張海妮，屈展文，張 強(qiáng)

(1.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089；2.中國(guó)民用航空上海航空器適航審定中心，上海 200335)

1 引 言

地面最小操縱速度(VMCG)是飛機(jī)關(guān)鍵速度之一，對(duì)飛行安全有很大的影響。同時(shí)，VMCG也是一個(gè)基準(zhǔn)速度，可為起飛決斷速度V1提供一個(gè)最小可接受的值[1]。因此，VMCG確定試飛是民用運(yùn)輸類飛機(jī)合格審定必須完成的重要試驗(yàn)之一。VMCG受很多因素的影響，包括重量、重心的影響[2]。試飛時(shí)，通常要求選擇最為臨界的重量和重心進(jìn)行試驗(yàn)，以確保試驗(yàn)結(jié)果的臨界性及準(zhǔn)確性。目前，重量、重心對(duì)于VMCG的影響尚無(wú)明確定論，國(guó)內(nèi)外相關(guān)機(jī)型的VMCG試飛甚至進(jìn)行了所有重量、重心組合下的飛行試驗(yàn)，大大降低了試飛效率，給試飛周期帶來(lái)了不利影響。因此，有必要研究一種VMCG臨界性評(píng)估方法，構(gòu)建VMCG試飛中的重量、重心最小矩陣，以提高試飛效率、縮短試飛周期。

本文基于虛擬數(shù)值仿真技術(shù)建立了一種VMCG臨界性評(píng)估方法，對(duì)某型飛機(jī)的VMCG臨界性進(jìn)行了計(jì)算評(píng)估，所形成的方法可為其他飛機(jī)的VMCG臨界性評(píng)估提供參考。

2 仿真模型架構(gòu)設(shè)計(jì)

VMCG數(shù)值仿真基于Simulink開(kāi)展，仿真模型的設(shè)計(jì)必須以試飛方法為基礎(chǔ)進(jìn)行。根據(jù)CCAR25部對(duì)VMCG的定義以及國(guó)內(nèi)外民用運(yùn)輸類飛機(jī)的VMCG試飛經(jīng)驗(yàn)，VMCG通過(guò)如下試飛方法獲得：試驗(yàn)前將飛機(jī)設(shè)置為規(guī)定的起飛構(gòu)型，并按起飛程序配平，發(fā)動(dòng)機(jī)功率設(shè)置最大起飛功率。在預(yù)先選定的速度上切斷臨界發(fā)動(dòng)機(jī)燃油，當(dāng)駕駛員感覺(jué)到飛機(jī)航向跟蹤特性的明顯變化或根據(jù)外界參照物看到飛機(jī)航向偏離確認(rèn)臨界發(fā)動(dòng)機(jī)停車后，快速向工作發(fā)動(dòng)機(jī)方向蹬滿舵，使飛機(jī)恢復(fù)到平行于跑道中心線方向并繼續(xù)滑行，整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中不使用剎車。綜上所述，除了常規(guī)的氣動(dòng)力模塊、發(fā)動(dòng)機(jī)模塊、飛行控制系統(tǒng)模塊等，在地面最小操縱速度數(shù)值仿真中需要設(shè)計(jì)特殊模塊來(lái)實(shí)現(xiàn)以下功能：發(fā)動(dòng)機(jī)失效控制功能、駕駛員糾偏時(shí)機(jī)控制功能；飛機(jī)地面滑跑航跡控制功能?；谏鲜鲈?，設(shè)計(jì)了模型總體架構(gòu)，如圖1所示。其中，針對(duì)地面最小操縱速度的特殊模塊通過(guò)自動(dòng)駕駛儀的功能實(shí)現(xiàn)。

圖1 Simulink仿真模型總體框架

3 仿真模型

3.1 飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型

飛機(jī)動(dòng)力學(xué)仿真模型包括飛機(jī)的氣動(dòng)力模型、發(fā)動(dòng)機(jī)模型、質(zhì)量模型和飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)方程。該模型的輸入由26個(gè)獨(dú)立可控的舵面信號(hào)和4個(gè)引擎控制信號(hào)組成。其中，氣動(dòng)力模型用于計(jì)算飛機(jī)飛行時(shí)的大氣數(shù)據(jù)和氣動(dòng)數(shù)據(jù)；發(fā)動(dòng)機(jī)模型建立了飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的仿真模型；質(zhì)量模型用于計(jì)算飛機(jī)在不同重量和重心位置時(shí)的慣性矩；飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)方程則描述了飛機(jī)在氣動(dòng)力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力和重力作用下的運(yùn)動(dòng)。

3.2 舵回路模型

舵回路模型給出了液壓機(jī)械控制系統(tǒng)的控制指令到飛機(jī)操縱面位置、發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)和起落架位置的對(duì)應(yīng)關(guān)系，模擬飛機(jī)的舵機(jī)控制回路。

3.3 飛行控制系統(tǒng)模型

飛行控制系統(tǒng)模型建立了飛機(jī)的自動(dòng)飛行系統(tǒng)。該自動(dòng)飛行系統(tǒng)模型內(nèi)部由飛機(jī)液壓機(jī)械飛行控制系統(tǒng)模型(FCS)組成內(nèi)部控制回路，自動(dòng)駕駛儀和自動(dòng)油門系統(tǒng)組成外部控制回路。其中，F(xiàn)CS模型用于將自動(dòng)駕駛儀和自動(dòng)油門產(chǎn)生的控制信號(hào)轉(zhuǎn)換為舵回路所需的舵面偏轉(zhuǎn)信號(hào)；自動(dòng)駕駛儀和自動(dòng)油門則根據(jù)選擇的控制器和控制量來(lái)計(jì)算飛機(jī)所需的控制信號(hào)。

3.4 自動(dòng)駕駛儀模型

為了滿足地面最小操縱速度仿真需求，在自動(dòng)駕駛儀模塊中設(shè)計(jì)了橫向控制器(見(jiàn)圖2)、航向控制器(見(jiàn)圖3)、滑跑航跡控制器(見(jiàn)圖4)以及發(fā)動(dòng)機(jī)失效設(shè)置控制器(見(jiàn)圖5)。數(shù)值仿真中，利用橫向控制器控制飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角，使計(jì)算過(guò)程中機(jī)翼維持水平狀態(tài)；利用航向控制器控制飛機(jī)的航向角，使得飛機(jī)航向最終恢復(fù)并維持至初始航向；利用滑跑航跡控制器控制航向控制器的接入時(shí)機(jī)，該控制器以飛機(jī)橫向位移(偏離跑道中心線的橫向位移)作為糾偏時(shí)機(jī)的判斷條件，當(dāng)橫向位移大于1m時(shí)，認(rèn)為駕駛員意識(shí)到飛機(jī)航向偏離，接入航向控制器；利用發(fā)動(dòng)機(jī)失效設(shè)置控制器設(shè)置發(fā)動(dòng)機(jī)失效條件，該控制器以實(shí)時(shí)空速判斷發(fā)動(dòng)機(jī)是否滿足停車條件，當(dāng)條件滿足時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)將進(jìn)入失效狀態(tài)。

圖2 橫向控制器

圖3 航向控制器

圖4 滑跑航跡控制器

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)失效設(shè)置控制器

4 仿真計(jì)算及結(jié)果分析

4.1 仿真狀態(tài)及仿真流程

以某型運(yùn)輸類飛機(jī)為例，基于仿真計(jì)算平臺(tái)對(duì)不同重量、重心條件下的VMCG進(jìn)行仿真計(jì)算，仿真狀態(tài)如下：

(1)重量、重心：大、小重量及前、后重心的不同組合(共4種組合狀態(tài))；

(2)發(fā)動(dòng)機(jī)停車速度VEF：分別為57m/s、55m/s、52m/s；

(3)襟翼位置：起飛位；

(4)起落架位置：放下。

針對(duì)VMCG仿真計(jì)算的特殊設(shè)置如下：

(1)按照計(jì)算狀態(tài)將飛機(jī)配平至起飛狀態(tài)；

(2)將飛機(jī)的橫向控制器設(shè)置為滾轉(zhuǎn)保持模式(滾轉(zhuǎn)角為0)，將飛機(jī)的航向控制器在發(fā)動(dòng)機(jī)失效航向跟蹤特性產(chǎn)生明顯變化(橫向位移大于1m)后接入，同時(shí)將飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)整至起飛狀態(tài)；

(3)設(shè)置切斷臨界發(fā)動(dòng)機(jī)燃油時(shí)的速度VEF；

(4)仿真過(guò)程中的臨界發(fā)動(dòng)機(jī)停車速度從較高速度開(kāi)始，并視情況逐漸降低，直到橫向位移約為9m為止。

4.2 仿真結(jié)果

4.2.1 大重量、前重心

大重量、前重心條件下的仿真結(jié)果如圖6-圖9所示。

圖6 臨界發(fā)動(dòng)機(jī)推力示意圖

圖7 側(cè)向位移示意圖

圖8 方向舵偏度示意圖

圖9 偏航角示意圖

4.2.2 大重量、后重心

大重量、后重心條件下的仿真結(jié)果如圖10-圖13所示。

圖10 臨界發(fā)動(dòng)機(jī)推力示意圖

圖11 側(cè)向位移示意圖

圖12 方向舵偏度示意圖

圖13 偏航角示意圖

4.2.3 小重量、前重心

小重量、前重心條件下的仿真結(jié)果如圖14-圖17所示。

圖14 臨界發(fā)動(dòng)機(jī)推力示意圖

圖15 側(cè)向位移示意圖

圖16 方向舵偏度示意圖

圖17 偏航角示意圖

4.2.4 小重量、后重心

小重量、后重心條件下的仿真結(jié)果如圖18-圖21所示。

圖18 臨界發(fā)動(dòng)機(jī)推力示意圖

圖19 側(cè)向位移示意圖

圖20 方向舵偏度示意圖

圖21 偏航角示意圖

4.3 仿真結(jié)果分析

根據(jù)仿真結(jié)果，得出飛機(jī)在不同重量、重心條件下的臨界發(fā)動(dòng)機(jī)停車速度與側(cè)向距離的關(guān)系，如圖22所示。由圖可知，同樣的重量、重心條件下，隨著停車速度降低，飛機(jī)的側(cè)向距離增加。地面最小操縱速度定義為側(cè)向距離為9m時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)停車速度，上述4種狀態(tài)下的地面最小操縱速度分別為：56.4m/s(大重量、后重心)、54.3m/s(大重量、前重心)、52.0m/s(小重量、后重心)、50.4m/s(小重量、前重心)?？梢?jiàn)，隨著重量增加，該型飛機(jī)的地面最小操縱速度增加；重心越靠后，飛機(jī)的地面最小操縱速度越大。因此，該型飛機(jī)的地面最小操縱速度試驗(yàn)應(yīng)以大重量、后重心狀態(tài)進(jìn)行。

圖22 側(cè)向距離與速度的關(guān)系示意圖

5 結(jié) 論

本文通過(guò)虛擬仿真技術(shù)，對(duì)地面最小操縱速度的臨界性進(jìn)行了分析，所建立的方法可為其他飛機(jī)的地面最小操縱速度臨界性分析提供參考。由于地面最小操縱速度的臨界性與飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)布局等因素有關(guān)，因此，本文的仿真結(jié)果具有一定的局限性，并不適用于所有飛機(jī)。后續(xù)可通過(guò)更進(jìn)一步的研究，對(duì)不同特性飛機(jī)的地面最小操縱速度臨界性進(jìn)行研究，為民用運(yùn)輸類飛機(jī)的地面最小操縱速度提供支持。