祝秋婷

摘 要：我國計算機(jī)與數(shù)控技術(shù)的不斷發(fā)展，讓制造行業(yè)發(fā)生了翻天覆地的變化，新一輪的技術(shù)戰(zhàn)爭已經(jīng)打響。飛機(jī)已經(jīng)成為人民出行的重要交通工具，飛機(jī)的安全關(guān)系著乘客的生命財產(chǎn)，是不容忽視的事情。本篇文章就主要講述基于飛機(jī)原有的風(fēng)動技術(shù)下根據(jù)CFD數(shù)據(jù)建立的上下方向舵的浮動，停滯以及脫落等故障的數(shù)學(xué)模型。根據(jù)飛機(jī)方向舵可能產(chǎn)生的故障對在風(fēng)機(jī)模擬器上進(jìn)行各種模擬實(shí)驗(yàn)，主要是進(jìn)行側(cè)風(fēng)著陸的仿真模擬實(shí)驗(yàn)，以此來驗(yàn)證模型是否安全可靠，以及模型降落的準(zhǔn)確程度，來得到和實(shí)際側(cè)風(fēng)想吻合的故障模型。最后在詳細(xì)的探討在方向舵的故障因素下，導(dǎo)致側(cè)風(fēng)著陸的安全性與需要駕駛?cè)藛T承擔(dān)的負(fù)荷。

關(guān)鍵詞：故障建模；側(cè)風(fēng)著陸；仿真；駕駛員負(fù)荷

DOI：10.16640/j.cnki.37-1222/t.2017.08.189

0 引言

飛機(jī)故障無論大小，都會對乘坐人員的生命財產(chǎn)造成損失，在各種飛機(jī)事故中，飛機(jī)操作系統(tǒng)的故障導(dǎo)致的飛機(jī)事故占到了大多數(shù)，比如，在以色列的一架飛機(jī)上，在進(jìn)行試駕的時候由于飛行員在飛機(jī)飛行的過程中想要加大油門讓飛機(jī)提速，達(dá)到飛機(jī)的平衡讓它平穩(wěn)降落但是由于提速過快，受到風(fēng)的阻力太大，從而導(dǎo)致飛機(jī)的右側(cè)機(jī)翼被折斷，產(chǎn)生飛行事故。從這個事故中我們可以看出飛機(jī)在進(jìn)行操作的時候如果操作面發(fā)生故障或者脫落是十分危險的，因此研究飛機(jī)操縱面的故障和脫落情況就顯得尤為重要。

1 方向舵故障分類與建模

在飛機(jī)進(jìn)行飛行動力的建模時我們必須依靠大量的數(shù)據(jù)來支持，比如最常見的方法就是風(fēng)洞數(shù)據(jù)的采集。但是這種方法往往花費(fèi)的時間長，成本高。相比較之下，進(jìn)行故障建模時需要的數(shù)據(jù)就比較少，如果只是為了風(fēng)洞建模的需要就進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)就有點(diǎn)得不償失了。發(fā)生這種情況的主要原因一般是飛機(jī)的故障類型多，理論的分析比較困難，又不可能不斷的去進(jìn)行試驗(yàn)，因?yàn)橐淮卧囼?yàn)的成本是高昂的。由于各種原因?qū)е挛覀儙撞坎豢赡艿玫胶苷鎸?shí)有效的故障數(shù)據(jù)模型。如今科學(xué)技術(shù)已經(jīng)十分發(fā)達(dá)，很多的故障模型研究人員都已經(jīng)建立了自己比較簡單的數(shù)據(jù)模型，以此來進(jìn)行理論基礎(chǔ)的試驗(yàn)。這種研究的難度比較小。本篇文章主要是針對已經(jīng)有了的CFD方法進(jìn)行數(shù)據(jù)分析，根據(jù)以前的數(shù)據(jù)模型來建立相對比較準(zhǔn)確的方向舵數(shù)據(jù)模型，通過不同的種類對不同程度的飛機(jī)故障進(jìn)行分析，建立飛機(jī)方向舵等故障的動力模型，以此來證明模型的準(zhǔn)確性，在這個基礎(chǔ)上探討駕駛員在方向舵脫落狀態(tài)下進(jìn)行側(cè)風(fēng)飛行以及安全著陸的壓力負(fù)荷。

（1）方向舵故障分類與建模。 方向舵主要是分為上下兩個部分，本文我們主要研究上下方向的方向舵遇到松浮，卡滯和脫落的幾種故障分析。

方向舵脫落和飛機(jī)的質(zhì)量，飛行控制系統(tǒng)的原理以及起落時的壓力等有關(guān)系，這些因素我們都是可以通過建模來解決的，采用飛機(jī)飛行的真實(shí)數(shù)據(jù)，來建立方向舵缺失，衡航向氣動力損失，而且航向的操縱功能喪失。

氣動力的數(shù)據(jù)就是飛機(jī)的基本飛行數(shù)據(jù)，在這種情況下，飛機(jī)的飛行狀態(tài)為一個數(shù)學(xué)線性函數(shù)，為式中Ci0（a，b，c）是飛機(jī)的基本氣動參數(shù)。Cics（a，b，c）為操控界面的氣動系數(shù)，Cim（m）是飛機(jī)在運(yùn)行過程中引起的參數(shù)的變動情況，Cige是飛機(jī)運(yùn)行過程中由于飛行引起的氣動系統(tǒng)，Cicf是飛機(jī)進(jìn)行結(jié)構(gòu)運(yùn)動的時候引起的氣動系數(shù)，Cies是由飛機(jī)的外掛物件所引起的飛機(jī)運(yùn)行參數(shù)的變動，Cioc是除了飛機(jī)的方向舵和其他操作系統(tǒng)引起的飛機(jī)氣動系數(shù)。

在飛機(jī)運(yùn)行的整個過程中，氣動力是通過非線性的系數(shù)來表示的，這個系數(shù)包括飛機(jī)的升力系數(shù)，阻力系數(shù)，側(cè)立系數(shù)，以及偏航力系數(shù)等。氣動系數(shù)一般就是指在飛機(jī)的飛行狀態(tài)下，飛機(jī)的各個角度旋轉(zhuǎn)所發(fā)生的函數(shù)變化，一般是指飛機(jī)的方向舵發(fā)生脫落故障時，各個飛行指數(shù)的增量。

在方向舵發(fā)生偏轉(zhuǎn)的時候氣動系數(shù)的增加指數(shù)為零。表明飛機(jī)的方向舵發(fā)生卡滯事故的時候，方向舵是一個可以引起氣動系數(shù)的常數(shù)。也就是說飛機(jī)的方向舵發(fā)生浮動故障。這種故障的偏離角度幾乎是側(cè)滑角度，可以用公式表示，在此公式中Ci0（a，b，m）是兩個不同機(jī)動系數(shù)的指數(shù)。K1是氣動系數(shù)的基本參數(shù)，k2是方向舵的轉(zhuǎn)動引起的氣動變化因子。

（2）靜力系數(shù)。本文主要是建立在空氣動力學(xué)說的動力數(shù)據(jù)上，這部分?jǐn)?shù)據(jù)都是對已經(jīng)通過的信息進(jìn)行測試的。當(dāng)方向舵脫落時就會引起氣動系數(shù)的變化，這種變化主要是通過CFD的測試方法取得的。把原機(jī)和方向舵脫落的飛機(jī)進(jìn)行三維系數(shù)的對比，通過對比可以得出CFD求解器中的動力差與方向舵脫落時的動力損失相比較。然后利用ANSYS，ICEM，CFD等的軟件進(jìn)行排版，做到對機(jī)身的加密保護(hù)。

（3）方向舵脫落對偏航阻尼的影響。如果空氣流是從正面滑流過機(jī)尾的，那么Bvt大于0.這種情況下如果受到機(jī)翼的融合旋渦的影響，這是機(jī)身就會發(fā)生側(cè)偏離，偏離角度用表示，那么傾斜速度就是用oy表示，就是正數(shù)。可以用公式

2 人在環(huán)的側(cè)風(fēng)著陸仿真及駕駛員負(fù)荷分析

受到方向舵脫落的限制，由于橫向的靜穩(wěn)定系數(shù)降低，方向舵在脫落后受到飛機(jī)在側(cè)風(fēng)的影響下要比沒有脫落的飛機(jī)系數(shù)高的多，也就是會反應(yīng)更加強(qiáng)烈，本文所選的研究目標(biāo)參數(shù)為飛機(jī)的抗側(cè)風(fēng)能力為30kn當(dāng)時的風(fēng)向?yàn)?0度，試驗(yàn)表明在30kn的時候由于受到風(fēng)速影響較大，風(fēng)機(jī)的航線不能受到正常的控制，也就是在風(fēng)速一定的時候風(fēng)機(jī)要采用側(cè)滑的方法。

駕駛員的俯仰，滾轉(zhuǎn)，偏航操縱的密度是由在30kn的時候側(cè)風(fēng)的影響下進(jìn)行的，而原來的飛機(jī)則是采用修正的航向來飛行的，這時方向舵的超控速度加快，小幅度滾轉(zhuǎn)操縱增多。

3 結(jié)論

本篇文章以其中的一個機(jī)型作為研究對象，從不同的方面反映了飛機(jī)的控制性能，當(dāng)飛機(jī)發(fā)生方向舵的脫落時，飛機(jī)可以用以下方法進(jìn)行安全著陸，首先把自己的航向，法向以及側(cè)風(fēng)時進(jìn)行坡度轉(zhuǎn)變，然后用方向回舵讓飛機(jī)側(cè)滑和保持一定的坡度，然后通過小幅度旋轉(zhuǎn)，同時協(xié)調(diào)操作桿與油門進(jìn)行平穩(wěn)的下滑。

參考文獻(xiàn)：

[1]雒東超，袁東，劉超，王文星.飛機(jī)方向舵故障建模與側(cè)風(fēng)著陸仿真[J].飛行力學(xué)，2016（06）：82-85.

[2]王學(xué).載人飛船回收著陸系統(tǒng)可靠性研究[D].國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2010.