肖 華

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 中航工業(yè)飛行仿真航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安710089)

0 引言

由液壓系統(tǒng)完全失效(Total Loss of Hydraulic，TLOH)導(dǎo)致的飛行控制完全失效(Total Loss of Flight Control，TLOFC)并不意味著飛機(jī)真正的完全失去控制，對(duì)現(xiàn)代的多發(fā)大型飛機(jī)而言，利用油門的增減和差動(dòng)控制依然可以實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)一定的控制能力，且有可能實(shí)現(xiàn)安全著陸。

1989年，麥道公司的DC-10三引擎商務(wù)飛機(jī)由于機(jī)尾引擎失效導(dǎo)致喪失全部的舵面控制功能從而墜毀，但驚奇的是飛行員使用僅油門控制(TOC)實(shí)現(xiàn)了對(duì)飛機(jī)的部分控制功能，一直飛行了44 min，直到該飛機(jī)嘗試在Iowa州Sioux市機(jī)場(chǎng)著陸時(shí)才失去控制。由于飛行員的出色表現(xiàn)，雖然飛機(jī)墜毀在跑道上，但全機(jī)296名乘客中181人得到生還［1］。

2003年，DHL的空客300B4在巴格達(dá)國(guó)際機(jī)場(chǎng)外被地對(duì)空導(dǎo)彈擊中，左側(cè)機(jī)翼的損傷導(dǎo)致飛控系統(tǒng)失效。由于飛行員對(duì)Sioux市墜機(jī)事件很熟悉，他依靠TOC使飛機(jī)實(shí)現(xiàn)了安全著陸［2］。

雖然由于TLOH導(dǎo)致的TLOFC非常罕見，但是由于后果嚴(yán)重，依然引起了美國(guó)NASA Dryden飛行研究中心和相關(guān)試飛機(jī)構(gòu)的重視，為驗(yàn)證在TLOH條件下，使用TOC后商務(wù)機(jī)的控制能力，先后對(duì)C-17，B737，B747，B757，B767，B777，MD-11，A300-600及A320飛機(jī)進(jìn)行了各種飛行條件和構(gòu)型的TOC飛行試驗(yàn)［3］。

國(guó)內(nèi)的TOC試飛研究尚屬空白，TOC飛行原理、駕駛技術(shù)、評(píng)價(jià)方法及TOC仿真模擬技術(shù)均有待突破。本文探討了TOC飛行原理，完成了典型的通用四發(fā)大型運(yùn)輸機(jī)TOC仿真模型，設(shè)計(jì)了爬升和改平、轉(zhuǎn)彎及著陸三個(gè)典型試驗(yàn)點(diǎn)，給出了相應(yīng)的評(píng)價(jià)方法，最后邀請(qǐng)多名試飛員在試飛模擬器上開展了TOC模擬試驗(yàn)，驗(yàn)證了TOC飛行原理，給出了不同試驗(yàn)點(diǎn)的試驗(yàn)結(jié)果、駕駛方法和品質(zhì)評(píng)價(jià)，并展望了下一步的研究方向。

1 TOC飛行原理

TLOH意味著飛機(jī)所有由液壓操控的舵面完全失效，由于大型機(jī)一般都沒(méi)有安裝備份電動(dòng)作動(dòng)器且自身具備靜穩(wěn)定性，此時(shí)，TOC成為飛行員操控飛機(jī)一種可行的途徑。

1.1 TOC橫航向控制原理

TOC利用左右發(fā)動(dòng)機(jī)油門的差動(dòng)控制實(shí)現(xiàn)橫航向控制，這種差動(dòng)推力控制對(duì)所有的多發(fā)飛機(jī)都是有效的。問(wèn)題是，TOC利用差動(dòng)推力進(jìn)行航向控制的時(shí)候往往會(huì)產(chǎn)生附加的滾轉(zhuǎn)力矩。對(duì)于后掠翼飛機(jī)來(lái)說(shuō)，滾轉(zhuǎn)力矩與機(jī)翼后掠角和升力的平方成正比。垂尾在TOC航向控制的時(shí)候也可能會(huì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的方向與偏航方向通常一致，這就致使飛機(jī)在TOC航向控制飛行時(shí)會(huì)伴隨同方向的滾轉(zhuǎn)。對(duì)飛行員來(lái)說(shuō)，適當(dāng)?shù)挠烷T差動(dòng)操縱就可以讓飛機(jī)朝期望的方向進(jìn)行轉(zhuǎn)彎。

1.2 TOC縱向控制原理

對(duì)于常見的下單翼吊裝發(fā)動(dòng)機(jī)布局的飛機(jī)而言，推力增加將產(chǎn)生抬頭俯仰力矩，從而增加迎角并爬升;反之，飛機(jī)下降。由于推力變化會(huì)引起飛機(jī)迎角、航跡角、升力、阻力同時(shí)發(fā)生變化，總俯仰力矩也受發(fā)動(dòng)機(jī)離軸力矩、升力和阻力力矩的影響，加之飛機(jī)本體荷蘭滾、縱向長(zhǎng)周期模態(tài)影響等多方面的原因，因此TOC縱向控制比橫航向控制更困難。

1.3 TOC速度控制與著陸

增減油門可輕易實(shí)現(xiàn)加減速，同時(shí)伴隨著航跡升降。爬升和改平階段的TOC對(duì)速度控制沒(méi)有嚴(yán)格的要求，但是TOC進(jìn)場(chǎng)和著陸就要求把飛機(jī)速度控制在可接受的范圍內(nèi)。速度過(guò)大的著陸會(huì)損傷飛機(jī)的結(jié)構(gòu)，速度過(guò)低則會(huì)降低飛機(jī)的穩(wěn)定性。著陸階段放下的起落架和襟副翼會(huì)增加低頭力矩，TOC模式下，增加推力去平衡低頭力矩，就會(huì)導(dǎo)致速度增加從而無(wú)法安全著陸。

商務(wù)機(jī)可通過(guò)消耗燃油來(lái)輕易地減輕飛機(jī)的重量，也可以通過(guò)移動(dòng)乘客或行李來(lái)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)重心的移動(dòng)(A320把最后三排的乘客移到前排可以將重心前移12%［3］)。后移重心可產(chǎn)生抬頭力矩，直接增加飛機(jī)的迎角、升力和阻力，此時(shí)就可以通過(guò)TOC減少推力把速度降低到安全著陸的范圍內(nèi)。減重可以降低飛機(jī)的失速速度，增加失速安全邊界。

2 TOC仿真建模

本文對(duì)高級(jí)模擬器的動(dòng)力學(xué)仿真模型中的氣動(dòng)特性模塊、飛控模塊和發(fā)動(dòng)機(jī)模塊進(jìn)行了改寫，以支持TOC地面飛行仿真試驗(yàn)。

2.1 氣動(dòng)特性和飛控模塊

飛機(jī)正常飛行時(shí)，桿舵操縱有效，計(jì)算各舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的力和力矩;當(dāng)模擬TOC試驗(yàn)時(shí)，氣動(dòng)力模型中所有舵偏量為觸發(fā)TOC時(shí)的當(dāng)前值，而飛控模塊編寫了相應(yīng)的切換控制邏輯指令。

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)模塊

依據(jù)各發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置、安裝角度和油門輸入位置，獨(dú)立仿真4臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)在給定飛行狀態(tài)(速度、高度)下的推力T(T1～T4)和力矩MT(MT1～MT4)，計(jì)算剩余油量，以及由此產(chǎn)生的飛機(jī)質(zhì)量、慣矩和重心的變化。

3 TOC仿真試驗(yàn)

模擬器訓(xùn)練對(duì)提高飛行員TOC飛行能力具有顯著的效果［4］。為驗(yàn)證飛機(jī)在爬升和改平、轉(zhuǎn)彎及著陸三個(gè)階段中突發(fā)TLOH后的TOC飛行品質(zhì)，并探索相應(yīng)的駕駛技術(shù)，在一臺(tái)帶運(yùn)動(dòng)平臺(tái)的高級(jí)試飛模擬器上開展了地面仿真試驗(yàn)，邀請(qǐng)了資深飛行員參與試驗(yàn)，這些飛行員均沒(méi)有TOC飛行經(jīng)驗(yàn)。

品質(zhì)評(píng)價(jià)采用庫(kù)珀-哈珀方法，而任務(wù)難度以試驗(yàn)開始后飛行員開始介入操縱、達(dá)到操縱目標(biāo)所用的時(shí)間和油門桿操縱頻率進(jìn)行評(píng)估。

3.1 TOC爬升與改平

試驗(yàn)環(huán)境為:標(biāo)準(zhǔn)大氣、無(wú)風(fēng)、場(chǎng)高0 m。

初始條件為:2 650 m穩(wěn)定平飛、襟翼偏轉(zhuǎn)0°、起落架收起、大重量、空速128 m/s、升降速度0 m/s、側(cè)滑角 0°。

任務(wù)要求:觸發(fā)TLOH故障后，飛行員使用TOC實(shí)現(xiàn)10 m/s的爬升后立即進(jìn)入TOC改平。

試驗(yàn)機(jī)有4個(gè)油門桿，其中“一發(fā)”、“二發(fā)”、“三發(fā)”和“四發(fā)”分別對(duì)應(yīng)控制左側(cè)外、左側(cè)內(nèi)、右側(cè)內(nèi)、右側(cè)外吊裝的4個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)。仿真結(jié)果見圖1～圖4。圖中，LT為油門桿位移;φ，θ，ψ為機(jī)體坐標(biāo)軸系下的滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角;Wg為地軸系下飛機(jī)的爬升率。

圖1 左側(cè)油門控制指令Fig.1 Left throttle control command

圖2 右側(cè)油門控制指令Fig.2 Right throttle control command

圖3 姿態(tài)角曲線Fig.3 Attitude angle curves

圖4 高度和爬升率曲線Fig.4 Altitude and climbing rate curves

綜合分析圖1、圖2可知，外側(cè)兩個(gè)油門桿始終微調(diào)就足以修正航向，飛行員駕駛負(fù)荷較小;而內(nèi)側(cè)兩個(gè)油門在開始階段滿推以快速達(dá)到10 m/s爬升率，隨后飛行員不斷反復(fù)調(diào)整輸入以實(shí)現(xiàn)平飛，油門桿輸入幅值雖然趨于遞減，但操縱頻率基本不變，表明飛行員駕駛負(fù)荷較大。由圖3可知，由于操縱負(fù)荷過(guò)大，飛行員忽略了對(duì)ψ的修正，飛機(jī)出現(xiàn)了持續(xù)偏航。圖4給出了飛機(jī)從平飛到10 m/s爬升、再到平飛的高度變化和飛機(jī)爬升率的變化，其間一直存在不同程度的超調(diào)和波動(dòng)。

該試驗(yàn)用時(shí)25 s達(dá)到10 m/s的爬升目標(biāo)，隨后轉(zhuǎn)入改平，在150 s時(shí)基本達(dá)到爬升率為0 m/s的目標(biāo)，并穩(wěn)定保持100 s，操縱品質(zhì)評(píng)價(jià)為7級(jí)。

3.2 TOC轉(zhuǎn)彎

初始條件同上，觸發(fā)TLOH故障后，飛行員使用TOC控制飛機(jī)轉(zhuǎn)向90°并保持。仿真結(jié)果見圖5～圖8。

圖5 左側(cè)油門控制指令Fig.5 Left throttle control command

圖6 右側(cè)油門控制指令Fig.6 Right throttle control command

圖7 姿態(tài)角曲線Fig.7 Attitude angle curves

圖8 高度和爬升率曲線Fig.8 Altitude and climbing rate curves

綜合分析圖5、圖6可知，初始一發(fā)油門由一個(gè)長(zhǎng)階躍輸入形成差動(dòng)偏航力矩，飛機(jī)右滾右偏下降，偏航60°后轉(zhuǎn)為改出操縱，由四發(fā)油門的6個(gè)脈沖輸入以改平飛機(jī)姿態(tài)并保持當(dāng)前航向。由圖7可知，ψ由50°平滑增加到140°，油門差動(dòng)也引起φ的先增后減。圖8給出了油門差動(dòng)偏航期間的飛機(jī)高度變化和爬升率的變化。

該試驗(yàn)用時(shí)120 s達(dá)成目標(biāo)，品質(zhì)評(píng)價(jià)為5級(jí)。

3.3 TOC著陸

飛機(jī)穩(wěn)定平飛在跑道端頭10 km處，高度500 m，襟翼偏轉(zhuǎn)27°、起落架放下、中重量、速度78 m/s。飛機(jī)安全著陸的下沉速率必須小于5 m/s。仿真結(jié)果見圖9～圖12。

綜合分析圖9、圖10可知，由于著陸需要同時(shí)完成穩(wěn)定下降速率、對(duì)準(zhǔn)跑道并控制飛機(jī)降落在跑道端頭三項(xiàng)任務(wù)，從始至終，兩個(gè)外側(cè)油門都需要不斷小幅脈沖操縱來(lái)修正航向，而內(nèi)側(cè)兩個(gè)油門也需要不斷調(diào)整推力來(lái)控制飛機(jī)的下沉速率，飛行員操縱負(fù)荷非常大。

圖9 左側(cè)油門控制指令Fig.9 Left throttle control command

圖10 右側(cè)油門控制指令Fig.10 Right throttle control command

圖11 姿態(tài)角曲線Fig.11 Attitude angle curves

圖12 高度和爬升率曲線Fig.12 Altitude and climbing rate curves

由圖11可知，φ，θ及ψ均在小范圍內(nèi)波動(dòng)，保持良好。由圖12可以看出，飛機(jī)持續(xù)下滑并著陸，初始時(shí)飛機(jī)以－7 m/s左右的速率下降高度，末期下降速率穩(wěn)定在－3 m/s左右，滿足安全著陸條件。

該試驗(yàn)用時(shí)140 s達(dá)成目標(biāo)，品質(zhì)評(píng)價(jià)為8級(jí)。

此試驗(yàn)由于難度大，重復(fù)進(jìn)行了多次，開始階段很少有飛行員能控制飛機(jī)成功著陸，后來(lái)通過(guò)估算和討論，優(yōu)化了操縱技術(shù)。為了控制飛機(jī)落點(diǎn)在跑道端頭，需要飛機(jī)以平均下沉速率－3 m/s持續(xù)下降，所以需要先期控制飛機(jī)下沉速率到－7 m/s，然后再以－2.5 m/s為目標(biāo)控制飛機(jī)下降速率，才能為著陸時(shí)飛機(jī)“拉飄”操縱留下足夠的余量。

由于飛機(jī)的大重量、大慣量和發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)延遲，TOC駕駛技術(shù)的重要特征就是精確預(yù)判，提前輸入恰當(dāng)?shù)闹噶?，因此充分的模擬器訓(xùn)練是提高飛行員TOC飛行能力的關(guān)鍵。

4 結(jié)束語(yǔ)

TLOFC雖然罕見，但是由于其嚴(yán)重的危害，受到歐美試飛機(jī)構(gòu)的高度重視并廣泛地開展了大量的試飛研究和演示驗(yàn)證。本文構(gòu)造了TOC地面仿真試驗(yàn)環(huán)境，通過(guò)大量的模擬試驗(yàn)和仿真分析，探索了典型的四發(fā)大型運(yùn)輸機(jī)的TOC駕駛方法和評(píng)價(jià)方法，可有力地支持未來(lái)相關(guān)的試飛應(yīng)用和飛行員訓(xùn)練。以后的研究重點(diǎn)是TLOH故障條件下的安全飛行包線、TOC著陸導(dǎo)引方法、TOC駕駛員操縱負(fù)荷，以及重量、重心對(duì)TOC飛行品質(zhì)與安全裕度的影響等問(wèn)題。

［1］ Anonymous.Aircraft accident report——united airlines flight 232，McDonnell douglas DC-10-10，Sioux gateway airport［R］.NTSB/AAR-PB90-910406，1990.

［2］ Lemaignan Benoit.Flying with no flight controls:handling qualities analyses of the baghdad event［R］.AIAA-2005-5907，2005.

［3］ Frank W，Burcham Jr.Richard stevens and ronald broderick.manual throttles-only control effectiveness for emergency flight control of transport aircraft［R］.AIAA-2009-7088，2009.

［4］ Darren SCole.Throttles only control of an aircraft:a proposed method to measure training effects on mental workload and spare mental capacity［R］.Reno N V:Society of Flight Test Engineers，2006.