楊宇龍

（楊凌職業(yè)技術(shù)學(xué)院，陜西 咸陽(yáng)712100）

0 引言

近年來(lái)，隨著控制技術(shù)、作動(dòng)技術(shù)的發(fā)展，飛機(jī)高升力系統(tǒng)得到飛速發(fā)展。我國(guó)飛機(jī)發(fā)展較晚，自主研發(fā)的機(jī)型稀少，而高升力系統(tǒng)少之又少。民機(jī)作為我國(guó)“大飛機(jī)”的代表之一，直接影響科技實(shí)力和綜合國(guó)力。新研民機(jī)的高升力系統(tǒng)多采“集中式驅(qū)動(dòng)”，與國(guó)外發(fā)展水平存在較大差距。為實(shí)現(xiàn)航空裝備的自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)，國(guó)內(nèi)才開(kāi)始重視高升力系統(tǒng)國(guó)產(chǎn)化，將其作為“大飛機(jī)”的一個(gè)關(guān)鍵領(lǐng)域進(jìn)行發(fā)展[1]。

1 高升力系統(tǒng)概述

高升力系統(tǒng)是飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)的關(guān)鍵分系統(tǒng)，用于提高飛機(jī)升力的增升裝置。增升裝置是現(xiàn)代大型運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)提高起飛重量，縮短起降滑跑距離，增強(qiáng)機(jī)場(chǎng)適應(yīng)性的關(guān)鍵，是提高飛機(jī)國(guó)際竟?fàn)幜Φ淖钣行侄沃籟2]。

高升力系統(tǒng)控制并驅(qū)動(dòng)襟/縫翼運(yùn)動(dòng)到不同飛行階段的構(gòu)型位置，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)低速起降和高速巡航。通過(guò)襟/縫翼的下放，增大了機(jī)翼面積和彎度，進(jìn)一步提高飛機(jī)升力系數(shù)，增大飛機(jī)仰角，以保證飛機(jī)合理的滑跑距離，機(jī)輪所能耐受的滑跑速度以及安全的起飛速度，同時(shí)改善飛機(jī)爬升率、進(jìn)場(chǎng)速率及進(jìn)場(chǎng)飛行姿態(tài)。

高升力系統(tǒng)包括襟翼或縫翼系統(tǒng)，每個(gè)系統(tǒng)按照功能劃分為控制與監(jiān)控、驅(qū)動(dòng)與傳動(dòng)、作動(dòng)與制動(dòng)、工作與操縱、故障檢測(cè)與保護(hù)等五大子系統(tǒng)，各子系統(tǒng)由機(jī)、電、液及控制部件等組。

2 系統(tǒng)架構(gòu)的權(quán)衡

現(xiàn)代大型飛機(jī)上普遍采用成熟的集中共軸驅(qū)動(dòng)，也有分布式獨(dú)立驅(qū)動(dòng)與兩邊獨(dú)立共軸驅(qū)動(dòng)的方案。本文主要針對(duì)典型的集中式和分布式驅(qū)動(dòng)構(gòu)型進(jìn)行權(quán)衡分析。

2.1 集中式共軸驅(qū)動(dòng)

集中式由一個(gè)中央的動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置（PDU）輸出轉(zhuǎn)矩和轉(zhuǎn)速，分別向兩側(cè)傳動(dòng)線(xiàn)系同步傳遞動(dòng)力，再經(jīng)齒輪旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器(GRA)或滾珠絲杠作動(dòng)器(BSA)或“變角齒輪箱+齒輪齒條”作動(dòng)，從而驅(qū)動(dòng)襟/縫翼按設(shè)定軌跡運(yùn)動(dòng)。代表機(jī)型有空客飛機(jī)所有襟翼和前緣增升裝置，波音飛機(jī)自B707之后的襟翼、自B747之后的前緣增升裝置等。

以空客最新A380為例，襟翼共軸驅(qū)動(dòng)保證各翼面運(yùn)動(dòng)的同步性，單側(cè)6個(gè)獨(dú)立GRA通過(guò)線(xiàn)系與中央的動(dòng)力控制單元（PCU）連接。PCU通過(guò)兩個(gè)獨(dú)立液壓馬達(dá)進(jìn)行驅(qū)動(dòng)，每個(gè)提供兩條不同的液壓回路（H1、H2）。如果線(xiàn)系發(fā)生故障，翼尖剎車(chē)（WTB）掉電制動(dòng)線(xiàn)系，將兩側(cè)襟翼鎖定在當(dāng)前位置。對(duì)稱(chēng)位置檢測(cè)單元（APPU）檢測(cè)襟翼線(xiàn)系末端的實(shí)際位置，以便于SFCC的監(jiān)控和控制。系統(tǒng)力矩限制器（TL）分別集成在PCU線(xiàn)系位置，每個(gè)GRA集成一個(gè)TL。在GRAs和線(xiàn)系發(fā)生故障時(shí)，SFCC的控制和監(jiān)控單元可以接收來(lái)自TL的信號(hào)，SFCC是雙冗余雙通道的控制和監(jiān)測(cè)系統(tǒng)[5]。

A380集中式的主要特點(diǎn)為：

（1）扭力桿傳動(dòng)，適應(yīng)機(jī)翼變形的能力有限；

（2）傳動(dòng)線(xiàn)系有大量的扭力管和變角/變矩齒輪箱，傳動(dòng)效率低；

（3）一個(gè)PCU驅(qū)動(dòng)共軸的傳動(dòng)線(xiàn)系，保證了翼面運(yùn)動(dòng)的同步性，但導(dǎo)致線(xiàn)系中任何一點(diǎn)故障，均會(huì)引起翼面無(wú)法正常運(yùn)動(dòng)；（4）傳動(dòng)線(xiàn)系卡阻或斷裂時(shí)，翼面將制動(dòng)在當(dāng)前位置，完全不能進(jìn)行收放。

2.2 分布式獨(dú)立驅(qū)動(dòng)

分布式的PDU對(duì)各翼面實(shí)現(xiàn)單獨(dú)驅(qū)動(dòng)，每塊襟/縫翼都布置相應(yīng)的作動(dòng)器（BSA或GRA），通過(guò)較長(zhǎng)線(xiàn)系將動(dòng)力傳遞給作動(dòng)器來(lái)實(shí)現(xiàn)收放。每塊翼面一般由兩臺(tái)液壓動(dòng)作筒驅(qū)動(dòng)，由共同的液壓管道供壓，通過(guò)流量的一致性來(lái)實(shí)現(xiàn)翼面運(yùn)動(dòng)的同步性，但效果不是很好。

以圖1所示的波音最新B787為例，通過(guò)功率電傳實(shí)現(xiàn)了獨(dú)立驅(qū)動(dòng)，通過(guò)襟翼的內(nèi)外差動(dòng)實(shí)現(xiàn)巡航變彎度。在正常、降級(jí)模態(tài)下，手柄發(fā)指令給作動(dòng)器控制單元（ACE）（應(yīng)急模態(tài)下，由應(yīng)急襟翼控制板下發(fā)給ACE）。ACE將指令發(fā)給液壓馬達(dá)控制單元或電動(dòng)馬達(dá)控制單元，從而控制PDU的馬達(dá)工作，再經(jīng)差速齒輪箱、線(xiàn)系傳遞到BSA上，驅(qū)動(dòng)翼面沿預(yù)定軌跡運(yùn)動(dòng)。線(xiàn)系中的傾斜傳感器、位置傳感器將信息反饋給ACEs，直到主飛行模塊。襟翼變彎度通過(guò)變彎度調(diào)整裝置（VCTU）實(shí)現(xiàn)，襟翼系統(tǒng)有2臺(tái)VCTU安裝在每側(cè)的內(nèi)外襟翼之間。在起降期間，VCTU將內(nèi)外襟翼連接，其作用相當(dāng)于齒輪箱，內(nèi)外襟翼在PDU的作用下同步偏轉(zhuǎn)；在巡航期間，VCTU將內(nèi)外襟翼斷開(kāi)，并將外襟翼制動(dòng)在收上位置不動(dòng)，兩側(cè)的內(nèi)襟翼在PDU的作用下同步偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)襟翼變彎度。

相對(duì)于集中式，B787分布式的主要特點(diǎn)：

（1）采用多翼面獨(dú)立驅(qū)動(dòng)，生存力強(qiáng)，即喪失一片翼面，對(duì)飛機(jī)不會(huì)產(chǎn)生災(zāi)難性事故；

（2）采用總線(xiàn)式信息交互式控制，省去了大量傳動(dòng)部件，提高機(jī)械傳動(dòng)效率；

（3）系統(tǒng)故障時(shí)，可有效收放一定的操縱面，減小“襟翼不能收放”的故障概率；

（4）帶來(lái)一些新功能，如通過(guò)差動(dòng)控制襟翼實(shí)現(xiàn)機(jī)翼變彎度、加速渦流衰減、橫滾配平和橫滾控制等。

圖1 B787分布式獨(dú)立驅(qū)動(dòng)

3 未來(lái)的發(fā)展趨勢(shì)

現(xiàn)代大型飛機(jī)的高升力系統(tǒng)在作動(dòng)能量傳輸方式上采用集中驅(qū)動(dòng)，在控制信息處理模式上采用容錯(cuò)式雙余度數(shù)字電傳控制。

3.1 控制信息處理的發(fā)展

現(xiàn)代飛機(jī)普遍采用數(shù)字電傳操縱，實(shí)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(jī)械操縱、簡(jiǎn)單電傳相比，采用數(shù)字電傳操縱可實(shí)現(xiàn)襟/縫翼的綜合管理，增強(qiáng)邊界保護(hù)功能，提高系統(tǒng)的安全性和維護(hù)性。

3.2 作動(dòng)能量傳輸技術(shù)的兩個(gè)發(fā)展方向

一是液壓動(dòng)力驅(qū)動(dòng)的發(fā)展方向是采用了變排量控制技術(shù)，大大減少了對(duì)液壓系統(tǒng)的流量需求。兩電“主—主”式驅(qū)動(dòng)方式更適應(yīng)多電飛機(jī)的發(fā)展，是多點(diǎn)飛機(jī)高升力系驅(qū)動(dòng)構(gòu)型發(fā)展方向，目前雙電主主式驅(qū)動(dòng)構(gòu)型已成為支線(xiàn)客機(jī)的主流選擇。

二是翼面作動(dòng)的發(fā)展方向是自適應(yīng)機(jī)翼，根據(jù)飛行狀態(tài)自適應(yīng)地改變機(jī)翼形狀，獲得最佳飛行性能。分布式更利于實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)，如功率自適應(yīng)、高壓作動(dòng)、復(fù)合材料等技術(shù)，使其具備內(nèi)外翼面差動(dòng)功能（實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的巡航變彎度），相信未來(lái)飛機(jī)會(huì)普遍應(yīng)用。

4 結(jié)論

調(diào)研波音和空客系列飛機(jī)高升力系統(tǒng)所采用的先進(jìn)技術(shù)，重點(diǎn)跟蹤A380和B787兩型寬體客機(jī)，對(duì)比國(guó)外高升力系統(tǒng)架構(gòu)集中式、分布式的優(yōu)缺點(diǎn)，從而進(jìn)一步評(píng)估設(shè)計(jì)者所需的架構(gòu)配置，并指出未來(lái)的發(fā)展趨勢(shì)，最終為國(guó)內(nèi)民機(jī)高升力系統(tǒng)架構(gòu)的選擇、評(píng)估和優(yōu)化提供一定的技術(shù)支持。