陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)的設(shè)計(jì)

陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)的設(shè)計(jì)

0陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)飛機(jī)不可避免地會(huì)受到趨勢(shì)干擾。在陣風(fēng)作用下,飛行器機(jī)翼載荷、迎角等將產(chǎn)生相應(yīng)的波動(dòng)Fleeter等在飛行器故障方面,Napolitano等現(xiàn)有對(duì)陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)的研究大多關(guān)注控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì),而對(duì)陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)故障的研究較少。本文針對(duì)陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)故障問(wèn)題,建立了陣風(fēng)條件下的飛行器動(dòng)力學(xué)模型,研究了陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)的副翼偏轉(zhuǎn)飽和、舵機(jī)卡死、副翼偏轉(zhuǎn)延時(shí)3種典型的故障模式,并建立了力學(xué)模型,得到陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)在故障模式下的機(jī)翼陣風(fēng)響應(yīng)結(jié)果,可為飛行器飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供參考。1彈性飛機(jī)過(guò)載減速系統(tǒng)的故障模型1.1彈性物體狀態(tài)的空間公式陣風(fēng)和副翼共同作用下的飛機(jī)氣動(dòng)伺服彈性系統(tǒng)狀態(tài)空間方程可以簡(jiǎn)記為1.2副翼系統(tǒng)的狀態(tài)空間公式副翼系統(tǒng)是由副翼和舵機(jī)組成的執(zhí)行單元,其傳遞函數(shù)表示為:式中:δ可以寫(xiě)為:式中:1.3故障模式介紹副翼和舵機(jī)作為陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)的執(zhí)行系統(tǒng),在運(yùn)行時(shí)可能發(fā)生多種故障。表1列出了3種典型故障模式。設(shè)δ設(shè)將式(5)代入式(3)得到故障模式下副翼系統(tǒng)的狀態(tài)空間方程為:同理將式(5)代入式(1),得到故障模式下飛機(jī)氣動(dòng)伺服彈性系統(tǒng)狀態(tài)空間方程為:式中:A1.4分散矩陣模型離散陣風(fēng)通常采用“1-cos”陣風(fēng)模型,其表達(dá)式為:式中:W2計(jì)算和錯(cuò)誤分析2.1bah機(jī)翼模型計(jì)算算例模型選擇MSC.NASTRAN氣彈手冊(cè)中的陣風(fēng)響應(yīng)計(jì)算模型BAH機(jī)翼,其半展長(zhǎng)12.7m,展弦比2.22m,根梢比0.44。模型計(jì)算狀態(tài)為:來(lái)流馬赫數(shù)Ma=0.6;氣流密度為0.612kg/m2.2風(fēng)負(fù)荷緩解系統(tǒng)的典型故障分析2.2.1基于故障模式的陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)仿真在陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)中添加幅值限制器來(lái)模擬副翼偏轉(zhuǎn)飽和故障。圖4為副翼偏轉(zhuǎn)飽和故障模式下陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)控制框圖。正常模式下,副翼最大偏角為0.36°,副翼偏轉(zhuǎn)極限分別設(shè)置為:±0.30°,±0.22°,±0.20°,±0.10°。采用η評(píng)估故障模式對(duì)陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)的影響,下式給出了η的表達(dá)式:式中:A圖5分別給出了副翼偏轉(zhuǎn)飽和故障模式下副翼偏角、不同偏轉(zhuǎn)極限故障模式下翼尖過(guò)載的響應(yīng)曲線以及η隨副翼偏轉(zhuǎn)極限角度的變化曲線。由圖5可知,相較正常模式,故障模式所對(duì)應(yīng)的曲線在0.13s附近的峰值處有一定的振蕩,這是由于舵機(jī)突然停止擺動(dòng)產(chǎn)生不穩(wěn)定氣動(dòng)力對(duì)機(jī)翼作用引起的,這種振蕩幅值隨著副翼停止擺動(dòng)時(shí)所對(duì)應(yīng)幅值(副翼偏轉(zhuǎn)極限)的增大而增大,導(dǎo)致在0.1°~0.2°區(qū)間,翼尖最大過(guò)載隨著幅值的增大而增大。在0.2°~0.3°區(qū)間,副翼停止擺動(dòng)時(shí)所對(duì)應(yīng)的幅值雖然較大,但在機(jī)翼彈性力和舵機(jī)偏轉(zhuǎn)所引起的氣動(dòng)力的共同作用下,抑制了振蕩幅值的增加,所以在此區(qū)間隨著副翼停止擺動(dòng)時(shí)所對(duì)應(yīng)幅值的增加過(guò)載減小。偏轉(zhuǎn)極限角δ2.2.2正常模式與模式下副翼偏轉(zhuǎn)極限角度變化分析圖6為舵機(jī)卡死故障模式下陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)控制框圖。在陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)中添加定時(shí)觸發(fā)的“選擇開(kāi)關(guān)”和“常值”模塊來(lái)模擬舵機(jī)卡死故障,設(shè)置舵機(jī)卡死時(shí)刻分別為0.0322s,0.0450s,0.0822s和0.1352s,得出圖7(a)所示正常模式與舵機(jī)卡死故障模式下副翼偏角隨時(shí)間變化曲線。圖7(b)為正常模式與舵機(jī)不同時(shí)刻卡死故障模式下翼尖過(guò)載變化曲線。圖7(c)給出了η隨副翼偏轉(zhuǎn)極限角度變化曲線。其中t=0s所對(duì)應(yīng)的η值表示開(kāi)環(huán)條件下翼尖最大過(guò)載比正常模式下翼尖過(guò)載大11.1%。曲線所對(duì)應(yīng)的η均大于0,即不同偏轉(zhuǎn)極限下的副翼偏轉(zhuǎn)飽和故障不利于陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)對(duì)翼尖最大負(fù)載的減緩,t=0.045s,0.055s和0.065s所對(duì)應(yīng)的η值均大于11.1%。這就說(shuō)明在這些故障模式下,陣風(fēng)載荷系統(tǒng)不僅不能對(duì)翼尖最大載荷進(jìn)行減緩,還會(huì)帶來(lái)額外的載荷。由此可知,翼尖最大過(guò)載還受副翼卡死時(shí)刻所對(duì)應(yīng)的幅值、方向、機(jī)翼彈性力和氣動(dòng)力的影響。2.2.3不同偏轉(zhuǎn)極限故障模式下副翼偏角與研發(fā)模式的比較圖8為副翼偏轉(zhuǎn)延時(shí)故障模式下陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)控制框圖。在系統(tǒng)中添加“延時(shí)器”模塊來(lái)模擬副翼延時(shí)偏轉(zhuǎn)故障,設(shè)置副翼偏轉(zhuǎn)延時(shí)時(shí)間分別為0.02s,0.04s,0.06s,0.08s和0.10s(翼尖過(guò)載曲線變化周期約為0.10s)。得出圖9(a)所示正常模式與副翼不同偏轉(zhuǎn)延時(shí)故障模式下副翼偏角隨時(shí)間變化曲線。圖9(b)為正常模式與副翼不同偏轉(zhuǎn)故障模式下翼尖過(guò)載隨時(shí)間變化曲線。圖9(c)為η隨副翼偏轉(zhuǎn)延時(shí)變化曲線。在圖9(c)中,η均大于0,即不同偏轉(zhuǎn)極限下的副翼偏轉(zhuǎn)延時(shí)故障不利于陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)對(duì)翼尖最大負(fù)載的減緩。t=0.04s,0.06s和0.08s所對(duì)應(yīng)的η值均大于11.1%,這就說(shuō)明在這些故障模式下,陣風(fēng)載荷系統(tǒng)不僅不能對(duì)翼尖最大載荷進(jìn)行減緩,還會(huì)帶來(lái)額外的載荷。翼尖最大過(guò)載受翼尖過(guò)載與副翼偏轉(zhuǎn)相位差影響比較大,如在t=0.04s和0.06s較接近翼尖過(guò)載變化半周期,使得翼尖過(guò)載會(huì)較大。3故障模式下的陣風(fēng)響應(yīng)本文通過(guò)對(duì)故障模式下彈性飛機(jī)陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)的分析,得到如下結(jié)論:(1)建立了故障模式下的彈性飛機(jī)陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)的力學(xué)模型。研究了陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)的副翼偏轉(zhuǎn)飽和、舵機(jī)卡死、副翼偏轉(zhuǎn)延時(shí)3種典型的故障模式,并建立了力學(xué)模型,實(shí)現(xiàn)對(duì)故障模式的仿真,得到陣風(fēng)減緩系統(tǒng)在故障模式下的機(jī)翼陣風(fēng)響應(yīng)結(jié)果。(2)3種故障均不利于陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)對(duì)翼尖過(guò)載的減緩,在一些特定情況下,故障模式下的陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)不僅不能對(duì)翼尖過(guò)載減緩,還會(huì)帶來(lái)由副翼偏轉(zhuǎn)不當(dāng)引起的額外負(fù)載。(3)副翼偏轉(zhuǎn)飽和故障模式翼尖最大過(guò)載受舵機(jī)突然停止擺動(dòng)產(chǎn)生不穩(wěn)定氣