大型民用运输机全发失效后的飞行品质研究

王斯财, 谯裕青, 廖海君

（中航通飞研究院有限公司 第一研究室, 广东 珠海 519040）

大型民用运输机全发失效后的飞行品质研究

王斯财, 谯裕青, 廖海君

（中航通飞研究院有限公司 第一研究室, 广东 珠海 519040）

详细论述了适航对民用大型运输机全发失效后的操纵系统及飞行品质的基本要求,讨论了全发失效后飞行品质的计算方法,并建立了飞机仿真模型。通过仿真计算和分析,验证了某型飞机全发失效后的适航符合性。该项研究对今后同类飞机的初步设计及适航符合性研究具有一定的理论指导意义和实际的工程应用价值。

适航性; 民用; 运输机; 全发失效; 飞行品质; 仿真

0 引言

随着近年来我国民用飞机的发展,针对民用飞机的适航性问题,中国民用航空局颁布了《中国民用航空条例第25部（CCAR25-R4）》,其中CCAR25.671（d）条款的符合性对适航中的飞机进行了严格的规定,不仅要求飞机必须设计成在所有发动机失效的情况下仍可操纵,同时要求满足一定的飞行品质要求。目前,采用飞行模拟试验（MOC8）和试飞（MOC6）的方法验证该条款的适航符合性渐趋成熟,但飞机在初步设计过程中,受数据缺乏等条件限制,无法根据设计阶段的需要运用MOC8进行符合性分析,更无法运用MOC6进行符合性验证。鉴于上述原因,本文以某型飞机为例,详细论述了适航对民用大型运输机全发失效后的操纵系统及飞行品质的基本要求,讨论了全发失效后飞行品质的计算方法,并建立了飞机仿真模型。通过仿真计算和分析,验证了某型飞机全发失效后的适航符合性,并为设计的优化提供了措施。该项研究对今后同类飞机的初步设计及适航符合性研究有着重要的意义。

1 适航条款要求

适航条款671（d）要求,“飞机必须设计成在所有发动机都失效的情况下仍可操纵,如果表明分析方法是可靠的,则可以通过分析来表明满足本要求”[1-2]。

1.1 条款解释

根据ARAC（Aviation Rulemaking Advisory Committee）对适航条款671（d）的解释,飞机在全发失效后,仍应是可操纵的,且必须仍然具有足够的操纵能力使飞机能完成进场及拉平着陆。

条款同时规定了机械操纵系统的飞机,系统的 功能与发动机无关,因此,全发停车时,对操纵系统无影响;对于具有带动力的操纵系统,且有手动转换的飞机,若动力源是由发动机带动的液压泵、冷气泵或发电电源,则全发停车时,动力操纵系统全部失效,此时对飞机的操纵利用手工操控,即脱开动力操纵,改为机械操纵;对于具有带动力的操纵系统且没有手动转换的飞机,利用备用动力源,此动力源相对发动机是独立的[3]。

以某型飞机初步设计方案为例,在初步设计方案中,飞机具有带动力的操纵系统且有手动转换,动力源是由发动机带动的液压泵和发电电源,当全发停车时,动力操纵系统全部失效,此时对飞机的操纵利用手工操控脱开动力操纵,改为机械操纵,因此,四发失效后改机械操纵,其杆力特性为飞行员直接感受舵面的回力。

1.2 飞行品质要求

根据ARAC对CCAR25.671（d）的解释,飞机全发故障后,在进场着陆时应满足如下操纵能力要求:

（1）向左或向右均能维持30°的稳定转弯;

（2）从30°坡度的定常转弯中滚转60°进入反向转弯,所需滚转时间不超过11 s;

（3）推杆获得0.8的过载和拉杆获得1.3的过载的纵向机动能力;

（4）水平着陆时,机翼具有抗10 kn、90°侧风的能力（在离地面10 m的高度上进行测量）。

对于常规构型的飞机,采用所推荐的进近速度和操作程序稳定进场,不需要驾驶员特殊的驾驶技巧和体力进行着陆拉平机动,允许飞行员两只手操纵时的短时操纵力达到CCAR25.143（c）规定的1.5倍[4]。因此,全发停车时应急情况下的飞行品质要求及设计指标见表1。

表1 全发停车后的飞行品质要求及设计指标Table 1 Requirements for flying qualities and the design indexes with all engines failed

注:舵面设计偏度分别为:升降舵[-25°,20°],副翼±25°,方向舵±25°。

2 计算方法

2.1 飞机动力学模型

根据对飞机全发停车后的机动能力及设计要求分析可知,飞机全发停车后的飞行品质计算可分别运用纵向三自由度方程、横航向三自由度方程进行计算分析,也可以运用六自由度方程进行解算。本文考虑纵向与横航向数据相互影响较大,因此,采用六自由度方程计算,具体方程如下[5-6]:

其中:

c5=（Iz-Ix）/Iy,c6=Ixz/Iy,c7=1/Iy

式中:Fx,Fy和Fz分别为气动力和发动机拉力在机体坐标轴系内的投影之和;L,N和M分别为气动力矩和发动机拉力在机体坐标轴系内产生的外力矩之和。

2.2 操纵杆力计算公式

由于示例飞机初步设计方案为在四发失效后,动力操纵系统全部失效,此时对飞机的操纵利用手工操控脱开动力操纵改为应急机械人工操纵,其杆力特性为飞行员直接感受舵面的回力,因此,主操纵杆力计算方法如下:

（1）纵向操纵杆力计算公式

ε=ε0+εαα,αpw=α+φpw-ε

Che=Che0+Che·αpwαpw+Che·δeδe+Che·δe·tδe·t

Fe=-keMhe

式中:αpw为平尾迎角;Che·αpw为升降舵铰链力矩对平尾迎角的导数;Che·δe为升降舵铰链力矩对升降舵偏度的导数;Che·δe·t为升降舵铰链力矩对升降舵调整片偏度的导数;ke·t为升降舵随动片与升降舵偏的随动比;Fe为纵向杆力;ke为纵向操纵传动系数;Mhe为升降舵的铰链力矩。

（2）横向操纵杆力计算公式

Cha=Cha0+Chaα+Cha·δaδa+Cha·δa·tδa·t

Fa=-kaMha

式中:Cha·δa为副翼铰链力矩对副翼偏度的导数;Cha·δa·t为副翼铰链力矩对副翼调整片偏度的导数;ka·t为副翼随动片与副翼舵偏的随动比;Fa为横向杆力;ka为横向操纵传动系数;Mha为副翼的铰链力矩。

（3）航向操纵力计算公式

Chr=Chr0+Chr·ββ+Chr·δrδr+Chr·δr·tδr·t

Fr=-krMhr

式中:Chr·δr为方向舵铰链力矩对方向舵偏度的导数;Chr·δr·t为方向舵铰链力矩对方向舵调整片偏度的导数;kr为航向操纵传动系数;Fr为航向操纵力;kr·t为方向舵随动片与方向舵偏的随动比;Mhr为方向舵的铰链力矩。

2.3 计算状态

考虑到某型号飞机供油系统为“单组对单发,交输供油”的供油方式,由供油系统故障导致全发停车的概率非常低,可忽略不计,由此可得出发动机全部失效可能是由于燃料耗尽导致的,因此,在计算分析时仅考虑飞机典型装载零油时的重量。

飞机在初步设计过程中,对全发停车后的飞机进行飞行品质计算及适航符合性的初步评定时,均应选择最临界的状态进行计算分析。经分析,某型号飞机的临界状态如表2所示。

3 数值仿真及分析

根据飞机机动形式,采用静平衡的方法和闭环仿真的方法进行计算分析。

对于稳定转弯和抗侧风机动能力评估,采用静平衡的方法,首先计算满足该机动所需的操纵面偏度和操纵杆力,然后与表1中的设计偏度和杆力要求进行对比。如果飞机机动所需舵面偏度小于飞机设计舵偏,且操纵杆力小于表1中的杆力要求,则满足适航符合性要求,否则不满足。

根据表2中的计算状态分析,对飞机30°坡度转弯和飞机进场着陆时的抗侧风能力进行了计算,结果如表3、表4所示。

表3 飞机30°坡度转弯时的机动Table 3 Maneuver with a 30° steady banked turn

表4 飞机进场着陆抗10 kn、90°侧风时的操纵Table 4 Control of aircraft approaching and landing against the crosswind of 10 knots and 90°

由表3可知,飞机在下滑和进场时,作30°坡度转弯机动所需的舵面偏度均小于设计偏度,满足设计要求;升降舵和副翼的操纵杆力均小于表1中的杆力指标要求,满足设计要求,但方向舵操纵力过大,不满足操纵要求。由表4可知,飞机在进场着陆时,抗10 kn、90°侧风时的舵面偏度均小于设计偏度,满足适航符合性要求;升降舵和副翼的操纵杆力均小于表1中的杆力要求,满足设计要求,但方向舵操纵力过大,不满足适航符合性要求。由舵面操纵杆力计算公式可知,方向舵操纵力过大,主要原因是方向舵铰链力矩系数过大导致的。

对于滚转机动和纵向机动能力评估,采用闭环仿真的方法。

向右滚转60°的能力评估：首先根据给定的计算状态配平飞机,然后按表1给定的最大杆力操纵副翼,使飞机向左滚转30°,再迅速以最大杆力向右边压杆,使飞机从左向右滚转,直至滚转60°,记录相关参数的时间历程曲线;向左滚转60°的能力评估流程与向右滚转相似。仿真结果见图1～图4。 由图1和图2可知,在整个仿真过程中,杆力均以阶跃的形式输入,副翼以给定的设计偏转速率进行偏转,副翼的稳态偏度均为最大杆力对应的偏度。

图1 副翼操纵杆力随时间的变化曲线Fig.1 Time history of roll control force

图2 副翼舵偏随时间的变化曲线Fig.2 Time history of aileron deflection

图3 滚转角随时间的变化曲线Fig.3 Time history of roll angle

图4 滚转角速度随时间的变化曲线Fig.4 Time history of roll rate

由图3可知,飞机在向左滚转30°时,以最大杆力向右边压杆,使飞机向右滚转60°所需时间为9.1 s,小于表1中规定的11 s,因此,满足适航符合性要求。飞机在向右滚转30°时,以最大杆力向左边压杆,飞机向左滚转60°,所需时间为13.4 s,大于表1中规定的11 s,因此,不满足适航对横向滚转机动能力的要求。同时,从图2中可看出,横向操纵以最大杆力向左边压杆,此时对应的副翼最大偏度为5.6°,远小于设计偏度。由横向杆力计算公式可知,横向滚转机动能力不满足要求,主要原因是副翼铰链力矩系数过大。

由图4可知,首先以最大杆力向左压杆,使飞机向左滚转30°,然后以最大杆力向右边压杆,使飞机从左向右滚转,直至滚转60°。在此过程中,滚转角速度也随操纵杆力的方向先向左滚转方向增大,向右压杆后,滚转角速度由向左滚转的负值先增加至零,再继续向右滚转,滚转角加速度也继续向右增大,符合操纵规律。

拉升机动能力的评估：首先根据给定的计算状态配平飞机,然后按表1给定的最大杆力拉杆,此时升降舵偏度为最大拉杆力所对应的偏度,直至稳定在某个过载或迎角,记录相关参数的时间历程曲线。

推杆机动能力的评估：首先根据给定的计算状态配平飞机,然后按表1给定的最大杆力推杆,此时升降舵偏度为最大推杆力所对应的偏度,直至稳定在某个过载或迎角,记录相关参数的时间历程曲线,仿真结果见图5～图9。在整个仿真过程中,杆力均以阶跃的形式输入,升降舵以给定的设计偏转速率进行偏转（见图5）。

由图5可知,飞机纵向操纵以最大杆力拉杆,此时对应的舵偏度绝对值小于3.937°;以最大杆力推杆,此时对应的舵偏度小于4.39°,均远小于设计偏度。由纵向杆力计算公式可知,纵向操纵的机动能力不能满足要求,主要原因是升降舵铰链力矩系数过大。

由图7可知,在以给定的最大拉杆力操纵升降舵时,飞机最大过载能力为1.187,小于表1给定的1.3拉升机动能力要求,不能满足适航要求;在以给定的最大推杆力操纵升降舵时,飞机推杆最大过载能力为0.866,大于表1给定的0.8推杆机动能力要求,不能满足适航对纵向机动能力的要求。

由图6～图9可知,飞机在拉杆机动时,迎角和高度随时间是逐渐增大的,速度是减小的,过载开始是减小,后面随时间也是逐渐增大,并达到稳定过载,推杆时的迎角、高度、速度及过载随时间的变化与拉杆时的相反,同时均符合一般机动规律。

综上仿真分析可知,稳定转弯机动和抗侧风进场着陆时,方向舵操纵力过大,主要原因是方向舵铰链力矩系数过大;飞机作向左滚转60°的滚转机动时,所需时间过长,不能满足设计要求,主要原因是副翼铰链力矩系数过大;飞机作拉杆和推杆机动时,只能作到1.187～ 0.866的过载,不能满足适航符合性要求,主要原因是升降舵铰链力矩系数过大。

图5 升降舵随时间的变化曲线Fig.5 Time history of elevator deflection

图6 迎角随时间的变化曲线Fig.6 Time history of angle-of-attack

图7 纵向过载随时间的变化曲线Fig.7 Time history of longitudinal load

图8 高度增量随时间的变化曲线Fig.8 Time history of height increment

图9 速度增量随时间的变化曲线Fig.9 Time history of velocity increment

针对当前的设计方案,升降舵、副翼和方向舵的操纵杆力均过大,不能完全满足适航的要求。要解决上述问题,可采用如下几种方法:（1）对舵面进行头部修形;（2）在保证不产生过补偿的前提下,尽可能采用大的轴补偿;（3）增加随动片效率或调整随动比;（4） 采用弹簧补偿片;（5） 采用操纵调整片的操纵方案;（6） 可考虑增加相对发动机独立的备用动力源。

根据计算结果分析,杆力略超过设计要求的,可采用前3种方法或这3种方法的组合对舵面及随动片进行调整,如示例飞机的副翼操纵可采用这种方案;对于示例飞机的升降舵和方向舵,操纵杆力远大于设计要求,在不改变气动布局的情况下,只能通过更改操纵方案或者进行操纵面补偿的重新设计,即采用后3种方法。

4 结束语

本文首先针对CCAR25.671（d）条款的要求,详细论述了民用大型运输机全发失效后的操纵系统及飞行品质的适航符合性要求。然后讨论了全发失效后飞行品质的计算方法。通过计算，分析了某型号飞机初步方案的适航符合性,并为该飞机在初步设计阶段的方案改进提供了思路,同时,也为今后同类飞机的初步设计及适航符合性研究提供了参考。

[1] 中国民用航空局.CCAR25-R4 中国民用航空规章第25部:运输类飞机适航标准[S].北京:中国民用航空局,2009.

[2] Federal Aviation Administration.FAR25 Airworthiness standards:transport category airplanes[S].Washington D.C.:Federal Aviation Administration,1968.

[3] 郑作棣.运输类飞机适航标准技术咨询手册[M].北京:航空工业出版社,1995:D35-D36.

[4] Federal Aviation Administration.AC25.671 Control system-general[S].Washington:Federal Aviation Administration,2001.

[5] Kinetic Bernard.Dynamics of flight:stability and control[M].New York:John Wiley and Sons,1996:93-120.

[6] 方振平,陈万春,张曙光.航空飞行器飞行动力学[M].北京:北京航空航天大学出版社,2005:174-183.

（编辑：姚妙慧）

Study on flying quality of large civil transport aircraft with all engines failed

WANG Si-cai, QIAO Yu-qing, LIAO Hai-jun

（The First Research Department, China Aviation Industry General Aircraft Institute Co. Ltd., Zhuhai 519040, China）

The paper is to give details about the airworthiness authority’s basic requirements for the control system and flying qualities of a large civil transport aircraft after all engines fail, discuss the calculating method for the flying quality after all engines fail, establish the aircraft simulation model and verify the airworthiness compliance after all engines fail through the simulation calculation and analysis, thus providing certain theoretical and practical value to the similar aircraft in the preliminary design and airworthiness conformity study in the future.

airworthiness; civil transport aircraft; all engines failed; flying quality; simulation

2014-08-15;

2014-12-03;

时间:2014-12-15 08:34

王斯财（1981-），男，江西赣州人，工程师，硕士，研究方向为飞行力学、飞行控制及飞行仿真。

V212.1; V328.3

A

1002-0853（2015）02-0097-05