(中國商飛上海飛機(jī)設(shè)計院，上海 201210)

根據(jù)民機(jī)事故調(diào)查，飛機(jī)起飛和著陸階段的事故率高達(dá)68%。高升力系統(tǒng)(即襟翼和縫翼控制系統(tǒng))負(fù)責(zé)在這兩個階段提供增加升力、減小阻力、防止失速等功能，是飛機(jī)的安全關(guān)鍵系統(tǒng)之一。目前，國內(nèi)對高升力系統(tǒng)的研究剛起步，尚無關(guān)于高升力系統(tǒng)建模研究的相關(guān)論文，僅有對波音777飛機(jī)高升力控制系統(tǒng)架構(gòu)的介紹[1]，及對其齒輪旋轉(zhuǎn)作動器的類型和特性的研究[2]。

針對襟翼非對稱問題，詳細(xì)分析其故障原因，建立Simulink襟縫翼控制系統(tǒng)仿真模型，并基于所建立的模型，設(shè)計襟翼非對稱故障注入方法，實(shí)現(xiàn)襟翼不對稱故障場景仿真。

1 襟翼系統(tǒng)簡介

民用飛機(jī)在副翼上具有輔助操縱翼面，即前緣縫翼(Slat)和后緣襟翼(Flap)，在左右機(jī)翼上對稱分布。飛行員依據(jù)飛行階段和飛行條件，操縱襟/縫翼手柄到合適卡位，控制縫翼向下前伸和襟翼后退偏轉(zhuǎn)，改變機(jī)翼彎度和面積，增加飛機(jī)起飛時的升力和著陸時的升力和阻力，縮短飛機(jī)起飛和滑跑距離。

2 系統(tǒng)建模

襟翼系統(tǒng)包括控制和作動兩個部分?？刂撇糠职ǎ航?縫翼控制手柄、襟/縫翼計算機(jī)、位置傳感器、傾斜傳感器、能量驅(qū)動裝置(含液壓馬達(dá))。作動部分包括：翼尖剎車、扭力管、角齒輪箱、旋轉(zhuǎn)作動器等。

2.1 控制手柄建模

控制手柄建模為四冗余通道的電位計，將手柄位置轉(zhuǎn)換為電信號，再由計算機(jī)解算為對應(yīng)的手柄卡位[3]。襟/縫翼手柄卡位包括：4，3，2，1，0。

2.2 襟/縫翼計算機(jī)建模

襟/縫翼計算機(jī)(FSECU)為襟翼收放速度和位置控制和故障監(jiān)控的控制器。襟/縫翼收放位置控制采用雙閉環(huán)PID控制方式，內(nèi)環(huán)控制PDU液壓馬達(dá)速度，外環(huán)控制馬達(dá)速度改變傳動軸速度[4,8]。系統(tǒng)運(yùn)動時，位置傳感器將實(shí)際翼面位置反饋給計算機(jī)，構(gòu)成控制閉環(huán)，如圖1所示。

圖1 襟/縫翼控制原理

2.3 機(jī)械傳動系統(tǒng)建模

襟/縫翼傳動機(jī)構(gòu)模型分為3個部分：能量驅(qū)動單元(PDU)、左側(cè)翼面系統(tǒng)和右側(cè)翼面系統(tǒng)，如圖2所示。

圖2 液壓機(jī)械設(shè)備建模

PDU根據(jù)液壓供壓和回壓、襟翼電液伺服閥(EHSV)電流、翼面?zhèn)鲃酉到y(tǒng)反饋的左右扭力管角度和速率計算襟翼壓力輸入、馬達(dá)位置、速率、馬達(dá)傳感器的位置和速率、輸出左右側(cè)扭矩。翼面?zhèn)鲃酉到y(tǒng)根據(jù)PDU輸出扭矩，翼尖剎車(WTB)指令計算出翼面解算器角度和翼面位置角度。

2.3.1 液壓機(jī)械驅(qū)動建模

PDU是襟翼系統(tǒng)的控制部件，接受計算機(jī)的電液閥命令，控制液壓流量實(shí)現(xiàn)雙余度液壓馬達(dá)轉(zhuǎn)速和方向控制，并輸出扭矩，經(jīng)疊加后傳遞給左右側(cè)襟翼系統(tǒng)[5]。

① 電液伺服閥為兩級偏轉(zhuǎn)射流閥，提供與輸入電流相應(yīng)的流量。根據(jù)電液伺服閥EHSV電流命令，計算EHSV閥芯位置，進(jìn)而獲得入口閥芯面積。

② 液壓馬達(dá)為直立式固定流量泵，采用可逆軸向活塞泵類型。根據(jù)閥芯面積計算馬達(dá)流量：

(1)

式中，μ為流量系數(shù)，與閥門形狀有關(guān)；A,P,ρ分別為閥芯面積、閥前后壓差、液壓流體密度。

③ 由液壓馬達(dá)流量計算馬達(dá)的壓差，獲得馬達(dá)輸出扭矩值。假設(shè)壓差為P，馬達(dá)容量為ηm，馬達(dá)扭矩為Tm計算公式為

Tm=P×ηm×(1-ηv)

(2)

式中，ηv為馬達(dá)效率，可根據(jù)壓差和馬達(dá)速度查表獲得。

④ 根據(jù)馬達(dá)扭矩計算馬達(dá)轉(zhuǎn)速和馬達(dá)轉(zhuǎn)角：

(3)

式中，Tm,Tb為馬達(dá)扭矩和剛度扭矩；Tf為動態(tài)摩擦力；m為馬達(dá)慣性；x為馬達(dá)角度。

Tb=(θm1+θm2-θcλ)k+(ωm1+ωm2-ωcλ)ε

(4)

式中，λ為PDU比，PDU中包含兩個馬達(dá)作為襟翼或縫翼的雙通道驅(qū)動；θm1和θm2分別為馬達(dá)1和馬達(dá)2角度；ωm1和ωm2分別為馬達(dá)1和馬達(dá)2速度；θc和ωc分別為中心角度和速度；k為馬達(dá)剛度；ε為阻尼；Tc為中心扭矩，計算公式為

Tc=Tb×λ

(5)

⑤ PDU齒輪箱轉(zhuǎn)動角度和速度計算公式為

(6)

式中，TsL為左側(cè)剛度扭矩；TsR為和右側(cè)剛度扭矩；x為中心角度；Tc為中心扭矩；μ為驅(qū)動效率。

左側(cè)傳動軸扭矩為

(7)

式中，f為剛度；ε為阻尼系數(shù)。

⑥ 馬達(dá)速度傳感器輸出計算公式為

P=Pm1×Cs+αI

(8)

式中，Pm1為馬達(dá)1位置；Cs為傳動軸的傳動比；αI為位置傳感器的初始角度。

2.3.2 翼面系統(tǒng)

翼面系統(tǒng)包括各站位扭矩限制器、旋轉(zhuǎn)作動器(GRA)、翼尖剎車和翼尖位置傳感器。建模時，考慮系統(tǒng)效率、靜態(tài)動態(tài)摩擦、慣性剛度的影響。

① 根據(jù)PDU提供的左側(cè)驅(qū)動扭矩TL、上下游效率計算驅(qū)動扭矩和剛度扭矩。驅(qū)動扭矩等于左側(cè)驅(qū)動扭矩TL，剛度扭矩F計算公式為

F=c(ωT-ωD)+k(θT-θD)

(9)

式中，c為阻尼系數(shù)；k為剛度；ωT為軸速度；ωD為下游軸速度；θT為軸角度；θD為下游角度。對L1、L2站位，L3、L4站位就是下游。

② 根據(jù)作動器載荷、動靜摩擦、黏性力矩、速度門限、慣性、GRA，計算軸角度和速度：

(10)

③ 根據(jù)軸速度和軸角度計算站位載荷。

(11)

式中，Lact為實(shí)際載荷；c為驅(qū)動因子；LFlapL1為襟翼站位L1載荷；TEnd為終端扭矩；RGRA為作動器齒輪比；GDown為GRA下游齒輪箱的齒輪比。

④ 軸角度通過GRA齒輪比和傳動比換算為GRA運(yùn)行角度，經(jīng)函數(shù)擬合為襟翼翼面角度。

3 襟翼非對稱故障注入

襟翼對稱分布在機(jī)翼左右側(cè)的后緣，多塊翼面聯(lián)合伸出或收回到同一角度，傳動線系距離較長，翼面運(yùn)動時間長，因此常發(fā)生襟翼非對稱故障，即飛機(jī)左右側(cè)機(jī)翼的襟/縫翼的翼面位置不一致，并超過門限值[6]。故障源包括：襟翼翼面間斷開或PDU內(nèi)斷開導(dǎo)致襟翼左右兩側(cè)展開不一致，以及作動器與下游部件斷開，翼面和下游部件斷開，扭力管斷開，角齒輪箱斷開等。這些會對飛機(jī)結(jié)構(gòu)載荷造成影響，嚴(yán)重時可破壞機(jī)翼翼面，造成飛機(jī)事故。

基于上述模型，設(shè)計故障輸入端口，用故障代碼表示故障類型，用故障向量表示故障所需定義參數(shù)。如圖3所示，首先模型判斷故障輸入為非對稱故障，設(shè)置PDU斷開信號，改變對應(yīng)側(cè)PDU輸出的扭矩，使兩側(cè)翼面運(yùn)動角度產(chǎn)生差異，導(dǎo)致在FSECU內(nèi)觸發(fā)非對稱故障監(jiān)控器。

圖3 非對稱故障注入流程

4 襟翼非對稱故障仿真

根據(jù)前述系統(tǒng)分析，使用Matlab/Simulink建立襟翼控制系統(tǒng)仿真模型，設(shè)置仿真頻率為480 Hz，時間120 s，采用算法ODE4。設(shè)置液壓供壓3000 psi，回壓50 psi，電源28 V直流，空速為60節(jié)，迎角為1°，高度5000 ft，輪載為0。操縱襟/縫翼手柄從0卡位伸出到4卡位。襟/縫翼手柄輸入如圖4所示，從4卡位依次收回到3卡位、2卡位、1卡位，最后到0卡位。

圖4 襟/縫翼手柄輸入

故障注入向量設(shè)定為左側(cè)襟翼非對稱，在25 s時，單側(cè)襟翼被PDU鎖住，右側(cè)襟翼繼續(xù)運(yùn)動，直至左右側(cè)襟翼角度偏差達(dá)到設(shè)定閾值以上，襟翼監(jiān)控器被觸發(fā)。傾斜監(jiān)控門限設(shè)定為3°。圖5和圖6分別為左襟翼非對稱故障仿真圖和狀態(tài)位圖。

圖5 左襟翼非對稱故障仿真

圖6 左襟翼非對稱故障狀態(tài)位

從圖5和圖6中可以看到，當(dāng)故障代碼設(shè)定為左側(cè)襟翼非對稱故障，運(yùn)行襟/縫翼控制系統(tǒng)故障仿真，從仿真結(jié)果可以看出，左側(cè)襟翼和右側(cè)襟翼位置在25 s左右開始出現(xiàn)了偏差且大于3°，觸發(fā)襟翼非對稱監(jiān)控器，并置監(jiān)控器為1。仿真結(jié)果表明：所設(shè)計的襟/縫翼控制系統(tǒng)仿真模型可滿足系統(tǒng)仿真需求，且襟翼非對稱故障注入方法簡單易行，便于后續(xù)對襟翼非對稱故障的進(jìn)一步深入研究。

5 結(jié)束語

針對民用飛機(jī)襟翼非對稱故障問題，基于襟翼控制系統(tǒng)原理，采用Matlab/Simulink建立數(shù)字仿真模型，并設(shè)計一種襟翼非對稱故障注入仿真方法。最后通過左側(cè)襟翼非對稱故障的仿真結(jié)果，表明襟翼控制系統(tǒng)模型合理有效，故障注入機(jī)制設(shè)計可行，可用于深入研究襟翼非對稱故障問題。