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現(xiàn)代大型飛機的機翼構(gòu)型通常按巡航條件設計，由于飛機的巡航速度與起飛著陸階段最小速度的比值相差較大（約為5∶1），巡航翼型不能同時滿足高速巡航和低速起飛著陸需求的矛盾變得非常突出[1]。

現(xiàn)代飛機采用高升力系統(tǒng)解決上述矛盾，通常是在機翼前緣配置縫翼、在機翼后緣配置襟翼。飛機在起飛和著陸時，襟翼和縫翼可以伸出，使機翼的面積和彎度增大，升力系數(shù)CL明顯增加，從而可以獲得較低的飛行速度，其結(jié)構(gòu)和作用如圖1所示[2]。

高升力系統(tǒng)已成為現(xiàn)代大型飛機不可或缺的功能系統(tǒng)，它不僅有效提高飛機起飛著陸時的升力，有效改善飛機的失速條件，而且也大大改善飛機爬升率、進場速率及進場最佳飛行姿態(tài)。

1 高升力系統(tǒng)技術特點

高升力系統(tǒng)是集機械傳動、液壓、檢測和控制等技術于一體的綜合性系統(tǒng)，在系統(tǒng)集成、關鍵部件等方面有獨特的技術特點。

（1）高升力系統(tǒng)是功能獨立的飛機分系統(tǒng)，是從駕駛桿到翼面的完整位置閉環(huán)控制系統(tǒng)，由襟縫翼電子控制單元進行信號處理和功能控制，通過總線與飛機航電系統(tǒng)和主飛控系統(tǒng)等其他系統(tǒng)交聯(lián)。在先進大型飛機上，高升力系統(tǒng)與主飛控系統(tǒng)、自動駕駛系統(tǒng)等3部分組成了完整的飛機飛行控制系統(tǒng)。

（2）高升力系統(tǒng)是影響飛機安全的關鍵系統(tǒng)。航空安全報告系統(tǒng)（Aviation Safety Reporting System，ASRS）統(tǒng)計顯示，從1996年1月到2002年8月發(fā)生的335個事故中，有33個是由于高升力系統(tǒng)故障造成，約占總事故的10%。另據(jù)統(tǒng)計，在民用客機平均單次飛行中，起飛和著陸時間（約10min），僅占總飛行時間的6%，而68.3%的飛行故障（事故）卻發(fā)生于此階段，由此可以看出，高升力系統(tǒng)對飛機安全性具有重要影響。

（3）高升力系統(tǒng)對飛機的經(jīng)濟性、維護性有重要影響?，F(xiàn)代大型飛機的高升力系統(tǒng)普遍采用集中驅(qū)動構(gòu)架，其機械傳動線路通常長達數(shù)十米，總計要連接上百個傳動裝置。高升力系統(tǒng)影響飛機的油耗和起降性能，同時由于飛機高升力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復雜，體積較大、零件數(shù)量多、維修難度高、維護成本和費用都較大，大型飛機高升力系統(tǒng)的性能往往決定著飛機的整體市場競爭能力[3]。

2 高升力系統(tǒng)的技術發(fā)展

高升力系統(tǒng)由翼面作動子系統(tǒng)、機械傳動子系統(tǒng)、動力驅(qū)動子系統(tǒng)、控制和監(jiān)控子系統(tǒng)、故障保護子系統(tǒng)和傳感器子系統(tǒng)等組成。高升力系統(tǒng)的技術發(fā)展主要體現(xiàn)在控制與監(jiān)控、作動能量傳輸方式上。在控制與監(jiān)控方面，高升力控制系統(tǒng)從人工操縱發(fā)展到電傳操縱系統(tǒng)，進而發(fā)展成容錯式雙余度數(shù)字電傳操縱系統(tǒng)；而在作動能量傳輸方面，則從襟/縫翼各段翼面獨立驅(qū)動發(fā)展到集中共軸驅(qū)動，再到內(nèi)、外襟翼差動，并正在發(fā)展多翼面獨立驅(qū)動方式。

2.1 作動能量傳輸技術的發(fā)展

作動能量傳輸技術主要體現(xiàn)在翼面作動技術和動力驅(qū)動技術兩個主要方面。翼面作動技術是解決機械能量的傳輸問題，而動力驅(qū)動技術是解決機械能量的轉(zhuǎn)換和產(chǎn)生。

現(xiàn)代大型飛機的高升力系統(tǒng)翼面作動技術廣泛采用集中式驅(qū)動架構(gòu)，由安裝在飛機中央的動力驅(qū)動裝置（Power Drive Unit，PDU）提供動力，通過機械傳動線系將動力傳遞到每個作動位置的齒輪旋轉(zhuǎn)作動器或滾珠螺旋作動器上，作動器驅(qū)動襟/縫翼運動機構(gòu)，控制襟翼和縫翼的收放，如圖2所示。這種集中式驅(qū)動架構(gòu)雖然有效保證了襟/縫翼運動的同步性，然而當機械傳動系統(tǒng)出現(xiàn)卡阻或斷裂故障時，襟/縫翼將被制動在當前位置，不能進行收放。高升力系統(tǒng)翼面作動技術的發(fā)展方向是自適應機翼[2]，采用分布式獨立驅(qū)動構(gòu)型，這種系統(tǒng)可以根據(jù)飛行狀態(tài)使機翼沿展向具有期望的翼型彎度。分布式獨立驅(qū)動的高升力系統(tǒng)省去了集中驅(qū)動需要的大量傳動軸、萬向節(jié)和傳動齒輪箱等，簡化了系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，減少了零件數(shù)量，提高了機械傳動效率，減輕了系統(tǒng)重量，方便了安裝，提高了系統(tǒng)維護性。

現(xiàn)代大型飛機高升力系統(tǒng)的動力驅(qū)動功能由PDU實現(xiàn)，高升力系統(tǒng)的縫翼PDU和襟翼PDU分別采用兩套動力進行驅(qū)動，動力類型通常為兩套液壓馬達（液-液式）、兩套電機（電-電式）或一套液壓馬達和一套電機（液-電式）3種方式。兩套動力可以主-主方式（即兩個動力源都為主）或主-備方式（即1個動力源為主，另1個為輔）工作，兩套動力的綜合通常采用速度綜合或力矩綜合。液壓式動力源具有輸出功率大、體積小、重量輕、技術成熟等優(yōu)點，缺點是采用節(jié)流調(diào)速原理，能量損失較大。為了克服節(jié)流調(diào)速的缺點，現(xiàn)代先進飛機的PDU采用了變排量控制技術，從而大大減少了對液壓系統(tǒng)的流量需求[4]。兩套電機驅(qū)動的主-主式PDU符合多電飛機的發(fā)展趨勢，是PDU今后的發(fā)展方向，其主要缺點是大功率驅(qū)動器件的工作可靠性不高，重量也較大，目前這種方案已成為支線客機的主流選擇。

圖1 高升力系統(tǒng)及其作用Fig.1 High lift system and its application

圖2 集中驅(qū)動式高升力系統(tǒng)Fig.2 High lift system of centralized driving

2.2 控制與監(jiān)控技術的發(fā)展

現(xiàn)代飛機的高升力系統(tǒng)普遍采用數(shù)字電傳操縱技術，實現(xiàn)了系統(tǒng)功能的綜合，并具有完善的余度管理功能。同機械操縱和簡單電傳操縱相比，采用數(shù)字電傳操縱的高升力系統(tǒng)實現(xiàn)了襟/縫翼的綜合管理，增強了邊界保護功能，提高了系統(tǒng)的安全性和維護性。

高升力系統(tǒng)的控制和監(jiān)控功能主要由襟縫翼電子控制單元（Flap Slat Electronic Control Unit，F(xiàn)SECU）實現(xiàn)，F(xiàn)SECU通常采用2×2構(gòu)架，襟翼系統(tǒng)PDU和縫翼系統(tǒng)PDU的兩套動力分別由兩臺獨立可互換的FSECU進行控制與監(jiān)控，每個FSECU包括1個襟翼通道和1個縫翼通道。每個FSECU的襟翼通道和縫翼通道分別由兩條支路構(gòu)成，兩條支路的微處理器硬件是非相似的。兩條支路獨立并且執(zhí)行相同的功能，兩條支路交換數(shù)據(jù)并比較計算結(jié)果后，經(jīng)硬件邏輯電路處理后輸出[5]。

3 高升力系統(tǒng)的關鍵技術分析

在國際上，大型飛機高升力系統(tǒng)一般由飛機的一級供應商集成并向飛機配套，而在我國，飛機高升力系統(tǒng)的研究和配套才剛剛起步。飛機高升力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復雜，性能要求較高，一系列關鍵技術影響和決定著飛機高升力系統(tǒng)的主要性能，以下對飛機高升力系統(tǒng)進行識別和分析，以期提升國內(nèi)飛機高升力系統(tǒng)的研制能力。

3.1 高效率的作動能量傳輸技術

大型飛機高升力系統(tǒng)串接上百套傳動裝置，各個傳動裝置之間通過機械式傳扭裝置（扭力桿）連接為一體，總長度大約在50m以上，數(shù)量眾多的傳動裝置和較長的傳輸路線造成整個系統(tǒng)效率下降，也間接導致系統(tǒng)重量增加，因此提高機械傳輸效率成為系統(tǒng)集成需要考慮的重要問題。

以某型飛機高升力系統(tǒng)為例，縫翼系統(tǒng)共包含38根扭力管，盡管每個扭力管的傳輸效率高達99.7%，但總體上傳輸線路的總效率只有89.2%，考慮齒輪減速和支撐件等其他傳動裝置的效率，縫翼系統(tǒng)從PDU到末端的總傳輸效率只有30%左右。因此高升力系統(tǒng)設計的關鍵技術之一就是選用低摩擦、高耐磨、結(jié)構(gòu)簡單和重量輕的傳動方案，并且合理選擇系統(tǒng)轉(zhuǎn)速和傳動比等參數(shù)，提高系統(tǒng)效率，減小系統(tǒng)重量和功率需求。

3.2 低功耗的動力驅(qū)動技術

高升力系統(tǒng)從一個極限位置全偏到另一個極限位置的時間大約為30～40s，工作時間雖然很短，但功率卻很大，往往可達到主飛行控制系統(tǒng)功率的3倍以上，為了滿足高升力系統(tǒng)短時工作所需的功率，并且盡量不影響飛機其他系統(tǒng)的工作，飛機液壓動力或電動力通常不得不按短時需求設計，造成在絕大部分工作時間的輸出功率過于富裕。因此降低PDU對飛機液壓或電力的功率需求也是設計高升力系統(tǒng)需要考慮的重要問題。

A380飛機的襟/縫翼PDU采用了變排量控制技術，大大減少了液壓馬達工作時的流量消耗，同時也降低了閥塊設計的復雜性，與傳統(tǒng)采用節(jié)流控制方案的PDU相比，流量需求大約減少50%[4]。A320neo飛機的襟/縫翼PDU采用電動力驅(qū)動，高升力系統(tǒng)采用能量貯存技術，系統(tǒng)自帶兩套28V鋰電池，通過直流/直流轉(zhuǎn)換和直流/交流轉(zhuǎn)換，驅(qū)動270V直流無刷電機工作。自帶電池由飛機28V直流電源系統(tǒng)進行充電，可滿足高升力系統(tǒng)工作時的功率需求，降低了傳統(tǒng)方案對飛機電源的短時大功率需求[6]。

3.3 減小故障峰值載荷的機械故障保護技術

大型飛機高升力系統(tǒng)中有眾多的機械驅(qū)動和傳動裝置，為了提高機械裝置的可靠性，一般需要在翼面作動線路上設置必要的力矩限制器，當系統(tǒng)出現(xiàn)卡阻故障時，力矩限制器限制傳遞給下游線路上的載荷不超過規(guī)定值，以保護系統(tǒng)和飛機結(jié)構(gòu)不受損壞。另外，為了滿足飛機的安全性要求，系統(tǒng)中一般都設有不對稱保護功能，當機械傳動線路出現(xiàn)斷開故障時，由制動器將翼面可靠把持住，不使其處于自由狀態(tài)，便于飛機的操縱控制。

卡阻和斷開故障的保護過程時間持續(xù)非常短，大約為100ms左右，然而速度和載荷變化卻非常大，故障時的最高轉(zhuǎn)速可高達系統(tǒng)正常轉(zhuǎn)速的10倍以上，峰值載荷可高達最大工作載荷的5倍以上。降低故障峰值載荷，減小系統(tǒng)各個傳動部件的限制載荷和極限載荷，進而減輕系統(tǒng)重量和飛機結(jié)構(gòu)支撐件所承受的最大載荷，這也是高升力系統(tǒng)設計需要考慮的一個重要問題。

3.4 有效處理復雜控制邏輯的高升力系統(tǒng)控制技術

高升力系統(tǒng)以襟/縫翼構(gòu)型控制為主，不需依據(jù)飛行條件和飛機狀態(tài)進行調(diào)參，控制相對簡單，但系統(tǒng)的狀態(tài)繁多，邏輯控制和轉(zhuǎn)換異常復雜。以某型飛機高升力系統(tǒng)為例，整個高升力系統(tǒng)共有10種工作模式，此外一些飛機還設有備用工作模式。高升力系統(tǒng)通常還設有機械卡阻、翼面不對稱、翼面對稱回收、翼面未按指令運動、翼面超速運動和翼面傾斜等多種故障保護模式，使高升力系統(tǒng)的工作模式和狀態(tài)有所增加。

高升力系統(tǒng)通常還具有自動縫翼、襟翼載荷減緩和襟翼自動收回等多種襟/縫翼自動收放功能，自動收放功能依據(jù)襟/縫翼控制手柄對應起飛、爬升、巡航、下降和著陸的檔位、襟/縫翼位置和飛行速度進行。自動收放功能的應用使高升力系統(tǒng)的工作模式和狀態(tài)變得更加復雜。

一個典型的襟翼控制器由30個狀態(tài)圖組成，其中包含469個狀態(tài)位和75個輸入位，有限狀態(tài)機大約有35000個節(jié)點，為了準確地用有限狀態(tài)機來給系統(tǒng)行為建模需要35000個狀態(tài)。高升力系統(tǒng)的多狀態(tài)不但使系統(tǒng)的控制邏輯設計繁瑣復雜，而且也直接導致測試工作量巨大，例如對上述襟翼控制器的測試，如果毫無遺漏地進行窮舉測試，則需要考慮所有輸入信號的組合，共計需要進行275次驗證[7-8]。

采用基于模型的系統(tǒng)工程方法進行控制邏輯的設計、仿真和自動化測試是解決上述問題的關鍵技術，可有效減少人為差錯，并大大減少開發(fā)工作量。

3.5 高升力系統(tǒng)集成驗證技術

按照傳統(tǒng)做法，高升力系統(tǒng)的系統(tǒng)級集成試驗在鐵鳥試驗臺上進行，但在鐵鳥試驗臺上進行作用在襟翼和縫翼上氣動載荷的靜態(tài)和動態(tài)模擬、機翼變形模擬、以及機械傳動和作動系統(tǒng)中的卡阻和斷開故障模擬非常復雜，另外高升力系統(tǒng)的試驗項目也非常繁多，因此導致在鐵鳥臺上進行全面的高升力系統(tǒng)集成試驗不切實際而難以實施。現(xiàn)代飛機高升力系統(tǒng)的研發(fā)更傾向于構(gòu)建專門的高升力系統(tǒng)集成試驗臺，對高升力系統(tǒng)進行全面的系統(tǒng)級試驗驗證?？湛凸咀訟380飛機開始，包括其后的A350和A400M飛機，均采用了獨立于鐵鳥臺的高升力系統(tǒng)集成試驗臺（也稱鐵翼）對高升力系統(tǒng)進行全面驗證，A350飛機高升力系統(tǒng)集成試驗臺如圖3 所示[9-10]。

3.6 多學科的高升力系統(tǒng)仿真和虛擬試驗技術

大型飛機高升力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)龐大、部件數(shù)量多、綜合環(huán)節(jié)多、開發(fā)周期長、實物試驗雖然必要，但實現(xiàn)起來很困難，且受部件進度、風險等影響較大。為了縮短開發(fā)周期，節(jié)約開發(fā)費用，開展基于多學科的高升力系統(tǒng)仿真和虛擬試驗十分必要，在國際上，很多高升力系統(tǒng)集成商都在多年探索、開發(fā)和實踐的基礎上建立了比較完善的高升力系統(tǒng)仿真和虛擬試驗能力。

高升力系統(tǒng)仿真技術是涉及空氣動力學、機械、液壓、電氣、電子和控制等多學科的復雜技術。該技術應用動力學分析軟件和有限元分析軟件對襟翼及其支撐和運動機構(gòu)進行剛體和柔體建模，然后再與一維參數(shù)化的作動系統(tǒng)模型和基于模型的襟翼控制系統(tǒng)模型進行協(xié)同仿真，如圖4所示[11]。

圖3 A350飛機高升力系統(tǒng)集成試驗臺Fig.3 Integration test rig for A350 high lift system

圖4 高升力系統(tǒng)的多學科仿真Fig.4 Multi-disciplinary simulation of high lift system

隨著系統(tǒng)仿真技術以及虛擬現(xiàn)實技術的發(fā)展，虛擬試驗技術也開始成功應用于高升力系統(tǒng)，高升力系統(tǒng)的虛擬集成試驗逼真地模擬高升力系統(tǒng)全狀態(tài)物理集成試驗的全部過程，高升力系統(tǒng)的仿真與虛擬集成試驗都是建立全系統(tǒng)虛擬樣機，應用數(shù)字化手段對高升力系統(tǒng)進行驗證。二者的主要區(qū)別主要在于:前者的驗證對象是真實飛行過程中的高升力系統(tǒng)，而后者是處于測試過程中的高升力系統(tǒng)[12]。

4 結(jié)束語

我國大型飛機的研究開發(fā)正處于關鍵發(fā)展階段，作為飛機關鍵系統(tǒng)之一的高升力系統(tǒng)發(fā)展和升級是非常重要的工作。大型飛機高升力系統(tǒng)的研究工作不僅是多個學科的緊密結(jié)合，廣泛應用了新的系統(tǒng)工程方法和仿真技術，同時也有賴于關鍵部件和系統(tǒng)試驗驗證技術的發(fā)展和進步。國內(nèi)系統(tǒng)集成工作將著眼于關鍵技術的突破，系統(tǒng)集成能力和關鍵部件開發(fā)能力的形成，并積極在型號研制工作中實踐，不斷積累經(jīng)驗，促進我國大型飛機高升力系統(tǒng)的技術不斷發(fā)展和進步。

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