襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜的保護(hù)邏輯研究

韓賽，化東勝

(1.中航飛機(jī)研發(fā)中心 飛控液壓設(shè)計(jì)研究所，西安　710089)

(2.中航飛機(jī)研發(fā)中心 動(dòng)力燃油系統(tǒng)研究所，西安　710089)

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襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜的保護(hù)邏輯研究

韓賽1，化東勝2

(1.中航飛機(jī)研發(fā)中心 飛控液壓設(shè)計(jì)研究所，西安710089)

(2.中航飛機(jī)研發(fā)中心 動(dòng)力燃油系統(tǒng)研究所，西安710089)

摘要：實(shí)現(xiàn)高升力系統(tǒng)的故障保護(hù)對(duì)提高電傳飛機(jī)安全性具有重要的意義。本文描述了高升力系統(tǒng)后緣襟翼的架構(gòu)；針對(duì)不對(duì)稱故障和傾斜故障的監(jiān)控和和保護(hù)方式問(wèn)題，分析了上述兩類故障的監(jiān)控和保護(hù)措施及其工作邏輯，在確定工作邏輯的閾值參數(shù)時(shí)綜合考慮了檢測(cè)和確認(rèn)故障、襟翼動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置的制動(dòng)過(guò)程以及系統(tǒng)機(jī)械誤等因素；建立了故障保護(hù)邏輯的Simulink模型，并對(duì)不同的失效情況進(jìn)行了仿真分析，仿真結(jié)果表明本文設(shè)計(jì)的故障保護(hù)措施能夠很好地監(jiān)控系統(tǒng)并防止故障蔓延，研究結(jié)果對(duì)民機(jī)高升力系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有一定的借鑒意義。

關(guān)鍵詞：高升力系統(tǒng)；不對(duì)稱故障；傾斜故障；監(jiān)控；故障保護(hù)邏輯

0引言

高升力系統(tǒng)是大型民機(jī)及支線民機(jī)的關(guān)鍵分系統(tǒng)之一，通常由前緣縫翼、后緣襟翼、控制裝置及驅(qū)動(dòng)裝置組成，通過(guò)后退偏轉(zhuǎn)后緣襟翼來(lái)改變機(jī)翼彎度和面積，以增加飛機(jī)起飛、進(jìn)近和著陸時(shí)的升力和阻力，改變飛機(jī)的升阻比特性，從而縮短飛機(jī)起飛和滑跑距離。

國(guó)外大型民機(jī)A320、A340等其高升力系統(tǒng)基本都是由前緣縫翼和后緣襟翼組成，通常單側(cè)機(jī)翼由10塊前緣縫翼和4 塊后緣襟翼組成[1]，中小型民機(jī)ERJ190高升力系統(tǒng)的后緣襟翼包括2個(gè)內(nèi)襟翼和6個(gè)外襟翼，DASH8-Q400飛機(jī)和ATR-72飛機(jī)均包含2個(gè)內(nèi)襟翼和2個(gè)外襟翼。

鑒于前緣縫翼的控制方式及作動(dòng)方式與后緣襟翼基本相似，本文只對(duì)后緣襟翼進(jìn)行研究。

隨著技術(shù)的發(fā)展，民機(jī)研制規(guī)章制度及標(biāo)準(zhǔn)逐漸成熟，對(duì)民機(jī)的安全性要求也在不斷提高，因此高升力系統(tǒng)的失效形式備受關(guān)注。經(jīng)分析后緣襟翼的一般失效形式包括：①襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)，即飛機(jī)左右側(cè)的襟翼運(yùn)動(dòng)不一致；②襟翼傾斜，即單側(cè)襟翼運(yùn)動(dòng)不一致，舵面發(fā)生扭轉(zhuǎn)；③襟翼無(wú)指令運(yùn)動(dòng)，即襟翼運(yùn)動(dòng)不到指定位置、超過(guò)指定位置或沒有響應(yīng)指令；④襟翼超速，即襟翼運(yùn)動(dòng)超過(guò)襟翼標(biāo)牌速度，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生破壞；⑤襟翼不一致監(jiān)測(cè)，襟翼運(yùn)動(dòng)的位置和襟翼操縱手柄輸入的位置不一致或運(yùn)動(dòng)過(guò)快、過(guò)慢等[2]。這些失效形式的等級(jí)可參考標(biāo)準(zhǔn)SAE ARP4761[3]。

國(guó)內(nèi)新研的民機(jī)ARJ21和C919以及國(guó)外民機(jī)A320、A380、ERJ190等的高升力系統(tǒng)均具有襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜保護(hù)功能，不同的飛機(jī)采用的監(jiān)測(cè)和保護(hù)措施也不盡相同。

本文首先介紹高升力系統(tǒng)架構(gòu)，然后分析襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜的監(jiān)控與故障定位，并闡述襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜故障保護(hù)邏輯，最后對(duì)二者進(jìn)行仿真，以期為民機(jī)高升力系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供參考。

1高升力系統(tǒng)架構(gòu)

通常，高升力后緣襟翼系統(tǒng)由控制部分和作動(dòng)部分構(gòu)成。其中，控制部分由襟翼操縱手柄(FCL)、襟翼電子控制裝置(FECU)、襟翼馬達(dá)控制模塊(FMCM)、襟翼動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置(FPDU)、襟翼位置傳感器(FPSU)和襟翼傾斜傳感器(FSSU)構(gòu)成，作動(dòng)部分由扭力管、萬(wàn)向節(jié)、角齒輪箱和作動(dòng)器等構(gòu)成[4]。

假設(shè)本文設(shè)計(jì)的后緣襟翼包括2個(gè)內(nèi)襟翼和2個(gè)外襟翼，在正常工作模式下，飛行員通過(guò)FCL下達(dá)指令；在應(yīng)急工作模式下，飛行員通過(guò)襟翼超控開關(guān)(FOS)下達(dá)指令；FCL或FOS的指令通過(guò)FCL中的轉(zhuǎn)換裝置將手柄的機(jī)械信號(hào)轉(zhuǎn)換為電信號(hào)給FECU，F(xiàn)ECU利用航電系統(tǒng)發(fā)送給高升力系統(tǒng)的空速和輪載信號(hào)與當(dāng)前的襟翼位置信號(hào)，經(jīng)解算后將FCL指令發(fā)送給FMCM，F(xiàn)MCM經(jīng)解算后發(fā)送馬達(dá)控制指令給FPDU中的馬達(dá)，兩個(gè)馬達(dá)通過(guò)齒輪組構(gòu)成的行星減速器實(shí)現(xiàn)大扭矩、低轉(zhuǎn)速的輸出扭矩，經(jīng)傳花鍵、扭力管、萬(wàn)向節(jié)組成的傳動(dòng)軸后將扭矩輸入到作動(dòng)器，最終通過(guò)搖臂實(shí)現(xiàn)襟翼的收放運(yùn)動(dòng)。高升力系統(tǒng)架構(gòu)如圖1所示。

圖1　高升力系統(tǒng)架構(gòu)

FECU除了應(yīng)該實(shí)現(xiàn)襟翼的收放控制功能以外，還應(yīng)該監(jiān)測(cè)系統(tǒng)控制功能和工作狀態(tài),并保護(hù)飛機(jī)在高升力系統(tǒng)出現(xiàn)故障后不出現(xiàn)災(zāi)難級(jí)的失效事件，這就需要高升力系統(tǒng)增加故障保護(hù)功能，以阻止故障蔓延，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)保護(hù)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的目的。

2襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜的監(jiān)控與故障定位

不同的機(jī)型具有不完全相同的監(jiān)測(cè)手段和故障保護(hù)措施,民機(jī)為了取得適航許可證，都遵照FAR25、ARP4761、ARP4754等規(guī)章進(jìn)行高升力系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和分析[5]。

(1) 襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)

在襟翼運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，F(xiàn)PSU將襟翼的實(shí)時(shí)運(yùn)動(dòng)位置反饋給FECU，當(dāng)左、右側(cè)襟翼的不對(duì)稱達(dá)到襟翼最大不對(duì)稱度時(shí)，F(xiàn)ECU發(fā)出停止運(yùn)動(dòng)的指令信號(hào)給FMCM，F(xiàn)MCM通過(guò)發(fā)出速度指令信號(hào)指令給FPDU的剎車裝置使電機(jī)減速，最終使電機(jī)停止運(yùn)動(dòng)，將襟翼鎖定在當(dāng)前襟翼位置，系統(tǒng)從正常工作模式轉(zhuǎn)換到無(wú)法工作模式；同時(shí)FECU向發(fā)動(dòng)機(jī)指示和機(jī)組告警系統(tǒng)(EICAS)發(fā)送高升力系統(tǒng)狀態(tài)信息(Non-Operating Mode)和告警信息(琥珀色的“Flap asymmetry”)并向主飛控計(jì)算機(jī)(FCC)發(fā)送高升力系統(tǒng)狀態(tài)信息(Non-Operating Mode)。

(2) 襟翼傾斜

襟翼傾斜的監(jiān)控和探測(cè)是通過(guò)檢測(cè)襟翼的傾斜來(lái)檢測(cè)作動(dòng)機(jī)構(gòu)的故障并鎖止系統(tǒng)以防止更嚴(yán)重的故障發(fā)生[6]，民機(jī)使用的傾斜傳感器分為拉線式的線位移傳感器(LVDT)和角位移傳感器(RVDT)；FECU通過(guò)比較同一舵面上的兩個(gè)傾斜傳感器的值來(lái)判斷襟翼是否發(fā)生傾斜。如果發(fā)生襟翼傾斜，F(xiàn)ECU對(duì)該故障的處理方式與襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)類似，最終將襟翼鎖定在當(dāng)前襟翼位置并轉(zhuǎn)換到無(wú)法工作模式；同時(shí)向發(fā)動(dòng)機(jī)指示和機(jī)組告警系統(tǒng)(EICAS)發(fā)送高升力系統(tǒng)狀態(tài)信息(Non-Operating Mode)和告警信息(琥珀色的“Flap skew”)以通知飛行員高升力系統(tǒng)被保護(hù)，并向主飛控計(jì)算機(jī)(FCC)發(fā)送高升力系統(tǒng)狀態(tài)信息(Non-Operating Mode)。

襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜的失效監(jiān)測(cè)及判斷依據(jù)如表1所示。

表1　高升力系統(tǒng)失效監(jiān)測(cè)及判定依據(jù)

3襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜故障保護(hù)邏輯

襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜故障的保護(hù)邏輯在FECU中實(shí)現(xiàn)，整個(gè)FECU軟件分為硬件模塊支持層、操作系統(tǒng)核心層以及控制律應(yīng)用層三部分[7]。故障保護(hù)邏輯在控制律應(yīng)用層實(shí)現(xiàn)。

3.1不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)故障保護(hù)邏輯

(1) 襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)邏輯判斷

當(dāng)FPSU有效，F(xiàn)ECU將左、右FPSU的信號(hào)經(jīng)放大器處理后折算為襟翼角度，然后判斷是否滿足表1中襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)的判定依據(jù)，如果滿足，則觸發(fā)不對(duì)稱保護(hù)邏輯；系統(tǒng)開始檢查和確認(rèn)故障并發(fā)出不對(duì)稱的信號(hào)。如果任意FPSU無(wú)效，高升力系統(tǒng)應(yīng)喪失襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)監(jiān)控和保護(hù)的能力。

(2) 襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)故障定位

當(dāng)FSSU有效，首先判斷左、右側(cè)內(nèi)襟翼內(nèi)側(cè)傾斜傳感器(1#FSSU)信號(hào)的差值是否超過(guò)襟翼最大不對(duì)稱閾值，超過(guò)則說(shuō)明FPDU任一輸出軸的扭力管發(fā)生斷裂，導(dǎo)致襟翼左右不對(duì)稱；否則進(jìn)行第二步判斷，判斷左、右側(cè)外襟翼的內(nèi)側(cè)3#FSSU信號(hào)的差值是否超過(guò)襟翼最大不對(duì)稱閾值，如果超過(guò)說(shuō)明左側(cè)或右側(cè)的外襟翼發(fā)生不對(duì)稱；為了區(qū)分左側(cè)或右側(cè)，需要分別判斷左、右側(cè)1#和3#FSSU信號(hào)差值，如果左側(cè)或右側(cè)的差值超過(guò)襟翼最大不對(duì)稱閾值，則說(shuō)明左側(cè)外襟翼發(fā)生不對(duì)稱；右側(cè)同理。當(dāng)出現(xiàn)告警信息時(shí)，要充分利用中央維護(hù)系統(tǒng)(CMS)的下載信息，幫助排除故障[8]。

襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)保護(hù)邏輯的流程如圖2所示。其中襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)判斷邏輯的Simulink模型如圖3所示，襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)故障定位的Simulink模型如圖4所示。

圖2　襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)保護(hù)邏輯

圖3　襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)判斷邏輯的Simulink模型

圖4　襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)故障定位邏輯的Simulink模型

3.2襟翼傾斜故障保護(hù)邏輯

(1) 襟翼傾斜邏輯判斷

當(dāng)FSSU有效，F(xiàn)ECU將FSSU的信號(hào)經(jīng)放大器處理后折算為襟翼角度值，然后判斷是否滿足表1中襟翼舵面傾斜的判定依據(jù)，如果滿足則說(shuō)明襟翼發(fā)生傾斜。

(2) 襟翼傾斜故障定位

只需確定是哪個(gè)襟翼的兩個(gè)FSSU的差值超過(guò)襟翼最大傾斜閾值即可。襟翼傾斜保護(hù)邏輯的流程圖如圖5所示，其中襟翼傾斜保護(hù)邏輯判斷及故障定位的Simulink模型如圖6所示。

圖5　襟翼傾斜保護(hù)邏輯

圖6　襟翼傾斜保護(hù)邏輯判斷及故障定位的Simulink模型

3.3故障保護(hù)邏輯中閾值的確定

(1) 影響故障保護(hù)邏輯中閾值的因素

確定襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜故障保護(hù)邏輯的閾值時(shí)應(yīng)考慮以下因素：

①襟翼舵面允許的最大不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)或襟翼傾斜角度；

②FPSU和FSSU的傳感器誤差范圍；

③FECU檢測(cè)、確定失效發(fā)生所需的時(shí)間內(nèi)襟翼轉(zhuǎn)動(dòng)的角度；

④FPDU接通剎車裝置所需的時(shí)間內(nèi)襟翼轉(zhuǎn)動(dòng)的角度；

⑤機(jī)械誤差(包括FPDU輸出端、扭力管、軸承支座、滾珠絲杠作動(dòng)器等的游隙以及剛度變形引起襟翼偏差角度)；

⑥剎車裝置接通后到FPDU停止轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)襟翼運(yùn)動(dòng)角度。

(2) 故障保護(hù)邏輯中參數(shù)的確定

參考ERJ190、DASH8-Q400等飛機(jī)的數(shù)據(jù)，本文選用的參數(shù)為

①襟翼最大的不對(duì)稱和傾斜量為5°；

②襟翼位置傳感器和襟翼傾斜傳感器的誤差為±0.5°；

③FECU的采樣周期為20 ms，檢測(cè)、確定失效發(fā)生需要3個(gè)采樣周期，因此所需時(shí)間為60 ms；

某型機(jī)的襟翼從0°(巡航構(gòu)型)變化到38°(著陸構(gòu)型)時(shí)，歷時(shí)20 s且FPDU的輸出軸的總轉(zhuǎn)數(shù)為133.32 r，因此FPD的平均轉(zhuǎn)速為

在檢測(cè)、確定失效期間襟翼以最大速度轉(zhuǎn)動(dòng)，F(xiàn)PDU在加速或減速過(guò)程中的位置、速度和加速度的變化趨勢(shì)[9]如圖7所示。其中，D為從失效發(fā)生開始PDU輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)的位移；T為距離不對(duì)稱失效時(shí)間發(fā)生的時(shí)間；Vmax為FPDU輸出軸的最大轉(zhuǎn)速；T1為檢測(cè)和確認(rèn)失效、接通PDU剎車裝置的時(shí)間；T2-T1為FPDU剎車所需時(shí)間；a為FPDU減速度。

圖7　PDU的制動(dòng)過(guò)程

當(dāng)T

當(dāng)T≥T1時(shí)，F(xiàn)PDU完成制動(dòng)的時(shí)間T2=T1+Vmax/a，輸出軸的速度V2(T)=-a×(T-T1)+Vmax且V2(T2)=0，根據(jù)運(yùn)動(dòng)速度和時(shí)間可知T2時(shí)刻襟翼停止運(yùn)動(dòng)時(shí)發(fā)生的位移D2(T2)=Vmax×T1+0.5×Vmax×(T2-T1)。

某型機(jī)選用的FPDU在1 s可達(dá)到額定轉(zhuǎn)速450 rpm，可得加速度為

a=(450 rpm×1 min/60 s)/1 s

假定FPDU需要時(shí)間Δt，則FPDU的最大工作轉(zhuǎn)速Vmax=a×Δt。FPDU的加速、勻速和減速過(guò)程的行程等于FPDU的平均轉(zhuǎn)速乘以工作時(shí)間，即

0.5×Vmax×Δt+Vmax×(20-Δt-Δt)+

0.5×Vmax×Δt=Vmax×20

(1)

求解可得FPDU的加速時(shí)間Δt=0.932 s，最大工作轉(zhuǎn)速Vmax=419.5 rpm。

進(jìn)而可得檢測(cè)、確定失效過(guò)程中襟翼運(yùn)動(dòng)的角度為

(60 ms×1 s/1 000 ms)×(419.5 rpm×

1 min/60 s)/133.32 rad×38°=0.119 6°

④FPDU接通剎車裝置所需的時(shí)間為20 ms，該期間襟翼運(yùn)動(dòng)的角度為

(20 ms×1 s/1 000 ms)×(419.5 rpm×

1 min/60 s)/133.32 rad×38°=0.039 9°

⑤機(jī)械誤差：某型機(jī)的FPDU輸出軸的誤差為2 rad，襟翼在38°時(shí)FPDU的總的圈數(shù)為133.32 rad，則FPDU輸出端的誤差為2 rad/133.32 rad×38°=0.57°

滾珠絲杠作動(dòng)器、扭力管、軸承支座等的游隙、剛度變形引起襟縫翼偏角的誤差范圍為0.2°，因此總的機(jī)械誤差為0.2°+0.57°=0.77°；

⑥假定剎車裝置的制動(dòng)時(shí)間與加速時(shí)間相同，則接通后到FPDU停止轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)襟翼運(yùn)動(dòng)角度為

0.5×419.5 rpm×1 min/60 s×

0.932 s/133.32 rad×38°=0.929°

確定襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜的工作邏輯中的閾值時(shí)，應(yīng)在襟翼舵面允許的最大不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)或襟翼傾斜角度的基礎(chǔ)上，除去檢測(cè)及確定失效過(guò)程中襟翼運(yùn)動(dòng)的角度、FPDU接通剎車裝置襟翼運(yùn)動(dòng)的角度、接通剎車裝置后到FPDU停止轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)襟翼運(yùn)動(dòng)角度和總的機(jī)械誤差；由于襟翼電子控制裝置得到的數(shù)據(jù)來(lái)自兩個(gè)不同的傳感器，會(huì)使襟翼電子控制裝置在同一襟翼位置時(shí)得到的數(shù)據(jù)存在±0.5°的誤差，因此擴(kuò)大了工作邏輯中的閾值的范圍。最終可得工作邏輯中的閾值應(yīng)為5°-0.119 6°-0.039 9°-0.929°-0.77°+0.5°×2=4.142°。

3.4故障保護(hù)邏輯仿真結(jié)果

根據(jù)圖2～圖3建立的襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜的監(jiān)控和故障保護(hù)邏輯的Simulink仿真模型，下文給出三類典型的不同故障類型[10]的仿真結(jié)果。

①左側(cè)FPSU失效：某時(shí)刻左側(cè)的FPSU有效性從真值變?yōu)榧僦担鐖D8所示，襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)保護(hù)邏輯的仿真結(jié)果如圖9所示。

圖8　左側(cè)FPSU故障

圖9　左側(cè)FPSU失效觸發(fā)襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)保護(hù)

②左側(cè)第一個(gè)扭力管斷裂：該故障使左側(cè)傳動(dòng)線系隨動(dòng)，使左側(cè)FPSU變化率增大，觸發(fā)不對(duì)稱邏輯，經(jīng)檢查定位為左右不對(duì)稱，仿真結(jié)果如圖10～圖11所示。

圖10　左側(cè)FPSU變化率

圖11　左側(cè)FPSU變化率過(guò)大觸發(fā)不對(duì)稱保護(hù)

③右側(cè)4#作動(dòng)器卡阻：該故障4#FSSU輸出角度比其他FSSU小，經(jīng)右側(cè)3#傾斜傳感器和4#傾斜傳感器值的比較，故障定位為右外襟翼傾斜，仿真結(jié)果如圖12～圖13所示。

圖12　右側(cè)4#FSSU故障

圖13　右側(cè)4#FSSU故障觸發(fā)襟翼傾斜保護(hù)

從圖12～圖13可以看出：本文建立的Simulink仿真模型可以對(duì)不同類型的故障進(jìn)行監(jiān)控和定位，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜故障的保護(hù)。

4結(jié)論

本文描述了典型的民機(jī)襟翼系統(tǒng)架構(gòu)及失效形式，針對(duì)襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜故障兩種失效形式，提出了故障的監(jiān)控和保護(hù)措施，著重分析了故障保護(hù)邏輯中閾值的確定方法，建立了故障保護(hù)邏輯Simulink模型并仿真了幾種典型的失效情況，仿真結(jié)果表明本文設(shè)計(jì)的故障保護(hù)措施能成功地監(jiān)控并保護(hù)系統(tǒng)。

本文采用Simulink模型建立了不對(duì)稱和傾斜保護(hù)的工作邏輯并實(shí)現(xiàn)了故障定位，不足之處是尚未考慮FMCM對(duì)電機(jī)加、減速度的影響和高升力系統(tǒng)的柔性特征。

目前，國(guó)內(nèi)外民機(jī)高升力系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難點(diǎn)在于控制系統(tǒng)、驅(qū)動(dòng)裝置、監(jiān)控和保護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)以及系統(tǒng)集成,本文設(shè)計(jì)的襟翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)和襟翼傾斜的監(jiān)控和故障保護(hù)措施是高升力系統(tǒng)監(jiān)控和保護(hù)分系統(tǒng)的一部分，對(duì)高升力系統(tǒng)的設(shè)計(jì)具有一定的借鑒作用。

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韓賽(1987-)，女，碩士，工程師。主要研究方向：民機(jī)高升力系統(tǒng)設(shè)計(jì)、系統(tǒng)仿真和系統(tǒng)需求。

化東勝(1989-)，男，助理工程師。主要研究方向：飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

(編輯：趙毓梅)

Logic of Protection for Flap’s Asymmetry Movement and Flap Skew

Han Sai1, Hua Dongsheng2

(1.Flight Control and Hydraulic Pressure Institute, Xi’an Aircraft International Research &Development Center, Xi’an 710089, China)(2.Prowerplant and Fuel System Institute, Xi’an Aircraft International Research &Development Center, Xi’an 710089, China)

Abstract:Improving the safety of fly-by-wire aircraft and implementing the fault protection of high lift system are of important significance.The trailing-edge flap of high lift system architectureis described, and the monitor and protection method as well as working logic of the both type faults are analyzed.Duringthe process of making sure the threshold parameter of the logic, the factors of checking and ensuring the fault, the brake process of flap power drive unit as well as the system mechanical error etc. should be considered synthetically. Finally, the simulation model of the fault protection logicis built. Several different failure conditions are simulated. Result indicates that the fault protection method can monitor the system and prevent fault from spreading. This method can be used as reference indesigningthe civil airplane high lift system.

Key words:high lift system; asymmetry fault; skew fault; monitor; fault protection logic

作者簡(jiǎn)介：

中圖分類號(hào)：V249.11

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.01.009

文章編號(hào):1674-8190(2016)01-062-08

通信作者：韓賽,hansai19870622@stu.xjtu.edu.cn

收稿日期：2015-11-03；修回日期：2015-12-21