大型民用運(yùn)輸機(jī)全發(fā)失效后的飛行品質(zhì)研究

王斯財(cái), 譙裕青, 廖海君

（中航通飛研究院有限公司 第一研究室, 廣東 珠海 519040）

大型民用運(yùn)輸機(jī)全發(fā)失效后的飛行品質(zhì)研究

王斯財(cái), 譙裕青, 廖海君

（中航通飛研究院有限公司 第一研究室, 廣東 珠海 519040）

詳細(xì)論述了適航對民用大型運(yùn)輸機(jī)全發(fā)失效后的操縱系統(tǒng)及飛行品質(zhì)的基本要求,討論了全發(fā)失效后飛行品質(zhì)的計(jì)算方法,并建立了飛機(jī)仿真模型。通過仿真計(jì)算和分析,驗(yàn)證了某型飛機(jī)全發(fā)失效后的適航符合性。該項(xiàng)研究對今后同類飛機(jī)的初步設(shè)計(jì)及適航符合性研究具有一定的理論指導(dǎo)意義和實(shí)際的工程應(yīng)用價(jià)值。

適航性; 民用; 運(yùn)輸機(jī); 全發(fā)失效; 飛行品質(zhì); 仿真

0 引言

隨著近年來我國民用飛機(jī)的發(fā)展,針對民用飛機(jī)的適航性問題,中國民用航空局頒布了《中國民用航空條例第25部（CCAR25-R4）》,其中CCAR25.671（d）條款的符合性對適航中的飛機(jī)進(jìn)行了嚴(yán)格的規(guī)定,不僅要求飛機(jī)必須設(shè)計(jì)成在所有發(fā)動(dòng)機(jī)失效的情況下仍可操縱,同時(shí)要求滿足一定的飛行品質(zhì)要求。目前,采用飛行模擬試驗(yàn)（MOC8）和試飛（MOC6）的方法驗(yàn)證該條款的適航符合性漸趨成熟,但飛機(jī)在初步設(shè)計(jì)過程中,受數(shù)據(jù)缺乏等條件限制,無法根據(jù)設(shè)計(jì)階段的需要運(yùn)用MOC8進(jìn)行符合性分析,更無法運(yùn)用MOC6進(jìn)行符合性驗(yàn)證。鑒于上述原因,本文以某型飛機(jī)為例,詳細(xì)論述了適航對民用大型運(yùn)輸機(jī)全發(fā)失效后的操縱系統(tǒng)及飛行品質(zhì)的基本要求,討論了全發(fā)失效后飛行品質(zhì)的計(jì)算方法,并建立了飛機(jī)仿真模型。通過仿真計(jì)算和分析,驗(yàn)證了某型飛機(jī)全發(fā)失效后的適航符合性,并為設(shè)計(jì)的優(yōu)化提供了措施。該項(xiàng)研究對今后同類飛機(jī)的初步設(shè)計(jì)及適航符合性研究有著重要的意義。

1 適航條款要求

適航條款671（d）要求,“飛機(jī)必須設(shè)計(jì)成在所有發(fā)動(dòng)機(jī)都失效的情況下仍可操縱,如果表明分析方法是可靠的,則可以通過分析來表明滿足本要求”[1-2]。

1.1 條款解釋

根據(jù)ARAC（Aviation Rulemaking Advisory Committee）對適航條款671（d）的解釋,飛機(jī)在全發(fā)失效后,仍應(yīng)是可操縱的,且必須仍然具有足夠的操縱能力使飛機(jī)能完成進(jìn)場及拉平著陸。

條款同時(shí)規(guī)定了機(jī)械操縱系統(tǒng)的飛機(jī),系統(tǒng)的 功能與發(fā)動(dòng)機(jī)無關(guān),因此,全發(fā)停車時(shí),對操縱系統(tǒng)無影響;對于具有帶動(dòng)力的操縱系統(tǒng),且有手動(dòng)轉(zhuǎn)換的飛機(jī),若動(dòng)力源是由發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)的液壓泵、冷氣泵或發(fā)電電源,則全發(fā)停車時(shí),動(dòng)力操縱系統(tǒng)全部失效,此時(shí)對飛機(jī)的操縱利用手工操控,即脫開動(dòng)力操縱,改為機(jī)械操縱;對于具有帶動(dòng)力的操縱系統(tǒng)且沒有手動(dòng)轉(zhuǎn)換的飛機(jī),利用備用動(dòng)力源,此動(dòng)力源相對發(fā)動(dòng)機(jī)是獨(dú)立的[3]。

以某型飛機(jī)初步設(shè)計(jì)方案為例,在初步設(shè)計(jì)方案中,飛機(jī)具有帶動(dòng)力的操縱系統(tǒng)且有手動(dòng)轉(zhuǎn)換,動(dòng)力源是由發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)的液壓泵和發(fā)電電源,當(dāng)全發(fā)停車時(shí),動(dòng)力操縱系統(tǒng)全部失效,此時(shí)對飛機(jī)的操縱利用手工操控脫開動(dòng)力操縱,改為機(jī)械操縱,因此,四發(fā)失效后改機(jī)械操縱,其桿力特性為飛行員直接感受舵面的回力。

1.2 飛行品質(zhì)要求

根據(jù)ARAC對CCAR25.671（d）的解釋,飛機(jī)全發(fā)故障后,在進(jìn)場著陸時(shí)應(yīng)滿足如下操縱能力要求:

（1）向左或向右均能維持30°的穩(wěn)定轉(zhuǎn)彎;

（2）從30°坡度的定常轉(zhuǎn)彎中滾轉(zhuǎn)60°進(jìn)入反向轉(zhuǎn)彎,所需滾轉(zhuǎn)時(shí)間不超過11 s;

（3）推桿獲得0.8的過載和拉桿獲得1.3的過載的縱向機(jī)動(dòng)能力;

（4）水平著陸時(shí),機(jī)翼具有抗10 kn、90°側(cè)風(fēng)的能力（在離地面10 m的高度上進(jìn)行測量）。

對于常規(guī)構(gòu)型的飛機(jī),采用所推薦的進(jìn)近速度和操作程序穩(wěn)定進(jìn)場,不需要駕駛員特殊的駕駛技巧和體力進(jìn)行著陸拉平機(jī)動(dòng),允許飛行員兩只手操縱時(shí)的短時(shí)操縱力達(dá)到CCAR25.143（c）規(guī)定的1.5倍[4]。因此,全發(fā)停車時(shí)應(yīng)急情況下的飛行品質(zhì)要求及設(shè)計(jì)指標(biāo)見表1。

表1 全發(fā)停車后的飛行品質(zhì)要求及設(shè)計(jì)指標(biāo)Table 1 Requirements for flying qualities and the design indexes with all engines failed

注:舵面設(shè)計(jì)偏度分別為:升降舵[-25°,20°],副翼±25°,方向舵±25°。

2 計(jì)算方法

2.1 飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型

根據(jù)對飛機(jī)全發(fā)停車后的機(jī)動(dòng)能力及設(shè)計(jì)要求分析可知,飛機(jī)全發(fā)停車后的飛行品質(zhì)計(jì)算可分別運(yùn)用縱向三自由度方程、橫航向三自由度方程進(jìn)行計(jì)算分析,也可以運(yùn)用六自由度方程進(jìn)行解算。本文考慮縱向與橫航向數(shù)據(jù)相互影響較大,因此,采用六自由度方程計(jì)算,具體方程如下[5-6]:

其中:

c5=（Iz-Ix）/Iy,c6=Ixz/Iy,c7=1/Iy

式中:Fx,Fy和Fz分別為氣動(dòng)力和發(fā)動(dòng)機(jī)拉力在機(jī)體坐標(biāo)軸系內(nèi)的投影之和;L,N和M分別為氣動(dòng)力矩和發(fā)動(dòng)機(jī)拉力在機(jī)體坐標(biāo)軸系內(nèi)產(chǎn)生的外力矩之和。

2.2 操縱桿力計(jì)算公式

由于示例飛機(jī)初步設(shè)計(jì)方案為在四發(fā)失效后,動(dòng)力操縱系統(tǒng)全部失效,此時(shí)對飛機(jī)的操縱利用手工操控脫開動(dòng)力操縱改為應(yīng)急機(jī)械人工操縱,其桿力特性為飛行員直接感受舵面的回力,因此,主操縱桿力計(jì)算方法如下:

（1）縱向操縱桿力計(jì)算公式

ε=ε0+εαα,αpw=α+φpw-ε

Che=Che0+Che·αpwαpw+Che·δeδe+Che·δe·tδe·t

Fe=-keMhe

式中:αpw為平尾迎角;Che·αpw為升降舵鉸鏈力矩對平尾迎角的導(dǎo)數(shù);Che·δe為升降舵鉸鏈力矩對升降舵偏度的導(dǎo)數(shù);Che·δe·t為升降舵鉸鏈力矩對升降舵調(diào)整片偏度的導(dǎo)數(shù);ke·t為升降舵隨動(dòng)片與升降舵偏的隨動(dòng)比;Fe為縱向桿力;ke為縱向操縱傳動(dòng)系數(shù);Mhe為升降舵的鉸鏈力矩。

（2）橫向操縱桿力計(jì)算公式

Cha=Cha0+Chaα+Cha·δaδa+Cha·δa·tδa·t

Fa=-kaMha

式中:Cha·δa為副翼鉸鏈力矩對副翼偏度的導(dǎo)數(shù);Cha·δa·t為副翼鉸鏈力矩對副翼調(diào)整片偏度的導(dǎo)數(shù);ka·t為副翼隨動(dòng)片與副翼舵偏的隨動(dòng)比;Fa為橫向桿力;ka為橫向操縱傳動(dòng)系數(shù);Mha為副翼的鉸鏈力矩。

（3）航向操縱力計(jì)算公式

Chr=Chr0+Chr·ββ+Chr·δrδr+Chr·δr·tδr·t

Fr=-krMhr

式中:Chr·δr為方向舵鉸鏈力矩對方向舵偏度的導(dǎo)數(shù);Chr·δr·t為方向舵鉸鏈力矩對方向舵調(diào)整片偏度的導(dǎo)數(shù);kr為航向操縱傳動(dòng)系數(shù);Fr為航向操縱力;kr·t為方向舵隨動(dòng)片與方向舵偏的隨動(dòng)比;Mhr為方向舵的鉸鏈力矩。

2.3 計(jì)算狀態(tài)

考慮到某型號飛機(jī)供油系統(tǒng)為“單組對單發(fā),交輸供油”的供油方式,由供油系統(tǒng)故障導(dǎo)致全發(fā)停車的概率非常低,可忽略不計(jì),由此可得出發(fā)動(dòng)機(jī)全部失效可能是由于燃料耗盡導(dǎo)致的,因此,在計(jì)算分析時(shí)僅考慮飛機(jī)典型裝載零油時(shí)的重量。

飛機(jī)在初步設(shè)計(jì)過程中,對全發(fā)停車后的飛機(jī)進(jìn)行飛行品質(zhì)計(jì)算及適航符合性的初步評定時(shí),均應(yīng)選擇最臨界的狀態(tài)進(jìn)行計(jì)算分析。經(jīng)分析,某型號飛機(jī)的臨界狀態(tài)如表2所示。

3 數(shù)值仿真及分析

根據(jù)飛機(jī)機(jī)動(dòng)形式,采用靜平衡的方法和閉環(huán)仿真的方法進(jìn)行計(jì)算分析。

對于穩(wěn)定轉(zhuǎn)彎和抗側(cè)風(fēng)機(jī)動(dòng)能力評估,采用靜平衡的方法,首先計(jì)算滿足該機(jī)動(dòng)所需的操縱面偏度和操縱桿力,然后與表1中的設(shè)計(jì)偏度和桿力要求進(jìn)行對比。如果飛機(jī)機(jī)動(dòng)所需舵面偏度小于飛機(jī)設(shè)計(jì)舵偏,且操縱桿力小于表1中的桿力要求,則滿足適航符合性要求,否則不滿足。

根據(jù)表2中的計(jì)算狀態(tài)分析,對飛機(jī)30°坡度轉(zhuǎn)彎和飛機(jī)進(jìn)場著陸時(shí)的抗側(cè)風(fēng)能力進(jìn)行了計(jì)算,結(jié)果如表3、表4所示。

表3 飛機(jī)30°坡度轉(zhuǎn)彎時(shí)的機(jī)動(dòng)Table 3 Maneuver with a 30° steady banked turn

表4 飛機(jī)進(jìn)場著陸抗10 kn、90°側(cè)風(fēng)時(shí)的操縱Table 4 Control of aircraft approaching and landing against the crosswind of 10 knots and 90°

由表3可知,飛機(jī)在下滑和進(jìn)場時(shí),作30°坡度轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)所需的舵面偏度均小于設(shè)計(jì)偏度,滿足設(shè)計(jì)要求;升降舵和副翼的操縱桿力均小于表1中的桿力指標(biāo)要求,滿足設(shè)計(jì)要求,但方向舵操縱力過大,不滿足操縱要求。由表4可知,飛機(jī)在進(jìn)場著陸時(shí),抗10 kn、90°側(cè)風(fēng)時(shí)的舵面偏度均小于設(shè)計(jì)偏度,滿足適航符合性要求;升降舵和副翼的操縱桿力均小于表1中的桿力要求,滿足設(shè)計(jì)要求,但方向舵操縱力過大,不滿足適航符合性要求。由舵面操縱桿力計(jì)算公式可知,方向舵操縱力過大,主要原因是方向舵鉸鏈力矩系數(shù)過大導(dǎo)致的。

對于滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)和縱向機(jī)動(dòng)能力評估,采用閉環(huán)仿真的方法。

向右滾轉(zhuǎn)60°的能力評估：首先根據(jù)給定的計(jì)算狀態(tài)配平飛機(jī),然后按表1給定的最大桿力操縱副翼,使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)30°,再迅速以最大桿力向右邊壓桿,使飛機(jī)從左向右滾轉(zhuǎn),直至滾轉(zhuǎn)60°,記錄相關(guān)參數(shù)的時(shí)間歷程曲線;向左滾轉(zhuǎn)60°的能力評估流程與向右滾轉(zhuǎn)相似。仿真結(jié)果見圖1～圖4。 由圖1和圖2可知,在整個(gè)仿真過程中,桿力均以階躍的形式輸入,副翼以給定的設(shè)計(jì)偏轉(zhuǎn)速率進(jìn)行偏轉(zhuǎn),副翼的穩(wěn)態(tài)偏度均為最大桿力對應(yīng)的偏度。

圖1 副翼操縱桿力隨時(shí)間的變化曲線Fig.1 Time history of roll control force

圖2 副翼舵偏隨時(shí)間的變化曲線Fig.2 Time history of aileron deflection

圖3 滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間的變化曲線Fig.3 Time history of roll angle

圖4 滾轉(zhuǎn)角速度隨時(shí)間的變化曲線Fig.4 Time history of roll rate

由圖3可知,飛機(jī)在向左滾轉(zhuǎn)30°時(shí),以最大桿力向右邊壓桿,使飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)60°所需時(shí)間為9.1 s,小于表1中規(guī)定的11 s,因此,滿足適航符合性要求。飛機(jī)在向右滾轉(zhuǎn)30°時(shí),以最大桿力向左邊壓桿,飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)60°,所需時(shí)間為13.4 s,大于表1中規(guī)定的11 s,因此,不滿足適航對橫向滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)能力的要求。同時(shí),從圖2中可看出,橫向操縱以最大桿力向左邊壓桿,此時(shí)對應(yīng)的副翼最大偏度為5.6°,遠(yuǎn)小于設(shè)計(jì)偏度。由橫向桿力計(jì)算公式可知,橫向滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)能力不滿足要求,主要原因是副翼鉸鏈力矩系數(shù)過大。

由圖4可知,首先以最大桿力向左壓桿,使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)30°,然后以最大桿力向右邊壓桿,使飛機(jī)從左向右滾轉(zhuǎn),直至滾轉(zhuǎn)60°。在此過程中,滾轉(zhuǎn)角速度也隨操縱桿力的方向先向左滾轉(zhuǎn)方向增大,向右壓桿后,滾轉(zhuǎn)角速度由向左滾轉(zhuǎn)的負(fù)值先增加至零,再繼續(xù)向右滾轉(zhuǎn),滾轉(zhuǎn)角加速度也繼續(xù)向右增大,符合操縱規(guī)律。

拉升機(jī)動(dòng)能力的評估：首先根據(jù)給定的計(jì)算狀態(tài)配平飛機(jī),然后按表1給定的最大桿力拉桿,此時(shí)升降舵偏度為最大拉桿力所對應(yīng)的偏度,直至穩(wěn)定在某個(gè)過載或迎角,記錄相關(guān)參數(shù)的時(shí)間歷程曲線。

推桿機(jī)動(dòng)能力的評估：首先根據(jù)給定的計(jì)算狀態(tài)配平飛機(jī),然后按表1給定的最大桿力推桿,此時(shí)升降舵偏度為最大推桿力所對應(yīng)的偏度,直至穩(wěn)定在某個(gè)過載或迎角,記錄相關(guān)參數(shù)的時(shí)間歷程曲線,仿真結(jié)果見圖5～圖9。在整個(gè)仿真過程中,桿力均以階躍的形式輸入,升降舵以給定的設(shè)計(jì)偏轉(zhuǎn)速率進(jìn)行偏轉(zhuǎn)（見圖5）。

由圖5可知,飛機(jī)縱向操縱以最大桿力拉桿,此時(shí)對應(yīng)的舵偏度絕對值小于3.937°;以最大桿力推桿,此時(shí)對應(yīng)的舵偏度小于4.39°,均遠(yuǎn)小于設(shè)計(jì)偏度。由縱向桿力計(jì)算公式可知,縱向操縱的機(jī)動(dòng)能力不能滿足要求,主要原因是升降舵鉸鏈力矩系數(shù)過大。

由圖7可知,在以給定的最大拉桿力操縱升降舵時(shí),飛機(jī)最大過載能力為1.187,小于表1給定的1.3拉升機(jī)動(dòng)能力要求,不能滿足適航要求;在以給定的最大推桿力操縱升降舵時(shí),飛機(jī)推桿最大過載能力為0.866,大于表1給定的0.8推桿機(jī)動(dòng)能力要求,不能滿足適航對縱向機(jī)動(dòng)能力的要求。

由圖6～圖9可知,飛機(jī)在拉桿機(jī)動(dòng)時(shí),迎角和高度隨時(shí)間是逐漸增大的,速度是減小的,過載開始是減小,后面隨時(shí)間也是逐漸增大,并達(dá)到穩(wěn)定過載,推桿時(shí)的迎角、高度、速度及過載隨時(shí)間的變化與拉桿時(shí)的相反,同時(shí)均符合一般機(jī)動(dòng)規(guī)律。

綜上仿真分析可知,穩(wěn)定轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)和抗側(cè)風(fēng)進(jìn)場著陸時(shí),方向舵操縱力過大,主要原因是方向舵鉸鏈力矩系數(shù)過大;飛機(jī)作向左滾轉(zhuǎn)60°的滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)時(shí),所需時(shí)間過長,不能滿足設(shè)計(jì)要求,主要原因是副翼鉸鏈力矩系數(shù)過大;飛機(jī)作拉桿和推桿機(jī)動(dòng)時(shí),只能作到1.187～ 0.866的過載,不能滿足適航符合性要求,主要原因是升降舵鉸鏈力矩系數(shù)過大。

圖5 升降舵隨時(shí)間的變化曲線Fig.5 Time history of elevator deflection

圖6 迎角隨時(shí)間的變化曲線Fig.6 Time history of angle-of-attack

圖7 縱向過載隨時(shí)間的變化曲線Fig.7 Time history of longitudinal load

圖8 高度增量隨時(shí)間的變化曲線Fig.8 Time history of height increment

圖9 速度增量隨時(shí)間的變化曲線Fig.9 Time history of velocity increment

針對當(dāng)前的設(shè)計(jì)方案,升降舵、副翼和方向舵的操縱桿力均過大,不能完全滿足適航的要求。要解決上述問題,可采用如下幾種方法:（1）對舵面進(jìn)行頭部修形;（2）在保證不產(chǎn)生過補(bǔ)償?shù)那疤嵯?盡可能采用大的軸補(bǔ)償;（3）增加隨動(dòng)片效率或調(diào)整隨動(dòng)比;（4） 采用彈簧補(bǔ)償片;（5） 采用操縱調(diào)整片的操縱方案;（6） 可考慮增加相對發(fā)動(dòng)機(jī)獨(dú)立的備用動(dòng)力源。

根據(jù)計(jì)算結(jié)果分析,桿力略超過設(shè)計(jì)要求的,可采用前3種方法或這3種方法的組合對舵面及隨動(dòng)片進(jìn)行調(diào)整,如示例飛機(jī)的副翼操縱可采用這種方案;對于示例飛機(jī)的升降舵和方向舵,操縱桿力遠(yuǎn)大于設(shè)計(jì)要求,在不改變氣動(dòng)布局的情況下,只能通過更改操縱方案或者進(jìn)行操縱面補(bǔ)償?shù)闹匦略O(shè)計(jì),即采用后3種方法。

4 結(jié)束語

本文首先針對CCAR25.671（d）條款的要求,詳細(xì)論述了民用大型運(yùn)輸機(jī)全發(fā)失效后的操縱系統(tǒng)及飛行品質(zhì)的適航符合性要求。然后討論了全發(fā)失效后飛行品質(zhì)的計(jì)算方法。通過計(jì)算，分析了某型號飛機(jī)初步方案的適航符合性,并為該飛機(jī)在初步設(shè)計(jì)階段的方案改進(jìn)提供了思路,同時(shí),也為今后同類飛機(jī)的初步設(shè)計(jì)及適航符合性研究提供了參考。

[1] 中國民用航空局.CCAR25-R4 中國民用航空規(guī)章第25部:運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)[S].北京:中國民用航空局,2009.

[2] Federal Aviation Administration.FAR25 Airworthiness standards:transport category airplanes[S].Washington D.C.:Federal Aviation Administration,1968.

[3] 鄭作棣.運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)技術(shù)咨詢手冊[M].北京:航空工業(yè)出版社,1995:D35-D36.

[4] Federal Aviation Administration.AC25.671 Control system-general[S].Washington:Federal Aviation Administration,2001.

[5] Kinetic Bernard.Dynamics of flight:stability and control[M].New York:John Wiley and Sons,1996:93-120.

[6] 方振平,陳萬春,張曙光.航空飛行器飛行動(dòng)力學(xué)[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2005:174-183.

（編輯：姚妙慧）

Study on flying quality of large civil transport aircraft with all engines failed

WANG Si-cai, QIAO Yu-qing, LIAO Hai-jun

（The First Research Department, China Aviation Industry General Aircraft Institute Co. Ltd., Zhuhai 519040, China）

The paper is to give details about the airworthiness authority’s basic requirements for the control system and flying qualities of a large civil transport aircraft after all engines fail, discuss the calculating method for the flying quality after all engines fail, establish the aircraft simulation model and verify the airworthiness compliance after all engines fail through the simulation calculation and analysis, thus providing certain theoretical and practical value to the similar aircraft in the preliminary design and airworthiness conformity study in the future.

airworthiness; civil transport aircraft; all engines failed; flying quality; simulation

2014-08-15;

2014-12-03;

時(shí)間:2014-12-15 08:34

王斯財(cái)（1981-），男，江西贛州人，工程師，碩士，研究方向?yàn)轱w行力學(xué)、飛行控制及飛行仿真。

V212.1; V328.3

A

1002-0853（2015）02-0097-05