朱妍，王博，安剛，高亞奎

(中航工業(yè)西安飛機設(shè)計研究所 飛行控制律研究室，陜西 西安710089)

0 引言

大型飛機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)完全對應(yīng)，因此該翼面的正確偏轉(zhuǎn)對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增大機翼面積、增加飛機升力，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。此時若過早收起襟縫翼，則會引起升力不足，高度下降，甚至失速［2］。

當(dāng)前國內(nèi)對飛機襟縫翼的操縱都是通過飛行員手動完成。在整個過程中，飛行員必須注意力高度集中，通過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)計時必須對可能出現(xiàn)的飛行員誤操作或危及飛機本體安全問題進(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)錯誤操作時，及時有效地代替飛行員正確控制襟縫翼的能力。國外電傳飛機如A340，B777等，均具有自動襟翼、自動縫翼功能，以提高飛機起降階段的飛行安全［3］。

1 襟縫翼自動保護控制原理

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，襟縫翼保持較大偏角，則會超出機翼結(jié)構(gòu)強度限制，引起結(jié)構(gòu)破壞;小速度時，襟縫翼若保持較小偏角，則會引起飛機升力不足，甚至導(dǎo)致飛機失速，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］中對運輸類飛機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，無法通過當(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)由飛機構(gòu)型確定，由升力公式可知，此時飛行速度僅與升力系數(shù)Cy(δf)相關(guān)。因此，當(dāng)飛機平飛時，可建立飛行速度和飛機構(gòu)型的關(guān)系［5］:

飛機以不同高升力構(gòu)型，保持最大允許速度和最小失速速度要求平飛時，由其襟縫翼偏角δf及飛機在該偏角下所對應(yīng)的平飛升力系數(shù)，可確定出飛機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。飛機在飛行中，通過當(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收起過程示意圖Fig.1 Schematic diagram for automatic retraction of flaps and slats during take-off

圖1 表明了飛機在起飛階段收起襟縫翼的過程。飛機以起飛構(gòu)型，即襟縫翼處于起飛位置，加速到1.4Vs(a點)，達(dá)到最大允許速度限制，此時收回襟縫翼。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)，停止收起，襟縫翼保持此時偏角。飛機以此構(gòu)型繼續(xù)加速達(dá)到1.4Vs限制(c點)時，重復(fù)之前的過程，直到襟縫翼完全收起［2］。

2 算法描述

根據(jù)飛機在巡航、起飛和著陸構(gòu)型的高升力偏角與該構(gòu)型對應(yīng)的平飛升力系數(shù)，可計算出相應(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，為使飛行速度相對失速速度具有一定的安全余量，飛機以這三種構(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的升力系數(shù)Cy2，Cy5和 Cy6計算公式如下:

那么，圖2中最小失速邊界線 f3和f4計算方程為:

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

那么，最大失速允許邊界線 f1和f2計算方程為:

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

襟縫翼自動保護控制律在工作時，通過飛機當(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

以某大型飛機為例，在飛機質(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，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°，飛機保持繼續(xù)爬升的趨勢，未出現(xiàn)掉高、減速的現(xiàn)象。

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

以飛機質(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，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°，保持飛機下滑著陸狀態(tài)。

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

以飛機質(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，襟縫翼手柄從巡航位置放置到著陸位置，但此時飛行速度較大，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)計方法進(jìn)行襟縫翼控制時，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，完成飛行員手動操作襟縫翼;若飛行員操縱失誤，達(dá)到限制條件時，自動偏轉(zhuǎn)襟縫翼至合理偏度，達(dá)到安全保護的目的。

4 結(jié)束語

本文研究了飛行速度對襟縫翼構(gòu)型的要求以及二者之間的關(guān)系，提出了一種大型飛機的襟縫翼控制律設(shè)計方法，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。該方法原理簡單、工程中易于實現(xiàn)，仿真結(jié)果驗證了該控制律的有效性，對電傳飛機高升力控制系統(tǒng)設(shè)計具有較高的參考價值。

［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.干線飛機空氣動力學(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］ 中國民用航空局.CCAR-25-R4 運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)［S］.北京:中國民用航空局，2011.

［5］ 金長江，范立欽.飛行動力學(xué)［M］.北京:國防工業(yè)出版社，1990:87-89.

［6］ 《飛機設(shè)計手冊》總編委會.飛機設(shè)計手冊:第六冊［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2002:713-735.