飛機(jī)舵面振蕩故障載荷分析方法研究

龐培森

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

現(xiàn)代飛機(jī)普遍采用電傳操縱系統(tǒng)來控制飛機(jī)的飛行。與早期的飛機(jī)設(shè)計(jì)不同，現(xiàn)代的飛機(jī)系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)已高度融合，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與系統(tǒng)設(shè)計(jì)不再是獨(dú)立并行的關(guān)系，系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)的相互作用以及系統(tǒng)對結(jié)構(gòu)安全的影響受到越來越多的關(guān)注，這也是適航管理機(jī)構(gòu)提出并不斷完善“系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)的相互作用”相關(guān)條款的原因。

1 電傳操縱系統(tǒng)對結(jié)構(gòu)載荷提出新的要求

飛機(jī)在空中飛行時(shí)的每一個(gè)動(dòng)作，如俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航等，都是通過飛行操縱系統(tǒng)控制舵面的運(yùn)動(dòng)來實(shí)現(xiàn)的，飛行操縱系統(tǒng)的正常工作對飛機(jī)的安全飛行至關(guān)重要。隨著科技的發(fā)展，電傳操縱系統(tǒng)憑借其通用性高、易于維護(hù)升級、可以適應(yīng)復(fù)雜的外部條件變化、易于監(jiān)控和實(shí)現(xiàn)自動(dòng)駕駛等優(yōu)點(diǎn)，逐漸淘汰了早期的機(jī)械傳動(dòng)系統(tǒng)。

相對于機(jī)械控制系統(tǒng)，電傳操縱系統(tǒng)無論是硬件還是軟件都要復(fù)雜得多，這導(dǎo)致其故障的范圍大大增加，從傳感器、控制電路到作動(dòng)系統(tǒng)，都存在著出現(xiàn)故障的可能。飛控系統(tǒng)的故障將導(dǎo)致飛機(jī)的異常運(yùn)動(dòng)，甚至帶來災(zāi)難性的后果。通過無限制地提高硬件性能來避免故障是不切實(shí)際的[1]，因此對系統(tǒng)故障的監(jiān)測和處理是系統(tǒng)設(shè)計(jì)不可或缺的重要部分。

控制系統(tǒng)影響下的飛機(jī)載荷，是飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域一個(gè)較前沿的課題。聯(lián)合航空管理局(JAA)在2004年提出NPA 25C-199修正案[2],為相關(guān)規(guī)章的制定奠定了基礎(chǔ)。2005年歐洲航空安全局(EASA)在其CS 25部中增加了25.302和附錄K，明確了“系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)的相互作用”的具體適航要求[3]。中國民用航空局(CAAC)尚未把這些要求明確寫入中國民航規(guī)章(CCAR)25部[4]，而是采用“專用條件”的文件對型號設(shè)計(jì)提出針對該型號的具體要求。

文獻(xiàn)[5]、[6]總結(jié)了歐洲在這方面的研究成果，探討了需要考慮控制系統(tǒng)故障引起飛機(jī)載荷的兩類情況：載荷減緩系統(tǒng)失效和控制故障。其中控制故障包括舵面喪失或卡阻、限位失效、急偏、振蕩等。

飛控系統(tǒng)故障很多時(shí)候是災(zāi)難性的，因此通過試飛來驗(yàn)證飛機(jī)能否承受這些故障通常是危險(xiǎn)而不可行的，這種情況下載荷分析就顯得尤為重要。

本文就一種典型的故障情況——舵面振蕩故障，進(jìn)行研究和分析，對故障載荷的分析以及監(jiān)控設(shè)計(jì)方法等進(jìn)行探索，拋磚引玉，使這一類問題得到更深入的研究。

2 舵面振蕩故障的載荷要求

理論上飛機(jī)控制系統(tǒng)中有信號生成和輸出的環(huán)節(jié)均有可能激發(fā)起舵面振蕩，圖1標(biāo)示了飛機(jī)控制系統(tǒng)中可能的振蕩源[4]。由圖可見，飛機(jī)上存在著廣泛的振蕩故障源。具體到某一型號的飛機(jī)，需要結(jié)合故障樹分析，得到飛機(jī)振蕩故障的具體原因和概率。

圖1 飛機(jī)控制系統(tǒng)中可能的振蕩源

振蕩的危害包括2個(gè)方面，即操縱穩(wěn)定性和結(jié)構(gòu)載荷。對操縱穩(wěn)定性的危害是，舵面振蕩超過允許的范圍，可能引起飛機(jī)運(yùn)動(dòng)失控，或者駕駛員無法操縱。對結(jié)構(gòu)載荷的危害主要是共振危害，當(dāng)振蕩頻率接近飛機(jī)的某些固有頻率時(shí)，會(huì)引起結(jié)構(gòu)共振，在振蕩的氣動(dòng)載荷激勵(lì)下，飛機(jī)結(jié)構(gòu)承受的載荷將急劇增大。另外，由于舵面振蕩，產(chǎn)生交變載荷和大量的應(yīng)力循環(huán)，可能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)疲勞。舵面振蕩故障的這些危害，可能帶來災(zāi)難性的后果。因此，對舵面振蕩故障進(jìn)行監(jiān)控和限制是非常有必要的。

一個(gè)完整的舵面振蕩監(jiān)控系統(tǒng)對載荷的要求有多個(gè)層次[7]，如圖2所示。首先，如果振蕩幅度可能使載荷超出飛機(jī)的設(shè)計(jì)載荷，則必須在很短時(shí)間內(nèi)檢測并切斷該振蕩，這定義為ToO(time of occurrence，發(fā)生時(shí)刻)問題。其次，如果飛機(jī)需要帶著故障完成飛行，則振蕩載荷和正常飛行載荷(包括機(jī)動(dòng)、突風(fēng)等)的疊加不能超過極限載荷，這定義為CoF(continuation of flight，持續(xù)飛行)問題。最后，即使CoF的要求能夠滿足，沒有被切斷的振蕩仍可能會(huì)引起結(jié)構(gòu)的疲勞破壞，這是振蕩引起的疲勞問題。EASA在其適航法規(guī)CS 25部附錄K中對ToO、CoF和疲勞等提出了詳盡的要求[3]，包括需要考慮的載荷、適用的安全系數(shù)和故障處置要求等。

圖2 振蕩故障載荷監(jiān)控的多層次要求

3 舵面振蕩故障載荷計(jì)算模型

舵面振蕩看似只有舵面局部運(yùn)動(dòng)，但其載荷是全機(jī)載荷,尤其是在共振頻率附近振蕩時(shí)，可以在全機(jī)引起很大的載荷，因此舵面振蕩載荷計(jì)算需采用全機(jī)模型,可以在突風(fēng)動(dòng)載荷分析模型的基礎(chǔ)上，適當(dāng)修改后建立振蕩載荷分析模型。

舵面建模是整個(gè)模型的關(guān)鍵。確定舵面轉(zhuǎn)軸及鉸鏈點(diǎn)，將舵面與翼面在鉸鏈點(diǎn)處通過合適的多點(diǎn)約束(MPC)單元連接起來。為確保氣動(dòng)力插值的準(zhǔn)確性，需要在舵面、翼面上增加足夠多的剛體梁，使結(jié)構(gòu)點(diǎn)全面覆蓋氣動(dòng)面。建立翼面和舵面的氣動(dòng)-結(jié)構(gòu)耦合樣條線，將氣動(dòng)單元與相應(yīng)的結(jié)構(gòu)點(diǎn)耦合起來。某飛機(jī)的振蕩載荷分析尾翼模型如圖3所示。

圖3 振蕩載荷分析尾翼模型

舵面的偏轉(zhuǎn)以強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)的形式施加于舵面，由于需要考慮氣動(dòng)力，因此在MSC.NASTRAN軟件中采用拉格朗日乘子法來實(shí)現(xiàn)。舵面振蕩問題，覆蓋較大頻率范圍，宜采用頻響分析。圖4為某民機(jī)方向舵1°振蕩時(shí)各頻率上機(jī)身的側(cè)向彎矩包線，圖中載荷在4.4 Hz最嚴(yán)重，因?yàn)槠浣咏鼨C(jī)身側(cè)向彎曲模態(tài)。民機(jī)舵面振蕩的關(guān)鍵模態(tài)通常是機(jī)身的垂向和側(cè)向彎曲模態(tài)。

圖4 某飛機(jī)方向舵1°振蕩機(jī)身各頻率側(cè)向彎矩包線

正常模式的控制律主要關(guān)注的是1 Hz以內(nèi)的飛行穩(wěn)定性，而振蕩故障關(guān)注的機(jī)體模態(tài)頻率通常是高于2 Hz的，因此控制律對振蕩載荷的影響較小，且多為減載作用，從工程應(yīng)用的角度，可以不考慮控制律的影響，以降低分析的難度。

以上是常規(guī)振蕩載荷的分析方法，實(shí)際工作中還需要針對一些特殊的情況進(jìn)行特殊的處理。例如，振蕩信號通常假設(shè)為正弦信號，但也可以是三角波、鋸齒波信號[1]。振蕩故障信號可分為“硬振蕩”和“軟振蕩”，前者是指信號為純粹的振蕩信號，后者是指振蕩信號附加在正常信號上[1,5]，這兩種振蕩信號在考慮控制律的載荷計(jì)算、監(jiān)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)和測試中都必須考慮。此外還有多個(gè)舵面組合振蕩的情況，例如一對升降舵的對稱振蕩，或者方向舵和升降舵同時(shí)振蕩等。對于只能向上偏轉(zhuǎn)的多功能擾流板，其氣動(dòng)力、振蕩信號形狀等都有特殊性，其載荷分析模型和方法也有很大的不同。

4 舵面振蕩故障載荷監(jiān)控設(shè)計(jì)

舵面振蕩載荷的處理方法與常規(guī)載荷的處理方法是不同的。常規(guī)的載荷采用確定工況條件—計(jì)算載荷—校核結(jié)構(gòu)這樣的處理方法。但在某些共振頻率附近，舵面振蕩載荷遠(yuǎn)高于結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)載荷，這決定了振蕩載荷難以通過加強(qiáng)結(jié)構(gòu)來解決。在舵面振蕩故障研究的早期階段，國外某些型號嘗試了按常規(guī)載荷的過程來處理舵面振蕩載荷。隨著研究和認(rèn)識的深入，現(xiàn)在國內(nèi)外在型號(如波音777、波音787，空客A320等)上已普遍采用反向的載荷方法來處理振蕩載荷。反向的載荷方法就是由結(jié)構(gòu)的承載能力反推出結(jié)構(gòu)能夠承受的振蕩范圍。在飛控系統(tǒng)中，監(jiān)測舵面振蕩的發(fā)生和幅度，一旦振蕩超出可承受的范圍，立即作出相應(yīng)的糾正動(dòng)作，避免危險(xiǎn)的發(fā)生。也就是說，舵面振蕩問題是通過設(shè)計(jì)監(jiān)控系統(tǒng)來解決的。

振蕩載荷分析及監(jiān)控設(shè)計(jì)的流程如圖5所示。在舵面上施加單位角度(1°)的振蕩，在一定頻率范圍內(nèi)做振蕩載荷頻響分析，得到飛機(jī)各站位、各頻率上的振蕩載荷，依照各自的適航要求，分別推算ToO、CoF允許的振蕩角度。

圖5 振蕩載荷分析及監(jiān)控設(shè)計(jì)流程

按照式(1)推算ToO、CoF允許的振蕩角度AToO和ACoF：

(1)

式中：UL、LL分別為飛機(jī)各部件的極限載荷包線和限制載荷包線；SFT、SFC分別為ToO、CoF需要使用的安全系數(shù)；L1g為飛機(jī)的1g平飛載荷；Lunit為舵面單位角度振蕩的增量載荷。式(1)為單值載荷計(jì)算，結(jié)果偏保守，采用復(fù)合載荷計(jì)算[7]可降低結(jié)果的保守性。

圖6為某飛機(jī)按照以上流程得到的振蕩載荷允許角度曲線。圖中給出各部件在各頻率上可承受的舵面振蕩角度,間接反映了部件載荷隨振蕩頻率的變化趨勢。這種按照載荷推算的角度是比較保守的，在共振頻率上角度較小，可能超出供應(yīng)商的能力。在此情況下，研究了從載荷層面提高到應(yīng)力層面的途徑，通過特殊設(shè)計(jì)的正交載荷匹配方法得到應(yīng)力，校核共振頻率上的應(yīng)力來放寬監(jiān)控要求，在圖6中即采用該方法放寬了監(jiān)控要求。

圖6 某飛機(jī)的振蕩載荷允許角度曲線

振蕩故障的檢測以及監(jiān)控要求在系統(tǒng)中的硬件實(shí)現(xiàn)是控制專業(yè)的一大課題，涉及濾波器和自適應(yīng)算法等。文獻(xiàn)[1]、[6]～[11]研究并測試了不同的振蕩檢測、監(jiān)控方法，以提升監(jiān)控的精度和可靠性。

5 振蕩載荷試飛驗(yàn)證與修正

振蕩載荷本質(zhì)上可以反映出飛機(jī)的頻響特性?？梢酝ㄟ^舵面振蕩激勵(lì)試飛以及驗(yàn)證振蕩載荷的計(jì)算方法，檢驗(yàn)和修正載荷分析模型。舵面激勵(lì)可以是安全限度內(nèi)的舵面掃頻，或者單一頻率的振蕩激勵(lì)。對比數(shù)據(jù)可以是飛機(jī)的速度、加速度和載荷等。圖7為某飛機(jī)升降舵激勵(lì)時(shí)試飛和分析的俯仰角速度對比。依據(jù)地面共振試驗(yàn)(GVT)和試飛的結(jié)果進(jìn)行結(jié)構(gòu)模型的修正，依據(jù)風(fēng)洞的結(jié)果進(jìn)行氣動(dòng)模型的修正。

圖7 某飛機(jī)升降舵激勵(lì)時(shí)試飛和分析俯仰角速度對比

6 結(jié)束語

電傳操縱系統(tǒng)作為控制飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的大腦，其與飛機(jī)結(jié)構(gòu)的耦合對結(jié)構(gòu)載荷和安全的影響都需要充分研究。舵面振蕩故障可能引起災(zāi)難性的共振，對其進(jìn)行全面的分析和監(jiān)控，對于飛機(jī)安全是必不可少的重要環(huán)節(jié)。

舵面振蕩故障載荷問題是載荷的反問題，這是其區(qū)別于常規(guī)載荷問題的核心。適航局方因?yàn)楸容^熟悉常規(guī)載荷，而對振蕩問題缺乏必要的認(rèn)識，導(dǎo)致在適航過程中常常按照常規(guī)載荷的思路去審查。這是當(dāng)前振蕩載荷分析工作需要面對的一個(gè)現(xiàn)狀，也說明這方面的研究工作任重而道遠(yuǎn)。