎn)P的選取，需保證△POB和△POA在同一個(gè)平面內(nèi)。

在△POB中，可知：

(7)

在△POA中，可知：

(8)

由公式(7)和公式(8)可知舵面的偏轉(zhuǎn)角度：

(9)

通過(guò)位移測(cè)量可知，LA、LB、L及R為已知量，試驗(yàn)初始位置時(shí)位移調(diào)零，試驗(yàn)過(guò)程中LB=LA+ΔL，ΔL為實(shí)時(shí)測(cè)量值。代入公式(9)可求出舵面偏轉(zhuǎn)角度θ。

圖14所示為位移傳感器布置示意，為了提高測(cè)量精度，對(duì)位移傳感器布置提出了要求：

圖14 位移傳感器布置示意

(1)位移傳感器應(yīng)布置于活動(dòng)翼面內(nèi)部剛度較大的結(jié)構(gòu)處，可以避免試驗(yàn)過(guò)程中飛機(jī)或結(jié)構(gòu)變形對(duì)測(cè)量結(jié)果的影響；

(2)位移傳感器的選用上，通過(guò)理論計(jì)算確定出活動(dòng)翼面運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的Δt，確保Δt的測(cè)量在選用的位移傳感器的最佳測(cè)量范圍內(nèi)；

(3)位移傳感器的布置應(yīng)盡量保證LA足夠大，從而保證在活動(dòng)翼面小角度偏轉(zhuǎn)過(guò)程中Δt的精確測(cè)量。

4 工程應(yīng)用

由于運(yùn)輸類飛機(jī)駕駛艙屬于狹小封閉空間，艙內(nèi)可用固定位置較少，同時(shí)操縱系統(tǒng)試驗(yàn)需要頻繁換裝，在試驗(yàn)設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)綜合考慮各工況后，設(shè)計(jì)了組合式便攜加載裝置實(shí)現(xiàn)機(jī)械操縱機(jī)構(gòu)載荷的施加，如圖15所示。

圖15 組合式便攜加載裝置

經(jīng)過(guò)模擬試驗(yàn)驗(yàn)證后的駕駛盤雙向大轉(zhuǎn)角加載技術(shù)，目前已經(jīng)在鯤龍-AG600大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機(jī)副翼操縱檢查試驗(yàn)中得到了應(yīng)用。試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)照片如圖16所示。

圖16 駕駛盤雙向大轉(zhuǎn)角加載技術(shù)試驗(yàn)應(yīng)用

通過(guò)駕駛盤雙向大轉(zhuǎn)角加載技術(shù)實(shí)現(xiàn)了駕駛盤雙向大轉(zhuǎn)角的協(xié)調(diào)可控加載，試驗(yàn)結(jié)果圖17所示。此結(jié)果證明這套試驗(yàn)方法切實(shí)可行，豐富了操縱系統(tǒng)功能試驗(yàn)加載和測(cè)控方法。

圖17 副翼操縱檢查試驗(yàn)結(jié)果

基于響應(yīng)的載荷譜自動(dòng)切換技術(shù)同樣也應(yīng)用于大型水陸兩棲飛機(jī)全機(jī)高載試驗(yàn)操縱功能驗(yàn)證試驗(yàn)中，取得了良好的應(yīng)用效果，確保了全機(jī)高載試驗(yàn)的圓滿完成，順利通過(guò)了適航驗(yàn)證，達(dá)到了試驗(yàn)的目的。

多向轉(zhuǎn)角實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)技術(shù)已成功應(yīng)用于大型水陸兩棲飛機(jī)操縱功能驗(yàn)證試驗(yàn)中，其中R=172 mm，L=286 mm，LA=419 mm。根據(jù)公式(9)可知腳蹬行程-方向舵偏度曲線如圖18所示。

圖18 腳蹬行程-方向舵偏度曲線

5 結(jié)論

(1)全尺寸飛機(jī)舵面功能檢查試驗(yàn)技術(shù)達(dá)到了考核飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度的同時(shí)實(shí)現(xiàn)舵面功能檢查；

(2)駕駛盤雙向大轉(zhuǎn)角加載技術(shù)實(shí)現(xiàn)了駕駛盤高頻率、可控角度的雙向旋轉(zhuǎn)協(xié)調(diào)加載及駕駛盤扭矩的精準(zhǔn)測(cè)量；

(3)基于卡滯響應(yīng)的翼面偏轉(zhuǎn)自動(dòng)切換技術(shù)實(shí)現(xiàn)了在全機(jī)工況操縱功能驗(yàn)證試驗(yàn)中，當(dāng)操縱系統(tǒng)出現(xiàn)卡滯時(shí)，活動(dòng)翼面自動(dòng)反向偏轉(zhuǎn)，一次性獲取活動(dòng)翼面最大正負(fù)偏角數(shù)據(jù)，達(dá)到了試驗(yàn)?zāi)康?，確保了試驗(yàn)的安全順利進(jìn)行；

(4)多向轉(zhuǎn)角實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)技術(shù)實(shí)現(xiàn)了非水平軸活動(dòng)翼面轉(zhuǎn)角實(shí)施精準(zhǔn)測(cè)量。