田力伟 舒振杰

（中航工业综合技术研究所，北京 100028）

作为飞机的飞行关键系统，飞行控制系统一直在飞机设计过程中占据重要的地位。根据GJB 2191–1994《有人驾驶飞机飞行控制系统通用规范》中1.3.1节的规定，飞行控制系统分为人工飞行控制（操纵）系统（以下统称“人工飞行控制系统”）和自动飞行控制系统两大类。按对操纵面的作动方式，人工飞行控制系统还可以分为直接机械作动、可逆助力作动和不可逆助力作动等3类。设计时采用上述何种方式，需要进行具体分析：凡操纵面气动铰链力矩的大小和线性度适合于采用机械作动的，可采用直接机械作动，否则应根据不可逆性的要求，采用可逆助力作动或不可逆助力作动。下列这些情况下，则要求必须采用不可逆助力作动方式：气动铰链力矩太大，所需助力比无法实现；气动铰链力矩非线性过大，要求用人工感觉掩盖；根据颤振要求，操纵应严格保持其固有位置。

按GJB 2191–1994的分类，稳定和控制增强功能属于人工飞行控制系统。去掉拉杆、摇臂或钢索、滑轮等机械信号传输元件而用电信号将驾驶员的指令传输至伺服作动器，从而驱动操纵面的系统称为“人工电飞行控制系统”。机械飞行控制系统（国内习惯称为机械飞行操纵系统或飞行操纵系统）、电飞行控制系统（目前主要指电传飞行控制系统）皆属于人工飞行控制系统[1]。

作为目前指导我国飞机飞行控制系统研制的顶层规范，GJB 2191–1994对人工飞行控制系统的设计提出了要求。本文针对GJB 2191–1994中的人工飞行控制（操纵）系统的设计要求进行研究、分析提出相关要求的技术基础内容，为GJB 2191–1994的型号研制剪裁使用提供参考和依据。

1 一般要求

GJB 2191–1994的3.1.4“人工飞行控制（操纵）系统设计要求”这一节中对人工飞行控制系统规定了以下6项一般要求：增强；变传动比机构；操纵回中、启动力和空行程；转换；操纵机构的运动；对座舱操纵装置的运动和力反传。

1.1 增强

增强是指采用反馈控制改善飞机的稳定性和操纵品质的控制功能。增强功能应和自动驾驶仪的各种模态、结构控制模态及配平模态、增升控制、阻力控制、发动机油门控制及飞机机体模态、气动弹性模态等相兼容。因此，3.1.4节中a）条“增强”中提出要求：

“采用增强系统时，应与所有控制模态及机体的动态特性相兼容。”

另外，对于未提供余度的稳定和控制增强系统，其控制权限应是有限的，以保证不会因增强系统的失控故障而导致过大的故障瞬态，危及飞机的飞行安全。因此，3.1.4节中a）条“增强”中又提出要求：

“增益调节系统的非‘极罕见’单故障不应使增强系统性能降到II级工作状态以下。驾驶员操纵的变增益装置仅可用作应急备份，并应经订货方特别批准。为了防止超过极限增益值，增益调节装置应设有机械的或电的确实的限动装置。”

1.2 变传动比机构

对于常规机械飞行操纵系统，为了在整个飞行速度和飞行高度范围内都有合适的操纵灵敏度，在低速和高空飞行中不致太迟钝，低、中空大速压时不致太灵敏，需要提供速压感觉装置、非线性传动机构或变传动比机构。为了提高飞行安全性，应优先采用简单可靠的装置，如速压感觉装置或非线性机构。例如，米格–23飞机的俯仰飞行控制系统，改变了米格–19和米格–21采用变传动比机构的传统，用非线性机构得到了合适的操纵灵敏度，提高了飞行安全性，还避免了启动力过大的缺陷。应该在其它方法不能满足要求或不合适时，才采用由起落架位置、速压和高度（静压）、驾驶员操纵开关或其它操纵方法所控制的变传动比机构来获得合适的操纵灵敏度。如果变传动比机构的故障有可能危及飞行安全性，则应提供监控及应急定位措施。因此，3.1.4b）条“变传动比机构”中提出要求：

“采用变传动比机构时，如果位置控制不正确会导致飞行安全事故，则应提供监控和应急控制位置的措施。”

1.3 操纵回中、启动力和空行程

俯仰、滚转和偏航座舱操纵装置都应有可以辨别的中立点，即当驾驶员释放座舱操纵装置时，它应回到中立点或配平点。虽然不要求绝对地回中（即所谓“不完全回中”，摩擦阻止回到理想的中立位置），但回中、启动力、稳定性（阻尼）和操纵力梯度的组合效果，不应产生不良的飞行品质特性（如不良的精确跟踪能力，或者操纵松开时，离开配平点太多）。如果没有配平点，驾驶员就得人工寻找这样一个配平状态，这就可能导致不良的操纵特性，而在极端情况下，可能导致驾驶员诱发振荡。

对于启动力来说，启动力太小，飞机受到微小扰动就会引起无意识的动作，使平稳飞行困难，系统回中特性差，容易受到扰动，特别是在飞机和系统阻尼比小时，会产生一定程度的阻尼振荡；启动力太大，不仅驾驶员容易疲劳，而且使操纵困难。因此，GJB 185–1986《有人驾驶飞机（固定翼）飞行品质》中规定了启动力的上下限。

启动力的来源，包括杆至操纵面作动器的摩擦、预载、质量不平衡力、作动器阀的移动力等：

杆摩擦引起操纵面偏度对杆力的相位滞后，使回中特性变差，破坏杆力和操纵面的确定关系，大的杆摩擦使配平时的精确操纵困难。但有小量包括杆摩擦的启动力是必需的，它可以抵抗驾驶员无意识的动作，提高配平状态的精确操纵性。

预载具有回中特性，没有滞后效应，可以弥补阀的移动力、杆摩擦及空行程的不利影响。

质量不平衡力或配重是启动力的另一个来源。有些飞机为了满足单位法向过载的稳态杆力梯度要求，有意识的在系统中引用配重。配重使瞬态杆力超前于过载，降低系统阻尼，容易引起驾驶员诱发振荡。

操纵面作动器操纵阀的移动力有害无益，应尽量减少。对于机械飞行操纵系统来说，当阀的移动力大于阀上游系统的启动力时，将产生驾驶诱发振荡；过大的阀移动力，还可能造成增稳系统伺服作动器力反传及增稳系统极限环振荡。

空行程引起操纵面对杆位移的相位滞后，使配平飞行状态的精确操纵困难，容易导致驾驶员诱发振荡。空行程是由机械连杆铰接处的间隙和阀的重叠量形成的，预载弹簧可以部分补偿间隙的不利效应。

基于以上分析，可以理解3.1.4节中c）条“操纵回中、启动力和空行程”中提出的如下要求：

“应满足GJB 185–1986相应的设计要求。所选择的灵敏度和启动力不应引起过操纵趋势。”

1.4 转换

转换是对备用飞行控制系统或备用工作模态的一项要求，包括控制方式的转换（如从数字正常控制方式向模拟备份控制方式的转换，由电的正常控制向机械备份工作方式的转换）和能源的转换（如正常液压动力向应急液压动力或应急电动力的转换，从液压动力向人工直接动力的转换等）。如果没有转换要求，操纵面和/或其它联锁面将处于最后位置或成为流线型，这将使操纵面毫无用处并可能导致飞机失事和/或生命丧失。3.1.4d）条“转换”中就根据上述两种转换方式提出如下要求：

“如果飞行控制系统具有备用工作模态，则转换到备用工作模态之后，至少应提供III级飞行控制系统工作状态的能力。断开备用工作模态期间，备用工作模态对正常工作模态的干扰，不应使工作性能下降至低于I级工作状态。若关键的和飞行阶段关键的全助力飞行控制系统采用单套飞行控制液压系统，则应提供应急机械转换或应急能源。对于单发动机飞机，应急能源应独立于发动机的运转。飞行中转换到人工操纵或应急能源之后，应能重新接通正常能源。人工或自动转换到应急装置，或从应急装置转换回来，均不应导致工作能力低于III级飞行控制系统工作状态。”

1.5 操纵机构的运动

防止串扰是对各操纵轴操纵力和位移谐和的要求。一方面各操纵轴（主要是俯仰和滚转操纵轴）之间的力和位移灵敏度和启动力应当恰当匹配，另一方面大机动时的操纵力也应保持在适当的比例，否则向一个轴的有意识输入会同时引起其它轴的无意识输入，即所谓串扰。例如，许多无助力操纵的重型飞机副翼操纵力相对升降舵操纵力来说太大，结果在进入转弯而快速滚转时，难以精确控制俯仰姿态。另外，对歼强类高机动性飞机，由于操纵装置和手臂的几何形状的影响，以及手臂没有合适的支持，常常难以沿杆的中心对称面直线向后拉杆，如果横向操纵力相对纵向操纵力过低，则不可避免在作纵向操纵时引起横向无意识的输入。例如，F–16的力型小侧驾驶杆，对纵横串扰敏感，起飞和着陆中作俯仰操纵时，一般都可以观察到左坡度，将侧杆顺时针转动120˚以后，串扰才基本消除。因此，3.1.4节中e）条“操纵机构的运动”中提出以下要求：

“在驾驶员位置上经受到结构使用过载、设计机动和紊流引起的加速度范围内，应排除以正常的操纵运动会将危险的无意的输入（串扰）信号引入另一个或一个以上操纵轴。”

1.6 对座舱操纵装置的运动和力反传

3.1.4 节中f）条“对座舱操纵装置的运动和力反传”中提出要求：

“稳定和控制增强系统伺服作动装置的运动和力，在座舱操纵装置上不应有明显的反映。同时，作用在操纵装置下游部件上的振动力或运动，也不应在座舱操纵装置上有明显的反映，如果反传力的幅值小于相应操纵的最小启动力的一半，则认为力和运动的反传是不明显的。”

副作动器的运动和力反传是稳定和控制增强系统设计中经常遇到的问题。有两种运动和力反传：一种是力的匹配问题，即副作动器的下游在副作动器运动时产生的力不能被串联副作动器上游的支持力良好支持，而将力和运动反传到驾驶杆和脚蹬上的现象，这种力和运动反传妨碍驾驶员操纵，降低增强系统工作性能；另一种力和运动反传是副作动器的速度和操纵面功率作动器运动速度的匹配问题，有时也称为“反冲”。如果驾驶员的操纵速度加上副作动器的工作速度超过操纵面的最大速度，便会出现“反冲”。当操纵面作动器阀的行程达到止动处时，操纵面阻抗变为无限大，副作动器的运动全部反传到杆（蹬）上去。如果接近最大铰链力矩，操纵面作动器的速度将明显下降，而副作动器的速度不受铰链力矩的影响，这种情况最容易产生“反冲”。对俯仰和滚转采用同一操纵面的系统，“反冲”的后果特别严重。

2 机械式飞行控制系统设计要求

机械部件、液压机械部件、气压机械部件和电机械部件等的余度等级是由订货方提出的抗故障能力、任务可靠性、飞行安全性、生存力、不易损性及结构完整性等要求所决定的。因此，GJB 2191–1994的3.1.4.1“机械式飞行控制系统设计要求”这一节首先提出以下要求：

“对于机械部件的设计，系统的可靠性、强度和简单性应作为首要要求来考虑。驾驶员操纵装置和操纵面之间的信号传输应按满足本规范的可靠性、抗故障能力、不易损性及其它要求来确定余度等级。”

对于人工全助力系统，其应急动力要求由GJB 2191–1994中的3.1.8节、3.1.8.1节的生存力要求和3.1.9.4节的不易损性要求决定。而对于可逆助力作动系统的转换，GJB 2191–1994在3.1.4.1.1节中提出以下要求：

“转换为机械方式时，至少应提供III级飞行控制系统工作状态。在正常可逆助力作动方式下，应提供I级飞行控制系统工作状态的操纵能力。用机械方式工作以后，应能重新接通可逆助力作动方式。”

当采用可逆助力作动系统时，为了保证转换到人工直接机械方式的操纵力的幅值和非线性度不低于III级飞行控制系统工作状态的要求，助力比不能过大。如果助力比过大，则应采用全助力或不可逆助力系统。

3 电飞行控制系统设计要求

电飞行控制系统是完全通过电信号传输驾驶员的操纵指令或驾驶员操纵指令的增强指令到伺服作动器从而控制飞机飞行的系统。这种系统取消了驾驶员与伺服作动器之间的机械联系，在人工控制或是关键控制场合通常称为电传飞行控制系统。过去40多年里，飞行控制技术取得了巨大进展，电传飞行控制系统发展已经十分成熟。人工电飞行控制系统相对机械飞行控制系统具有很多的优点：

用电信号传输代替机械信号传输元件，虽然是多余度的，也明显减少系统的重量和体积；

通过余度技术，电传飞行控制系统可以做得比机械飞行控制系统有更高的任务可靠性和飞行安全性；

通过反馈控制和计算机灵活而强有力的计算和逻辑控制能力，能够使飞机的性能优化，如降低配平阻力、提高机动性、改善飞行品质、扩展飞机的飞行包线；

通过主动控制技术，实现阵风减缓、机动载荷减缓、乘坐平稳、颤振主动抑制；

通过攻角、过载、偏航速率等的自动限制与座舱显示、告警的交联可以大大减轻驾驶员的工作负荷；

通过完善的机内检测和自动化的检测可以改善维修性，提高飞机的可用度。

GJB 2191–1994的3.1.4.2“电飞行控制系统设计要求”这一节首先提出以下要求：

“设计电飞行控制系统时，应对雷击以及3.1.9.3所规定的温度环境、电磁干扰环境和其它诱发环境的不易损性作特殊考虑。”

雷击对飞行控制系统（尤其是电飞行控制系统）具有潜在的严重威胁，必须对雷击引起的电压和电流瞬态进行可靠的防护。

对电飞行控制系统连接电路的雷击感应瞬变提供防护。雷击引起通过飞机蒙皮的大电流，会对邻近的连接电路感应相当高的电压。为了把这种瞬变效应降到最低，应尽可能用扭绞屏蔽线的平衡电路，并且电路应和雷击电流的可能通路分开，余度通道在物理上也应彼此分开。

电飞行控制系统用的大气数据信息（动静压、迎角、侧滑角）是从装在飞机外部的探头获得的，这种探头有可能被雷击损坏。为了防止损坏，可以采用雷电分流器来保护探头小孔，采用避雷器来保护电路。

电飞行控制系统要求电源系统完整无损。对供电系统的进入点，如外部照明电路和全、静压管加温电路应进行易损性检查。如有必要，可在雷电电流入口附近安装避雷器以保护电路。电源的产生和分配也应进行潜在瞬变敏感性检查，如果存在这种敏感性，则应安装避雷器。

随后，GJB 2191–1994在3.1.4.2.1节中专门对电飞行控制系统中机械传动装置的应用提出要求：

“如果采用单独的人工感觉系统，或采用机械传动装置将信号转换机构与操纵面作动器连接起来，则摩擦和空行程不应导致飞行控制系统低于I级工作状态。”

采用不直接与驾驶杆相连的人工感觉系统时，其安装应尽量靠近驾驶杆（盘）和脚蹬，以尽量减少产生摩擦和空行程的铰接环节。驾驶杆上即使有小量的摩擦和空行程，也会产生不良的操纵特性，降低跟踪性能。采用精密轴承可减少空行程，但增加摩擦，若空行程过大，可用预载弹簧来消除。电的启动力必须大于人感系统的机械预载和摩擦力，否则驾驶杆（盘）或脚蹬启动之前，飞机便开始响应，这将产生小幅值不稳定，使驾驶员操纵困难。然而，电启动力也不能超过机械启动力太多，因为这表现为飞机响应前的过大的操纵位移，过大的空行程。

在不希望将伺服作动器直接与操纵面作动器合并或组合的一些电飞行控制系统中，也需要用机械连杆或钢索来连接，则伺服作动器的输出将通过连杆或钢索来控制操纵面作动器。为了使摩擦和间隙减至最小，采用的机械铰接环节应尽可能少。系统中这部分的摩擦和空行程会增大闭环相位滞后，从而产生明显的小幅值极限环。

GJB 2191–1994在3.1.4.2.1节中还对电飞行控制系统设计中的质量平衡提出以下要求：

“纵向和方向控制在向前和向后运动时应是质量平衡的，横向控制从飞机对称面到对称面外都应是质量平衡的，以符合结构模态和操纵力的要求。剩余法向质量不平衡应符合操纵感觉要求。”

如果人工电飞行控制系统包含机械传动装置，则质量平衡是设计中应该考虑的重要参数。机械传动装置的质量不平衡将产生附加力，而被电子装置中的力传感器所感受。所有操纵装置的机械编排都要注意它相对飞机在所有自由度上的相应姿态、速度、加速度的运动学问题。例如，纵向和航向飞行控制系统在向前、向后以及垂直方向要求是质量平衡的，横向系统要求在垂直方向以及对称面上到对称面之外是质量平衡的。此外，某些设计可能包含有意引入的质量不平衡，以满足法向过载杆力梯度的要求[2]。

4 结论

GJB 2191–1994是目前指导我国飞机飞行控制系统研制的顶层规范，其在3.1.4“人工飞行控制（操纵）系统设计要求”这一节中规定了适用于所有有人驾驶军用飞机（包括歼击机、轰炸机、运输机、教练机、短距和垂直起落飞机及直升机）的人工飞行控制系统的各项设计要求。这些要求“既适用于目前批量生产的飞机也适用于在研的新型号飞机，既适用于先进飞行控制系统的研制又适用于常规飞行控制系统的设计”[3]。

本文按照GJB 2191–1994的3.1.4节的结构顺序，针对每项设计要求依次进行研究，分析提出相关要求的技术基础内容，为型号研制过程中合理有效使用相关规范内容提供参考和依据。

（编辑：劳边）

[1] 《飞机设计手册》总编委会编.飞机设计手册第12册：飞行控制系统和被压系统设计[M].北京：航空工业出版社，2003.

[2] 李成忠，肖亚伦，方振平.军用规范——有人驾驶飞机的飞行品质（MIL–F–8785C）的背景资料和使用指南[J].飞行力学，1985（2）.

[3] 凌和生.GJB 2191的编制与贯彻[J].航空标准化与质量，1998（5）.