大型飛機(jī)高升力系統(tǒng)的發(fā)展及關(guān)鍵技術(shù)分析

（中航工業(yè)慶安集團(tuán)有限公司，西安 710077）

現(xiàn)代大型飛機(jī)的機(jī)翼構(gòu)型通常按巡航條件設(shè)計(jì)，由于飛機(jī)的巡航速度與起飛著陸階段最小速度的比值相差較大（約為5∶1），巡航翼型不能同時(shí)滿足高速巡航和低速起飛著陸需求的矛盾變得非常突出[1]。

現(xiàn)代飛機(jī)采用高升力系統(tǒng)解決上述矛盾，通常是在機(jī)翼前緣配置縫翼、在機(jī)翼后緣配置襟翼。飛機(jī)在起飛和著陸時(shí)，襟翼和縫翼可以伸出，使機(jī)翼的面積和彎度增大，升力系數(shù)CL明顯增加，從而可以獲得較低的飛行速度，其結(jié)構(gòu)和作用如圖1所示[2]。

高升力系統(tǒng)已成為現(xiàn)代大型飛機(jī)不可或缺的功能系統(tǒng)，它不僅有效提高飛機(jī)起飛著陸時(shí)的升力，有效改善飛機(jī)的失速條件，而且也大大改善飛機(jī)爬升率、進(jìn)場(chǎng)速率及進(jìn)場(chǎng)最佳飛行姿態(tài)。

1 高升力系統(tǒng)技術(shù)特點(diǎn)

高升力系統(tǒng)是集機(jī)械傳動(dòng)、液壓、檢測(cè)和控制等技術(shù)于一體的綜合性系統(tǒng)，在系統(tǒng)集成、關(guān)鍵部件等方面有獨(dú)特的技術(shù)特點(diǎn)。

（1）高升力系統(tǒng)是功能獨(dú)立的飛機(jī)分系統(tǒng)，是從駕駛桿到翼面的完整位置閉環(huán)控制系統(tǒng)，由襟縫翼電子控制單元進(jìn)行信號(hào)處理和功能控制，通過(guò)總線與飛機(jī)航電系統(tǒng)和主飛控系統(tǒng)等其他系統(tǒng)交聯(lián)。在先進(jìn)大型飛機(jī)上，高升力系統(tǒng)與主飛控系統(tǒng)、自動(dòng)駕駛系統(tǒng)等3部分組成了完整的飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)。

（2）高升力系統(tǒng)是影響飛機(jī)安全的關(guān)鍵系統(tǒng)。航空安全報(bào)告系統(tǒng)（Aviation Safety Reporting System，ASRS）統(tǒng)計(jì)顯示，從1996年1月到2002年8月發(fā)生的335個(gè)事故中，有33個(gè)是由于高升力系統(tǒng)故障造成，約占總事故的10%。另?yè)?jù)統(tǒng)計(jì)，在民用客機(jī)平均單次飛行中，起飛和著陸時(shí)間（約10min），僅占總飛行時(shí)間的6%，而68.3%的飛行故障（事故）卻發(fā)生于此階段，由此可以看出，高升力系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)安全性具有重要影響。

（3）高升力系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性、維護(hù)性有重要影響?，F(xiàn)代大型飛機(jī)的高升力系統(tǒng)普遍采用集中驅(qū)動(dòng)構(gòu)架，其機(jī)械傳動(dòng)線路通常長(zhǎng)達(dá)數(shù)十米，總計(jì)要連接上百個(gè)傳動(dòng)裝置。高升力系統(tǒng)影響飛機(jī)的油耗和起降性能，同時(shí)由于飛機(jī)高升力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，體積較大、零件數(shù)量多、維修難度高、維護(hù)成本和費(fèi)用都較大，大型飛機(jī)高升力系統(tǒng)的性能往往決定著飛機(jī)的整體市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)能力[3]。

2 高升力系統(tǒng)的技術(shù)發(fā)展

高升力系統(tǒng)由翼面作動(dòng)子系統(tǒng)、機(jī)械傳動(dòng)子系統(tǒng)、動(dòng)力驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)、控制和監(jiān)控子系統(tǒng)、故障保護(hù)子系統(tǒng)和傳感器子系統(tǒng)等組成。高升力系統(tǒng)的技術(shù)發(fā)展主要體現(xiàn)在控制與監(jiān)控、作動(dòng)能量傳輸方式上。在控制與監(jiān)控方面，高升力控制系統(tǒng)從人工操縱發(fā)展到電傳操縱系統(tǒng)，進(jìn)而發(fā)展成容錯(cuò)式雙余度數(shù)字電傳操縱系統(tǒng)；而在作動(dòng)能量傳輸方面，則從襟/縫翼各段翼面獨(dú)立驅(qū)動(dòng)發(fā)展到集中共軸驅(qū)動(dòng)，再到內(nèi)、外襟翼差動(dòng)，并正在發(fā)展多翼面獨(dú)立驅(qū)動(dòng)方式。

2.1 作動(dòng)能量傳輸技術(shù)的發(fā)展

作動(dòng)能量傳輸技術(shù)主要體現(xiàn)在翼面作動(dòng)技術(shù)和動(dòng)力驅(qū)動(dòng)技術(shù)兩個(gè)主要方面。翼面作動(dòng)技術(shù)是解決機(jī)械能量的傳輸問(wèn)題，而動(dòng)力驅(qū)動(dòng)技術(shù)是解決機(jī)械能量的轉(zhuǎn)換和產(chǎn)生。

現(xiàn)代大型飛機(jī)的高升力系統(tǒng)翼面作動(dòng)技術(shù)廣泛采用集中式驅(qū)動(dòng)架構(gòu)，由安裝在飛機(jī)中央的動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置（Power Drive Unit，PDU）提供動(dòng)力，通過(guò)機(jī)械傳動(dòng)線系將動(dòng)力傳遞到每個(gè)作動(dòng)位置的齒輪旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器或滾珠螺旋作動(dòng)器上，作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)襟/縫翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，控制襟翼和縫翼的收放，如圖2所示。這種集中式驅(qū)動(dòng)架構(gòu)雖然有效保證了襟/縫翼運(yùn)動(dòng)的同步性，然而當(dāng)機(jī)械傳動(dòng)系統(tǒng)出現(xiàn)卡阻或斷裂故障時(shí)，襟/縫翼將被制動(dòng)在當(dāng)前位置，不能進(jìn)行收放。高升力系統(tǒng)翼面作動(dòng)技術(shù)的發(fā)展方向是自適應(yīng)機(jī)翼[2]，采用分布式獨(dú)立驅(qū)動(dòng)構(gòu)型，這種系統(tǒng)可以根據(jù)飛行狀態(tài)使機(jī)翼沿展向具有期望的翼型彎度。分布式獨(dú)立驅(qū)動(dòng)的高升力系統(tǒng)省去了集中驅(qū)動(dòng)需要的大量傳動(dòng)軸、萬(wàn)向節(jié)和傳動(dòng)齒輪箱等，簡(jiǎn)化了系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，減少了零件數(shù)量，提高了機(jī)械傳動(dòng)效率，減輕了系統(tǒng)重量，方便了安裝，提高了系統(tǒng)維護(hù)性。

現(xiàn)代大型飛機(jī)高升力系統(tǒng)的動(dòng)力驅(qū)動(dòng)功能由PDU實(shí)現(xiàn)，高升力系統(tǒng)的縫翼PDU和襟翼PDU分別采用兩套動(dòng)力進(jìn)行驅(qū)動(dòng)，動(dòng)力類型通常為兩套液壓馬達(dá)（液-液式）、兩套電機(jī)（電-電式）或一套液壓馬達(dá)和一套電機(jī)（液-電式）3種方式。兩套動(dòng)力可以主-主方式（即兩個(gè)動(dòng)力源都為主）或主-備方式（即1個(gè)動(dòng)力源為主，另1個(gè)為輔）工作，兩套動(dòng)力的綜合通常采用速度綜合或力矩綜合。液壓式動(dòng)力源具有輸出功率大、體積小、重量輕、技術(shù)成熟等優(yōu)點(diǎn)，缺點(diǎn)是采用節(jié)流調(diào)速原理，能量損失較大。為了克服節(jié)流調(diào)速的缺點(diǎn)，現(xiàn)代先進(jìn)飛機(jī)的PDU采用了變排量控制技術(shù)，從而大大減少了對(duì)液壓系統(tǒng)的流量需求[4]。兩套電機(jī)驅(qū)動(dòng)的主-主式PDU符合多電飛機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)，是PDU今后的發(fā)展方向，其主要缺點(diǎn)是大功率驅(qū)動(dòng)器件的工作可靠性不高，重量也較大，目前這種方案已成為支線客機(jī)的主流選擇。

圖1 高升力系統(tǒng)及其作用Fig.1 High lift system and its application

圖2 集中驅(qū)動(dòng)式高升力系統(tǒng)Fig.2 High lift system of centralized driving

2.2 控制與監(jiān)控技術(shù)的發(fā)展

現(xiàn)代飛機(jī)的高升力系統(tǒng)普遍采用數(shù)字電傳操縱技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)功能的綜合，并具有完善的余度管理功能。同機(jī)械操縱和簡(jiǎn)單電傳操縱相比，采用數(shù)字電傳操縱的高升力系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了襟/縫翼的綜合管理，增強(qiáng)了邊界保護(hù)功能，提高了系統(tǒng)的安全性和維護(hù)性。

高升力系統(tǒng)的控制和監(jiān)控功能主要由襟縫翼電子控制單元（Flap Slat Electronic Control Unit，F(xiàn)SECU）實(shí)現(xiàn)，F(xiàn)SECU通常采用2×2構(gòu)架，襟翼系統(tǒng)PDU和縫翼系統(tǒng)PDU的兩套動(dòng)力分別由兩臺(tái)獨(dú)立可互換的FSECU進(jìn)行控制與監(jiān)控，每個(gè)FSECU包括1個(gè)襟翼通道和1個(gè)縫翼通道。每個(gè)FSECU的襟翼通道和縫翼通道分別由兩條支路構(gòu)成，兩條支路的微處理器硬件是非相似的。兩條支路獨(dú)立并且執(zhí)行相同的功能，兩條支路交換數(shù)據(jù)并比較計(jì)算結(jié)果后，經(jīng)硬件邏輯電路處理后輸出[5]。

3 高升力系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)分析

在國(guó)際上，大型飛機(jī)高升力系統(tǒng)一般由飛機(jī)的一級(jí)供應(yīng)商集成并向飛機(jī)配套，而在我國(guó)，飛機(jī)高升力系統(tǒng)的研究和配套才剛剛起步。飛機(jī)高升力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，性能要求較高，一系列關(guān)鍵技術(shù)影響和決定著飛機(jī)高升力系統(tǒng)的主要性能，以下對(duì)飛機(jī)高升力系統(tǒng)進(jìn)行識(shí)別和分析，以期提升國(guó)內(nèi)飛機(jī)高升力系統(tǒng)的研制能力。

3.1 高效率的作動(dòng)能量傳輸技術(shù)

大型飛機(jī)高升力系統(tǒng)串接上百套傳動(dòng)裝置，各個(gè)傳動(dòng)裝置之間通過(guò)機(jī)械式傳扭裝置（扭力桿）連接為一體，總長(zhǎng)度大約在50m以上，數(shù)量眾多的傳動(dòng)裝置和較長(zhǎng)的傳輸路線造成整個(gè)系統(tǒng)效率下降，也間接導(dǎo)致系統(tǒng)重量增加，因此提高機(jī)械傳輸效率成為系統(tǒng)集成需要考慮的重要問(wèn)題。

以某型飛機(jī)高升力系統(tǒng)為例，縫翼系統(tǒng)共包含38根扭力管，盡管每個(gè)扭力管的傳輸效率高達(dá)99.7%，但總體上傳輸線路的總效率只有89.2%，考慮齒輪減速和支撐件等其他傳動(dòng)裝置的效率，縫翼系統(tǒng)從PDU到末端的總傳輸效率只有30%左右。因此高升力系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一就是選用低摩擦、高耐磨、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單和重量輕的傳動(dòng)方案，并且合理選擇系統(tǒng)轉(zhuǎn)速和傳動(dòng)比等參數(shù)，提高系統(tǒng)效率，減小系統(tǒng)重量和功率需求。

3.2 低功耗的動(dòng)力驅(qū)動(dòng)技術(shù)

高升力系統(tǒng)從一個(gè)極限位置全偏到另一個(gè)極限位置的時(shí)間大約為30～40s，工作時(shí)間雖然很短，但功率卻很大，往往可達(dá)到主飛行控制系統(tǒng)功率的3倍以上，為了滿足高升力系統(tǒng)短時(shí)工作所需的功率，并且盡量不影響飛機(jī)其他系統(tǒng)的工作，飛機(jī)液壓動(dòng)力或電動(dòng)力通常不得不按短時(shí)需求設(shè)計(jì)，造成在絕大部分工作時(shí)間的輸出功率過(guò)于富裕。因此降低PDU對(duì)飛機(jī)液壓或電力的功率需求也是設(shè)計(jì)高升力系統(tǒng)需要考慮的重要問(wèn)題。

A380飛機(jī)的襟/縫翼PDU采用了變排量控制技術(shù)，大大減少了液壓馬達(dá)工作時(shí)的流量消耗，同時(shí)也降低了閥塊設(shè)計(jì)的復(fù)雜性，與傳統(tǒng)采用節(jié)流控制方案的PDU相比，流量需求大約減少50%[4]。A320neo飛機(jī)的襟/縫翼PDU采用電動(dòng)力驅(qū)動(dòng)，高升力系統(tǒng)采用能量貯存技術(shù)，系統(tǒng)自帶兩套28V鋰電池，通過(guò)直流/直流轉(zhuǎn)換和直流/交流轉(zhuǎn)換，驅(qū)動(dòng)270V直流無(wú)刷電機(jī)工作。自帶電池由飛機(jī)28V直流電源系統(tǒng)進(jìn)行充電，可滿足高升力系統(tǒng)工作時(shí)的功率需求，降低了傳統(tǒng)方案對(duì)飛機(jī)電源的短時(shí)大功率需求[6]。

3.3 減小故障峰值載荷的機(jī)械故障保護(hù)技術(shù)

大型飛機(jī)高升力系統(tǒng)中有眾多的機(jī)械驅(qū)動(dòng)和傳動(dòng)裝置，為了提高機(jī)械裝置的可靠性，一般需要在翼面作動(dòng)線路上設(shè)置必要的力矩限制器，當(dāng)系統(tǒng)出現(xiàn)卡阻故障時(shí)，力矩限制器限制傳遞給下游線路上的載荷不超過(guò)規(guī)定值，以保護(hù)系統(tǒng)和飛機(jī)結(jié)構(gòu)不受損壞。另外，為了滿足飛機(jī)的安全性要求，系統(tǒng)中一般都設(shè)有不對(duì)稱保護(hù)功能，當(dāng)機(jī)械傳動(dòng)線路出現(xiàn)斷開(kāi)故障時(shí)，由制動(dòng)器將翼面可靠把持住，不使其處于自由狀態(tài)，便于飛機(jī)的操縱控制。

卡阻和斷開(kāi)故障的保護(hù)過(guò)程時(shí)間持續(xù)非常短，大約為100ms左右，然而速度和載荷變化卻非常大，故障時(shí)的最高轉(zhuǎn)速可高達(dá)系統(tǒng)正常轉(zhuǎn)速的10倍以上，峰值載荷可高達(dá)最大工作載荷的5倍以上。降低故障峰值載荷，減小系統(tǒng)各個(gè)傳動(dòng)部件的限制載荷和極限載荷，進(jìn)而減輕系統(tǒng)重量和飛機(jī)結(jié)構(gòu)支撐件所承受的最大載荷，這也是高升力系統(tǒng)設(shè)計(jì)需要考慮的一個(gè)重要問(wèn)題。

3.4 有效處理復(fù)雜控制邏輯的高升力系統(tǒng)控制技術(shù)

高升力系統(tǒng)以襟/縫翼構(gòu)型控制為主，不需依據(jù)飛行條件和飛機(jī)狀態(tài)進(jìn)行調(diào)參，控制相對(duì)簡(jiǎn)單，但系統(tǒng)的狀態(tài)繁多，邏輯控制和轉(zhuǎn)換異常復(fù)雜。以某型飛機(jī)高升力系統(tǒng)為例，整個(gè)高升力系統(tǒng)共有10種工作模式，此外一些飛機(jī)還設(shè)有備用工作模式。高升力系統(tǒng)通常還設(shè)有機(jī)械卡阻、翼面不對(duì)稱、翼面對(duì)稱回收、翼面未按指令運(yùn)動(dòng)、翼面超速運(yùn)動(dòng)和翼面傾斜等多種故障保護(hù)模式，使高升力系統(tǒng)的工作模式和狀態(tài)有所增加。

高升力系統(tǒng)通常還具有自動(dòng)縫翼、襟翼載荷減緩和襟翼自動(dòng)收回等多種襟/縫翼自動(dòng)收放功能，自動(dòng)收放功能依據(jù)襟/縫翼控制手柄對(duì)應(yīng)起飛、爬升、巡航、下降和著陸的檔位、襟/縫翼位置和飛行速度進(jìn)行。自動(dòng)收放功能的應(yīng)用使高升力系統(tǒng)的工作模式和狀態(tài)變得更加復(fù)雜。

一個(gè)典型的襟翼控制器由30個(gè)狀態(tài)圖組成，其中包含469個(gè)狀態(tài)位和75個(gè)輸入位，有限狀態(tài)機(jī)大約有35000個(gè)節(jié)點(diǎn)，為了準(zhǔn)確地用有限狀態(tài)機(jī)來(lái)給系統(tǒng)行為建模需要35000個(gè)狀態(tài)。高升力系統(tǒng)的多狀態(tài)不但使系統(tǒng)的控制邏輯設(shè)計(jì)繁瑣復(fù)雜，而且也直接導(dǎo)致測(cè)試工作量巨大，例如對(duì)上述襟翼控制器的測(cè)試，如果毫無(wú)遺漏地進(jìn)行窮舉測(cè)試，則需要考慮所有輸入信號(hào)的組合，共計(jì)需要進(jìn)行275次驗(yàn)證[7-8]。

采用基于模型的系統(tǒng)工程方法進(jìn)行控制邏輯的設(shè)計(jì)、仿真和自動(dòng)化測(cè)試是解決上述問(wèn)題的關(guān)鍵技術(shù)，可有效減少人為差錯(cuò)，并大大減少開(kāi)發(fā)工作量。

3.5 高升力系統(tǒng)集成驗(yàn)證技術(shù)

按照傳統(tǒng)做法，高升力系統(tǒng)的系統(tǒng)級(jí)集成試驗(yàn)在鐵鳥試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行，但在鐵鳥試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行作用在襟翼和縫翼上氣動(dòng)載荷的靜態(tài)和動(dòng)態(tài)模擬、機(jī)翼變形模擬、以及機(jī)械傳動(dòng)和作動(dòng)系統(tǒng)中的卡阻和斷開(kāi)故障模擬非常復(fù)雜，另外高升力系統(tǒng)的試驗(yàn)項(xiàng)目也非常繁多，因此導(dǎo)致在鐵鳥臺(tái)上進(jìn)行全面的高升力系統(tǒng)集成試驗(yàn)不切實(shí)際而難以實(shí)施?，F(xiàn)代飛機(jī)高升力系統(tǒng)的研發(fā)更傾向于構(gòu)建專門的高升力系統(tǒng)集成試驗(yàn)臺(tái)，對(duì)高升力系統(tǒng)進(jìn)行全面的系統(tǒng)級(jí)試驗(yàn)驗(yàn)證?？湛凸咀訟380飛機(jī)開(kāi)始，包括其后的A350和A400M飛機(jī)，均采用了獨(dú)立于鐵鳥臺(tái)的高升力系統(tǒng)集成試驗(yàn)臺(tái)（也稱鐵翼）對(duì)高升力系統(tǒng)進(jìn)行全面驗(yàn)證，A350飛機(jī)高升力系統(tǒng)集成試驗(yàn)臺(tái)如圖3 所示[9-10]。

3.6 多學(xué)科的高升力系統(tǒng)仿真和虛擬試驗(yàn)技術(shù)

大型飛機(jī)高升力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)龐大、部件數(shù)量多、綜合環(huán)節(jié)多、開(kāi)發(fā)周期長(zhǎng)、實(shí)物試驗(yàn)雖然必要，但實(shí)現(xiàn)起來(lái)很困難，且受部件進(jìn)度、風(fēng)險(xiǎn)等影響較大。為了縮短開(kāi)發(fā)周期，節(jié)約開(kāi)發(fā)費(fèi)用，開(kāi)展基于多學(xué)科的高升力系統(tǒng)仿真和虛擬試驗(yàn)十分必要，在國(guó)際上，很多高升力系統(tǒng)集成商都在多年探索、開(kāi)發(fā)和實(shí)踐的基礎(chǔ)上建立了比較完善的高升力系統(tǒng)仿真和虛擬試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

高升力系統(tǒng)仿真技術(shù)是涉及空氣動(dòng)力學(xué)、機(jī)械、液壓、電氣、電子和控制等多學(xué)科的復(fù)雜技術(shù)。該技術(shù)應(yīng)用動(dòng)力學(xué)分析軟件和有限元分析軟件對(duì)襟翼及其支撐和運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行剛體和柔體建模，然后再與一維參數(shù)化的作動(dòng)系統(tǒng)模型和基于模型的襟翼控制系統(tǒng)模型進(jìn)行協(xié)同仿真，如圖4所示[11]。

圖3 A350飛機(jī)高升力系統(tǒng)集成試驗(yàn)臺(tái)Fig.3 Integration test rig for A350 high lift system

圖4 高升力系統(tǒng)的多學(xué)科仿真Fig.4 Multi-disciplinary simulation of high lift system

隨著系統(tǒng)仿真技術(shù)以及虛擬現(xiàn)實(shí)技術(shù)的發(fā)展，虛擬試驗(yàn)技術(shù)也開(kāi)始成功應(yīng)用于高升力系統(tǒng)，高升力系統(tǒng)的虛擬集成試驗(yàn)逼真地模擬高升力系統(tǒng)全狀態(tài)物理集成試驗(yàn)的全部過(guò)程，高升力系統(tǒng)的仿真與虛擬集成試驗(yàn)都是建立全系統(tǒng)虛擬樣機(jī)，應(yīng)用數(shù)字化手段對(duì)高升力系統(tǒng)進(jìn)行驗(yàn)證。二者的主要區(qū)別主要在于:前者的驗(yàn)證對(duì)象是真實(shí)飛行過(guò)程中的高升力系統(tǒng)，而后者是處于測(cè)試過(guò)程中的高升力系統(tǒng)[12]。

4 結(jié)束語(yǔ)

我國(guó)大型飛機(jī)的研究開(kāi)發(fā)正處于關(guān)鍵發(fā)展階段，作為飛機(jī)關(guān)鍵系統(tǒng)之一的高升力系統(tǒng)發(fā)展和升級(jí)是非常重要的工作。大型飛機(jī)高升力系統(tǒng)的研究工作不僅是多個(gè)學(xué)科的緊密結(jié)合，廣泛應(yīng)用了新的系統(tǒng)工程方法和仿真技術(shù)，同時(shí)也有賴于關(guān)鍵部件和系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)的發(fā)展和進(jìn)步。國(guó)內(nèi)系統(tǒng)集成工作將著眼于關(guān)鍵技術(shù)的突破，系統(tǒng)集成能力和關(guān)鍵部件開(kāi)發(fā)能力的形成，并積極在型號(hào)研制工作中實(shí)踐，不斷積累經(jīng)驗(yàn)，促進(jìn)我國(guó)大型飛機(jī)高升力系統(tǒng)的技術(shù)不斷發(fā)展和進(jìn)步。

[1]Rudolph P K C. High-lift systems on commercial subsonic airliners[R]. California:NASA,1996.

[2]比斯根斯 Г C.干線飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)和飛行力學(xué)[M].孫榮科,周庭秋，孫業(yè)紹,等譯. 北京:航空工業(yè)出版社，1996.

Бюшгенс Г C. The aerodynamics and flight mechanics for trunk-route aircraft[M]. SUN Rongke, ZHOU Tingqiu, SUN Yeshao, et al translated. Beijing: Aviation Industry Press, 1996.

[3]DAM C P V. The aerodynamic design of multi-element high-lift systems for transport airplanes[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2002,38(2):101-144.

[4]BIEDERMANN O，GEERLING G. Power control units with secondary controlled hydraulic motors-a new concept for application in aircraft high lift systems[C]. Recent Advances in Aerospace Hydraulics,Toulouse, 1998.

[5]ENDR?S W. SFCC380 high lift (slat/flap) control system[C].The 1st International Workshop on Aircraft System Technologies, Germany Hamburg, 2007.

[6]LAMMERING T. Conceptual design of a battery-powered high lift system for single-aisle aircraft[C]. The 52nd Aeroapace Sciences Meeting, Germany Lindenberg, 2014.

[7]AVACS H3 . The flap controller[EB/OL].[2013-10-10]. http://www.avacs.org/fileadmin/Benchmarks/Open/flapcontroller.pdf.

[8]B?DE E，PEIKENKAMP T，BRETSCHNEIDER M，et al.Model-based safety analysis of a flap control system[J]. Incose International Symposium, 2004, 14(1):246-256.

[9]COUSIN M. Zero test means[J]. Airbus Technical Magazine,Special Edition A350 XWB, 2013,6:8-11.

[10]HACKER R, FINKE T. Airload Simulation on the Airbus A380[EB/OL].[2006-1-1]. https://WWW.dspace.com/shared/data/pdf/dSPACE_NEWS/dSPACENews2006-1_Airbus_en_a317.pdf.

[11]GüLZ A, CARL U B. Parametric modelling and experimental validation of multi body simulation of elastic flap systems in transport aircraft[C]. 1st International Workshop on Aircraft System Technologies,Germany Hamburg,2007.

[12]ULMER T.Virtual testing of high lift systems[C]. SAE 2013 AeroTech Congress & Exhibition, Montréal, 2011.