民用飛機故障載荷設計研究

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民用飛機故障載荷設計研究

0引言

故障情況的飛行載荷設計十分重要,如果處理不當，可能導致系統(tǒng)故障引起的載荷遠遠超過正常飛行載荷，不僅可能引起不必要的結構增重，甚至會造成系統(tǒng)、結構破壞從而引起飛行事故。民用飛機故障情況飛行載荷設計是載荷設計的一個難點，尤其是系統(tǒng)故障成因分析、對飛行包線的影響、故障發(fā)生時刻和發(fā)生后持續(xù)飛行的機動飛行仿真、故障情況下的非常規(guī)壓力分布等問題，都具有相當難度。因此有必要研發(fā)出一套故障載荷設計方法，保證載荷設計的可靠完善。

1故障情況篩選

CCAR25 中用于定義載荷包線的方法并沒有充分考慮系統(tǒng)及其可靠性的影響，這些自動系統(tǒng)可能會不起作用或是在操縱權限減少的降級模式下工作。因此，有必要確定結構的安全系數(shù)和飛機的使用裕度，使由于系統(tǒng)故障產(chǎn)生的載荷所導致結構失效的組合概率不超過安裝了早期控制系統(tǒng)的飛機的相應水平。為了達到這個目標，有必要確定系統(tǒng)的故障狀態(tài)及相應的故障出現(xiàn)概率以獲得結構安全系數(shù)和使用裕度，來保證飛機具有可接受的安全水平。針對此情況提出了民用飛機的專用條件。專用條件是對CCAR25部條款的補充，涉及系統(tǒng)與結構的相互影響，并經(jīng)適航當局認可簽發(fā)。

專用條件適用的飛機系統(tǒng)包括飛行控制系統(tǒng)、自動飛行控制系統(tǒng)、增穩(wěn)系統(tǒng)、載荷減緩系統(tǒng)、顫振控制系統(tǒng)及燃油管理系統(tǒng)。民用飛機只安裝了飛行控制系統(tǒng)、自動飛行控制系統(tǒng)和燃油管理系統(tǒng)，因此本文只對這些系統(tǒng)的故障情況進行考慮。

根據(jù)飛機專用條件相關故障情況篩選報告對此大型民用飛機所有的故障情況進行了篩選，篩選出以下故障情況，如表1所示。

2設計分析

根據(jù)專用條件的要求，系統(tǒng)處于失效狀態(tài)時，需要考慮以下情況的飛行載荷：

1)失效發(fā)生時：必須建立從1G平飛狀態(tài)開始，包括飛行員的糾正措施在內的實際情況，來確定在失效發(fā)生時刻及失效后立即出現(xiàn)的載荷。對于靜強度驗證，這些載荷乘以適當?shù)陌踩禂?shù)(與失效發(fā)生的概率相關)，得到用于設計的極限載荷，安全系數(shù)如圖1所示。

表1　民用飛機飛行載荷計算故障情況

圖1　故障發(fā)生時刻載荷的安全系數(shù)

2)失效狀態(tài)下的繼續(xù)飛行：系統(tǒng)處于失效狀態(tài)、構型經(jīng)適當調整并且有飛行限制的飛機，在直至巡航的速度范圍內或規(guī)定的繼續(xù)飛行速度限制下，必須確定以下情況的載荷。

(1) CCAR 25.331 和CCAR 25.345 所規(guī)定的限制對稱機動情況；

(2) CCAR 25.341 和CCAR 25.345 所規(guī)定的限制突風和紊流情況；

(3)CCAR 25.349 所規(guī)定的限制滾轉情況、CCAR 25.367 和CCAR 25.427(b) (c)所規(guī)定的限制非對稱情況；

(4) CCAR 25.351 所規(guī)定的限制偏航機動情況。

安全系數(shù)取決于該失效狀態(tài)出現(xiàn)的概率。安全系數(shù)如圖2所示。

3計算思路

3.1卡阻和急偏位置的確定

對于表1中序號1～4的卡阻故障，須確定卡阻的位置以進行載荷計算。第一種方法是假定舵面卡在極限偏度的位置上，但在真實飛行中，這種情況出現(xiàn)的概率是極不可能的；第二種思路是根據(jù)AC25.671的要求，考慮飛機在起飛、爬升、巡航、正常轉彎、下降和著陸過程中正常使用的操縱位置上的卡阻，也就是按照正常飛行包線內舵面的NEP(Normally Encountered Position，以下簡稱NEP)范圍來確定卡阻的位置。這樣的考慮是合理的，序號1～4的卡組故障將采用這種思路進行計算。

圖2　故障后繼續(xù)飛行載荷的安全系數(shù)

對于序號5～6的擾流板故障，擾流板急偏的位置按照作動器的最大能力來確定。

3.2失效發(fā)生時刻的載荷計算

對于序號1～4的卡阻故障，假定舵面卡在NEP范圍的最大值和最小值，操縱飛機配平到1G狀態(tài)，計算這個時候的載荷作為故障發(fā)生時刻的載荷。

對于序號5的擾流板急偏故障，按照作動器的最大能力確定擾流板的位置，操縱飛機配平到1G狀態(tài)，計算這個時候的載荷作為故障發(fā)生時刻的載荷。

對于序號6的非指令打開兩塊地面擾流板(空中)，按照作動器的最大能力確定擾流板的載荷。

3.3失效狀態(tài)下繼續(xù)飛行的載荷計算

對于序號1～4的故障，按照專用條件的要求，計算直到VC(巡航速度)下的縱向、側向、滾轉等各種機動，從中挑選嚴重情況，進行全機載荷的求解。

對于序號5和6的擾流板故障，由于擾流板的打開對全機氣動特性影響很小，速度只需算到VC(巡航速度)，且根據(jù)圖2的曲線可知安全系數(shù)是1.0，因此對全機載荷而言不會超出正常載荷的包線，只需考慮擾流板自身載荷，無需進行全機載荷計算。

3.4載荷計算方法

3.4.1總載荷計算

在輸入了故障卡阻狀態(tài)參數(shù)，確定了故障載荷計算思路后，要進行總載荷計算和分布載荷計算。對民用飛機而言，總載荷計算需要根據(jù)CCAR25部的相關條款規(guī)定要求，建立飛機運動微分方程，求解出飛機在整個機動過程中的狀態(tài)參數(shù)，如迎角、平尾偏角、升降舵偏角、速壓等，進而利用測力試驗得到的氣動特性導數(shù)(或系數(shù))求解出氣動總載荷。同時，結構強度專業(yè)還需要根據(jù)力的分布形態(tài)和力的作用點(即壓心)，進行分布載荷計算。

飛機的運動可采用以下六自由度方程來描述[1]：

(1)

式中，Vx、Vy、Vz為速度在坐標系三個方向的投影分量；Jx、Jy、Jz為飛機的慣矩在三個方向的分量；wx、wy、wz為角速度在三個方向的分量；Fx、Fy、Fz為三個方向的氣動力分量；Mx、My、Mz為三個方向的力矩分量；m為飛機的質量。

在求解飛機的運動方程時，對于各個機動的特點作了簡化，一般都簡化為求解力和力矩的平衡方程，可得出總載荷及馬赫數(shù)、攻角、平尾偏度、升降舵偏度等狀態(tài)參數(shù)。

3.4.2分布載荷計算方法

用上述方法求解出總載荷并篩選出嚴重載荷情況后，以風洞試驗的壓力分布數(shù)據(jù)為基礎，計算出這些載荷情況的氣動力分布。同時還須計算出這些載荷情況的全機慣性力分布，將其與氣動力分布疊加，進行全機載荷平衡，得到最終的飛行載荷結果，提供給強度校核使用。

載荷分布，對于機翼、尾翼而言，主要是指：

(1)總壓力中心位置Xc、Yc、Zc；

(2)展向相對環(huán)量分布及展向力分布；

(3)剖面壓力中心Xac；

(4)剖面弦向壓力分布ΔCp(i，j)。

由于目前機翼進行了精細化設計，采用局部面元法矢量點分解，得到機體坐標系下的三個分量(FX,FY,FZ)，更加滿足適航符合性要求。

對于機身而言，主要是指機身軸向及各站位周向的氣動力分布，采用試驗的方法計算。

4分析對比

以副翼卡阻故障為例，計算了卡阻情況失效發(fā)生時刻和失效發(fā)生后的副翼、機翼、平尾和機身的載荷。平尾、機身都不會超出正常飛行包線的載荷，其中副翼卡阻故障發(fā)生時刻的副翼最大載荷為15 714.34N，副翼卡阻故障持續(xù)飛行的副翼最大載荷為18 301.06N，都不會超過正常飛行包線下的副翼載荷，因此，副翼卡阻故障不會構成副翼的載荷嚴重情況。

圖3～圖8給出了失效發(fā)生時刻與失效發(fā)生后的機翼剪力、彎矩、扭矩曲線，圖中機翼的剪力、彎矩、扭矩均沿機翼展向給出。由圖可知失效發(fā)生時刻情況，載荷包線規(guī)律與正常飛行包線一致，剪力和彎矩遠遠小于正常飛行包線2.5g情況，扭矩略小，因此機翼部件的糾正配平載荷不會超出正常狀態(tài)的載荷包線，不會構成載荷的嚴重情況；對于失效發(fā)生后的持續(xù)飛行載荷情況，彎矩和剪力仍小于正常飛行包線2.5g情況，但機翼的扭矩比正常飛行情況會略有增加，因此必須對機翼部件進行考核，但考慮到該故障情況使用1.0的安全系數(shù)(正常飛行包線載荷使用1.5的安全系數(shù))，故極限載荷也不會超過正常飛行包線載荷情況。

圖3　失效發(fā)生時刻機翼剪力包線

5結論

本文提出了民用飛機故障載荷設計方法、思路，保證了載荷設計的可靠性、完整性，以副翼卡阻為例分析了故障情況副翼載荷，并給出了失效發(fā)生時刻和失效發(fā)生后持續(xù)飛行的機翼載荷包線，故障載荷分析方法合理可靠，可用于民機飛機工程設計中，且目前故障載荷設計方法已得到適航當局的認可。

圖4　失效發(fā)生時刻機翼彎矩包線

圖5　失效發(fā)生時刻機翼扭矩包線

圖6　失效發(fā)生后持續(xù)飛行機翼剪力包線

圖7　失效發(fā)生后持續(xù)飛行機翼彎矩包線

圖8　失效發(fā)生后持續(xù)飛行機翼扭矩包線

參考文獻：

[1] 《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊第9冊：載荷:強度和剛度[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[2] 中國民用航空局.CCAR25中國民用航空規(guī)章第25部：運輸類飛機適航標準[S].北京：中國民用航空局，2001.

Research on the Aero-dynamica Failure Load for Civil Aircraft

譚林林劉毅 /

Tan LinlinLiu Yi

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

摘要：

以某大型民用客機為例，基于各系統(tǒng)的功能危險性評估報告進行故障篩選，根據(jù)篩選得到的故障清單對失效發(fā)生時刻和失效狀態(tài)下繼續(xù)飛行的飛行載荷進行了設計分析，發(fā)展形成了一種高效、可靠的故障載荷設計研究方法。

關鍵詞：民用客機；故障篩選；故障載荷設計

[Abstract]Taking a large civil airplane as an example, this paper introduces the failure list selecting methods based on the system function safety evaluation report, and introduces the flight loads calculation methods of the time at the failure occurrence and continuous flight after the failure based on the selected failure list. This paper comes up with an effective, reliable failure load calculation and analysis method.

[Key words]civil airplane;failure list selecting methods;failure load

中圖分類號：V217+.32

文獻標識碼：A