劉 毅 /

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

民用飛機(jī)校驗(yàn)機(jī)動(dòng)仿真研究

劉 毅 /

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

校驗(yàn)機(jī)動(dòng)是民用飛機(jī)縱向俯仰機(jī)動(dòng)中的一種，它是機(jī)翼、平尾等部件的載荷嚴(yán)重情況之一。對(duì)于校驗(yàn)機(jī)動(dòng)的分析國(guó)內(nèi)國(guó)際上的主流是采用機(jī)動(dòng)仿真法。美國(guó)的FAR和歐洲的CS適航條款對(duì)校驗(yàn)機(jī)動(dòng)有著不同的要求，F(xiàn)AR指定了俯仰角加速的要求，沒(méi)有指定俯仰操縱器件的輸入；而CS則指定了俯仰操縱器件的輸入，對(duì)俯仰角加速度沒(méi)有要求。以往國(guó)內(nèi)校驗(yàn)機(jī)動(dòng)一直以FAR條款為設(shè)計(jì)基礎(chǔ)，對(duì)于CS條款的研究和分析不多，以歐洲CS條款為基礎(chǔ)，對(duì)校驗(yàn)機(jī)動(dòng)的仿真分析進(jìn)行了研究。

民用飛機(jī)；校驗(yàn)機(jī)動(dòng)；機(jī)動(dòng)仿真

0 引言

校驗(yàn)機(jī)動(dòng)是民用飛機(jī)載荷設(shè)計(jì)中非常重要的一種機(jī)動(dòng)情況，它是機(jī)翼、平尾等部件的載荷嚴(yán)重情況之一。校驗(yàn)機(jī)動(dòng)是指飛機(jī)在俯仰運(yùn)動(dòng)中，先移動(dòng)座艙俯仰操縱器件使得飛機(jī)抬頭，然后反向移動(dòng)俯仰操縱器件來(lái)“校驗(yàn)”俯仰機(jī)動(dòng)，與非校驗(yàn)機(jī)動(dòng)相比，校驗(yàn)機(jī)動(dòng)要求在整個(gè)速度包線范圍內(nèi)進(jìn)行分析，且在機(jī)動(dòng)過(guò)程中增加了一個(gè)回舵的過(guò)程。對(duì)校驗(yàn)機(jī)動(dòng)的分析國(guó)內(nèi)和國(guó)際上存在很多做法，包括簡(jiǎn)單估算法、經(jīng)驗(yàn)公式法、仿真分析法等。當(dāng)前，由于計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，加上載荷設(shè)計(jì)精細(xì)化及適航符合性的要求，仿真分析法已成為校驗(yàn)機(jī)動(dòng)分析的主流方法。

對(duì)于校驗(yàn)機(jī)動(dòng)，美國(guó)的FAR和歐洲的CS適航條款有著不同的要求。在FAR條款中規(guī)定[1]：校驗(yàn)機(jī)動(dòng)在達(dá)到規(guī)定的正負(fù)過(guò)載系數(shù)的同時(shí)，飛機(jī)的抬頭和低頭俯仰角加速度也必須達(dá)到指定的數(shù)值；而CS條款中規(guī)定了俯仰操縱器件以正弦輸入的形態(tài)為基準(zhǔn)，這種正弦輸入形態(tài)可以調(diào)整以盡可能地達(dá)到規(guī)范規(guī)定的過(guò)載系數(shù)，在達(dá)到了舵面的極限偏度或駕駛員的操縱能力限制，而這種正弦的輸入形態(tài)仍然不能得到規(guī)定的過(guò)載系數(shù)時(shí)，可以使得操縱面在最大偏度的位置保持一段時(shí)間，以獲得更大的過(guò)載，保持時(shí)間的長(zhǎng)短由需達(dá)到的過(guò)載系數(shù)來(lái)決定。

對(duì)比FAR和CS條款的差別不難發(fā)現(xiàn)，F(xiàn)AR指定了俯仰角加速的要求，對(duì)俯仰操縱器件的輸入沒(méi)有規(guī)定；而CS則指定了俯仰操縱器件的輸入，對(duì)俯仰角加速度沒(méi)有要求。目前，國(guó)際上的趨勢(shì)是采用歐洲的CS條款作為校驗(yàn)機(jī)動(dòng)的設(shè)計(jì)依據(jù)，原因是FAR的條款提出時(shí)間比較早，隨著航空工業(yè)的發(fā)展，各種不同尺寸、類型飛機(jī)的出現(xiàn)，條款的適應(yīng)性逐步降低。FAR條款中規(guī)定的俯仰角加速要求通用于小到私人飛機(jī)大到噴氣式客機(jī)的各種機(jī)型，對(duì)于一些較小的、機(jī)動(dòng)性能較好的飛機(jī)而言，比較容易達(dá)到規(guī)范規(guī)定的角加速度和過(guò)載要求；但對(duì)于一些較大的、不追求機(jī)動(dòng)能力的飛機(jī)如雙通道寬體客機(jī)而言，有些情況下難以達(dá)到規(guī)范規(guī)定的角加速度和過(guò)載要求。

國(guó)內(nèi)民機(jī)校驗(yàn)機(jī)動(dòng)一直以FAR條款為設(shè)計(jì)依據(jù)，對(duì)于CS條款的研究和分析不多。本文以歐洲的CS條款為基礎(chǔ)，對(duì)校驗(yàn)機(jī)動(dòng)的仿真分析進(jìn)行了研究。

1 運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程

機(jī)動(dòng)仿真求解，首先需要對(duì)飛行機(jī)動(dòng)過(guò)程進(jìn)行數(shù)學(xué)描述，然后通過(guò)求解運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程來(lái)確定飛機(jī)相應(yīng)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)和姿態(tài)參數(shù)。

1.1 坐標(biāo)系

一般采用體軸坐標(biāo)系，坐標(biāo)原點(diǎn)O位于重心處，X軸在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)沿機(jī)身向前，Y軸垂直于飛機(jī)對(duì)稱平面沿翼展向右，Z軸由右手法則確定，如圖1所示。

1.2 運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程

飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)可采用以下兩個(gè)方程來(lái)描述[2]:

式中：Vx、Vy、Vz為速度在坐標(biāo)系三個(gè)方向的投影分量；Jx、Jy、Jz為飛機(jī)的慣矩在三個(gè)方向的分量；wx、wy、wz為角速度在三個(gè)方向的分量；Fx、Fy、Fz為三個(gè)方向的氣動(dòng)力分量；Mx、My、Mz為三個(gè)方向的力矩分量；m為飛機(jī)的質(zhì)量。

對(duì)稱機(jī)動(dòng)情況，令dVy/dt=0，dwx/dt=0，dwz/dt=0，則對(duì)稱機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程可簡(jiǎn)化為如下三自由度方程：

考慮到飛機(jī)的氣動(dòng)力特性和發(fā)動(dòng)機(jī)推力，令β=0、wx=0，則式(3)可改寫(xiě)為：

式中：α為飛機(jī)迎角；β為飛機(jī)側(cè)滑角；γ為飛機(jī)傾斜角；θ為飛機(jī)俯仰角；φP為發(fā)動(dòng)機(jī)推力線在飛機(jī)對(duì)稱面上的投影與飛機(jī)縱軸之間的夾角，當(dāng)推力線向上方偏斜時(shí)為正；P為發(fā)動(dòng)機(jī)推力。

1.3 初始條件

初始條件是過(guò)載為1的平飛狀態(tài)，此時(shí)升降舵不偏轉(zhuǎn)，通過(guò)平尾的偏轉(zhuǎn)來(lái)配平飛機(jī)，wz0=0，由平衡方程可以得到初始狀態(tài)的平尾微動(dòng)角和迎角[3]：

2 仿真輸入條件

校驗(yàn)機(jī)動(dòng)仿真求解的輸入條件，主要包括重量重心、速度包線、計(jì)算高度、氣動(dòng)數(shù)據(jù)、操縱器件輸入等。

2.1 重量數(shù)據(jù)

校驗(yàn)機(jī)動(dòng)仿真計(jì)算用的設(shè)計(jì)重量必須包含從飛機(jī)最小重量到最大設(shè)計(jì)重量之間的所有可能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)嚴(yán)重受載的重量，包括最大起飛重量、最大著陸重量、最大零油重量、45分鐘余油重量、最小飛行重量等特性重量。對(duì)于特定的飛機(jī)可能還規(guī)定一些其他重量，原則上對(duì)所有可能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)嚴(yán)重受載的重量狀態(tài)都應(yīng)考慮在內(nèi)。

重心的范圍必須覆蓋從前重心到后重心所有可能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)嚴(yán)重受載的情況。一般來(lái)說(shuō)，飛機(jī)重心位置主要由結(jié)構(gòu)布局、有效裝載的分布和耗油順序決定，同時(shí)還應(yīng)考慮飛行姿態(tài)、加速度和飛機(jī)彈性變形的影響，在實(shí)際飛行中，由于制造誤差、使用條件的變化和其它一些預(yù)料不到的因素，飛機(jī)實(shí)際重心有可能前于最前位置和后于最后位置，該容差應(yīng)取合理的數(shù)值。

2.2 速度包線

校驗(yàn)機(jī)動(dòng)仿真需考慮從VA到VD之間的所有速度，如圖2所示。

2.3 計(jì)算高度

校驗(yàn)機(jī)動(dòng)仿真計(jì)算中選擇的高度必須包括海平面和一些特定高度(如馬赫數(shù)限制高度)，根據(jù)條款規(guī)定，必須在海平面至最大飛行高度之間選擇足夠多的高度，包括以下特征高度：

1)海平面高度；

2)座艙壓力高度；

3)VC受馬赫數(shù)限制高度；

4)VD受馬赫數(shù)限制高度；

5)初始巡航高度；

6)最大使用高度。

2.4 氣動(dòng)數(shù)據(jù)

校驗(yàn)機(jī)動(dòng)仿真計(jì)算所需氣動(dòng)數(shù)據(jù)通常用下述幾種途徑獲得：

1)理論計(jì)算及工程估算；

2)風(fēng)洞試驗(yàn)；

3)采用同類飛機(jī)的經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)分析后確定。

2.5 操縱器件輸入

CS條款中規(guī)定的座艙操縱器件的移動(dòng)由式(6)確定：

其中：δ1是初始方向的最大座艙操縱器件位移，受限于控制系統(tǒng)止動(dòng)限制、控制面止動(dòng)限制和駕駛員能力限制；δ(t) 是座艙操縱器件位移隨時(shí)間的函數(shù)，在初始方向，δ(t)受限于δ1，在相反的方向，δ(t) 受限于控制系統(tǒng)止動(dòng)限制、控制面止動(dòng)限制和駕駛員能力限制；tmax=3π/2ω；ω是控制偏轉(zhuǎn)的周期頻率，其值等于包含主動(dòng)控制系統(tǒng)效應(yīng)的飛機(jī)短周期剛體模態(tài)無(wú)衰減自然頻率，其合理值應(yīng)不小于πV/2VA弧度每秒，其中，V是飛機(jī)進(jìn)入機(jī)動(dòng)時(shí)的速度，VA為飛機(jī)的設(shè)計(jì)機(jī)動(dòng)速度；

對(duì)抬頭校驗(yàn)機(jī)動(dòng)座艙操縱器件的移動(dòng)幅度應(yīng)按比例縮放以保證規(guī)定的正過(guò)載系數(shù)不被超過(guò)；對(duì)低頭校驗(yàn)機(jī)動(dòng)座艙操縱器件的移動(dòng)幅度應(yīng)按比例縮放以保證重心處的過(guò)載系數(shù)不小于0。如果對(duì)于以上規(guī)定的座艙操縱器件的移動(dòng)，飛機(jī)的響應(yīng)無(wú)法達(dá)到規(guī)定的過(guò)載系數(shù)，則采用以下的座艙操縱器件輸入：

其中，t1=π/2ω，t2=t1+Δt,tmax=t2+π/ω；Δt是在初始方向能達(dá)到規(guī)定的過(guò)載系數(shù)所需的最小時(shí)間間隔，但是Δt不需要超過(guò)5s，如圖3所示。

3 仿真結(jié)果分析

通過(guò)建立運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程，采用機(jī)動(dòng)仿真的方法，國(guó)內(nèi)首次以歐洲的CS條款為基礎(chǔ)對(duì)某民用飛機(jī)進(jìn)行了校驗(yàn)機(jī)動(dòng)仿真計(jì)算，仿真結(jié)果如圖4和圖5所示。從仿真結(jié)果可以看到，采用CS條款規(guī)定的操縱器件輸入，飛機(jī)能夠達(dá)到條款規(guī)定正負(fù)過(guò)載的要求，且由于沒(méi)有強(qiáng)制的俯仰角角速度要求，飛機(jī)的機(jī)動(dòng)歷程更加靠近真實(shí)的飛行狀態(tài)，載荷計(jì)算結(jié)果更加合理。

4 結(jié)論

通過(guò)基于歐洲CS條款的校驗(yàn)機(jī)動(dòng)仿真，得到以下結(jié)論：

1) FAR條款規(guī)定的校驗(yàn)機(jī)動(dòng)對(duì)角加速度的要求，提出時(shí)間比較早，隨著航空工業(yè)的發(fā)展及大型飛機(jī)的出現(xiàn)，條款的適應(yīng)性逐步降低；

2) CS條款中規(guī)定了校驗(yàn)機(jī)動(dòng)的操縱器件輸入，更加符合當(dāng)代飛機(jī)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)，更加接近真實(shí)機(jī)動(dòng)情況，已經(jīng)成為國(guó)際上校驗(yàn)機(jī)動(dòng)仿真設(shè)計(jì)的主流與趨勢(shì)。

[1] 中國(guó)民用航空總局.CCAR-25 中國(guó)民用航空規(guī)章第25部：運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)[S].北京：中國(guó)民用航空總局，2001.

[2] 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第9冊(cè)：載荷、強(qiáng)度和剛度[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[3] 劉毅. 民用飛機(jī)平尾氣動(dòng)載荷計(jì)算方法研究[J]. 民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究, 2013(1): 18-22.

Research on the Checked Maneuver Simulation of Civil Aircraft

LIU Yi

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210,China)

Checked maneuver is one of the longitudinal pitch maneuvers of civil aircraft, which is the critical load condition of wing and horizontal tail. For checked maneuver analysis, maneuver simulation method is mainly used domestically and internationally. The FAR and CS regulations have different requirement for the checked maneuver, FAR specifies the requirement of the pitch acceleration rather than the pitch operation input, while CS specifies the pitch operation input rather than pitch acceleration. Domestically the checked maneuver is analyzed according to the FAR regulation, there is not much research and analysis on the CS regulation. This paper conducts maneuver simulation research on the checked maneuver according to the CS regulation.

civil aircraft; checked maneuver; maneuver simulation

10.19416/j.cnki.1674-9804.2017.03.010

劉毅男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛行載荷。Tel:021-20865575,E-mail: liuyi@comac.cc

V211.8

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