系统误差标定在飞机试飞调试中的运用

系统误差标定在飞机试飞调试中的运用赵安家摘要本文在论述误差与系统误差标定基础上，分析了×型系列飞机许多测量系统的组成与工作原理及满足不了实际测试要求的原因，提出了其可靠的弥补措施---系统误差标定方法，并在实际工作中取得了较好的效果。关键词系统误差标定试飞1引言×型系列飞机在调整与试飞过程中遇到诸多技术问题，其中许多测量系统满足不了测试精度要求，经常使许多本应有效的飞行科目报废或终止，同时也严重影响了试飞工作，是试飞过程中一项特别棘手的事情，为此迫切需要我们弄清飞机测量系统测试原理与测试对象，采取切实有效的措施，以弥补飞机测量系统精度的不足。2误差与系统误差标定误差是物体物理量的测量值与实际值之间的差异。差异分为人为误差与系统误差两种。人为误差：是由于人为的因素引起的，人为误差一般是动态的、不规则、随机的，并且一般情况下人为误差限定不超过一个最小刻度单位，测量者用多次测量取平均值的方法减小人为误差。系统误差是由于测量系统引起的误差。系统误差一般是动态的、有规律的、定向的，系统误差可以选用较高精度的测量仪器来减小系统误差。既然系统误差是有规律的、定向的，那么就可以补偿，而补偿的办法就是用比该测量仪器精度更高的测量仪器，对该测量系统的系统误差进行标定，其中标定的方法有以下两种方式：直接标定与间接标定。直接标定就是在测试仪表上重新标定刻度，测量者在仪表上直接读取测量值，要比不标定的更准确。而间接标定就是通过在测试仪表履历本上标定仪表刻度误差，测量者把在仪表上直接读取的测量值减去系统误差之后的计算值，作为最终测量值。可见，用系统误差标定过的系统“测量值”要比不标定的更准确、更接近实际值，这就是系统误差标定方法的优点。然而究竟飞机上哪些测量系统需要误差标定呢？下面我们就分析一下×型系列飞机有关测试系统。3飞机测量系统中的系统误差在×型系列飞机的生产试飞与科研试飞中，经常遇到发动机低压转子转速超标、液压系统液压压力超过规定、发动机涡轮后排气温度T4超标、飞机交直流电压超标、飞机燃油耗油时油量表指示超标等现象，这些现象经常使许多实际有效的飞行科目报废或终止，仅2001年一年，试飞站因测试参数不准确而报废的飞机有效起落架次就达六、七次，由此可见其浪费之大，因而有必要用系统误差标定的方法对上述飞机的测量系统进行详细分析，继而采取有效措施预防此类问题的发生。3.1×型系列飞机测试系统简析×型系列飞机包含发动机涡轮后温度T4测量子系统、发动机高低压转子转速测量子系统、液压系统压力测量子系统、冷气系统压力测量子系统、冷气刹车压力测量子系统、飞机交直流电压测量子系统、蓄压器压力测量子系统、飞机油量测量子系统等，下面我们就逐一分析一下其误差标定的必要性。3.1.1发动机涡轮后温度T4测量子系统该子系统由排气温度指示器与GR－20发动机热电偶组成。其工作原理如下：当发动机开始工作时，热电偶的冷热端产生温差，温度指示器内产生四个GR－20热电偶的叠加热电势，排气温度指示器根据热电势的大小产生与之相应的测试温度。在测量范围为500℃～850℃上的最小刻度值为10℃，其它最小刻度值为100℃或50℃。发动机涡轮后温度要求严格且经常在地面试车及飞行检查状态有全加力、小加力、最大状态，以上温度基本在730℃～820℃以内，而这个区间内系统基本误差为±14℃，排气温度指示器误差为±9℃，这样由全套系统引起的误差最大达28℃，由排气温度指示器引起的误差最大达18℃，而发动机以上三个状态温度大都在760℃～800℃之间，许多发动机涡轮后排气温度在780℃～800℃之间。由此可见，由于系统误差大，足以让涡轮后温度在仪表上指示“超温”，所以试飞过程中，经常使许多有效的飞行科目终止或报废也是必然，如果我们定期对排气温度指示器误差进行标定，实测时加以修正，那么发动机各工作状态涡轮后温度参数就不可能因系统误差过大造成参数不合格而影响试飞。3.1.2发动机高低压转子转速测量子系统该子系统由2ZZT-5双组合通用转速表指示器及GZT-1A通用转速传感器组成。其工作原理如下：当发动机工作时，2ZZT－5转速表通过GZT－1A传感器把发动机的高低压转子转速换算成频率与发动机轴转速成比例的电信号。发动机转子带动传感器转子，静子线圈产生三项交流电，输送到组合指示器的同步电机，同步电机带动磁铁组一起旋转，经磁感应机构转换成指针角位移，从而指示发动机的转速。全程最小刻度值为1％。发动机高低压转子转速一般在发动机的全加力、小加力、最大状态检查：地面上述状态低压转子n1转速为101±0.5%，空中上述状态n1转速15.0101%，而测试系统误差在(100～110)％区间段最小为±1%，因而系统引起的测试值最大差异为2％。由此可见，由于系统误差大足以让发动机低压转子转速在仪表上指示“超转”；同样由于发动机高压转子n2最大指示值为106.5±0.5%，而系统误差在(100～110)％区间段最小为±1%，引起系统的测试值最大差异为2％，足以使测试值无效。所以试飞过程中，经常使许多有效的飞行科目终止或报废也是必然，如果我们定期对发动机高、低压转子指示器进行误差标定，实测时加以修正，那么发动机高低压转子转速参数不会因转速指示器系统误差过大而不合格，影响飞行。3.1.3液压系统压力测量子系统该子系统由液压指示器与液压压力传感器GYY－4组成。当液压泵工作时，产生的液压压力进入压力传感器GYY－4的包端管的自由端，自由段变形产生位移，引起GYY－4上的电位计电刷滑动，电位计便产生与压力大小相对应的电信号，电信号输入ZFZ－1组合指示器上的液压指示器，液压指示器便指示液压压力。在测量范围(50～250)kg/cm2上的最小刻度值为10kg/cm2。一般情况下，检查发动机慢车状态以上的工作压力为7.0021MPa；在检查压力降信号时，检查压力降灯亮压力为49.098.07.13Mpa；检查压力升灯灭压力≤17.2MPa，灯亮灭压差不小于1.2MPa。而系统最小基本误差为±4kg/cm2，一般为±5kg/cm2，因而系统引起的测试值最大差异为(8～10)kg/cm2，足以使测试值无效。所以试飞过程中,经常使有效的飞行科目终止或报废也是必然，如果我们定期对液压指示器与压力传感器进行误差标定，实测时加以修正，那么飞机液压压力参数必然在“合格”范围内。3.1.4冷气系统压力测量子系统该系统由一个代号为BYQ150－H双组合压力表组成。其工作原理是系统冷气压力直接进入冷气表，引起冷气表内弹簧管自由端变形带动指针指示压力。全量程范围内最小刻度值为10kg/cm2。一般情况下冷气系统检查冷气充气压力为(110~130)kg/cm2。冷气压力表BYQ150－H的基本误差最小为±5kg/cm2，误差最大为±15kg/cm2，因而系统引起的测试值最大差异为(10～30)kg/cm2，会引起冷气系统压力过大或者过小。影响飞机冷气系统的正常工作，这种影响一般在夏天与冬天季节温度过高或过低时更突出。因而需要对BYQ150－H双组合压力表系统误差进行标定，以便恰当地填充冷气，使系统指示与工作正常。3.1.5冷气刹车压力测量子系统冷气刹车系统系×型以前的刹车系统，由一个代号为BYQ30－H双组合压力表组成，其工作原理同BYQ150－H双组合压力表。在一般情况下检查冷气刹车系统的冷气刹车压力，其中，检查机轮刹车压力为20±1kg/cm2，检查自动刹车压力为7±1kg/cm2。在常温（20±5℃）下表误差为30kg/cm2×（±４%）；温度为+60℃~-55℃时为30kg/cm2×（±6%），系统误差引起的测试值最大差异为(2.4～3.6)kg/cm2，系统误差如此之大，足以使测试值无效。因而，有必要对系统误差进行标定。只有这样我们才能够减小机务工人库内复杂的工作量。3.1.6飞机交直流电压测量子系统飞机汇流条内的电流直接进入电压表内动圈，产生偏转力矩，偏转力矩大小与动圈的电流对应，动圈的游丝偏转带动指针指示。交流电压表在测量范围90V～120V上的最小刻度值为5V，其它为10V。直流电压表全量程最小刻度值为2V。一般情况下检查飞机交直流电压测量子系统发动机起动成功前后的交直流电压、交流：地面电源为115V±3V、机上电源为115V±1.5V；直流：地面电源为27V±2.7V、机上电源为28.5V±0.75V，系统误差如下：交流工作范围110V～120V为±3.0%，其它±4.0%；直流工作范围19V～30V为±3.0%，其它±4.0%。由此分析在上述测量点由系统误差引起的测试值最大差异为：交流8.4V，直流2.1V。交直流电压受系统误差干扰之大，足以使测试失效。因而对系统误差需要标定，以减小测量值的偏差。3.1.7蓄压器压力测量子系统该系统由一个代号为BYQ250－2蓄压器微型气压表组成，其工作原理同BYQ150－H双组合压力表。在测量范围(50～100)kg/cm2上的最小刻度值为10kg/cm2，在测量范围(100～250)kg/cm2上的最小刻度值为50kg/cm2。用来检查液压系统缓冲器充氮压力值为5070kg/cm2，此工作点误差为±20kg/cm2，可见系统误差引起的测试值最大差异为40kg/cm2，系统误差如此之大，足以使测试值无效。因而，有必要对系统误差进行标定,只有这样才能够使蓄压器氮气填充合格。3.1.8飞机油量测量子系统该子系统由指示器、电器控制盒、油量传感器、传感信号器等组成。其工作原理是利用安装于各组油箱内的传感器，能灵敏地感受燃油体积和密度的特点，采用带有闭环测量系统的L、C交流电桥原理，将非电量的变化转化为电量的变化，经L、C电桥输出一个失调信号，经放大控制随动系统使电桥达到平衡，从而得到一个定量的指示公斤数，达到测量机上实载油量的目的。在日常调试试飞中，影响飞机油量指示误差除了与飞机姿态有关外，还与油量表传感器及油量表等自身组成的系统有关系。虽然实际工作中油量测量系统误差与飞机要求测试精度基本相当，但是鉴于测量系统误差引起的测量超差之类事情不在少数，一般常见的是由于油量表传感器安装位置偏离基准位置、油量表与油量表传感器精度不足造成，所以建议还是在飞机调试中采取误差标定方法来减小油量测量值与油量实际值的偏差，以保证飞机后续试飞起落的有效。3.2系统误差的标定与定期标定由附表1可以得知，飞机诸测量系统的系统误差与我们采取高精度仪器所能减小的误差数量。上述测量系统仪表基本上都是成品，在装机之前应由专门验收检测单位进行装机前检查，对各工艺测量点进行系统误差标定，那么在装机后的实际工作测试中，系统按此标定值进行修正，就能够得到更贴近物体真实值的物理量。例如：飞机的发动机转速n1测量系统中转速表指示器系统误差在(100～0110)％标定为＋1％，如果空中飞行发动机在最大状态转速n1为103％，飞机仪表指示n1虽然超转（空中规定为15.0101%），但实际n1值为102％，那么我们就认为转速n1符合规定，而系统误差标定必须事先让飞行员知道为＋1％。附表1飞机测量系统误差分析飞机测量系统的被测参数静态的系统误差飞机要求测试值系统精度使用情况发动机低压转子转速：N1量程0～110％(工作范围10%～110％)转速范围温度范围误差地面最大状态、全加力状态、小加力状态n1转速：（101±0.5）%，空中上述状态n1转速15.0101%，额定状态n1转速（93±0.5）%，0.8额定状态n1转速（89±0.5）%，地面慢车n1转速（33.5±1.5）%，发动机自动调节转速n1转速85－2%。系统精度不符合测量使用标准，必须进行系统误差标定。20℃±5℃60℃±5℃-55℃±5℃(10～60)％±1％±1.5％±2.5％（60～100）％±0.5％±1％±1.5％（100～110）％±1％±1.5％±2.5％发动机高压转子转速：N2量程0～110％(工作范围10%～110％)同上N2测量系统限速转速(106.5±0.5)%。发动机涡轮后燃气温度T4*：测量范围（300～900）℃工作范围（450～800）℃