飞行操纵系统范文-盘古文库

飞行操纵系统范文（精选3篇）

飞行操纵系统第1篇

一、产生背景

电传操纵系统是在控制增稳系统的基础上发展而来的,控制增稳系统是一种人工操纵控制系统,它较好地解决了飞机稳定性和操纵性之间的矛盾,但由于其设计原理,它对飞行品质的提高仍然有限,主要原因如下:

1、控制增稳系统对飞机舵面的操纵权限是非全权限的

为确保飞行安全,控制增稳系统的电气通道增益不能太大,其操纵权限只有最大舵面偏角的30%左右,影响对整个飞行包线内飞行品质的改善。

2、存在“力反传”和“功率反传”问题

控制增稳系统中的自动控制系统和不可逆助力操纵系统是通过机械式的复合摇臂连接起来的,这会导致“力反传”和“功率反传”现象,使飞行员在握杆操纵时受到干扰。力反传和功率反传都会随操纵权限的增大而增大。

3、质量大、结构复杂,对精确信号传递能力差

控制增稳系统中的机械通道中存在相当重的摇臂、连杆、变臂机构及其他联动装置,使得其质量较大,结构复杂,并且占用了大量空间。机械杆系统还存在非线性和弹性变形,使得对精确、微笑信号传递能力差。

基于上述原因,控制增稳系统对飞行品质的改善是有限的,这些缺点影响飞行性能继续提高,为此,在该系统的基础上发展了电传操纵系统。

同时,20世纪60年代,随着计算机技术和余度技术的日益成熟,电传操纵系统得到迅速发展。尤其是余度技术的成功保障了电传操纵系统的安全可靠性,最终使得全电传操纵系统得到实用。

二、余度技术和电传操纵系统的可靠性

飞行安全是飞行的永恒主题,操纵系统是保障飞行安全的关键技术之一。电传操纵系统的可靠性超过了机械操纵系统,得益于20世纪60年代提出的余度理论。余度理论的主要思想是用多重可靠性相对较低的原件组成可靠性较高的系统。系统余度数目与最大损失概率之间的关系如图1所示。世界范围内普遍采用四余度或自监控的三余度电传操纵系统。

余度系统包括余度结构和余度管理。余度结构主要处理电传操纵系统余度数、余度结构类型、部件的余度配置等问题。余度管理主要处理信号表决、故障监控、故障隔离即故障警告灯问题。余度系统由可以执行同一条指令或任务多个系统组成,并且对个子系统具有故障监控、信号表决能力;对故障部件具有隔离能力;在故障部件被隔离后,具有重构余下部件继续工作的能力。

余度技术的成功开发应用,迅速导致飞机主动控制技术进入了实用阶段,使电传操纵系统及随控布局飞行控制系统成为现实。

三、四余度电传操纵系统的工作原理

如图2所示,四余度电传操纵系统由四套完全相同的单通道电传操纵系统组合而成,保证了可靠性处于较高水平。电传操纵系统中,驾驶杆通过传感器输出的是电信号,而不再是机械位移信号,它与自动飞行控制系统产生的电信号综合后共同操纵舵面,电传操纵系统使人工操纵与自动控制在功能上和操纵方式上融为一体,全面提高了飞行性能,改善了飞行品质。

该电传操纵系统中,杆力传感器获得驾驶杆移动信号,并转化成电指令信号输入到飞行控制计算机中。飞行控制计算机是系统的主要电子组件,四个综合器/补偿器和表决器、监控器构成了飞行控制计算机,综合器/补偿器的其功能主要是分别完成对四个传感器的信号进行数据处理、增益调整、滤波、动态补偿和信号放大;表决器实现信号选择,每一个表决器都要判断四个输入信号中有无故障信号并从中选择一个正确无故障的信号输出,这种通道之间彼此交叉连接,称为交叉增强,可以显著提高系统的安全可靠性,增强系统的生存能力;监控器的功能是故障检测,检测识别有故障的部件和通道;飞行控制计算机能够进行故障监控、警告,并且自动隔离故障信号,使其不再输出到舵机。

当四通道都正常工作时,四个传感器将电指令信号输入到对应的综合器/补偿器中进行信号一系列处理,经过交叉连接后,四个表决器/监控器分别输出一个正确的信号到相应的舵机回路。通过机械装置,四个舵机回路的输出共同操纵一个阻力器使舵面偏转,使飞机作相应飞行动作。

如果某一个通道的传感器发生故障,则四个表决器/监控器都会收到错误信号,按照故障隔离程序将信号隔离,最后向舵机输出正确信号,飞机仍按飞行员的操纵作相应飞行;如果某一舵回路出现故障,由于采用四余度舵机,表决器/监控器会自动切除故障舵机与阻力器的联系,剩余三个舵回路共同操纵助力器,以保证飞机按飞行员操纵飞行。所以单一通道发生故障时,助力器仍能够取得正确信号指令。

同理,如果电传操纵系统中有两个通道先后出现故障时,表决器/监控器在三个输入信号中以两个相同信号作为正确信号输出,以控制舵回路操纵助力器,电传操纵系统仍能正常工作,不会降低系统性能。因此四余度电传操纵系统具有双故障工作等级。

四、电传操纵系统对改善飞行品质的作用

电传操纵系统对改善飞行品质提供了许多独有的功能,比如放宽静稳定性回路、自动配平网络、仰角/过载限制回路等等,这些功能对保障飞行的操纵性和稳定性都起到了重要作用。

1、放宽静稳定性回路对飞机机动性提高的影响

具有电传操纵系统的飞机通常都可以放宽静稳定性。放宽静稳定性指飞机的焦点不再固定不变,可以靠近质心,或者与质心重合,甚至移到质心之前,具有这种特性的飞机称为放宽静稳定性飞机。飞机放宽静稳定性后,操纵性变的困难,但是机动性能得到提升,主要体现在:减小飞机阻力和质量,增大飞机的过载能力、提高飞机的转弯速度以及降低飞机的转弯半径等。电传操纵系统的主要作用是提供相应增稳措施,保证飞机放宽静稳定性后,改善操纵性,同时提高机动性,以使飞行员更安全灵活地操纵飞机。

2、边界限制器保证了飞机大仰角和大过载时具有较好的操纵性

电传操纵系统的正向通道设置有过载限制器,反馈通道也设置有仰角/过载限制器,两个限制器的作用都是使得飞行员在整个飞行包线内,任何飞行状态下能够稳定地操纵飞机。法向过载过大容易引起飞机损失或解体,仰角过大容易导致飞机横测向运动不稳定,以致无法操纵,或达到失速仰角而造成飞机失速。过载限制器的作用时防止飞机出现过大的法向过载;而仰角/过载限制器一方面限制飞机出现过大法向过载,另一方面也防止飞机仰角过大。两个限制器的共同作用,保证了飞机具有良好安全的操纵性。

3、提供良好的杆力反馈

电传操纵系统的反馈信号非常重要,比如仰角、俯仰角速率和法向过载等,这些参数的反馈回系统中,使系统能够得到正确的飞行状态,从而在NSS和PSS两个工作状态中提供满意的杆力反馈。

4、电气通道对飞行带来的益处

由于电传操纵系统采用余度技术的电气通道传递信号,因而控制的参数更多,控制规律更容易实现,使得电传操纵系统能够实现全权限、全时间操纵,特别为CCV多舵面协调操作提供优势,并且减轻了系统的质量和体积;由于没有机械通道中非线性因素的影响,电传操纵系统消除了摩擦、间歇、迟滞等非线性因素,改善了对微小精确信号的传递,使得飞行员更能实现各种状态下对飞机安全可靠地操纵。

5、易与其他系统相结合

伴随着计算机技术的快速发展,出现了数字式的电传操纵系统。在计算机处理控制下,数字信号之间更容易实现传递、交互和控制,因而电传操纵系统易与火控系统、导航系统和推力控制系统结合构成新一代的自动控制系统,使人、操纵系统、飞机和自动控制融为一体,全面提高了飞机性能。

6、余度技术对飞行安全的影响

由于采用了余度技术,电传操纵系统的核心部件和总线都可分散安排在飞机内部,对于军用飞机而言,增加了战场生存能力;同时多通道共同工作,交叉连接和故障检测、隔离等技术的应用,使得不管军用还是民用飞机的操纵安全、可靠性都优于机械操纵系统。

电传操纵系统在改善飞行品质、保障飞行安全方面起到了很好的作用,但是由于自身结构设计的原因,也存在一些需要解决的缺点。最重要一点就是电传操纵系统容易受雷击和电磁脉冲干扰,由于大量采用电子线路,数字装置,以及复合材料,导致了系统对电磁干扰和雷击损害防护都要低于采用金属材料的机械系统。因此对雷击损害和电磁干扰的防护是电传操纵系统中急需解决的问题。

总结

电传操纵系统由于采用了余度技术,摈弃了机械通道,使得其在改善飞行品质、保障飞行安全方面发挥了巨大优势,已成为世界各国飞行器制造商都采用的一个基本操纵系统。同时电传操纵系统存在的一些缺点也必然会推动其继续进步,迈向完美,使得飞机运行性能和安全性得到更大程度地保障。

参考文献

[1]肖顺达:《飞行自动控制》,航空工业出版社,1994年。

[2]施继增等:《飞行操纵与增强系统》,国防工业出版社,2003年。

[3]宋翔贵等:《电传飞行控制系统》,国防工业出版社,2003年。

[4]蔡满意:《飞行控制系统》,国防工业出版社,2007年。

[5]晁海涛:《飞行品质监控系统探索》,《科技咨询》,2009,33(12):197-199。

飞行操纵系统第2篇

自动油门辅助操纵系统作为油门杆操纵系统的一部分,它也是附加的增升增稳的操纵系统,它不仅能够改善飞机的飞行品质,而且能够减轻飞机驾驶员的劳动强度。因此,飞行模拟机的自动油门辅助操纵系统对飞行员的训练起着很重要的作用。自动油门辅助操纵系统的主要任务就是用加载机构复现油门操纵杆上的反操纵力。对辅助操纵系统进行仿真,它的目的就是根据飞机操纵系统进行各种性能及其功能仿真,确保仿真结果达到模拟机的要求后,再将仿真系统安装在模拟机上。

1油门杆操纵系统的分析

双发动的飞机油门杆操纵系统有两个推力杆组件,每台发动机各一个,每个推力杆组件都有一根正推力杆、一根反推力杆、操纵连杆和摇臂。摇臂与离合器组连接并通过拉杆与在自动油门组件内的解算器连接。本文仿真正推力杆操纵负荷系统,如图1左部所示[1]。正推力杆与操纵连杆相连且是固连在一起的,操纵连杆与推力杆摇臂通过转动副连接。正推力杆和摇臂都是在同一根轴上,但它们的运动是独立的,因此,当推动正推力杆时,可以将推力杆的转角无变化地传给摇臂。摇臂、拉杆和与解算器相连的曲柄构成平面四连杆机构。可以将正推力杆的转角指令传递给解算器。

从驾驶舱中央操纵台的底部仰视观察油门杆操纵系统,如图1右部所示[1]。可以看到离合器组,离合器组的作用是可以让自动油门伺服马达和齿轮箱组件转动解算器和推力杆,但驾驶员推动推力杆的运动不能传递到自动油门伺服马达和齿轮箱组件。离合器的另一个重要作用是提供防止推力杆自由转动的摩擦力,因此拉杆带动解算器运动时,离合器的提供动摩擦力矩。因此油门杆操纵主要模拟摩擦力感,使驾驶员推动正推力杆时感受到恒定的摩擦力。其大小根据在飞机上的实测参数和首席飞行员的舒适度感觉而定。

2控制策略的选取

确定了油门杆操纵系统要模拟的力感为摩擦力感后,就要选取控制策略来控制电机,根据相关文献[2,3]所提出的控制原理,本文基于永磁同步电机的电流环进行力感模拟,选用如下控制策略:对电机进行矢量控制转化后,它的原理图如图2所示,虚线框内为电流环。

KV为输入指令比例系数;KP为电流控制器增益;KS为逆变器等效增益;Km为力矩系数; Ke为反电势系数;J为操纵机构折算到电机轴的总转动惯量;Kn为多余力矩补偿系数;L为电机电枢直轴电感;Rs为电枢电阻;T(θ)是给电机所加的力矩指令,即在推力杆推动范围内必须找到推动到任何位置时相应的电机力矩指令,使驾驶员在推力杆端感受到大小恒定的反力矩。

3力矩指令的推导

将飞行模拟机内的正推推力杆的机构简图做出如图3。图3中杆l1与杆l0的相对夹角不变,手动角速度为ω。由于操纵油门杆时比较缓慢,再加上各连杆的质量与绕各自轴的转动惯量都很小,因此确定杆l1与杆l3的相对于各自转角的转矩关系时,先将各杆质量忽略,将各杆都看成二端受力杆。

现取l2杆,受力分析如图4所示,将l2两端所受的力分别分解成与相邻杆共线的方向和垂直的方向,由l2受力平衡,结合几何关系并且两边同时乘以l1l3很容易推导出:

$\frac{F_{a 1} l_{1} l_{3}}{\sin (θ_{1} - θ_{2})} = \frac{F_{a 2} l_{1} l_{3}}{\sin (θ_{2} - θ_{3})} (1) Τ_{3} = \frac{Τ_{1} \sin (θ_{2} - θ_{3})}{\sin (θ_{1} - θ_{2})} \frac{l_{3}}{l_{1}} (2)$

其中T1是l1对自身转轴的转矩,T3是l3对自身转轴的转矩。式(2)中T3即为要输入给电机的近似力矩指令。下面关键是找到在推动推力杆的过程中θ1,θ2和θ3之间的关系。

连杆机构在任意位置时的矢量图如图5所示[4],各杆的矢量方向都已经标出。

图5中各角的初始值为:θ1=1.2 rad;θ2=0.018 5 rad;θ3=1.133 7 rad。电机的各参数:KV=1;KP=10;Ks=10;Ke=2.7;Kn=2.710-4;L=0.05H;Rs=12 Ω。

由矢量关系,可以列出方程(3)。

$\overset{}{l_{1}} + \overset{}{l_{2}} = \overset{}{l_{3}} + \overset{}{l_{4}} (3)$

将其写成在x、y轴上的投影表达式得:

$\begin{array}{l} l_{1} \cos θ_{1} + l_{2} \cos θ_{2} = l_{3} \cos θ_{3} + l_{4} (4) \\ l_{1} \sin θ_{1} + l_{2} \sin θ_{2} = l_{3} \sin θ_{3} (5) \end{array}$

对式(4)和式(5)两边求导,并整理成矩阵形式得

$[\begin{matrix} l_{2} \sin θ_{2} & - l_{3} \sin θ_{3} \\ l_{2} \cos θ_{2} & - l_{3} \sin θ_{3} \end{matrix}] [\begin{array}{l} ω_{2} \\ ω_{3} \end{array}] = [\begin{array}{l} - l_{1} ω_{1} \sin θ_{1} \\ - l_{1} ω_{1} \cos θ_{1} \end{array}] (6)$

式(6)中ω1,ω2和ω3分别是θ1,θ2和θ3的导数。若将θ1,θ2,θ3和ω1看成输入,将ω2和ω3看成输出,用SINULINK仿真的办法求解各个位置θ1,θ2和θ3的关系,仿真模型如图6所示。

其中MATLAB FUNCTION模块中的M文件代码为:

function [x] = mainfun_fourbar(u)

L1=76.1998; L2=700.3; L3=92.7;

A =[L2*sin(u(2)) -L3*sin(u(3));L2*cos(u(2)) -L3*cos(u(3))];

B =[-L1*sin(u(1))*u(4); -L1*cos(u(1))*u(4)];

x=AB;

应该注意,要在每个积分模块中输入对应角度的初始值。有了关于各个角的位置关系,则式(2)中的电机力矩指令就很容易求取。图6中的GoTo模块输入的即为各个转角,以便用相应得From模块计算其他值。而标有ω1的From模块输出的为图3中l1的转速,之所以要乘以-1,是因为图5坐标系中l1为顺时针旋转,图3中l1是逆时针旋转方向。

4整个辅助操纵负荷系统的仿真

有了电机模型,以及指令的近似表达式,下面要将整个系统仿真。考虑了各个连杆的质量后,由式(2)求得力矩指令进行加载时,肯定会造成操纵端的力感误差,但这个误差若在一定范围内,就能够达到模拟机的要求,在实际控制此操纵负荷系统时,就能够按照式(2)实时求得力矩指令输入给电机控制系统进行加载。

这里用到的仿真软件是SimMechanics。SimMechanics是MATLAB中的一个工具箱,其主要功能是实现机构的快速仿真分析,及时对设计方案进行改进和优化。它提供了大量对应实际系统的元件,如:刚体、铰链和传感器等。用类似于SINULINK模块的连接方法,可以建立机械系统模型,不仅可以进行机械系统的单独分析还可以和SINULINK设计的控制器相连进行整体仿真,下面要做的就属于整体仿真。

首先打开MATLAB,在命令窗口键入mechlib,新建一个空白SimMechanics文档,根据图3所示的结构简图建立模型。仿真模型如图7所示。对照图3来看,其中Bar1表示l1杆,Bar2表示l2杆,Bar3表示l3杆,Bar4表示l0杆,Revolute1表示机架与l1之间的转动副,Revolute2表示l1与l2之间的转动副,Revolute3表示l2与l3之间的转动副,Revolute4表示l3与电机定子之间的转动副,认为l3与电机轴固定连接。Weld表示l0与l1焊接在一起。

电机模型如图8所示,力矩指令模型如图9所示。仿真过程可叙述为:驾驶员用手给正推力杆l0一个角速度ω1,当转动传递到电机转轴Revolute4时,indicate torque compute子系统根据各杆运动参数计算出力矩指令,输入到电机模型,电机输出转矩,反作用在Revolute4上,在经过连杆机构回传到正推力杆l0。

假设要模拟推力杆受到10 kg的力,折合到Revolute1上相当于30 Nm的反力矩,推力杆转角范围450,以ω1=2πrad/s的角速度转动。其中各连杆的长度为:l1=76.198 8 mm;l2=700.3 mm;l3=92.7 mm;l0=299 mm。各个连杆质量:l1质量为1 kg;l2质量为0.606 kg;l3质量为1 kg;l0质量为1.24 kg。

仿真结果如图10所示。在图10中,横轴为推力杆手握点行程,单位为:m(米);纵轴为力矩电机的反转力矩,单位为:N.m(牛米)。

从图10中可以看出,推力杆实际的反转矩与理想值最大误差在2%以内,远远高于D级模拟机鉴定和使用规则中驾驶杆力±10%精度的要求[5,6]。

图3的正推力杆的机构动画仿真效果如图11所示。

曲线1实际反转力矩; 曲线2理论反转力矩

5结束语

本文以油门杆正推力杆的仿真过程为例,详细说明了辅助操纵负荷系统仿真的过程,在其他带有连杆操纵机构的辅助操纵负荷系统中也可以按照本文的方法进行,如减速板操纵负荷系统等。仿真过程用了SimMechanics进行机构仿真,并与用SIMULINGK建立的电机模型和指令力矩算法模型连接,更能有效地进行机构的分析和系统的优化,为下一步进行辅助操纵负荷系统的半实物仿真打下了基础。

图11的横轴与纵轴单位均为m。

它是图3的四连杆机构机械空间运动时的一个位置图。(0,0)为运动手柄铰链的原点,(-0.64,0.24)为电机转轴位置。

参考文献

[1]波音公司B737飞行机组使用手册.76-00-00_发动机操纵系统,2005

[2]杨耕,罗应立.电机与运动控制系统.北京:清华大学出版社,2005:331—340

[3]方强.被动式力矩伺服控制系统设计方法及应用研究.哈尔滨:哈尔滨工业大学博士论文,2006

[4]王芳,张海燕.基于Simulink的连杆机构运动学仿真.机械设计与研究,2004;20(2):35—37

[5]CCAR—60(飞行模拟设备的鉴定和使甪规则).民航总局令第141号2005年3月7号公布,48

最小操纵速度飞行试验技术研究第3篇

目前,无论是军用飞机还是民用飞机,都有好多机型是多发飞机。飞机的发动机不可能保证在任何情况下都100%不会发生停车。那么为确保飞机在非对称推力情况下还能继续安全操纵,就必须确定一个最小操纵速度边界,从而确保在不小于该边界的情况下继续对飞机进行安全操纵。

GJB 18586[1]中的5.12节和CCAR257A[2]中的25.149条,分别对多发的军机和民机在非对称推力时,飞机的操纵和响应以及最小操纵速度进行了描述[3],提出了相关要求,并指出最小操纵速度试验就是在模拟多发飞机临界发动机失效情况下,检查和验证还能继续安全稳定操纵飞机的临界操纵速度[1,2]。最小操纵速度试验的主要内容包括:对地面最小操纵速度VMCG和空中最小操纵速度VMCA进行检查和验证。由于该试验过程中可能会导致飞机失控或者冲出跑道,是一个高风险的飞行科目,因此试飞员和试飞工程师在进行该科目的飞行试验之前,必须进行相关规范和理论的学习,并在对应机型模拟器上进行多次训练后方可进行试验[4]。

国内以前也有人进行过最小操纵速度试验相关的研究,在2000年第1期和2007年第3期《飞行力学》有相关文献记录,主要介绍了科目相关的一些理论研究[5]。而本文提出的试验方法则是通过试飞员和试飞工程师在螺旋桨飞机(BEECH飞机)和喷气式飞机(B737200模拟器)上飞行验证的试验方法,内容比较全面,具有一定的参考价值。

1 非对称推力飞行原理

对飞机在非对称推力情况下的飞行分析,主要内容包括飞机在非对称推力情况下飞行的力学原理、对飞机响应产生的影响,以及非对称推力时的操纵特性,具体内容如下。

1.1 非对称推力情况下飞行力学原理

当飞机单发失效后(以右发为例),由于左右发一般都是对称安装的,所以飞机将会由于左右推力不对称而产生向右的偏航力矩NT,它的大小与推力T和推力线距重心距离d有关[6]。具体如图1所示:

1.2 非对称推力产生的影响

1.2.1 对横向控制的影响(螺旋桨飞机)

螺旋桨飞机存在滑流的影响,发动机失效一侧的滑流消失了,所以会导致左右机翼的升力和阻力不平衡(发动机失效一侧小),从而引起飞机滚转和偏航,所以需要施加副翼操纵来克服滚转力矩LT和蹬舵操纵来克服偏航力矩NT。

1.2.2 对俯仰控制的影响

非对称推力对俯仰控制的影响与发动机安装的位置有关。例如,某三发飞机,其中一台发动机安装在垂尾上(重心上方)和另外两台安装在机翼下方(重心下方),当后面的发动机失效后飞机会抬头,机翼下的发动机失效后飞机会低头;又如某双发飞机,发动机都安装在机翼下方(重心下方),单发失效后发动机提供的抬头力矩减半,所以飞机会低头,起飞过程中如果遇到这种情况需要拉杆保持俯仰姿态。

1.3 非对称推力时的操纵特性

根据横航向力和力矩的一般平衡方程和空中最小操纵速度定义,在推力变化ΔT后,需要操纵副翼和方向舵使飞机在一定的侧滑角下保持平衡。下面给出了在任一给定滚转角保持平衡的简化方程。

由式(3)可以导出,当φ=5(向工作发动机方向倾斜)时,飞机的空中最小速度VMCA为:

2 规范要求

最小操纵速度检查和验证试验通常在非对称推力情况下进行,它是一个高风险的飞行科目,因此在飞行前必须对相关的规范和军标进行学习和研究。CCAR25-7A中的25.149条对最小操纵速度是这样规定的:在制定本条要求的最小操纵速度时,用以模拟临界发动机失效的方法,必须体现在服役中预期对操纵性最临界的动力装置失效模式[1]。下面通过对规范进行学习后,对最小操纵速度检查和验证试验的相关概念、限制条件和要求总结如下。

2.1 临界发动机定义

失效后会导致最为危险的飞行状态的发动机被定义为临界发动机。典型的如失效后地面和空中最小操纵速度最大的那台发动机就是临界发动机。

1)螺旋桨飞机:由于桨叶运动至水平时左右两侧的局部迎角是不一样的,导致推力线发生偏移,对于桨叶旋转方向一致的螺旋桨飞机而言,其中一发的推力线将远离重心,另一发的推力线则靠近重心,那么推力线距重心近的一发就是临界发动机;

2)喷气式飞机:双发飞机,如果某一台用于发电或驱动液压泵,这种情况下这一台就是临界发动机。

2.2 地面最小操纵速度VMCG

2.2.1 定义

VMCG是起飞滑跑时(抬前轮之前)的校正空速,在该速度当临界发动机突然不工作,能够只用方向舵操纵(不用前轮转弯)保持对飞机的操纵,横向操纵的使用仅限于保持机翼水平使飞机能继续安全起飞。

2.2.2 限制条件

(1)该试验的风险最高,试验条件相当严格(侧风<2.6-3.6 m/s);

(2)只用方向舵气动效能(不用前轮转弯)来保持对飞机的操纵,直至方向舵操纵到达极限位置;

(3)假定发动机全发工作加速的航迹是沿着跑道中心线,从临界发动机不工作那一点到安全改出至航向平行于该中心线的那一点之间的航迹,其上任何一点相对中心线的横向偏离不得超过9.144 m。

2.3 空中最小操纵速度VMCA

2.3.1 定义

VMCA是校正空速,在该速度,当临界发动机突然停车时,能在该发动机继续停车情况下保持对飞机的操纵,在相同的速度下维持坡度不大于5°的直线飞行。

2.3.2 分类

空中最小操纵速度包括静态和动态(考虑临界发动机突然失效时动态的影响)的最小操纵速度。

2.3.3 限制条件

(1)稳定状态(静态)用不超过5°的倾斜角可保持航向不变;

(2)动态在动态过程中,航向变化不超过20°,倾斜角在限制范围内,可维持操纵。

3 最小操纵速度飞行试验方法

本节结合自己在BEECH飞机和B7373200模拟器上的实际飞行体验,参考多位飞行员在这两种机型上的飞行后评述,对非对称推力情况下,最小操纵速度检查和验证飞行试验技术进行了一个总结。下面,通过两个部分详细讲述了如何在螺旋桨飞机上确定静态VMCA,以及如何在喷气式飞机上确定VMCA和VMCG。

3.1 在螺旋桨飞机上确定飞机静态VMCA

BEECH是一款螺旋桨双发、四座商务机,两发左右对称布局。本节以BEECH飞机为平台,进行螺旋桨飞机静态VMCA飞行试验方法研究,试验结果如表1所示,具体步骤如下:

第一步:飞行前飞机检查。了解飞机特性,比如确定飞机是螺旋桨飞机还是喷气式飞机,飞机安装了几台发动机,如果是螺旋桨飞机,还要看其有没有顺浆功能,操纵机构是否正常,是机械操纵还是液压操纵,飞机上各个仪表的位置和指示是否正确等等。

第二步:确定失速速度(VS)。H=2 438 m,Vtrim=62 m/s,将左右两发收慢车,在此期间为保持平飞,肯定要通过缓慢拉杆增大迎角来保持,当迎角大于失速迎角时,飞机会进入失速,BEECH飞机失速的典型表现就是振动或者抖动,失速后可采用三中立(松杆)改出。

第三步:确定临界发动机。这里分别采用了发动机配平技术和方向舵不对称配平技术来确定临界发动机:

a)发动机配平技术:在H=2 438 m,以Vtrim=60 m/s配平飞机,将左发调到慢车,右发调到满功率,要求飞行员不使用方向舵,只使用方向舵调效机构来保持飞机稳定直线飞行(这是因为BEECH飞机的方向舵和方向舵调效机构的效能很高,才能使用方向舵调效机构来保持飞机平飞),接着飞机会持续减速,直至方向舵调效机构达到极限位置,记录下保持不住飞机稳定直线飞行时刻的VL=51 m/s。然后,再对右发采用相同的方法进行试验,记录下保持不住飞机稳定直线飞行时刻的VR=46.3 m/s。

b)方向舵不对称配平技术:在H=2 438 m,以Vtrim=60 m/s配平飞机,左发慢车,右发满功率,要求飞行员只使用方向舵保持飞机稳定直线飞行,接着飞机会持续减速,直至蹬舵到极限位置,记录下保持不住飞机稳定直线飞行时刻的VL=52 m/s。用同样方法对右发进行试验,也记录下保持不住飞机稳定直线飞行时刻的VR=49 m/s。

第四步:静态VMCA检查。将飞机在H=2 438 m配平后,逐渐减小临界发动机至慢车,另一发调至满功率,方向舵调整片中立,接着只用方向舵来保持航向,横向和纵向配合,保证飞机做稳定的水平直线飞行,该过程中飞机会慢慢减速,直至方向舵满舵(或者飞机不超过5°坡度),记录下飞机保持不住飞机稳定直线飞行时刻的速度。

3.2 在喷气式飞机上确定VMCA和VMCG

B737200是一款喷气式双发客机,两发左右对称布局。本节就是以B737200模拟器为平台,进行喷气式飞机静态VMCA、动态VMCA和VMCG飞行试验方法研究,试验结果如表2所示,具体试验步骤如下。

3.2.1 确定静态VMCA和动态VMCA

第一步～第四步:除了在确定临界发动机时,B737200左右两发可任选一发作为临界发动机外,其它都与螺旋桨飞机确定静态VMCA的步骤相同。在H=3 048 m,Vtrim=62 m/s,得到VS和静态VMCA。一般情况下,以静态VMCA作为检查动态VMCA的一个基准,动态VMCA比静态VMCA大一些,初始试验的速度点选择静态VMCA+△(增量一般为10 m/s)。

第二步:检查动态VMCA。从H=610 m以62 m/s恒速全功率爬升到H=1 524m,在初始试验点配平飞机(即Vtrim=62 m/s),稳定后突然关掉一发(试验时假设左发为临界发动机),此时要靠蹬右舵,横向压杆和纵向拉杆来保持飞机稳定安全飞行(CCAR257A认为在该过程中,飞机航向偏离20°或者坡度超限即认为飞机不能够稳定安全地继续飞行,宣告该试验点试验失败,需要把速度点调高继续进行试验)。如果飞机还能继续安全稳定飞行,逐渐以2.6 m/s的步长(开始可以用大点的步长,如2.6 m/s,当接近试验结果时,应以小步长0.5m/s或者1 m/s改变配平速度)减小该配平速度,直到不能保持飞机继续安全稳定飞行为止,记下该速度即为动态VMCA,这里建议得到一个结果后进行多次验证。

3.2.2 确定VMCG

第一步:体验飞行。飞机正常起飞到6 m15m安全高度后,关掉左发,用右脚蹬和操纵杆来保持飞机稳定飞行,从中体验非对称推力情况下飞机的响应;

第二步:确定VMCG。沿跑道中心线,飞机全功率滑跑到指定速度点(如64 m/s,突然关掉左发,此时飞机会向左滚转、向左偏航,需要飞行员蹬右舵,并视情况操纵驾驶杆来保证飞机能够继续稳定安全飞行。一般情况下,由于飞机会先向左滚、左偏,从而使飞机产生向左偏离中心线的滑跑轨迹,然后因为飞行员要保证飞机继续安全滑跑起飞,会实施蹬右舵等操纵,如果没有到达VMCG飞机会产生向右滑向中心线的滑跑轨迹。CCAR257A上要求向左的偏离最大不超过9.144 m,如果飞机还能继续稳定安全飞行,逐渐以2.6 m/s的步长(开始可以用大点的步长,如2.6 m/s,当接近试验结果时,应以小步长0.5 m/s或者1 m/s改变配平速度),减小该配平速度直到偏离达到并超过9.144 m为止,记下该速度,即为VMCG,建议得到一个结果后进行多次验证。

5 结束语

本文概述了非对称推力情况下飞机的力学原理和产生的影响,结合自己的飞行体验和飞行员飞行后的评述,详细介绍了螺旋桨飞机和喷气式飞机的最小操纵速度试验方法,给出了确定飞机静态VMCA、动态VMCA和VMCG的详细步骤,并通过在BEECH飞机和B737200模拟器上进行飞行体验验证了试验方法的正确性,给出了飞行试验结果。这些内容仅可作为后续非对称推力飞行试验的一个参考,面对不同机型和日新月异的技术还需进行更深入的研究。

参考文献

[1]运输类飞机合格审定飞行试验指南(CCAR25-7A).西安:中国飞行实验研究院,2003

[2] Jaakko A.Malmivuo.bioelectromagnetism-relative Merits of electricand magnetic measurements in cardiac studies.Proceeddings of the 26th Annual International Conference of the IEEE EMBS San Francis-co,CA,USA September 1—5,2004

[3]张立彬,李宗娟,曹东坡.不对称推力飞行的最小操纵速度分析.飞行力学,2000;18(1):34—39

[4] Lothario A,Junior L.Minimum control speed——a“thrustless”approace.SETP,1998;(2):1B.2-1—2-7

[5]杨翠霞,程伟豪,张培田,等.民机地面最小操纵速度试飞技术研究.飞行力学,2007;25(3):75—78

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