民用飛機方向舵往復偏轉仿真研究

阮文斌

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

偏航機動是由方向舵快速大幅偏轉引起的側向機動，機動過程中方向舵、垂尾上產生較大氣動載荷并傳遞到后機身。偏航機動是民用飛機載荷設計中非常重要的一種機動情況，是垂尾、后機身等部件的載荷嚴重情況之一?，F行的偏航機動適航條款(包括CCAR25.351[1]、FAR25.351[2]和CS25.351[3])要求考核方向舵操縱器件(通常指腳蹬)突然移動至最大可用方向舵偏度，直到靜平衡側滑角時再操縱方向舵操縱器件突然回到中立位置的過程。整個過程駕駛員是單向蹬舵，不用考慮駕駛員來回往復蹬舵情況。

2001年11月12日美國東部時間9:16，一架A300B4-605R飛機(航班AA587)從紐約肯尼迪國際機場起飛不久后墜毀，事故調查表明[4]：為了糾正進入尾部紊流導致的飛機滾轉，飛行員執(zhí)行了5次近乎全行程的方向舵操縱(即4次反向輸入)，結果垂尾上產生了很大的氣動載荷，導致垂尾安定面連接接頭損壞，使垂尾從空中脫落。第五次方向舵輸入后的載荷超過了飛機極限載荷承載能力，而這個承載能力卻通過了當時適用的適航標準審查。方向舵的這種反向輸入是規(guī)章允許的(注：或者說規(guī)章中沒有條款不允許這種操作)，對于大型運輸機設計而言，一般認為這種操作是非常規(guī)的，但還有另外兩起事件中駕駛員也執(zhí)行了類似的方向舵往復操縱，以此糾正受到的擾動。

根據上述的事故調查及調研結果，航空規(guī)章制定咨詢委員會(aviation rulemaking advisory committee，ARAC)重建了飛行操縱協(xié)調工作組(flight controls harmonization working group，FCHWG)以協(xié)助完成方向舵往復偏轉條款的制定，同時歐洲航空安全局(European aviation safety agency，EASA)也參與了此項任務。根據FCHWG調查結果形成了方向舵腳蹬靈敏度/方向舵偏轉問題建議報告[5]，報告中FCHWG建議采用一個新條款(25.353)和一個相應的咨詢通告，大多數FCHWG成員認為條款的變更是需要的，但是他們在具體要求上沒有達成一致。推薦的新條款25.353是一個新的偏航機動條件(區(qū)別于現行25.351定義的偏航機動條件)，這個條款增加了一個設計極限載荷要求，其由一個單次往復條件或由一個兩次往復條件組成。

國內民機偏航機動一直以25.351條款為設計依據，對于FCHWG建議的新條款25.353——方向舵往復偏轉的研究和分析很少。本文將以新條款25.353——方向舵往復偏轉(兩次往復條件)為基礎進行仿真計算分析，并與現行的偏航機動條款25.351仿真計算結果進行對比。

1 適航條款的要求及理解

1.1 偏航機動

偏航機動情況是CCAR-25部[1]、FAR-25部[2]和CS-25部[3]25.351條款規(guī)定的一種側向機動情況，計算的飛機響應過程包含了以下1)～4)規(guī)定的操作：

1)當飛機以零偏航角非加速飛行時，假定方向舵操縱器件突然移動使方向舵偏轉到受下列條件限制的偏轉量：

①操縱面止動器；

②駕駛員作用力的限制值，從VMC(最小可操作速度)到VA(設計機動速度)為1 330 N，從VC/MC(設計巡航速度)到VD/MD(設計俯沖速度)為890 N，在VA與VC/MC之間按線性變化。

2)當方向舵操縱器件偏轉，以始終保持在1)中規(guī)定的限制值內可用的最大方向舵偏轉時，假定飛機偏航到過漂側滑角。

3)當飛機偏航到靜平衡側滑角時，假定方向舵操縱器件保持，以獲得在1)中規(guī)定的限制值內最大可用方向舵偏轉。

4)當飛機偏航到3)的靜平衡側滑角時，假定方向舵操縱器件突然回到中立位置。

偏航機動過程方向舵操縱器件操縱示意圖如圖1所示。

圖1 偏航機動方向舵操縱器件操縱示意圖

1.2 方向舵往復偏轉

根據偏航機動條款25.351要求，偏航機動整個過程中駕駛員是單向蹬舵，沒有考慮駕駛員來回往復蹬舵情況。而實際飛行中如果沒有明確的飛行限制，駕駛員是可以來回往復蹬舵的，這就可能使垂尾上的實際載荷超過偏航機動要求的設計載荷，進而導致事故。因此，為保證飛機安全性，FCHWG建議采用一個新的條款25.353——方向舵往復偏轉(兩次往復條件)[5]，以作為25.351條偏航機動的補充。

新條款25.353規(guī)定方向舵往復偏轉兩次時飛機必須按照以下1)～5)條要求的方向舵往復偏轉載荷情況進行設計。

1)當飛機以零偏航角非加速飛行時，假定方向舵操縱器件突然移動使方向舵偏轉到受下列條件限制的偏轉量。

①操縱面止動器;

②駕駛員作用力的限制值,從VMC到VA為1 330 N，從VC/MC到VD/MD為890 N，在VA與VC/MC之間按線性變化。

2)當飛機偏航到最大過漂側滑角時馬上采取方向舵腳蹬滿偏反向操作。

3)在反向偏轉后，一旦飛機偏航到反向最大過漂側滑角時馬上采取方向舵腳蹬滿偏反向操作。

4)當飛機偏航到隨后的最大過漂側滑角時馬上采取方向舵腳蹬滿偏反向操作。

5)在反向偏轉之后，一旦飛機偏航到反向過漂側滑角，駕駛艙方向舵腳蹬突然回到中立位置。

根據上述要求，方向舵往復偏轉兩次過程中方向舵操縱器件操縱示意圖如圖2所示。

圖2 方向舵往復偏轉兩次方向舵操縱器件操縱示意圖

此外，新條款規(guī)定方向舵往復偏轉產生的載荷情況應視為極限載荷，無須采用額外的安全系數。即使如此，任何由于這些極限載荷造成的永久性損傷也不能阻礙飛機的持續(xù)安全飛行和著陸。速度范圍由零度側滑角時可能到達方向舵最大偏度的最高空速或VMC之中取大者，至VC/MC?？紤]計算工況時，只需考慮起落架和減速板(或擾流板作為減速板)處于收起狀態(tài)；若因航路情況使用了副翼(或襟副翼及其他任何作為副翼的氣動力裝置)和縫翼，還需考慮副翼和縫翼放下的構型。

2 飛機運動方程

偏航機動是中國民用航空規(guī)章第25部(CCAR-25)條款25.351規(guī)定的重要設計情況。機動中因飛機產生側滑，造成飛機不對稱受載，方向舵偏轉和側滑導致垂尾承受很大載荷，該情況是垂尾、后機身的主要受載情況。

按規(guī)范定義考慮偏航機動時，飛機響應可用側滑及偏航二自由度方程描述[6]。方程初值為：t=0時，β=α=0。

(1)

式中：β為側滑角；t為時間；g為重力加速度；q為速壓；S為機翼面積；W為全機質量；V∞為無窮遠處來流速度；CCβ為全機側力系數對側滑角的導數；CCTOβ為無尾飛機側力系數對側滑角的導數；α為偏航角速度；Lv為垂尾對重心的尾力臂；CCδr為全機側力系數對方向舵偏度的導數；δr為方向舵偏度；b為機翼展長；Iz為偏航轉動慣量；Cnβ為全機偏航力矩系數對側滑角的導數,也稱航向靜穩(wěn)定導數；Cnα為全機偏航力矩系數對偏航角速度的導數,也稱偏航阻尼導數；Cnδr為全機偏航力矩系數對方向舵偏度的導數,也稱方向舵操縱效能；M為全機重心處縱向坐標；M0為氣動力力矩參考點縱向坐標。

CCAR-25部條款25.351規(guī)定了在計算垂尾載荷時可以假定偏航角速度為零，最大方向舵偏角的大小及(δr-t)操縱規(guī)律如圖1所示。偏航機動新條款——方向舵往復偏轉規(guī)定了另外一種(δr-t)操縱規(guī)律(如圖2所示)。按照兩種不同的(δr-t)操縱規(guī)律，由方程(1)分別求出整個過程的β響應和α響應，從而分別獲得兩種條款下的垂尾側向總載荷Fv：

Fvβ=(CCβ-CCTOβ)βqS

(2)

Fvδr=CCδrδrqS

(3)

(4)

Fv=Fvβ+Fvδr+Fvα

(5)

式中：Fvβ為側滑角貢獻的垂尾側向載荷；Fvδr為方向舵偏度貢獻的垂尾側向載荷；Fvα為阻尼貢獻的垂尾側向載荷。

3 機動仿真計算

本文通過建立運動動力學方程，采用機動仿真的方法，以第1章適航條款規(guī)定的2種方向舵操縱規(guī)律為基礎對某電傳民用飛機進行機動仿真計算。

在近二三十年，主動控制技術越來越多地應用在民用航空領域，尤其是大型運輸機上，主流客機如空客A320、A380，波音B777、B787都廣泛應用了先進的主動控制技術。飛機主動控制技術和控制律的引入對于飛行載荷而言，主要是會影響飛機的操縱，進而影響飛機的機動動作和載荷情況，因此本文對考慮控制律后偏航機動與方向舵往復偏轉進行了機動仿真計算，并對比分析了飛機的響應及垂尾載荷。具體結果如圖3～圖5所示。

圖3 方向舵操縱器件(腳蹬)位移對比

圖4 側滑角響應對比

圖5 垂尾側向載荷對比

從對比結果可以看出，考慮方向舵往復偏轉后，飛機機動幅度越來越大，側滑角大幅增加，從而導致垂尾側向載荷大幅增加，這種大幅增加在飛機設計過程中往往是不能接受的。因此，需要進一步通過載荷一體化設計優(yōu)化控制律，對方向舵往復偏轉引起的垂尾載荷增加做進一步限制。

4 結論

本文首先對偏航機動新條款25.353——方向舵往復偏轉的要求進行理解并以該條款為基礎進行仿真計算分析，得到如下結論：

1)為保證飛機的安全，有必要考慮偏航機動新條款25.353——方向舵往復偏轉。

2)考慮方向舵往復偏轉后，飛機機動幅度越來越大，側滑角大幅增加，從而導致垂尾側向載荷大幅增加，可通過控制律優(yōu)化來降低垂尾載荷。