機(jī)翼陣風(fēng)減緩系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與審定

機(jī)翼陣風(fēng)減緩系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與審定

0陣風(fēng)減緩系統(tǒng)失效仿真飛機(jī)通常在飛行過(guò)程中受到輕微的壓力，例如散風(fēng)和連續(xù)流量。大型運(yùn)輸類飛機(jī)普遍采用陣風(fēng)減緩技術(shù)來(lái)降低陣風(fēng)帶來(lái)的不利影響。以前,由于飛機(jī)剛性較大,陣風(fēng)減緩系統(tǒng)(GAS)的經(jīng)典設(shè)計(jì)方法是采用小擾動(dòng)法。然而隨著飛機(jī)的彈性增大,飛機(jī)的結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)和系統(tǒng)之間的相互作用增加,在設(shè)計(jì)陣風(fēng)減緩系統(tǒng)時(shí)必須考慮飛機(jī)的氣動(dòng)伺服彈性(ASE)問(wèn)題雖然已經(jīng)有大量學(xué)者對(duì)陣風(fēng)減緩系統(tǒng)進(jìn)行了深入研究并給出了各種設(shè)計(jì)方案,但是在實(shí)際型號(hào)應(yīng)用中,依然會(huì)存在一些問(wèn)題。其中一個(gè)問(wèn)題是氣動(dòng)伺服彈性系統(tǒng)的不確定性問(wèn)題考慮到飛機(jī)的安全性,在應(yīng)用陣風(fēng)減緩技術(shù)時(shí),必須保證這項(xiàng)技術(shù)不會(huì)帶來(lái)新的風(fēng)險(xiǎn),因此陣風(fēng)減緩系統(tǒng)在設(shè)計(jì)時(shí)就必須滿足嚴(yán)格的要求,絕大多數(shù)要求由適航局提出(如FAA,EASA,CAAC等)。CCAR25.672規(guī)定,雖然可以通過(guò)多種手段保證陣風(fēng)減緩系統(tǒng)產(chǎn)生失效的概率處于一個(gè)非常低的水平,依然需要考慮系統(tǒng)發(fā)生失效時(shí)和發(fā)生失效后對(duì)飛機(jī)飛行安全的影響。一般情況下,可以通過(guò)試驗(yàn)的方法考慮系統(tǒng)失效的影響,但是此類試驗(yàn)具有難度大、危險(xiǎn)性高的特點(diǎn)。國(guó)內(nèi)外有許多學(xué)者對(duì)飛控系統(tǒng)失效影響的仿真方法進(jìn)行過(guò)深入研究,提出了對(duì)風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行預(yù)測(cè)的方法,并開(kāi)發(fā)了分析工具傳統(tǒng)飛控系統(tǒng)的失效仿真通常在給定的失效模式下進(jìn)行,在建立失效模型時(shí)較難找到最嚴(yán)重失效狀態(tài)或難以覆蓋全部失效狀態(tài),而實(shí)際的失效情況存在大量隨機(jī)性因素。例如傳感器失效時(shí),傳感器輸出信號(hào)具有隨機(jī)性,在分析陣風(fēng)減緩系統(tǒng)失效問(wèn)題時(shí),必須考慮這種不確定性,而這種不確定性問(wèn)題可以通過(guò)MonteCarlo方法解決。本文建立了典型通用運(yùn)輸機(jī)(GTA)陣風(fēng)減緩系統(tǒng)模型,通過(guò)MonteCarlo方法仿真研究了陣風(fēng)傳感器失效不確定性對(duì)陣風(fēng)減緩系統(tǒng)的影響。這種基于失效概率的仿真方法可以用于其他包含失效不確定性的失效模式影響分析。1型、傳感器模型、作動(dòng)器模型和濾波器模型完整的陣風(fēng)減緩系統(tǒng)模型包括氣動(dòng)彈性模型、傳感器模型、作動(dòng)器模型、控制器模型和所需要的濾波器。氣動(dòng)彈性模型包括彈性飛機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力、非定常氣動(dòng)力和陣風(fēng)響應(yīng)。1.1彈性飛機(jī)模型在模態(tài)坐標(biāo)系下的時(shí)域飛機(jī)開(kāi)環(huán)氣動(dòng)彈性方程為式中:M對(duì)非定常氣動(dòng)力采用最小狀態(tài)法(MS)進(jìn)行有理近似,拉氏域近似公式為式中:A從而得到陣風(fēng)和控制面激勵(lì)下的彈性飛機(jī)時(shí)域狀態(tài)空間方程:其中:式中:x輸出方程為:作動(dòng)器模型一般采用三階環(huán)節(jié),傳遞函數(shù)可表示為式中:δ為控制面偏轉(zhuǎn)角;u作動(dòng)器的傳遞函數(shù)可以表示為狀態(tài)空間方程:1.2湍流導(dǎo)致激發(fā)輕阻尼模態(tài)經(jīng)過(guò)幾十年的發(fā)展,適航規(guī)章規(guī)定的陣風(fēng)模型從最初的銳邊陣風(fēng)模型發(fā)展到如今的1-cosine離散陣風(fēng)和馮·卡門譜連續(xù)湍流兩種陣風(fēng)模型。離散陣風(fēng)模型是用來(lái)代表單一離散最大湍流情況。連續(xù)湍流模型代表持續(xù)遭遇湍流導(dǎo)致激發(fā)輕阻尼模態(tài)。根據(jù)CCAR25.341及附錄G的規(guī)定,當(dāng)考慮陣風(fēng)載荷時(shí),要分別考慮離散陣風(fēng)和連續(xù)湍流,其中離散陣風(fēng)的形狀為1-cosine(即versine函數(shù)),數(shù)學(xué)模型為:式中:d為進(jìn)入陣風(fēng)區(qū)的距離;U連續(xù)湍流的陣風(fēng)強(qiáng)度服從高斯隨機(jī)分布且譜密度是湍流尺度為2500ft(762m)的馮·卡門功率譜密度,功率譜密度為:式中:Ω為折算頻率;L為紊流度。對(duì)于連續(xù)湍流可以采用頻域建模方法,狀態(tài)空間方程可以寫為:綜合以上狀態(tài)空間表達(dá)式,包含連續(xù)湍流和作動(dòng)器的氣動(dòng)彈性狀態(tài)空間可以表示為:對(duì)于離散陣風(fēng),可以通過(guò)混合建模方法進(jìn)行計(jì)算,詳細(xì)推導(dǎo)過(guò)程參見(jiàn)文獻(xiàn)[12]。1.3管理系統(tǒng)的設(shè)計(jì)給出飛機(jī)氣動(dòng)彈性狀態(tài)空間后,可以在Simulink中進(jìn)行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì),彈性飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制框圖如圖1所示。2陣風(fēng)減緩系統(tǒng)失效機(jī)理陣風(fēng)減緩主動(dòng)控制技術(shù)是在電傳飛控系統(tǒng)基礎(chǔ)上發(fā)展而來(lái),其原理為傳感器測(cè)量飛機(jī)狀態(tài)并將信號(hào)傳遞給控制器,由控制器解算出控制指令并傳遞給作動(dòng)器,最終改變飛機(jī)狀態(tài)。通常,陣風(fēng)減緩系統(tǒng)的失效包括傳感器失效、控制器失效以及作動(dòng)器失效。當(dāng)傳感器發(fā)生失效時(shí),產(chǎn)生錯(cuò)誤信號(hào),使得控制器解算出的指令信號(hào)并非系統(tǒng)正常工作時(shí)的指令信號(hào),導(dǎo)致作動(dòng)器發(fā)生非預(yù)期指令的作動(dòng),使得飛機(jī)沒(méi)有按照控制意圖進(jìn)行動(dòng)作,進(jìn)而可能導(dǎo)致進(jìn)一步失控。常見(jiàn)的傳感器有卡死、恒增益、恒偏差3種失效模式式中:α為常數(shù)。傳感器恒增益變化的失效模型為:式中:β為恒增益變化的比例系數(shù)。傳感器恒偏差失效的失效模式為:式中:Δ為恒增益變化的比例系數(shù)。3計(jì)算與分析3.1算例結(jié)果與分析通用運(yùn)輸機(jī)模型(GTA)采用副翼對(duì)稱偏轉(zhuǎn)來(lái)減緩由垂直陣風(fēng)引起的翼尖處加速度,從而可以減緩翼根載荷,舵面最大偏角為20°。作動(dòng)器的傳遞函數(shù)為:控制系統(tǒng)為負(fù)反饋控制,系統(tǒng)包含低通濾波器和陷波濾波器以去除低阻尼機(jī)身彎曲模態(tài)(32Hz)的影響,傳遞函數(shù)為:本文算例選擇的失效類型為傳感器卡死。飛機(jī)上安裝的過(guò)載傳感器一般具有輸出信號(hào)限制,當(dāng)信號(hào)大于限制值時(shí),輸出信號(hào)保持在最大限制處。傳感器卡死失效的不確定性體現(xiàn)在傳感器出現(xiàn)失效后,輸出的信號(hào)是一個(gè)隨機(jī)值,隨機(jī)分布在特性的限制范圍內(nèi),一般情況下隨機(jī)數(shù)的分布規(guī)律為幾何分布,其數(shù)學(xué)表達(dá)式為式中:x3.2不確定性問(wèn)題仿真由于陣風(fēng)剖面具有不確定性,通常的做法是進(jìn)行一系列隨機(jī)陣風(fēng)強(qiáng)度和梯度的陣風(fēng)剖面計(jì)算,即對(duì)陣風(fēng)參數(shù)進(jìn)行調(diào)諧假設(shè)這些參數(shù)服從均勻分布,同時(shí)考慮到傳感器卡死時(shí)輸出值也是隨機(jī)變量,因此采用蒙特卡洛仿真方法求解不確定性問(wèn)題。首先在GAS正常工作時(shí),進(jìn)行20000次仿真,計(jì)算調(diào)諧陣風(fēng)翼尖加速度最值(最大值/最小值)分布,作為標(biāo)準(zhǔn)臨界載荷條件。然后進(jìn)行GAS故障仿真,每次仿真時(shí)傳感器輸出值為某一常數(shù),傳感器輸出范圍為-600~600m/s從圖3中可以看出,當(dāng)傳感器卡死失效后,翼尖加速度最值概率分布發(fā)生了明顯變化,翼尖加速度最值有了顯著的增加,翼尖加速度最值概率分布整體向正向移動(dòng),這會(huì)使得翼根處臨界載荷發(fā)生變化。陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)發(fā)生失效后會(huì)影響結(jié)構(gòu)性能,在飛機(jī)設(shè)計(jì)和審定過(guò)程中,必須考慮系統(tǒng)失效后產(chǎn)生的影響。3.3連續(xù)湍流仿真飛機(jī)遭遇連續(xù)湍流后會(huì)產(chǎn)生隨機(jī)響應(yīng),因此對(duì)于響應(yīng)的評(píng)估應(yīng)從統(tǒng)計(jì)學(xué)角度考慮。通常假設(shè)連續(xù)湍流是高斯平穩(wěn)隨機(jī)過(guò)程,通過(guò)均方根(RMS)和功率譜密度(PSD)函數(shù)定義,馮·卡門PSD公式如式(8)所示。與離散陣風(fēng)參數(shù)不確定性類似的是,在連續(xù)湍流問(wèn)題中,由于湍流隨機(jī)序列對(duì)計(jì)算結(jié)果影響極大,因此在單次仿真過(guò)程中應(yīng)考慮不同的湍流隨機(jī)序列,以期找到最嚴(yán)重載荷情況。為了便于通過(guò)仿真來(lái)計(jì)算結(jié)構(gòu)對(duì)連續(xù)湍流的響應(yīng),將連續(xù)湍流響應(yīng)過(guò)程轉(zhuǎn)化為白噪聲激勵(lì)的狀態(tài)空間模型,該步驟可以通過(guò)定義湍流濾波器實(shí)現(xiàn)。但是,馮·卡門PSD公式是變量Ω的無(wú)理函數(shù),無(wú)法寫出傳遞函數(shù),需要進(jìn)行有理化。Hoblit在文獻(xiàn)[1]中給出了一個(gè)四階有理近似方程。與離散陣風(fēng)分析方法相同,同樣采用蒙特卡洛方法對(duì)系統(tǒng)正常工作和故障時(shí)分別進(jìn)行20000次仿真,每次仿真時(shí)計(jì)算翼尖加速度PSD的均方根值,故障模型與離散陣風(fēng)算例相同。系統(tǒng)正常和故障時(shí)最大/最小翼尖加速度PSD均方根直方圖如圖4所示。從仿真結(jié)果可以看出,系統(tǒng)發(fā)生傳感器卡死失效后,翼尖加速度PSD的均方根概率分布明顯整體偏大,這會(huì)使得翼尖處加速度到達(dá)限制值的概率顯著增大。4傳感器卡死失效對(duì)翼尖加速度的影響本研究針對(duì)失效不確定性問(wèn)題,提出了基于概率的失效影響仿真分析方法。以陣風(fēng)減緩傳感器卡死失效不確定性問(wèn)題為例,通過(guò)蒙特卡洛方法對(duì)陣風(fēng)減緩系統(tǒng)傳感器卡死失效進(jìn)行了數(shù)值仿真;考慮了陣風(fēng)輸入的不確定性和傳感器失效的不