阮文斌

(上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)

偏航機動是由方向舵快速大幅偏轉(zhuǎn)引起的側(cè)向機動，機動過程中方向舵、垂尾上產(chǎn)生較大氣動載荷并傳遞到后機身。偏航機動是民用飛機載荷設(shè)計中非常重要的一種機動情況，是垂尾、后機身等部件的載荷嚴重情況之一。現(xiàn)行的偏航機動適航條款(包括CCAR25.351[1]、FAR25.351[2]和CS25.351[3])要求考核方向舵操縱器件(通常指腳蹬)突然移動至最大可用方向舵偏度，直到靜平衡側(cè)滑角時再操縱方向舵操縱器件突然回到中立位置的過程。整個過程駕駛員是單向蹬舵，不用考慮駕駛員來回往復(fù)蹬舵情況。

2001年11月12日美國東部時間9:16，一架A300B4-605R飛機(航班AA587)從紐約肯尼迪國際機場起飛不久后墜毀，事故調(diào)查表明[4]：為了糾正進入尾部紊流導(dǎo)致的飛機滾轉(zhuǎn)，飛行員執(zhí)行了5次近乎全行程的方向舵操縱(即4次反向輸入)，結(jié)果垂尾上產(chǎn)生了很大的氣動載荷，導(dǎo)致垂尾安定面連接接頭損壞，使垂尾從空中脫落。第五次方向舵輸入后的載荷超過了飛機極限載荷承載能力，而這個承載能力卻通過了當時適用的適航標準審查。方向舵的這種反向輸入是規(guī)章允許的(注：或者說規(guī)章中沒有條款不允許這種操作)，對于大型運輸機設(shè)計而言，一般認為這種操作是非常規(guī)的，但還有另外兩起事件中駕駛員也執(zhí)行了類似的方向舵往復(fù)操縱，以此糾正受到的擾動。

根據(jù)上述的事故調(diào)查及調(diào)研結(jié)果，航空規(guī)章制定咨詢委員會(aviation rulemaking advisory committee，ARAC)重建了飛行操縱協(xié)調(diào)工作組(flight controls harmonization working group，F(xiàn)CHWG)以協(xié)助完成方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)條款的制定，同時歐洲航空安全局(European aviation safety agency，EASA)也參與了此項任務(wù)。根據(jù)FCHWG調(diào)查結(jié)果形成了方向舵腳蹬靈敏度/方向舵偏轉(zhuǎn)問題建議報告[5]，報告中FCHWG建議采用一個新條款(25.353)和一個相應(yīng)的咨詢通告，大多數(shù)FCHWG成員認為條款的變更是需要的，但是他們在具體要求上沒有達成一致。推薦的新條款25.353是一個新的偏航機動條件(區(qū)別于現(xiàn)行25.351定義的偏航機動條件)，這個條款增加了一個設(shè)計極限載荷要求，其由一個單次往復(fù)條件或由一個兩次往復(fù)條件組成。

國內(nèi)民機偏航機動一直以25.351條款為設(shè)計依據(jù)，對于FCHWG建議的新條款25.353——方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)的研究和分析很少。本文將以新條款25.353——方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)(兩次往復(fù)條件)為基礎(chǔ)進行仿真計算分析，并與現(xiàn)行的偏航機動條款25.351仿真計算結(jié)果進行對比。

1 適航條款的要求及理解

1.1 偏航機動

偏航機動情況是CCAR-25部[1]、FAR-25部[2]和CS-25部[3]25.351條款規(guī)定的一種側(cè)向機動情況，計算的飛機響應(yīng)過程包含了以下1)～4)規(guī)定的操作：

1)當飛機以零偏航角非加速飛行時，假定方向舵操縱器件突然移動使方向舵偏轉(zhuǎn)到受下列條件限制的偏轉(zhuǎn)量：

①操縱面止動器；

②駕駛員作用力的限制值，從VMC(最小可操作速度)到VA(設(shè)計機動速度)為1 330 N，從VC/MC(設(shè)計巡航速度)到VD/MD(設(shè)計俯沖速度)為890 N，在VA與VC/MC之間按線性變化。

2)當方向舵操縱器件偏轉(zhuǎn)，以始終保持在1)中規(guī)定的限制值內(nèi)可用的最大方向舵偏轉(zhuǎn)時，假定飛機偏航到過漂側(cè)滑角。

3)當飛機偏航到靜平衡側(cè)滑角時，假定方向舵操縱器件保持，以獲得在1)中規(guī)定的限制值內(nèi)最大可用方向舵偏轉(zhuǎn)。

4)當飛機偏航到3)的靜平衡側(cè)滑角時，假定方向舵操縱器件突然回到中立位置。

偏航機動過程方向舵操縱器件操縱示意圖如圖1所示。

圖1 偏航機動方向舵操縱器件操縱示意圖

1.2 方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)

根據(jù)偏航機動條款25.351要求，偏航機動整個過程中駕駛員是單向蹬舵，沒有考慮駕駛員來回往復(fù)蹬舵情況。而實際飛行中如果沒有明確的飛行限制，駕駛員是可以來回往復(fù)蹬舵的，這就可能使垂尾上的實際載荷超過偏航機動要求的設(shè)計載荷，進而導(dǎo)致事故。因此，為保證飛機安全性，F(xiàn)CHWG建議采用一個新的條款25.353——方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)(兩次往復(fù)條件)[5]，以作為25.351條偏航機動的補充。

新條款25.353規(guī)定方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)兩次時飛機必須按照以下1)～5)條要求的方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)載荷情況進行設(shè)計。

1)當飛機以零偏航角非加速飛行時，假定方向舵操縱器件突然移動使方向舵偏轉(zhuǎn)到受下列條件限制的偏轉(zhuǎn)量。

①操縱面止動器;

②駕駛員作用力的限制值,從VMC到VA為1 330 N，從VC/MC到VD/MD為890 N，在VA與VC/MC之間按線性變化。

2)當飛機偏航到最大過漂側(cè)滑角時馬上采取方向舵腳蹬滿偏反向操作。

3)在反向偏轉(zhuǎn)后，一旦飛機偏航到反向最大過漂側(cè)滑角時馬上采取方向舵腳蹬滿偏反向操作。

4)當飛機偏航到隨后的最大過漂側(cè)滑角時馬上采取方向舵腳蹬滿偏反向操作。

5)在反向偏轉(zhuǎn)之后，一旦飛機偏航到反向過漂側(cè)滑角，駕駛艙方向舵腳蹬突然回到中立位置。

根據(jù)上述要求，方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)兩次過程中方向舵操縱器件操縱示意圖如圖2所示。

圖2 方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)兩次方向舵操縱器件操縱示意圖

此外，新條款規(guī)定方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的載荷情況應(yīng)視為極限載荷，無須采用額外的安全系數(shù)。即使如此，任何由于這些極限載荷造成的永久性損傷也不能阻礙飛機的持續(xù)安全飛行和著陸。速度范圍由零度側(cè)滑角時可能到達方向舵最大偏度的最高空速或VMC之中取大者，至VC/MC?？紤]計算工況時，只需考慮起落架和減速板(或擾流板作為減速板)處于收起狀態(tài)；若因航路情況使用了副翼(或襟副翼及其他任何作為副翼的氣動力裝置)和縫翼，還需考慮副翼和縫翼放下的構(gòu)型。

2 飛機運動方程

偏航機動是中國民用航空規(guī)章第25部(CCAR-25)條款25.351規(guī)定的重要設(shè)計情況。機動中因飛機產(chǎn)生側(cè)滑，造成飛機不對稱受載，方向舵偏轉(zhuǎn)和側(cè)滑導(dǎo)致垂尾承受很大載荷，該情況是垂尾、后機身的主要受載情況。

按規(guī)范定義考慮偏航機動時，飛機響應(yīng)可用側(cè)滑及偏航二自由度方程描述[6]。方程初值為：t=0時，β=α=0。

(1)

式中：β為側(cè)滑角；t為時間；g為重力加速度；q為速壓；S為機翼面積；W為全機質(zhì)量；V∞為無窮遠處來流速度；CCβ為全機側(cè)力系數(shù)對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)；CCTOβ為無尾飛機側(cè)力系數(shù)對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)；α為偏航角速度；Lv為垂尾對重心的尾力臂；CCδr為全機側(cè)力系數(shù)對方向舵偏度的導(dǎo)數(shù)；δr為方向舵偏度；b為機翼展長；Iz為偏航轉(zhuǎn)動慣量；Cnβ為全機偏航力矩系數(shù)對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù),也稱航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)；Cnα為全機偏航力矩系數(shù)對偏航角速度的導(dǎo)數(shù),也稱偏航阻尼導(dǎo)數(shù)；Cnδr為全機偏航力矩系數(shù)對方向舵偏度的導(dǎo)數(shù),也稱方向舵操縱效能；M為全機重心處縱向坐標；M0為氣動力力矩參考點縱向坐標。

CCAR-25部條款25.351規(guī)定了在計算垂尾載荷時可以假定偏航角速度為零，最大方向舵偏角的大小及(δr-t)操縱規(guī)律如圖1所示。偏航機動新條款——方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)規(guī)定了另外一種(δr-t)操縱規(guī)律(如圖2所示)。按照兩種不同的(δr-t)操縱規(guī)律，由方程(1)分別求出整個過程的β響應(yīng)和α響應(yīng)，從而分別獲得兩種條款下的垂尾側(cè)向總載荷Fv：

Fvβ=(CCβ-CCTOβ)βqS

(2)

Fvδr=CCδrδrqS

(3)

(4)

Fv=Fvβ+Fvδr+Fvα

(5)

式中：Fvβ為側(cè)滑角貢獻的垂尾側(cè)向載荷；Fvδr為方向舵偏度貢獻的垂尾側(cè)向載荷；Fvα為阻尼貢獻的垂尾側(cè)向載荷。

3 機動仿真計算

本文通過建立運動動力學(xué)方程，采用機動仿真的方法，以第1章適航條款規(guī)定的2種方向舵操縱規(guī)律為基礎(chǔ)對某電傳民用飛機進行機動仿真計算。

在近二三十年，主動控制技術(shù)越來越多地應(yīng)用在民用航空領(lǐng)域，尤其是大型運輸機上，主流客機如空客A320、A380，波音B777、B787都廣泛應(yīng)用了先進的主動控制技術(shù)。飛機主動控制技術(shù)和控制律的引入對于飛行載荷而言，主要是會影響飛機的操縱，進而影響飛機的機動動作和載荷情況，因此本文對考慮控制律后偏航機動與方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)進行了機動仿真計算，并對比分析了飛機的響應(yīng)及垂尾載荷。具體結(jié)果如圖3～圖5所示。

圖3 方向舵操縱器件(腳蹬)位移對比

圖4 側(cè)滑角響應(yīng)對比

圖5 垂尾側(cè)向載荷對比

從對比結(jié)果可以看出，考慮方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)后，飛機機動幅度越來越大，側(cè)滑角大幅增加，從而導(dǎo)致垂尾側(cè)向載荷大幅增加，這種大幅增加在飛機設(shè)計過程中往往是不能接受的。因此，需要進一步通過載荷一體化設(shè)計優(yōu)化控制律，對方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)引起的垂尾載荷增加做進一步限制。

4 結(jié)論

本文首先對偏航機動新條款25.353——方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)的要求進行理解并以該條款為基礎(chǔ)進行仿真計算分析，得到如下結(jié)論：

1)為保證飛機的安全，有必要考慮偏航機動新條款25.353——方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)。

2)考慮方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)后，飛機機動幅度越來越大，側(cè)滑角大幅增加，從而導(dǎo)致垂尾側(cè)向載荷大幅增加，可通過控制律優(yōu)化來降低垂尾載荷。