CN117436274A - 一种电传飞机方向舵限偏设计方法 - Google Patents

一种电传飞机方向舵限偏设计方法 Download PDF

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伍智敏
薛帅
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Abstract

本申请属于飞机操纵性稳定性专业设计领域，特别涉及一种电传飞机方向舵限偏设计方法。包括：根据发动机失效平衡能力确定第一方向舵限偏曲线；根据抗正侧风25节方向舵平衡能力确定第二方向舵限偏曲线；在单发失效时根据所述第一方向舵限偏曲线进行方向舵控制，在双发正常工作时根据所述第二方向舵限偏曲线进行方向舵控制。本申请的电传飞机方向舵限偏设计方法，飞机单发故障时使用大方向舵限偏曲线，飞机双发正常工作时使用小方向舵限偏曲线，从而在单发故障时，使用大的方向舵限偏曲线后航向操纵能力可以满足要求，而在双发正常工作时，使用小的方向舵限偏曲线，即使满蹬操作，飞机也是安全的，飞行特性也可以满足要求。

Description

一种电传飞机方向舵限偏设计方法
技术领域
本申请属于飞机操纵性稳定性专业设计领域，特别涉及一种电传飞机方向舵限偏设计方法。
背景技术
电传飞机方向舵最大偏转角度和速度相关，通常在较低速度，方向舵最大偏转角度是固定的最大偏转角度，但是随着速度继续增加，方向舵最大偏转角度会逐步降低，这就是方向舵限偏曲线。由于随着速度的增加，方向舵产生的偏航力矩增加，因此对方向舵偏度的需求在降低，如果方向舵不随速度改变，导致的飞机载荷偏大，另外也会影响飞机操纵特性。由于飞机采用电传操纵系统后，通过电传飞控系统的控制律可以实现随速度变化的方向舵限偏，因此目前电传飞机均采用了随速度变化的方向舵限偏，如图1所示的A320飞机方向舵偏角随速度的限偏曲线。
在电传涡桨飞机设计中，一般依据单发航向操纵能力确定了飞机方向舵偏角随速度的限偏曲线，虽然方向舵限偏曲线满足飞机操纵能力，但在双发正常工作时，在某些构型下，满脚蹬操作时会出现飞机航向发散，原因为飞机失稳侧滑角偏低以及航向稳定性偏低，如果要改善该问题，需要增大飞机背鳍或者提高垂尾面积，无论增加背鳍还是提高垂尾面积都会增加飞机重量，大大降低飞机综合性能。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种电传飞机方向舵限偏设计方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种电传飞机方向舵限偏设计方法，包括：
根据发动机失效平衡能力确定第一方向舵限偏曲线；
根据抗正侧风25节方向舵平衡能力确定第二方向舵限偏曲线；
在单发失效时根据所述第一方向舵限偏曲线进行方向舵控制，在双发正常工作时根据所述第二方向舵限偏曲线进行方向舵控制。
在本申请的至少一个实施例中，所述根据发动机失效平衡能力确定第一方向舵限偏曲线，包括：
计算飞机在关键发动机失效带5°有利坡度时的方向舵偏度随速度变化的第一关系曲线；
根据第一关系曲线获取第一方向舵限偏曲线，其中，
所述第一方向舵限偏曲线在低速区时为第一固定值，在高速区时随着速度增加方向舵偏度降低；
所述第一方向舵限偏曲线中包含第一关系曲线，且保留10％方向舵裕度。
在本申请的至少一个实施例中，通过求解如下方程组得到第一关系曲线：
其中，β为飞机侧滑角，δx为副翼偏度，δy为方向舵偏度，γ为滚转角，mybu为推力不对称产生的偏航力矩系数，为滚转力矩系数对侧滑角的导数，/>为偏航力矩系数对侧滑角的导数，/>为侧力系数对侧滑角的导数，/>为侧力系数对副翼偏度的导数，/>为侧力系数对方向舵偏度的导数，cy为升力系数，/>为滚转力矩系数对副翼偏度的导数，/>为滚转力矩系数对方向舵偏度的导数，/>为偏航力矩系数对副翼偏度的导数，/>为偏航力矩系数对方向舵偏度的导数。
在本申请的至少一个实施例中，所述根据抗正侧风25节方向舵平衡能力确定第二方向舵限偏曲线，包括：
计算飞机在抗正侧风25节时的方向舵偏度随速度变化的第二关系曲线；
根据第二关系曲线获取第二方向舵限偏曲线，其中，
所述第二方向舵限偏曲线在低速区时为第二固定值，在高速区时随着速度增加方向舵偏度降低；
所述第二方向舵限偏曲线中包含第二关系曲线，且保留10％方向舵裕度。
在本申请的至少一个实施例中，通过求解如下方程得到第二关系曲线：
其中，β为飞机侧滑角，δy为方向舵偏度，为偏航力矩系数对侧滑角的导数，为偏航力矩系数对方向舵偏度的导数。
在本申请的至少一个实施例中，所述第一固定值大于所述第二固定值。
在本申请的至少一个实施例中，判断单发失效的条件为：
两个发动机的螺旋桨转速之差大于120rpm；或
某一发动机转速失效。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的电传飞机方向舵限偏设计方法，飞机单发故障时使用大方向舵限偏曲线，飞机双发正常工作时使用小方向舵限偏曲线，从而在单发故障时，使用大的方向舵限偏曲线后航向操纵能力可以满足要求，而在双发正常工作时，使用小的方向舵限偏曲线，即使满蹬操作，飞机也是安全的，飞行特性也可以满足要求。
附图说明
图1是现有技术中的A320飞机方向舵偏角随速度的限偏曲线；
图2是本申请一个实施方式的电传飞机方向舵限偏设计方法流程图；
图3是本申请一个实施方式的飞机单发失效时方向舵限偏曲线；
图4是本申请一个实施方式的飞机双发正常工作时方向舵限偏曲线。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图2至图4对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种电传飞机方向舵限偏设计方法，包括以下步骤：
根据发动机失效平衡能力确定第一方向舵限偏曲线；
根据抗正侧风25节方向舵平衡能力确定第二方向舵限偏曲线；
在单发失效时根据第一方向舵限偏曲线进行方向舵控制，在双发正常工作时根据第二方向舵限偏曲线进行方向舵控制。
本申请的电传飞机方向舵限偏设计方法，飞机方向舵限偏曲线需要考虑飞机的航向机动能力，一般需要考虑抗侧风能力、发动机失效平衡能力、协调转弯等工况的操纵能力。发动机失效平衡能力是方向舵操纵能力的临界工况，在发动机失效时确定大方向舵限偏曲线；发动机正常工作时抗侧风能力是方向舵操纵能力的临界工况，在发动机正常工作时通过抗侧风力能确定小方向舵限偏曲线。
在本申请的优选实施方式中，根据发动机失效平衡能力确定第一方向舵限偏曲线，包括：
计算飞机在关键发动机失效带5°有利坡度时的方向舵偏度随速度变化的第一关系曲线；
根据第一关系曲线获取第一方向舵限偏曲线，其中，
第一方向舵限偏曲线在低速区时为第一固定值，在高速区时随着速度增加方向舵偏度降低；
第一方向舵限偏曲线中包含第一关系曲线，且保留10％方向舵裕度。
关键发动机失效带5°有利坡度是指朝发动机正常工作一侧滚转5度时平衡飞机的方向舵需求量。本实施例中，通过求解以下方程组来得到所需的第一关系曲线：
当发动机失效时，飞机出现不平衡的偏航力矩，为保持平衡，飞机的侧滑角、副翼偏度和方向舵偏度需要满足下列方程：
其中，β为飞机侧滑角，δx为副翼偏度，δy为方向舵偏度，γ为滚转角，mybu为推力不对称产生的偏航力矩系数，为滚转力矩系数对侧滑角的导数，/>为偏航力矩系数对侧滑角的导数，/>为侧力系数对侧滑角的导数，/>为侧力系数对副翼偏度的导数，/>为侧力系数对方向舵偏度的导数，cy为升力系数，/>为滚转力矩系数对副翼偏度的导数，/>为滚转力矩系数对方向舵偏度的导数，/>为偏航力矩系数对副翼偏度的导数，/>为偏航力矩系数对方向舵偏度的导数。
本实施例中，考虑到试验数据可能存在误差，第一方向舵限偏曲线在第一关系曲线的基础上增加10％方向舵偏度，确保单发时操纵性满足要求。
在本申请的优选实施方式中，根据抗正侧风25节方向舵平衡能力确定第二方向舵限偏曲线，包括：
计算飞机在抗正侧风25节时的方向舵偏度随速度变化的第二关系曲线；
根据第二关系曲线获取第二方向舵限偏曲线，其中，
第二方向舵限偏曲线在低速区时为第二固定值，在高速区时随着速度增加方向舵偏度降低；
第二方向舵限偏曲线中包含第二关系曲线，且保留10％方向舵裕度。
抗侧风时，根据抗侧风能力需求来获得飞机侧滑角，通过下述偏航力矩平衡方程可求出所需要的方向舵偏度。
其中，β为飞机侧滑角，δy为方向舵偏度，为偏航力矩系数对侧滑角的导数，为偏航力矩系数对方向舵偏度的导数。
本实施例中，考虑到试验数据可能存在误差，第二方向舵限偏曲线在第二关系曲线的基础上增加10％方向舵偏度，确保双发正常工作时操纵性满足要求。
本申请的电传飞机方向舵限偏设计方法，飞行速度范围取为0～Vd，其中Vd为俯冲速度，取为505km/h，计算飞机在关键发动机失效带5°有利坡度时的方向舵使用量随速度变化关系，根据计算结果来确定的第一方向舵限偏曲线，结果见图3；方向舵限偏曲线在低速时为第一固定值，较大速度时随着速度增加方向舵限偏值降；该方向舵限偏曲线包含了发动机故障方向舵使用量，且保留方向舵10％裕度。飞行速度范围取为0～Vd，其中Vd为俯冲速度，取为505km/h，计算飞机抗正侧风25节所需的方向舵使用量随速度变化关系，根据计算结果来确定第二方向舵限偏曲线，结果见图4。方向舵限偏曲线在低速时为第二固定值，较大速度时随着速度增加方向舵限偏值降；该方向舵限偏曲线包含了抗25节正侧风所需的方向舵使用量，且保留方向舵10％裕度。其中，第一固定值大于第二固定值。
本申请的电传飞机方向舵限偏设计方法，当飞机所有发动机均正常工作时，使用第二方向舵限偏曲线，当检测到某一发动机螺旋桨转速与另一个发动机螺旋桨转速之差大于120rpm或者某一发动机转速失效，飞控系统将原来的第二方向舵限偏曲线变更为第一方向舵限偏曲线实现方向舵控制。
本申请的电传飞机方向舵限偏设计方法，方向舵限偏为双方向舵限偏，飞机双发正常工作时使用小方向舵限偏曲线，单发故障时使用大方向舵限偏曲线。和传统的单方向舵限偏相比，双方向舵限偏可以减小对尾翼面积的约束要求，有利于减轻飞机结构重量，大大提高飞机综合性能。该方法已经在某电传涡桨飞机进行了设计应用，并进行铁鸟试验验证，验证结果表明，飞机在发动机正常和发动机故障中，飞机的飞行品质均能满足要求。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种电传飞机方向舵限偏设计方法，其特征在于，包括：
根据发动机失效平衡能力确定第一方向舵限偏曲线；
根据抗正侧风25节方向舵平衡能力确定第二方向舵限偏曲线；
在单发失效时根据所述第一方向舵限偏曲线进行方向舵控制，在双发正常工作时根据所述第二方向舵限偏曲线进行方向舵控制。
2.根据权利要求1所述的电传飞机方向舵限偏设计方法，其特征在于，所述根据发动机失效平衡能力确定第一方向舵限偏曲线，包括：
计算飞机在关键发动机失效带5°有利坡度时的方向舵偏度随速度变化的第一关系曲线；
根据第一关系曲线获取第一方向舵限偏曲线，其中，
所述第一方向舵限偏曲线在低速区时为第一固定值，在高速区时随着速度增加方向舵偏度降低；
所述第一方向舵限偏曲线中包含第一关系曲线，且保留10％方向舵裕度。
3.根据权利要求2所述的电传飞机方向舵限偏设计方法，其特征在于，通过求解如下方程组得到第一关系曲线：
其中，β为飞机侧滑角，δx为副翼偏度，δy为方向舵偏度，γ为滚转角，mybu为推力不对称产生的偏航力矩系数，为滚转力矩系数对侧滑角的导数，/>为偏航力矩系数对侧滑角的导数，/>为侧力系数对侧滑角的导数，/>为侧力系数对副翼偏度的导数，/>为侧力系数对方向舵偏度的导数，cy为升力系数，/>为滚转力矩系数对副翼偏度的导数，/>为滚转力矩系数对方向舵偏度的导数，/>为偏航力矩系数对副翼偏度的导数，/>为偏航力矩系数对方向舵偏度的导数。
4.根据权利要求3所述的电传飞机方向舵限偏设计方法，其特征在于，所述根据抗正侧风25节方向舵平衡能力确定第二方向舵限偏曲线，包括：
计算飞机在抗正侧风25节时的方向舵偏度随速度变化的第二关系曲线；
根据第二关系曲线获取第二方向舵限偏曲线，其中，
所述第二方向舵限偏曲线在低速区时为第二固定值，在高速区时随着速度增加方向舵偏度降低；
所述第二方向舵限偏曲线中包含第二关系曲线，且保留10％方向舵裕度。
5.根据权利要求4所述的电传飞机方向舵限偏设计方法，其特征在于，通过求解如下方程得到第二关系曲线：
其中，β为飞机侧滑角，δy为方向舵偏度，为偏航力矩系数对侧滑角的导数，/>为偏航力矩系数对方向舵偏度的导数。
6.根据权利要求5所述的电传飞机方向舵限偏设计方法，其特征在于，所述第一固定值大于所述第二固定值。
7.根据权利要求1所述的电传飞机方向舵限偏设计方法，其特征在于，判断单发失效的条件为：
两个发动机的螺旋桨转速之差大于120rpm；或
某一发动机转速失效。
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