飛機(jī)升降舵非指令偏轉(zhuǎn)對(duì)飛行安全的影響分析

武虎子，唐長紅，李偉，耿建中

（中航工業(yè)西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所總體氣動(dòng)所，陜西西安 710089）

引言

從飛機(jī)誕生之日起，飛行安全性問題一直伴隨至今，它直接關(guān)系到飛機(jī)的任務(wù)完成率、使用壽命以及飛機(jī)的作戰(zhàn)效能。從飛行事故查找飛機(jī)的安全隱患，大致可分為如下幾種情況:飛機(jī)的本體安全，如飛機(jī)的強(qiáng)度、剛度不足以及結(jié)構(gòu)破損等造成的飛行安全隱患；飛機(jī)系統(tǒng)安全，如飛機(jī)的液壓系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、防火系統(tǒng)、航電系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)以及飛控系統(tǒng)等由于出現(xiàn)異常或不工作而導(dǎo)致的飛行安全隱患；飛機(jī)的設(shè)備安全，如飛機(jī)液壓系統(tǒng)中的管子斷裂或變形、航電系統(tǒng)中的供電設(shè)備出現(xiàn)故障造成的飛行安全隱患；飛機(jī)的操縱安全，操縱安全主要由駕駛員誤操縱、操縱不當(dāng)或操縱面故障［1］等原因造成；由于天氣因素造成的飛行安全隱患，如高空的大氣紊流、低空的風(fēng)切變、降雨、結(jié)冰等天氣因素帶來的飛行安全隱患。

面對(duì)如此之多的安全隱患，飛機(jī)設(shè)計(jì)者和科技工作者需要一一去研究，并提出相應(yīng)的對(duì)策來保證飛機(jī)的飛行安全。目前，國內(nèi)許多學(xué)者在飛機(jī)飛行安全方面進(jìn)行了深入的研究［2-3］，但在飛機(jī)操縱安全方面國內(nèi)研究甚少。為此，本文研究了升降舵非指令偏轉(zhuǎn)對(duì)飛機(jī)飛行安全的影響。

1 仿真流程

在建立飛機(jī)六自由度數(shù)學(xué)模型、飛機(jī)的氣動(dòng)模型［4］、國際標(biāo)準(zhǔn)大氣模型和發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模型［5］的基礎(chǔ)上，為了更清晰直觀地了解仿真過程的原理以及信息的傳遞過程，圖1給出了仿真流程的簡化關(guān)系。

2 仿真條件

基于上節(jié)建立的仿真模型，本文主要對(duì)某型飛機(jī)升降舵非指令偏轉(zhuǎn)（急偏）時(shí)，縱向飛行參數(shù)隨時(shí)間的響應(yīng)過程進(jìn)行了仿真分析。急偏幅度為滿偏，在仿真中分為向上滿偏和向下滿偏兩種情況，并規(guī)定向上偏轉(zhuǎn)為負(fù)偏，向下偏轉(zhuǎn)為正偏。

由于在仿真中主要看縱向飛行參數(shù)的變化，所以在建立的六自由度仿真模型中可以使橫航向的參數(shù)和氣動(dòng)數(shù)據(jù)置0。六自由度仿真的前提條件是在每種狀態(tài)配平下進(jìn)行的，在進(jìn)行仿真前，必須對(duì)每種狀態(tài)進(jìn)行配平計(jì)算，得出初始配平迎角、配平平尾偏角和需用推力等參數(shù)，然后把這些參數(shù)作為仿真的初始參數(shù)。

飛行仿真的各種狀態(tài)及對(duì)應(yīng)條件如表1所示。表中，VT為校正空速；δe為升降舵急偏偏角；n為升降舵的個(gè)數(shù)；H為飛行高度。

表1 狀態(tài)條件

3 仿真分析

當(dāng)飛機(jī)總體參數(shù)確定后，飛行參數(shù)隨時(shí)間的變化主要與升降舵的輸入信號(hào)以及升降舵的個(gè)數(shù)有關(guān)，本文用階躍輸入信號(hào)來模擬升降舵的急偏。圖2給出了升降舵向上、向下兩種急偏形式的信號(hào)曲線。

圖2 升降舵階躍輸入信號(hào)

對(duì)表1中的12種狀態(tài)進(jìn)行仿真，圖3～圖5分別給出了迎角、法向過載和飛行高度隨時(shí)間變化的響應(yīng)曲線。

從圖3中可以看出:單塊升降舵正向急偏時(shí)，速度越大，迎角在短時(shí)間內(nèi)減小得越快，這說明越在大速度時(shí)迎角響應(yīng)時(shí)間越短；同時(shí)，高速飛行時(shí)，迎角減小會(huì)出現(xiàn)負(fù)迎角，這從圖中急劇減小段（近似線性段）也可以看出?？傊?，迎角總體變化趨勢為先急劇減小，后緩慢增大，最后又緩慢減小。

從圖4中可以看出:法向過載隨速度的增大其變化量也越大，其中在高速飛行時(shí)0.75 s內(nèi)法向過載最大變化量為0.88，隨后過載變化處于緩慢變化過程，在低速時(shí)雖然有所變化，但是影響不大；單塊升降舵負(fù)向急偏時(shí)，迎角的變化趨勢與升降舵正向急偏時(shí)的變化趨勢相反，只是在增大的幅度上不同，其中在低速段，迎角在2.4 s分別達(dá)到了16.5°和16.0°，如果再考慮到突風(fēng)的影響，對(duì)飛行安全將會(huì)造成很大的威脅；法向過載在低空低速時(shí)變化很小，不會(huì)對(duì)飛機(jī)造成很大影響，而在高空高速時(shí)，法向過載在0.75 s內(nèi)線性急劇增大到－1.9，對(duì)飛行安全將會(huì)帶來非常大的隱患。

從圖5中可以看出:飛行高度在低空低速短時(shí)間內(nèi)基本不變，隨后高度急劇減??；在高空高速時(shí)，短時(shí)間內(nèi)飛行高度也基本保持不變，隨后不斷掉高度；飛行高度的變化趨勢和升降舵正向急偏時(shí)高度的變化趨勢相反。

圖3 單塊升降舵急偏時(shí)迎角響應(yīng)曲線

圖4 單塊升降舵急偏時(shí)法向過載響應(yīng)曲線

圖5 單塊升降舵急偏時(shí)高度響應(yīng)曲線

圖6～圖8中分別給出了兩塊升降舵急偏時(shí)迎角、法向過載和飛行高度隨時(shí)間的響應(yīng)曲線。

圖6 兩塊升降舵急偏時(shí)迎角響應(yīng)曲線

圖7 兩塊升降舵急偏時(shí)法向過載響應(yīng)曲線

圖8 兩塊升降舵急偏時(shí)高度響應(yīng)曲線

從圖中可以看出:其參數(shù)的變化規(guī)律與圖3～圖5中的參數(shù)變化規(guī)律基本一致；不同之處在于舵正偏時(shí)的迎角在低空低速時(shí)也出現(xiàn)負(fù)迎角；高空高速時(shí)的法向過載在1.5 s內(nèi)線性急劇增大到－1.8，已超過飛機(jī)的使用過載，給飛行造成災(zāi)難性后果，掉高度的程度整體變得更為嚴(yán)重；舵負(fù)偏時(shí)，低空低速時(shí)的迎角在2 s內(nèi)均已超過失速迎角，危險(xiǎn)性增大。

有了上面的分析結(jié)果，現(xiàn)在對(duì)危險(xiǎn)等級(jí)加以確定:

（1）飛機(jī)的危險(xiǎn)等級(jí)是在完整的飛行過程中確定的，也就是說，只要在失效狀態(tài)下妨礙飛機(jī)安全飛行和安全著陸，都可定義為災(zāi)難的；

（2）極大地影響飛行安全、降低飛機(jī)本身的能力，可定義為危險(xiǎn)的；

（3）明顯降低飛機(jī)本身的能力、影響飛行安全，可定義為較大的；

（4）對(duì)飛行安全有輕微（不明顯）影響的，可定義為輕微的。

所以，可以得出如下幾條定性結(jié)論:單塊升降舵正向急偏時(shí)，危險(xiǎn)等級(jí)是較大的；單塊升降舵負(fù)向急偏時(shí)，危險(xiǎn)等級(jí)是災(zāi)難的；兩塊升降舵正向急偏時(shí)，危險(xiǎn)等級(jí)是災(zāi)難的；兩塊升降舵負(fù)向急偏時(shí)，危險(xiǎn)等級(jí)是災(zāi)難的。

4 結(jié)束語

本文研究了升降舵急偏操縱對(duì)飛機(jī)飛行安全的影響，總結(jié)了相應(yīng)的定性結(jié)論，為飛機(jī)的設(shè)計(jì)及相應(yīng)操縱面設(shè)計(jì)提供了技術(shù)參考和理論指導(dǎo)。隨著目前飛行安全隱患的多樣性，盡量避免和減少危險(xiǎn)性是保證飛機(jī)安全飛行的重要途徑，所以，需要進(jìn)一步進(jìn)行升降舵的不同操縱對(duì)飛機(jī)安全飛行影響程度的專題研究。

［1］劉小雄，邱岳恒，劉世民，等.操縱面故障對(duì)飛行包線的影響研究［J］.飛行力學(xué)，2012，30（2）:128-131.

［2］黃成濤，王立新.風(fēng)雨對(duì)飛機(jī)飛行安全性的影響［J］.航空學(xué)報(bào)，2010，31（4）:694-700.

［3］徐浩軍，葛志浩，孟捷.應(yīng)用時(shí)間裕度法評(píng)估人機(jī)系統(tǒng)飛行安全［J］.飛行力學(xué)，2007，25（2）:89-92.

［4］高浩.飛機(jī)操縱性與穩(wěn)定性［Z］.西安:中國試飛員學(xué)院，1991:88-96.

［5］Brian L S，F(xiàn)rank L L.Aircraft control and simulation［M］.A Wiley-interscience Publication，John Wiley and Sons，1992.