舵面振荡故障载荷常规分析方法的缺陷及对策

庞培森

(上海飞机设计研究院,上海 201210)

现代飞机普遍采用电传操纵系统来控制飞机的飞行。相对于机械控制系统,电传操纵系统无论是硬件还是软件都要复杂得多,这导致其发生故障的可能性大大增加,从传感器、控制电路到作动系统,都存在着发生故障的可能。这些故障可能造成严重的后果,因此需要在设计中充分考虑各种因素。舵面振荡故障是现代电传操纵飞机上一种常见且严重的故障情况,其本质是共振问题。国内对其研究较少,尚缺乏成熟的分析方法。操纵系统影响下的结构载荷,包括常规设计载荷和故障情况载荷,是适航当局高度关注的问题。2005年欧洲航空安全局(EASA)在其CS 25部中增加了25.302和附录K,明确了“系统与结构的相互作用”的具体适航要求[1]。文献[2]、[3]总结了国外在这方面的一些研究,探讨了几种需要考虑结构载荷的系统故障情况,如舵面的急偏、振荡等。对这些故障情况的研究,是满足适航审查和保障飞行安全不可或缺的步骤。

1 舵面振荡故障载荷的要求

舵面振荡故障对结构载荷的主要危害是共振,当振荡频率接近飞机的某些模态频率时,会引起结构共振,在振荡的气动载荷激励下,飞机结构承受的载荷将急剧增大。另外,舵面振荡产生的交变载荷和大量的应力循环,可能导致结构发生疲劳破坏。

舵面发生振荡故障时,在共振频率附近会产生极大的共振载荷,这种载荷可能远超结构的承载能力。因此,舵面振荡故障的载荷分析方法和常规载荷的分析方法有很大的差异,其核心是推算出结构能够承受的振荡范围,对超出范围的振荡故障进行监控处理。

一个完整的舵面振荡监控系统对载荷的要求有多个层次[4],如图1所示。首先,如果振荡幅度可能使载荷超出飞机的设计载荷,则必须在很短时间内检测并切断该振荡,将其定义为ToO(time of occurrence,发生时刻)问题。其次,如果飞机需要带着故障完成飞行,则振荡载荷和正常飞行载荷(包括机动、突风等)的叠加不能超过极限载荷,这定义为CoF(continuation of flight,持续飞行)问题。最后,即使CoF的要求能够满足,没有被切断的振荡仍可能会引起结构的疲劳破坏,这是振荡引起的疲劳问题。

图1 振荡故障载荷监控的多层次要求

2 舵面振荡故障载荷常规分析方法

舵面振荡看似只有舵面局部运动,但其载荷是全机载荷,尤其是在共振频率附近振荡时,可能给全机带来很大的载荷。本文在突风动载荷分析模型的基础上,适当修改后建立振荡载荷分析模型[5],并依据试验结果进行必要的修正[6]。图2所示为某民机方向舵发生1°振荡时各频率对应的机身侧向弯矩包线,图中载荷在4.3 Hz时最严重,是因为其接近机身侧向弯曲模态。

图2 某飞机方向舵1°振荡机身各频率侧向弯矩包线

舵面振荡载荷的处理方法与设计载荷的处理方法是不同的。设计载荷采用的处理方法为确定工况条件—计算载荷—校核结构。但舵面振荡载荷,在某些共振频率附近时,远高于结构的设计载荷,意味着振荡载荷难以通过加强结构来解决。在国内外的飞机设计中,普遍采用反向的载荷方法来处理振荡载荷,由结构的承载能力反推出结构能够承受的振荡范围。在飞控系统中监测舵面振荡的发生和幅度,一旦振荡超出可承受的范围,立即做出相应的纠正动作,避免危险的发生。

在舵面上施加单位角度1°的振荡,在一定频率范围内做振荡载荷频响分析,得到飞机各站位、各频率上的振荡载荷。按照式(1)推算ToO、CoF允许的振荡角度:

(1)

式中,AToO、ACoF分别为ToO、CoF允许的振荡角度,LU、LL分别为飞机各部件的极限载荷包线和限制载荷包线,SFT、SFC分别为ToO、CoF需要使用的安全系数,L1g为飞机的1g平飞载荷,Lunit为舵面单位角度振荡的增量载荷。

3 常规分析方法的过保守性问题及对策

图3所示为某飞机按照以上流程得到的振荡载荷CoF允许角度曲线,图中给出的是各部件在各频率上允许的舵面振荡角度。这是振荡载荷分析的核心步骤,间接反映了部件载荷随振荡频率的变化趋势以及舵面振荡引起的各部件共振情况。但是,这种按照载荷推算的角度过于保守,在共振频率上角度较小,可能超出供应商检测和监控的能力,或者会因为过于严苛的监控妨碍飞机的正常飞行控制。如图3中A、B两点,所允许的舵面振荡角度不足0.3°,常规方法需要按照D线进行振荡监控。对于飞控系统来说,在不妨碍正常飞行控制的前提下,要监控这样小的角度,是非常困难的。

图3 某飞机的振荡载荷CoF允许角度曲线

产生这种过保守性行为的原因在于,该分析方法中所使用的限制载荷包线在很多非关键位置上的绝对值较小。要解决计算角度过保守与监控能力之间的矛盾,可以通过进一步的应力校核,消除常规分析方法的保守性。具体做法是按照实际监控角度(如图3中的C线)得到各部件的振荡载荷包线,然后对包线上的工况进行应力校核如图4所示。如果应力校核通过,则认为该监控角度可以保证飞行安全;如果不通过,则根据应力校核的裕度情况,适当减小监控角度,重复上述应力校核过程,直到应力校核通过,确定安全可行的监控角度。

图4 振荡载荷包线与极限包线对比

在常规方法中,图3需要按照极为严苛的D线进行舵面振荡故障监控,通过上述改进方法,可以放松到按C线进行监控。不仅监控难度大幅降低(0.2°放宽到1.2°),而且减少了对正常飞行操纵的影响,避免频繁的故障告警和作动器限制。

以上是从载荷的角度来解决分析方法过保守的问题。另一条途径是从自动控制的角度,通过特殊设计的振荡识别滤波器、控制算法等,来提升监控系统的精度和反应速度,文献[7]～[10]研究了不同的振荡识别和监控系统。

4 非主要载荷的遗漏问题及对策

在飞机结构的设计中,并非所有方向的载荷都被全面考虑,而是以常规使用中出现的主要载荷为主进行设计。例如机翼和平尾主要承受垂直方向的载荷,垂尾主要承受侧向的载荷,机身同时考虑垂向和侧向的载荷,这些是飞机结构设计中的主要载荷,通过使用工况计算、筛选设计载荷包线、应力校核等步骤,进行全面的分析和设计优化。而另一些载荷,如机翼、平尾和垂尾的航向载荷,这一类载荷称为非主要载荷,在设计校核中通常被忽略。

舵面振荡故障可能产生严重的非主要载荷。振荡故障载荷分析的频率范围一般是0～10 Hz,而机翼、平尾的面内模态也多数在此频率范围。振荡故障发生在这些模态时,会产生严重的非主要载荷。在某型号飞机的振荡载荷分析中,就出现了平尾航向载荷巨大,导致接头强度不足,经过分析发现,是由于方向舵振荡,激起平尾面内反对称模态所致。

从公式(1)可知,分析算法使用了飞机各部件的极限载荷包线和限制载荷包线,但是只有主要载荷才有这些包线,也就是说,在常规的振荡载荷分析方法中,非主要载荷从开始就被忽视和遗漏了。要解决这个问题,更多的要依靠工程经验,在开展常规的振荡载荷分析的同时,兼顾非主要载荷方向的模态和载荷,尤其是对于连接刚度较小的平尾和垂尾。

5 结束语

舵面振荡故障,涉及到载荷、疲劳、操纵稳定、自动控制等众多方面,是一个复杂的问题。由于其异于设计载荷的处理过程、涉及专业多且专业跨度大等原因,当前仍缺乏简单、全面的分析方法。常规的分析方法,只是初步的基础分析,存在各种缺陷和问题,只有充分认识和解决它们,才能保证飞行的安全。