大型飛機(jī)襟縫翼自動(dòng)保護(hù)控制律設(shè)計(jì)與仿真

朱妍，王博，安剛，高亞奎

(中航工業(yè)西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所 飛行控制律研究室，陜西 西安710089)

0 引言

大型飛機(jī)的襟縫翼用于起降階段增升增阻，其偏角必須與飛行狀態(tài)完全對(duì)應(yīng)，因此該翼面的正確偏轉(zhuǎn)對(duì)飛行安全起著舉足輕重的作用［1］。如在起飛階段，放下襟縫翼至起飛偏角來(lái)增大機(jī)翼面積、增加飛機(jī)升力，在達(dá)到一定起飛高度和速度后，才允許分步收起，減小阻力，繼續(xù)爬升。此時(shí)若過(guò)早收起襟縫翼，則會(huì)引起升力不足，高度下降，甚至失速［2］。

當(dāng)前國(guó)內(nèi)對(duì)飛機(jī)襟縫翼的操縱都是通過(guò)飛行員手動(dòng)完成。在整個(gè)過(guò)程中，飛行員必須注意力高度集中，通過(guò)操縱將大量飛行參數(shù)保持在一定范圍內(nèi)，工作負(fù)擔(dān)十分繁重。因此，在飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)必須對(duì)可能出現(xiàn)的飛行員誤操作或危及飛機(jī)本體安全問(wèn)題進(jìn)行全面的分析，建立排除這些安全隱患的方法，使飛控系統(tǒng)具備減輕飛行員工作負(fù)擔(dān)以及在出現(xiàn)錯(cuò)誤操作時(shí)，及時(shí)有效地代替飛行員正確控制襟縫翼的能力。國(guó)外電傳飛機(jī)如A340，B777等，均具有自動(dòng)襟翼、自動(dòng)縫翼功能，以提高飛機(jī)起降階段的飛行安全［3］。

1 襟縫翼自動(dòng)保護(hù)控制原理

在飛行階段，襟縫翼的偏轉(zhuǎn)需要滿足起降階段飛行安全的條件。若大速度時(shí)，襟縫翼保持較大偏角，則會(huì)超出機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度限制，引起結(jié)構(gòu)破壞;小速度時(shí)，襟縫翼若保持較小偏角，則會(huì)引起飛機(jī)升力不足，甚至導(dǎo)致飛機(jī)失速，所以，必須將最大允許速度要求和最小失速速度要求來(lái)作為控制襟縫翼偏轉(zhuǎn)的速度限制。適航標(biāo)準(zhǔn)25.107和25.125［4］中對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)的起飛和著陸階段的速度要求都作了詳細(xì)的規(guī)定，這些速度要求是以一定的失速速度Vs余量給出。而失速速度是隨飛行狀態(tài)和襟縫翼構(gòu)型變化的數(shù)值，無(wú)法通過(guò)當(dāng)前飛行速度V與適航要求的速度直接比較控制襟縫翼偏轉(zhuǎn)。但在確定的飛行重量G和高度下，升力系數(shù)由飛機(jī)構(gòu)型確定，由升力公式可知，此時(shí)飛行速度僅與升力系數(shù)Cy(δf)相關(guān)。因此，當(dāng)飛機(jī)平飛時(shí)，可建立飛行速度和飛機(jī)構(gòu)型的關(guān)系［5］:

飛機(jī)以不同高升力構(gòu)型，保持最大允許速度和最小失速速度要求平飛時(shí)，由其襟縫翼偏角δf及飛機(jī)在該偏角下所對(duì)應(yīng)的平飛升力系數(shù)，可確定出飛機(jī)的最小失速速度邊界線和最大允許速度邊界，示意圖如圖1所示。飛機(jī)在飛行中，通過(guò)當(dāng)前平飛升力系數(shù)，在兩條邊界線中確定合理的襟縫翼偏角。

圖1 起飛階段襟縫翼自動(dòng)收起過(guò)程示意圖Fig.1 Schematic diagram for automatic retraction of flaps and slats during take-off

圖1 表明了飛機(jī)在起飛階段收起襟縫翼的過(guò)程。飛機(jī)以起飛構(gòu)型，即襟縫翼處于起飛位置，加速到1.4Vs(a點(diǎn))，達(dá)到最大允許速度限制，此時(shí)收回襟縫翼。當(dāng)襟縫翼偏角逐漸減小，引起升力系數(shù)減小，相應(yīng)的失速邊界增加，當(dāng)飛行速度達(dá)到最小失速速度限制1.3Vs(b點(diǎn))，停止收起，襟縫翼保持此時(shí)偏角。飛機(jī)以此構(gòu)型繼續(xù)加速達(dá)到1.4Vs限制(c點(diǎn))時(shí)，重復(fù)之前的過(guò)程，直到襟縫翼完全收起［2］。

2 算法描述

根據(jù)飛機(jī)在巡航、起飛和著陸構(gòu)型的高升力偏角與該構(gòu)型對(duì)應(yīng)的平飛升力系數(shù)，可計(jì)算出相應(yīng)的速度限制包線，如圖2所示。

設(shè) δf0，δfto，δfL分別為襟縫翼在巡航、起飛和著陸構(gòu)型的偏角，為使飛行速度相對(duì)失速速度具有一定的安全余量，飛機(jī)以這三種構(gòu)型，保持1.3，1.2和1.2倍［6］的最小失速速度要求平飛時(shí)的升力系數(shù)Cy2，Cy5和 Cy6計(jì)算公式如下:

那么，圖2中最小失速邊界線 f3和f4計(jì)算方程為:

同理，飛機(jī)以這三種構(gòu)型，保持1.6倍［6］的最大允許速度要求平飛時(shí)的升力系數(shù)Cy1，Cy3和Cy4的計(jì)算公式如下:

那么，最大失速允許邊界線 f1和f2計(jì)算方程為:

圖2 飛行速度限制包線Fig.2 Flight velocity limitation Envelope

襟縫翼自動(dòng)保護(hù)控制律在工作時(shí)，通過(guò)飛機(jī)當(dāng)前飛行高度、速度、重量和襟縫翼偏度，根據(jù)升力公式計(jì)算平飛所需升力系數(shù)Cy_need，并在圖2中的限制包線內(nèi)判斷和確定襟縫翼的合理偏角。具體控制律算法如下:

(1)當(dāng)手柄位置xfs=0，襟縫翼偏角δ0f和偏轉(zhuǎn)速率滿足公式:

(2)當(dāng)手柄位置xfs=1，襟縫翼偏角δ1f和偏轉(zhuǎn)速率滿足公式:

(3)當(dāng)手柄位置xfs=2，襟縫翼偏角δ2f和偏轉(zhuǎn)速率滿足公式:

3 仿真結(jié)果及分析

以某大型飛機(jī)為例，在飛機(jī)質(zhì)量150 000 kg，仿真初始速度310 km/h、初始高度120 m，襟縫翼處于起飛構(gòu)型、飛機(jī)繼續(xù)爬升的狀態(tài)，進(jìn)行駕駛員未操縱襟縫翼的飛行仿真，如圖3所示。仿真結(jié)果表明，襟縫翼手柄保持在起飛位置，在速度達(dá)到350 km/h時(shí)，滿足最大允許速度條件，襟翼從25°收回至0°，縫翼從20°收回至0°，飛機(jī)保持繼續(xù)爬升的趨勢(shì)，未出現(xiàn)掉高、減速的現(xiàn)象。

圖3 起飛階段襟縫翼自動(dòng)收起仿真曲線Fig.3 Simulation curves of automatic retraction of flaps and slats during take-off

以飛機(jī)質(zhì)量160 000 kg，仿真初始速度346 km/h，飛行高度400 m，襟縫翼處于巡航構(gòu)型、飛機(jī)持續(xù)下滑的狀態(tài)，進(jìn)行駕駛員未操縱襟縫翼的飛行仿真，如圖4所示。仿真結(jié)果表明，襟縫翼手柄保持在巡航位置，在速度達(dá)到340 km/h時(shí)，滿足最小失速速度條件，襟翼從0°偏轉(zhuǎn)至40°，縫翼從0°偏轉(zhuǎn)至30°，保持飛機(jī)下滑著陸狀態(tài)。

圖4 著陸階段襟縫翼自動(dòng)放下仿真曲線Fig.4 Simulation curves of automatic extending of flaps and slats during landing

以飛機(jī)質(zhì)量140 000 kg，仿真初始速度410 km/h，飛行高度1 000 m，襟縫翼處于巡航構(gòu)型、飛機(jī)持續(xù)下滑的狀態(tài)，進(jìn)行駕駛員提前放下襟縫翼的飛行仿真，如圖5所示。結(jié)果表明，在速度為500 km/h時(shí)，襟縫翼手柄從巡航位置放置到著陸位置，但此時(shí)飛行速度較大，達(dá)到最大速度邊界，所以襟翼和縫翼未放下至著陸位置。

圖5 著陸階段阻止襟縫翼提前放下仿真曲線Fig.5 Simulation curves of prevention for early extending of flaps and slats during landing

以上仿真結(jié)果表明，采用上述控制律設(shè)計(jì)方法進(jìn)行襟縫翼控制時(shí)，可在飛行速度未達(dá)到最大允許速度和最小失速速度限制條件時(shí)，完成飛行員手動(dòng)操作襟縫翼;若飛行員操縱失誤，達(dá)到限制條件時(shí)，自動(dòng)偏轉(zhuǎn)襟縫翼至合理偏度，達(dá)到安全保護(hù)的目的。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文研究了飛行速度對(duì)襟縫翼構(gòu)型的要求以及二者之間的關(guān)系，提出了一種大型飛機(jī)的襟縫翼控制律設(shè)計(jì)方法，保證了襟縫翼在飛行員誤操縱的情況下，判斷并控制襟縫翼偏轉(zhuǎn)至正確位置。該方法原理簡(jiǎn)單、工程中易于實(shí)現(xiàn)，仿真結(jié)果驗(yàn)證了該控制律的有效性，對(duì)電傳飛機(jī)高升力控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有較高的參考價(jià)值。

［1］ The Boeing Company Co-Chair Upset Recovery Industry.Airplane upset recovery training aid［Z］.USA:Boeing Company，2004:21-24.

［2］ ГС比施根斯.干線飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)和飛行力學(xué)［M］.孫榮科，譯.北京:航空工業(yè)出版社，1996:280-282.

［3］ Rudolph PK C.High lift systems on commercial subsonic airliners［R］.NASA Contractor Report 4746，1996:59-74.

［4］ 中國(guó)民用航空局.CCAR-25-R4 運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)［S］.北京:中國(guó)民用航空局，2011.

［5］ 金長(zhǎng)江，范立欽.飛行動(dòng)力學(xué)［M］.北京:國(guó)防工業(yè)出版社，1990:87-89.

［6］ 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè):第六冊(cè)［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2002:713-735.