民用航空器的突風與紊流載荷適航條款解析

楊士斌 王立寶 / Yang Shibin Wang Libao

(中國民航大學，天津 300300)

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民用航空器的突風與紊流載荷適航條款解析

楊士斌 王立寶 / Yang Shibin Wang Libao

(中國民航大學，天津 300300)

回顧了突風準則的發展歷史，結合美國聯邦航空條例FAR 25《運輸類飛機適航標準》25-141號修正案及相關咨詢通告，重點研究了最新FAR 25.341條款中對突風與紊流載荷條款的修訂原因及技術要求，并給出25.341條款的符合性驗證方法。

突風與紊流載荷；適航；運輸類飛機

0 引言

飛機在飛行過程中通常會遭遇突風，世界上許多國家對突風做了研究，并積累了大量的統計數據[1]。早期人們在設計飛機時，僅關注飛機的機動載荷以保證足夠的結構強度[2]。然而，隨著飛機設計速度的增加，由突風引起的載荷增量會顯著增加，人們開始關注突風載荷對于飛機產生的影響。

1915年E.B. Wilson在文獻[3]中首先對突風進行了基礎分析，將突風運動分解為六個運動分量，即三個直線運動(u、v、w)和三個旋轉運動(p、q、r)，并將突風速度的變化等效為飛機發生俯仰、滾轉和偏航。受限于當時的計算技術，Wilson只能用手算的方法計算出飛機對u、w或q突風的響應。

隨著世界航空技術的進步以及計算機技術的快速發展，人們逐漸采用更加先進的技術和方法去解決突風載荷問題，對突風準則進行了多次完善以保證飛機在遭遇突風后依然能保證持續安全飛行和著陸。

目前，美國聯邦航空局(Federal Aviation Administration，簡稱FAA)通過了25-141修正案，更新了針對突風準則的25.341條款，與歐洲相應條款達成一致。而中國民用航空規章CCAR 25《運輸類飛機適航標準》現行有效版本是CCAR 25-R4版，其中25.341條款僅相當于FAA 25-86修正案同等要求水平，而我國正在開展大型民用飛機研制工作，因此，對于歐美適航條款及相關政策的跟蹤研究有利于保持與歐美適航條款的安全性水平相一致。FAA 于2014年發布咨詢通告AC 25.341-1，其內容與此前已被歐洲和美國適航當局廣泛認可的AMC 25.341相一致。該咨詢通告提供了表明符合25.341條款的符合性驗證方法和建立突風、飛機氣動力模型以及驗證模型的可接受方法，用于分析飛機遭遇突風時的響應。

1 FAR 25.341條款修訂歷史分析

第一部涉及突風載荷的民用飛機適航要求是1934年由美國航空商務局(Bureau of Air Commerce)發布的“飛機適航要求”，規定突風形狀為“銳邊”，并且不考慮飛機運動的影響。

二十世紀三十年代晚期，開始出現考慮不同飛機遭遇突風時的不同運動。當考慮滑翔機時，由于滑翔機具有非常低的翼載，在其穿過突風時會迅速獲得垂直速度，突風載荷會被過度預測，因此開發出基于翼載的線性斜邊突風準則，并于1941年2月發布在民用航空手冊(CAM 04)[4]上。在CAM 04中規定對于速度VB、VC和VD，設計突風速度(當量速度)分別為40ft/s、30ft/s和15ft/s。突風速度不隨高度變化(雖然當量突風速度是常數，但是真實突風速度確實在變化)。

后來，美國航空咨詢委員會(National Advisory Committee for Aeronautics，簡稱NACA)[5-6]承擔了條款的理論工作，通過測量飛機在巡航階段以及穿越紊流時的空速和加速度獲取了大量突風數據和突風載荷數據，根據這些數據，將突風形狀由線性斜邊型改進為如今所用的1-cosine脈沖型。在之前的突風載荷計算中，通常通過翼載直接計算過載系數，但是這樣計算忽略了高度以及飛機大小的影響。NACA在新的突風載荷公式中增加了飛機質量比(FAR 25.341, 1965[7])這一概念，以使得通過公式計算出的載荷更加接近測得的數據。

1970年，25-23修正案[8]增加了FAR 25.305(d)款，提出必須考慮飛機對垂直和橫向連續紊流的動態響應，這是對靜態離散突風分析的一個發展。經驗表明紊流引起的結構動態響應對結構完整性和安全性具有重要影響。之前的條款僅將飛機作為剛體進行考慮，沒有考慮結構的彈性。從載荷角度考慮結構彈性的飛機紊流響應采用連續紊流模型，而不應采用離散突風模型。因此修訂的條款規定運輸類飛機應根據連續紊流作用下動態響應進行設計[9]。

隨著運輸類飛機速度的提高、尺寸的變大以及結構彈性的增加，不僅需要考慮飛機的剛體響應，還要考慮結構動態響應以及結構變形對氣動力參數的影響。起初，人們試圖用“調諧”突風來近似考慮結構的彈性，假定彈性機體可能遇到各種梯度距離的突風，要求確定對主要結構最臨界的突風梯度距離。英國民航適航性要求(BCAR)將調諧突風作為一種符合性方法。

功率譜密度(PSD)分析是研究飛機結構動態響應的另一種方法，該方法考慮了連續紊流突風的統計分布、氣動彈性和結構動態特性。從20世紀60年代開始，FAA聯合波音和洛克希德開展PSD突風的研究，以建立連續紊流突風的設計標準和分析程序。對于大氣連續紊流模型，有兩種常用的功率譜，分別是德萊頓譜(Dryden spectrum)和馮·卡門譜(von Karman spectrum)。Liepmann[10]于1952年首次將德萊頓譜應用于突風載荷的研究，洛克希德-加利福尼亞公司采用這種譜時將之稱為利普曼譜。德萊頓譜易于推導出將白噪聲時間歷程轉化成德萊頓譜時間歷程形狀的濾波器，且能生成精確的濾波器，而馮·卡門譜僅能生成近似的濾波器。但是近似的精確度的增加并不會極大增加復雜度，這易于設計使用，且理論上馮·卡門譜對于收集的大氣數據具有很好的擬合性，因此1962年宇航研究與開發建議工作組(Advisory Group for Aerospace Research and Development，簡稱AGARD)首次采用馮·卡門譜進行突風載荷研究[11]。1980年，25-54修正案[12]在FAR 25中增加了附錄G“連續突風設計準則”，該附錄給出的大氣紊流的功率譜密度是馮·卡門譜，以確定飛機對垂直和橫向連續紊流的動態響應。

1996年，25-86修正案提出了基于12.5倍平均氣動弦長突風梯度距離的調諧離散突風要求；假設飛機為剛體，忽略彈性效應；采用參考突風速度和飛行剖面緩和系數以及突風梯度計算當量空速表示的設計突風速度；在25.341條款中取消通過飛機質量比確定載荷系數，在25.335條款中增加對應最大突風強度的設計速度；為飛機氣動和結構動態特性分析提供了更合理的基礎[13]。這種方法考慮了飛機的燃油載荷以及最大運行高度以保證計算出的設計突風速度更為合適。這種方法更加準確地反映了實際飛行情況且不會導致結構的過度設計或設計不足。歐美當局及工業方一直致力于將系統的非線性囊括在突風準則中。同時，此次修正案減少了歐美間針對突風條款的差異，大大減少針對這一條款審定的花費。

2015年,25-141號修正案正式生效，FAA修改了突風和紊流載荷設計準則，優化了突風和紊流載荷模型，減小了與歐洲航空安全局(EASA)的CS-25.341條款的差異[14-15]。25-141修正案將原先附錄G內容移至25.341(b)款，并取消可選任務分析法。這是由于目前很少有制造商使用可選任務分析法作為解決連續紊流的主要方法，取消這種方法不會對工業界和適航審定產生顯著影響，且當飛機開始運行時任務會發生變化，任何微小的變化都會對任務分析設計載荷產生嚴重影響，因此FAA取消任務分析法，僅保留設計包線分析法。

英國民航局(CAA)實施了針對民用運輸機的綜合突風測量程序(民用航空器適航數據記錄程序，CAADRP)。該程序收集了大量可靠突風數據，從而提高對大氣中突風分布的認識。FAA根據CAADRP的數據重新定義大氣突風分布模型，并修改離散突風研究方法。

目前，一些運輸類飛機的最大審定運行高度已經達到51 000ft，為了使條款適用于這些飛機或今后的飛機，FAA將條款中用于定義離散突風速度及連續紊流準則的高度從50 000ft提高到60 000ft。

隨著A380、波音787等運輸類飛機采用先進飛控系統增加穩定性，在遭遇連續紊流時這些系統的非線性問題逐漸顯現出來。而計算連續紊流的標準數值方法(如頻域求解方法)僅對線性系統有效，所以條款要求任何明顯非線性需要用如實或保守的方法來考慮。

1993年3月31日，一架日本航空公司的波音747-121飛機在飛行途中2號發動機和發動機架發生脫落，機體受到脫落的發動機撞擊損傷，所幸沒有造成人員傷亡[16]。美國國家運輸安全委員會(NTSB)調查后確認事故原因是飛機在飛行過程中遭遇強烈橫向突風導致發動機架疲勞裂紋擴展，最終橫向突風載荷超過發動機架橫向承載能力使得2號發動機發生脫落。NTSB發現之前的條款僅規定單一橫向或垂向載荷應滿足極限載荷要求，但是實際上當兩個方向都有載荷且還未達到其極限載荷時，合成載荷可能已經超過結構的極限載荷，因此建議對設計載荷的要求應考慮遭遇嚴重紊流時的多軸載荷。針對該建議，FAA研究了針對翼吊發動機短艙的多軸離散突風分析方法[17]，并規定了兩種動態突風準則，即“時針旋轉”(round-the-clock)離散突風準則和多軸離散突風準則。對于由橫向載荷和垂直載荷產生的合載荷的極限載荷要求，文獻[17]中認為橫向載荷和垂直載荷不可能同時達到最大值，因此極限載荷可以乘以一個0.85的系數以降低對結構的要求。

2 條款解釋

25.341條款規定了飛機在運營期間可能遇到的突風載荷情況，飛機的結構必須按照該突風載荷來設計[18]。

本條款規定了兩種不同類型的突風紊流計算方法，調諧離散突風和連續紊流突風。突風載荷的計算以飛機的1g平飛為初始狀態，然后遭遇大氣突風紊流(垂直或橫向)，發生俯仰和沉浮，或者偏航、側滑和滾轉，分析計算的過程應按時間歷程進行，必須考慮飛機的重量分布和結構彈性的影響，即進行動態分析和動態響應計算[19]。

(a)款規定了飛機平飛中遇到垂直(對稱)和橫向離散突風，其限制突風載荷的確定方法，必須通過動態分析確定結構各部分的載荷，分析必須考慮非定常氣動特性和包括剛體運動在內的所有重要的結構自由度。參考突風速度的大小按照條款中的規定，與重量、高度、速度有關，突風形狀規定為1-cos形態，突風梯度在9.1m～106.7m之間，需要在此區間選取足夠的點來計算突風載荷的最大值。

(b)款規定了連續紊流設計原則。必須考慮飛機對垂直和橫向連續紊流的動態響應。動態分析必須考慮非定常氣動特性和包括剛體運動在內的所有重要的結構自由度。限制載荷必須按照條款規定的所有臨界高度、重量和重量分布以及條款給出速度范圍內的所有臨界速度來確定。

(c)款規定了翼吊發動機的補充突風條件。對于裝有翼吊發動機的飛機來說，必須將發動機的安裝節、吊掛和機翼支承結構按條款給出的動態突風條件設計成能承受發動機短艙重心處的最大響應載荷。

3 符合性驗證方法分析

3.1 分析/計算

在動態分析時如何處理各種飛機建模參數會嚴重影響設計載荷水平。動態分析中建模的基本要素是與飛機相耦合的全部彈性、慣性、氣動性能和操縱系統的特性。模型的復雜度和精細度取決于飛機及其系統的復雜程度。

遭遇突風的設計載荷應當是定常水平1g飛行載荷與突風載荷增量之和，突風載荷增量包含飛機動態響應。定常1g飛行載荷實際上可以由基本外部參數如速度、高度、重量和燃油載荷定義，用靜態氣動彈性方法來確定這些參數。

(a)定常水平1g飛行載荷。總設計載荷由動載和靜載組成。在計算靜態分量時，將飛機認為是配平定常水平飛行，并作為離散突風求解的初始條件或者連續紊流求解的平均飛行條件。若靜氣動彈性影響顯著時，也應當加以考慮。為確保獲得飛機上每個部分的最大總載荷，應當選擇相關穩態條件來獲得合理包線。在配平定常水平飛行條件下可以獲得合理穩態條件范圍。應當考慮配平定常水平飛行條件下減速板、零推力到最大推力功率設定的影響。

(b)動態響應載荷。從動態突風的解中得到的載荷增量是疊加在相應定常水平飛行1g載荷上。當計算總突風載荷時應假定載荷在正向和負向都產生響應。通常減速板、襟翼或者其他阻力或高升力裝置的影響雖然應當包括在定常狀態情況中，但是在計算載荷增量時可以忽略不計。

(c)損傷容限條件。對25.571(b)中的結構失效情況，當限制突風載荷作為極限載荷時，必須對其進行研究。通常，在所考慮的損傷類型下，冗余結構的剛度或幾何形狀不會有很大的變化。因此從無損傷飛機得到的限制突風載荷值可以用于損壞后的結構。然而，當25.571(b)中各種結構失效類型引起結構剛度或幾何形狀或兩者有重大變化時，在計算損傷結構的限制突風載荷時必須考慮這些變化。

(d)結構動態模型。模型應當包括剛性和柔性飛機的自由度。采用模態方法時，結構動態模型應當包括足夠多的柔性飛機模態以確保模態疊加過程的收斂性和高頻激勵響應的準確表達。

(e)結構阻尼。除了質量和剛度分布，結構動態模型還可以包括阻尼特性。當沒有更合適的信息時，假設所有的柔性模態阻尼為0.03(即1.5%等效臨界粘性阻尼)，該假設是可接受的。為了與極端突風強度引起的結構高響應水平一致，結構阻尼有可能增加到大于0.03，前提是已經驗證了它的合理性。

(f)突風和運動響應的氣動建模。在分析時，氣動力分別由突風速度直接產生和飛機響應產生。動態突風響應分析的氣動建模，要求用到不可壓縮流或可壓縮流非定常的二維片條或三維面元方法。通常，利用三維面元法能夠更好地構建升力面之間的氣動干擾模型。該模型必須有充分的氣動自由度，以便正確地表達研究的定常和非定常氣動分布。

(g)陀螺載荷。25.371條款規定發動機和輔助動力裝置的支承結構必須按照離散突風和連續紊流引起的陀螺載荷進行設計。通過在運動方程中包括陀螺項，渦輪螺旋槳發動機和渦輪風扇發動機產生的陀螺載荷可以作為求解過程的積分部進行計算，或者在運動方程的解后疊加陀螺載荷。如果耦合力可以忽略，則不需要考慮介于對稱和反對稱模態之間的螺旋槳和風扇陀螺耦合力(由旋轉方向產生)。應當在發動機或輔助動力裝置達到最大連續轉速時確定分析中用的陀螺載荷。用于計算陀螺慣性項的質量極慣矩應當包括所有重要旋轉部件的質量極慣矩，考慮各自的旋轉傳動比和旋轉方向。

(h)操縱系統。基本形態的突風分析應該包含對于剛體響應、結構動態響應和外載荷有相互作用的操縱系統的仿真。可能的話，這些操縱系統應該解耦，使得垂直突風分析包括對影響對稱飛行的系統進行分析，而橫向突風分析中包括對影響反對稱飛行的系統進行分析。

(i)穩定性。不論是離散突風還是連續紊流，運動方程的解要求動態模型是穩定的。這適用于所有的模態，除了某些頻率非常低的模態不會影響載荷響應，如長周期運動模態等(注意：短周期運動模態和荷蘭滾模態會影響載荷響應)。動態模型需要進行穩定性檢查，根據傳統的適用于線性和非線性系統的穩定性準則判斷動態模型是否具有穩定性，而且，要根據要求調整動態模型以達到合適的頻率和阻尼特性。

(j)非線性問題。對于無增穩系統飛機的載荷計算，線性彈性結構模型和線性(非失速)氣動模型通常是保守的和可接受的。考慮到由局部分離導致的氣動力分布的輕微非線性變化，氣動力模型可能需要通過簡單線性分段解進行細化。升力面的局部或完全失速會引起嚴重非線性，表達時不應當不計入其迎角變化率的作用，即所謂的“動態失速”，發生此類情況時，其線性氣動力增量的范圍可以顯著擴展而超出靜失速迎角。

自動飛行操縱系統、自動駕駛儀、增穩系統和載荷減緩系統是構成非線性響應的主要來源。例如：

(1)非比例反饋增益；

(2)速率和振幅限制器；

(3)控制率變化或控制率轉換；

(4)滯環；

(5)使用單側氣動操縱器件，如擾流板；

(6)鉸鏈力矩性能和氣動力操縱作動器的飽和。

輕微影響，如由速率或振幅限制器導致響應的偶然限幅，對于穩定1g載荷是對稱的。輕微影響經常是通過準線性建模方法表示，例如描述函數或線性等效增益。嚴重影響和非對稱影響，例如使用擾流板進行載荷減緩，通常需要顯式模擬和時間域內合適解。對某個載荷量的非線性影響往往會與對其他載荷量的影響相反。例如，用于載荷減緩的副翼可能減少機翼彎矩的同時增加機翼扭矩。鑒于不可能偏保守地把此類特征在一個飛機模型上進行表達，所以可以保守地接受考慮按兩種(可能是線性的)根據實際情況分界的模型來表達所計算的載荷。

當需要非線性的顯式模擬時，可以通過時間域運動方程積分計算載荷響應。對于25.341(a)中的調諧離散突風條件，限制載荷應當通過飛機模型的非線性時間域仿真響應的最大值確定，激勵采用離散突風模型。對于25.341(b)的連續紊流條件的時間域解，可采用多種方法來說明紊流輸入隨時間的變化以及根據響應確認限制載荷。

對于載荷減緩和飛行操縱系統的非線性可采用基于隨機仿真的方法。在這種仿真中，輸入是符合馮·卡門譜的長時間、偽隨機高斯紊流流動，其均方根振幅是0.4倍(真空速下的極限紊流強度)。限制載荷的超越概率與線性模型中相同載荷量的(為載荷增量均方根值與突風速度均方根值之比，限制載荷)的超越概率相同。當使用這種分析方法時，制定超越曲線時應當使載荷增量提升到或剛超過限制載荷，如圖1所示。

如果頻域方法能證明有保守解，也可以在頻域內進行非線性仿真。頻域方法包括但不限于匹配濾波器理論和等效線性化。

圖1 超越曲線

3.2 風洞試驗

飛機外形通常是復雜的，精確預測剛性飛機氣動導數很困難，特別在非線性特性凸顯重要或飛機處于跨聲速范圍時。因此需要進行全機剛體縮比模型試驗，測量壓力分布、總升力和力矩并計算不同飛行條件下的氣動導數。得到的結果用于驗證并可能更新設計公式、數據庫、CFD等的計算結果，還可以用于檢查零減縮頻率下非定常氣動力的計算結果。可以通過對非定常氣動力方法的驗證以及對參數、新構型和氣動干擾和壓縮性的研究，在主要適航審查計算中起到輔助作用。

3.3 地面振動試驗

對原型機進行地面振動試驗(GVT)旨在獲取全機正則模態特性(固有頻率、阻尼比、模態形狀和模態質量)。這些模態數據可用于對結構動態模型的驗證和修正。飛機裝有大量測試設備，典型情況下有數以百計的加速度計確保采集正確的模態形狀，此外還有若干電動激振器，用于激勵飛機使之具有一定振動水平。通常采用多個激振器同時激勵的方法，在結構上分布足夠的能量使激勵模態盡量接近正在被確認頻率的模態。要成功激勵模態可能需要變化激振器的位置。驅動激振器的激勵信號通常是正弦的或者隨機的，這要取決于所采用試驗的方法。也可以建立合適的激勵形式以模擬突風，對原型機進行地面振動試驗和極限載荷試驗，測量動態響應。

3.4 結構耦合試驗

如果用于突風分析的飛機數學模型包含任何反饋控制系統的表征，那么應該對模型中的反饋控制系統進行驗證。驗證的水平取決于被控制的系統復雜度和特殊的飛機響應參數。通常，與控制飛機剛體響應的系統相比，控制飛機柔性模型的系統，需要更多的驗證。控制系統的元件(傳感器、執行器、濾波器、控制律等)對輸出載荷和響應數量的影響很小，因此可以考慮忽略對它們的驗證。

4 結論

本文首先回顧了突風準則的發展歷史，其次根據25-141號修正案對最新25.341條款修訂的背景、原因及內容進行分析，最后通過研究咨詢通告AC 25.341-1給出條款的符合性驗證方法，為離散突風模型、連續紊流模型、飛機結構動態模型及載荷響應模型的建立提供理論依據。

[1] 鄭作棣. 運輸類飛機適航標準技術咨詢手冊[M]. 北京: 航空工業出版社，1995.

[2] Hoblit F M. Gust Loads on Airfraft: Concepts and Application. AIAA Education Series, Washington, DC, 1988.

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[7] Notice No. 64-28. Airworthiness Standards: Transport Category Airplanes. Docket No. 5066, Federal Register: June 2, 1964, Page 7170.

[8] Final Rule. Transport Category Airplane Type Certification Standards. Docket No. 9079, Amendment No. 25-23, Federal Register: April 8, 1970 (Volume 35, Number 68), Page 5665.

[9] Notice No.68-18. Transport Category Airplane Type Certification Standards. Docket No.9079, Federal Register: August 22, 1968 (Volume 33, Number 164), Page 11913.

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[12] Final Rule.Airworthiness Review Program Amendment No.8A: Aircraft, Engine, and Propeller Airworthiness, and Procedural Amendments. Docket Nos. 14779, 14324, Amendment Nos. 21-51, 23-26, 25-54, 27-18, 29-20, 31-4, 33-9, and 35-5, Federal Register: September 11, 1980 (Volume 45, No. 178), Page 60154.

[13] Notice No. 94-29. Revised Discrete Gust Load Design Requirements. Docket No. 27902, Federal Register: September 16, 1994 (Volume 59, Number 179), Page 47756.

[14] Final rule. Harmonization of Airworthiness Standards—Gust and Maneuver Load Requirements, Docket No.: FAA-2013-0142, Amdt. No. 25-141, Federal Register. December 11, 2014 (Vol. 79, No. 238), Page 73462.

[15] Notice of proposed rulemaking, Harmonization of Airworthiness Standards— Gust and Maneuver Load Requirements. Docket No.: FAA-2013-0142, Notice. No. 25-139, Federal Register: May 28, 2013 (Vol. 78, No. 102), Page 31851.

[16] NTSB Safety Recommendation A-93-137. November 15, 1993

[17] DOT/FAA/AR-99/62. Studies of Time-Phased Vertical and Lateral Gusts: Development of Multiaxis One-Minus-Cosine Gust Model. October 1999.

[18] FAA AC 25-21. Certification of Transport Airplane Structure[S].1999.

[19] FAA AC 25.341-1.Dynamic Gust Loads[S].1999.

Analysis of Airworthiness Regulations of Gust and Turbulence Loads for Civil Aircraft

(Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China)

This paper reviews the development history of gust criteria and studies the revision causes and technical requirements of the newest FAR 25.341, in combination with the amendment 25-141 of FAR Part 25 “Airworthiness Standards: Transport Category Airplanes” and related Advisory Circulars for gust and turbulence loads . The acceptable means for compliance with the requirements was given out.

gust and turbulence loads; airworthiness; transport category airplanes

中央高校基本科研業務費項目，項目編號：3122015C026。

V221+.91

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