飛機升降舵非指令偏轉(zhuǎn)對飛行安全的影響分析

武虎子，唐長紅，李偉，耿建中

（中航工業(yè)西安飛機設(shè)計研究所總體氣動所，陜西西安 710089）

引言

從飛機誕生之日起，飛行安全性問題一直伴隨至今，它直接關(guān)系到飛機的任務(wù)完成率、使用壽命以及飛機的作戰(zhàn)效能。從飛行事故查找飛機的安全隱患，大致可分為如下幾種情況:飛機的本體安全，如飛機的強度、剛度不足以及結(jié)構(gòu)破損等造成的飛行安全隱患；飛機系統(tǒng)安全，如飛機的液壓系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、防火系統(tǒng)、航電系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)以及飛控系統(tǒng)等由于出現(xiàn)異常或不工作而導(dǎo)致的飛行安全隱患；飛機的設(shè)備安全，如飛機液壓系統(tǒng)中的管子斷裂或變形、航電系統(tǒng)中的供電設(shè)備出現(xiàn)故障造成的飛行安全隱患；飛機的操縱安全，操縱安全主要由駕駛員誤操縱、操縱不當(dāng)或操縱面故障［1］等原因造成；由于天氣因素造成的飛行安全隱患，如高空的大氣紊流、低空的風(fēng)切變、降雨、結(jié)冰等天氣因素帶來的飛行安全隱患。

面對如此之多的安全隱患，飛機設(shè)計者和科技工作者需要一一去研究，并提出相應(yīng)的對策來保證飛機的飛行安全。目前，國內(nèi)許多學(xué)者在飛機飛行安全方面進行了深入的研究［2-3］，但在飛機操縱安全方面國內(nèi)研究甚少。為此，本文研究了升降舵非指令偏轉(zhuǎn)對飛機飛行安全的影響。

1 仿真流程

在建立飛機六自由度數(shù)學(xué)模型、飛機的氣動模型［4］、國際標(biāo)準(zhǔn)大氣模型和發(fā)動機動力模型［5］的基礎(chǔ)上，為了更清晰直觀地了解仿真過程的原理以及信息的傳遞過程，圖1給出了仿真流程的簡化關(guān)系。

2 仿真條件

基于上節(jié)建立的仿真模型，本文主要對某型飛機升降舵非指令偏轉(zhuǎn)（急偏）時，縱向飛行參數(shù)隨時間的響應(yīng)過程進行了仿真分析。急偏幅度為滿偏，在仿真中分為向上滿偏和向下滿偏兩種情況，并規(guī)定向上偏轉(zhuǎn)為負偏，向下偏轉(zhuǎn)為正偏。

由于在仿真中主要看縱向飛行參數(shù)的變化，所以在建立的六自由度仿真模型中可以使橫航向的參數(shù)和氣動數(shù)據(jù)置0。六自由度仿真的前提條件是在每種狀態(tài)配平下進行的，在進行仿真前，必須對每種狀態(tài)進行配平計算，得出初始配平迎角、配平平尾偏角和需用推力等參數(shù)，然后把這些參數(shù)作為仿真的初始參數(shù)。

飛行仿真的各種狀態(tài)及對應(yīng)條件如表1所示。表中，VT為校正空速；δe為升降舵急偏偏角；n為升降舵的個數(shù)；H為飛行高度。

表1 狀態(tài)條件

3 仿真分析

當(dāng)飛機總體參數(shù)確定后，飛行參數(shù)隨時間的變化主要與升降舵的輸入信號以及升降舵的個數(shù)有關(guān)，本文用階躍輸入信號來模擬升降舵的急偏。圖2給出了升降舵向上、向下兩種急偏形式的信號曲線。

圖2 升降舵階躍輸入信號

對表1中的12種狀態(tài)進行仿真，圖3～圖5分別給出了迎角、法向過載和飛行高度隨時間變化的響應(yīng)曲線。

從圖3中可以看出:單塊升降舵正向急偏時，速度越大，迎角在短時間內(nèi)減小得越快，這說明越在大速度時迎角響應(yīng)時間越短；同時，高速飛行時，迎角減小會出現(xiàn)負迎角，這從圖中急劇減小段（近似線性段）也可以看出。總之，迎角總體變化趨勢為先急劇減小，后緩慢增大，最后又緩慢減小。

從圖4中可以看出:法向過載隨速度的增大其變化量也越大，其中在高速飛行時0.75 s內(nèi)法向過載最大變化量為0.88，隨后過載變化處于緩慢變化過程，在低速時雖然有所變化，但是影響不大；單塊升降舵負向急偏時，迎角的變化趨勢與升降舵正向急偏時的變化趨勢相反，只是在增大的幅度上不同，其中在低速段，迎角在2.4 s分別達到了16.5°和16.0°，如果再考慮到突風(fēng)的影響，對飛行安全將會造成很大的威脅；法向過載在低空低速時變化很小，不會對飛機造成很大影響，而在高空高速時，法向過載在0.75 s內(nèi)線性急劇增大到－1.9，對飛行安全將會帶來非常大的隱患。

從圖5中可以看出:飛行高度在低空低速短時間內(nèi)基本不變，隨后高度急劇減小；在高空高速時，短時間內(nèi)飛行高度也基本保持不變，隨后不斷掉高度；飛行高度的變化趨勢和升降舵正向急偏時高度的變化趨勢相反。

圖3 單塊升降舵急偏時迎角響應(yīng)曲線

圖4 單塊升降舵急偏時法向過載響應(yīng)曲線

圖5 單塊升降舵急偏時高度響應(yīng)曲線

圖6～圖8中分別給出了兩塊升降舵急偏時迎角、法向過載和飛行高度隨時間的響應(yīng)曲線。

圖6 兩塊升降舵急偏時迎角響應(yīng)曲線

圖7 兩塊升降舵急偏時法向過載響應(yīng)曲線

圖8 兩塊升降舵急偏時高度響應(yīng)曲線

從圖中可以看出:其參數(shù)的變化規(guī)律與圖3～圖5中的參數(shù)變化規(guī)律基本一致；不同之處在于舵正偏時的迎角在低空低速時也出現(xiàn)負迎角；高空高速時的法向過載在1.5 s內(nèi)線性急劇增大到－1.8，已超過飛機的使用過載，給飛行造成災(zāi)難性后果，掉高度的程度整體變得更為嚴重；舵負偏時，低空低速時的迎角在2 s內(nèi)均已超過失速迎角，危險性增大。

有了上面的分析結(jié)果，現(xiàn)在對危險等級加以確定:

（1）飛機的危險等級是在完整的飛行過程中確定的，也就是說，只要在失效狀態(tài)下妨礙飛機安全飛行和安全著陸，都可定義為災(zāi)難的；

（2）極大地影響飛行安全、降低飛機本身的能力，可定義為危險的；

（3）明顯降低飛機本身的能力、影響飛行安全，可定義為較大的；

（4）對飛行安全有輕微（不明顯）影響的，可定義為輕微的。

所以，可以得出如下幾條定性結(jié)論:單塊升降舵正向急偏時，危險等級是較大的；單塊升降舵負向急偏時，危險等級是災(zāi)難的；兩塊升降舵正向急偏時，危險等級是災(zāi)難的；兩塊升降舵負向急偏時，危險等級是災(zāi)難的。

4 結(jié)束語

本文研究了升降舵急偏操縱對飛機飛行安全的影響，總結(jié)了相應(yīng)的定性結(jié)論，為飛機的設(shè)計及相應(yīng)操縱面設(shè)計提供了技術(shù)參考和理論指導(dǎo)。隨著目前飛行安全隱患的多樣性，盡量避免和減少危險性是保證飛機安全飛行的重要途徑，所以，需要進一步進行升降舵的不同操縱對飛機安全飛行影響程度的專題研究。

［1］劉小雄，邱岳恒，劉世民，等.操縱面故障對飛行包線的影響研究［J］.飛行力學(xué)，2012，30（2）:128-131.

［2］黃成濤，王立新.風(fēng)雨對飛機飛行安全性的影響［J］.航空學(xué)報，2010，31（4）:694-700.

［3］徐浩軍，葛志浩，孟捷.應(yīng)用時間裕度法評估人機系統(tǒng)飛行安全［J］.飛行力學(xué)，2007，25（2）:89-92.

［4］高浩.飛機操縱性與穩(wěn)定性［Z］.西安:中國試飛員學(xué)院，1991:88-96.

［5］Brian L S，F(xiàn)rank L L.Aircraft control and simulation［M］.A Wiley-interscience Publication，John Wiley and Sons，1992.