CN117473650A - 一种抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞机飞行力学设计领域，特别涉及一种抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法。包括：获取发动机正常工作模式以及单发失效模式的方向舵限偏；获取发动机失效信号，并根据所述发动机失效信号将发动机正常工作模式的方向舵限偏控制转换为单发失效模式的方向舵限偏控制。本申请的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，为了保证飞行安全，在发动机正常情况下，根据发动机正常工作模式的方向舵限偏实现控制；在单发失效情况时，根据满足单发失效需求的方向舵限偏实现控制。本申请理论合理、实施方式简单，通过飞机铁鸟试验、模拟器试验以及飞行试验等手段验证，成功抑制了飞机航向操纵灵敏性的问题。

Description

一种抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法

技术领域

本申请属于飞机飞行力学设计领域，特别涉及一种抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法。

背景技术

由于飞机气动布局方案的航向稳定性较小，与横向稳定性匹配性差，导致滚转侧滑比较大。而方向舵操纵效率高，会使飞机在双发正常状态使用时，小的航向操纵产生较大的方向舵偏度，航向操纵会偏灵敏。在飞机飞行品质模拟器试验中，飞行员发现飞机航向操纵灵敏性问题会导致以下现象：协调侧滑满舵时坡度较大，导致飞行员方向舵输入时横向补偿大；某些构型下大迎角协调侧滑无法实施，2/3方向舵舵量飞机失速尾旋；定常侧滑在某些速度以下会突然出现坡度抵消不了侧滑的现象，从而导致失控；协调侧滑小速度大侧滑时滚转角无法保持，协调侧滑大侧滑时减速明显；中速以上，方向舵极限舵位对应滚转角较大。这些现象严重影响飞机的飞行安全，需予以解决。

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抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，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：

一种抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，包括：

获取发动机正常工作模式以及单发失效模式的方向舵限偏；

获取发动机失效信号，并根据所述发动机失效信号将发动机正常工作模式的方向舵限偏控制转换为单发失效模式的方向舵限偏控制。

在本申请的至少一个实施例中，所述发动机正常工作模式包括侧风起飞、侧风着陆以及定常协调转弯。

在本申请的至少一个实施例中，获取发动机正常工作模式的方向舵限偏，包括：

获取侧风起飞或侧风着陆时的飞机侧滑角为：

构建侧风起飞或侧风着陆时的第一横航向静平衡方程：

其中，w为侧风速度，v为飞机飞行速度，β为飞机侧滑角，φ为飞机滚转角，C_Yδa为副翼偏转产生的侧向力系数随副翼偏度的导数，C_Yδr为方向舵偏转产生的侧向力系数随方向舵偏度的导数，C_L为飞机升力系数，C_Yβ为飞机侧向力随侧滑角变化的导数，C_lδa为副翼偏转产生的滚转力矩系数随副翼偏度的导数，C_lδr为方向舵偏转产生的滚转力矩系数随方向舵偏度的导数，C_lβ为飞机滚转力矩系数随侧滑角变化的导数，C_nδa为副翼偏转产生的偏航力矩系数随副翼偏度的导数，C_nδr为方向舵偏转产生的偏航力矩系数随方向舵偏度的导数，C_nβ为飞机偏航力矩系数随侧滑角变化的导数，δ_a为副翼偏度，δ_r为方向舵偏度；

联立求解上式，得到侧风起飞或侧风着陆时的方向舵偏度。

在本申请的至少一个实施例中，获取发动机正常工作模式的方向舵限偏，包括：

计算飞机的相对密度为：

μ₂＝2mρSc

构建定常协调转弯时的第二横航向静平衡方程：

其中，μ₂为飞机的相对密度，m为飞机质量，ρ为空气密度，S为机翼面积，c为机翼展长，φ为飞机滚转角，C_Yδr为方向舵偏转产生的侧向力系数随方向舵偏度的导数，C_L为飞机升力系数，C_lr为滚转力矩对偏航角速度的导数，C_lδa为副翼偏转产生的滚转力矩系数随副翼偏度的导数，C_lδr为方向舵偏转产生的滚转力矩系数随方向舵偏度的导数，C_nr为偏航力矩对偏航角速度的导数，C_nδa为副翼偏转产生的偏航力矩系数随副翼偏度的导数，C_nδr为方向舵偏转产生的偏航力矩系数随方向舵偏度的导数，r为偏航角速度，δ_a为副翼偏度，δ_r为方向舵偏度；

给定飞机滚转角φ；

联立求解上式，得到定常协调转弯时的方向舵偏度。

在本申请的至少一个实施例中，获取单发失效模式的方向舵限偏，包括：

构建单发失效模式的第三横航向静平衡方程：

其中，φ为飞机滚转角，C_L为飞机升力系数，β为飞机侧滑角，C_Yβ为飞机侧向力随侧滑角变化的导数，C_lβ为飞机滚转力矩系数随侧滑角变化的导数，C_nβ为飞机偏航力矩系数随侧滑角变化的导数，C_Yδa为副翼偏转产生的侧向力系数随副翼偏度的导数，C_Yδr为方向舵偏转产生的侧向力系数随方向舵偏度的导数，C_lδa为副翼偏转产生的滚转力矩系数随副翼偏度的导数，C_lδr为方向舵偏转产生的滚转力矩系数随方向舵偏度的导数，C_nδa为副翼偏转产生的偏航力矩系数随副翼偏度的导数，C_nδr为方向舵偏转产生的偏航力矩系数随方向舵偏度的导数，δ_a为副翼偏度，δ_r为方向舵偏度，C_lbu为一侧发动机失效产生的不对称滚转力矩，C_nbu为一侧发动机失效产生的不对称偏航力矩；

给定飞机滚转角φ；

联立求解上式，得到单发失效模式的方向舵偏度。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，针对发动机正常工作模式以及单发失效模式分别给出对应的方向舵限偏，并通过发动机失效信号实现两种模式的方向舵限偏控制的切换，能够抑制航向操纵灵敏性的问题，经过试验验证，效果可靠。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的正常工作模式和单发失效模式方向舵限偏对比示意图；

图2是本申请一个实施方式的正常工作模式和单发失效模式方向舵偏度随脚蹬位移变化曲线；

图3是本申请一个实施方式的侧风着陆所需方向舵偏度；

图4是本申请一个实施方式的定常协调转弯所需方向舵偏度。

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1至图4对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，包括：

获取发动机正常工作模式以及单发失效模式的方向舵限偏；

获取发动机失效信号，并根据发动机失效信号将发动机正常工作模式的方向舵限偏控制转换为单发失效模式的方向舵限偏控制。

在本申请的优选实施方式中，从飞行安全和操纵性的角度出发，发动机正常工作时，方向舵偏度限制主要考虑侧风起飞、侧风着陆以及定常协调转弯，这几个方向舵用舵量较大的状态。通过对比分析侧风起飞、侧风着陆、定常协调转弯的横航向静平衡的计算结果，得到这些状态满足要求的最小偏角。

在本申请的优选实施方式中，获取发动机正常工作模式中侧风起飞、侧风着陆的方向舵限偏，过程具体如下：

首先，获取侧风起飞或侧风着陆时的飞机侧滑角，其中，当飞行员采用侧滑修正法进行侧风起飞或侧风着陆时，即机头对准跑道，飞机侧滑角为：

由此侧滑构成的横航向不平衡气动力和力矩需由副翼偏度、方向舵偏度以及滚转角来平衡，则构建侧风起飞或侧风着陆时的第一横航向静平衡方程如下：

其中，w为侧风速度，v为飞机飞行速度，β为飞机侧滑角，φ为飞机滚转角，C_Yδa为副翼偏转产生的侧向力系数随副翼偏度的导数，C_Yδr为方向舵偏转产生的侧向力系数随方向舵偏度的导数，C_L为飞机升力系数，C_Yβ为飞机侧向力随侧滑角变化的导数，C_lδa为副翼偏转产生的滚转力矩系数随副翼偏度的导数，C_lδr为方向舵偏转产生的滚转力矩系数随方向舵偏度的导数，C_lβ为飞机滚转力矩系数随侧滑角变化的导数，C_nδa为副翼偏转产生的偏航力矩系数随副翼偏度的导数，C_nδr为方向舵偏转产生的偏航力矩系数随方向舵偏度的导数，C_nβ为飞机偏航力矩系数随侧滑角变化的导数，δ_a为副翼偏度，δ_r为方向舵偏度；

联立求解上式，即可得到侧风起飞或侧风着陆时的方向舵偏度，同时也可得到侧风起飞或侧风着陆时的副翼偏度。

进一步，在定常协调转弯中，侧滑角保持为零，对于稳定轴系有滚转角速率为零；假定不平衡的横航向力和力矩为零，且副翼产生的侧向力为零。则获取发动机正常工作模式中定常协调转弯的方向舵限偏，过程具体如下：

计算飞机的相对密度为：

μ₂＝2mρSc

构建定常协调转弯时的第二横航向静平衡方程：

其中，μ₂为飞机的相对密度，m为飞机质量，ρ为空气密度，S为机翼面积，c为机翼展长，φ为飞机滚转角，C_Yδr为方向舵偏转产生的侧向力系数随方向舵偏度的导数，C_L为飞机升力系数，C_lr为滚转力矩对偏航角速度的导数，C_lδa为副翼偏转产生的滚转力矩系数随副翼偏度的导数，C_lδr为方向舵偏转产生的滚转力矩系数随方向舵偏度的导数，C_nr为偏航力矩对偏航角速度的导数，C_nδa为副翼偏转产生的偏航力矩系数随副翼偏度的导数，C_nδr为方向舵偏转产生的偏航力矩系数随方向舵偏度的导数，r为偏航角速度，δ_a为副翼偏度，δ_r为方向舵偏度；

按规范要求给定飞机滚转角φ；

联立求解上式，即可得到保持定常协调转弯所需的方向舵偏度，同时也可得到定常协调转弯时的副翼偏度。

综合上述得到的侧风起飞、侧风着陆以及定常协调转弯所需的方向舵偏度计算结果，可以得到发动机正常工作模式下所需的方向舵偏度随速度的变化曲线，进而得到发动机正常工作模式下的方向舵限偏曲线。

在本申请的一个实施方式中，通过对比分析侧风起飞、侧风着陆以及定常协调转弯的横航向静平衡计算结果可得，发动机正常工作时的方向舵限偏主要依据抗侧风能力的舵偏角给出，参见图1。某型飞机着陆构型平衡正侧风所需的方向舵偏度随速度变化曲线如图3所示，着陆构型为侧风平衡的严酷状态。某型机定常协调转弯所需的方向舵偏度随速度变化曲线如图4所示，由图中结果可见，此状态下最大方向舵偏度不超过1°。

本申请的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，根据单发失效模式的方向舵偏度需求，获取单发失效模式的方向舵限偏，具体如下：

构建单发失效模式的第三横航向静平衡方程：

其中，φ为飞机滚转角，C_L为飞机升力系数，β为飞机侧滑角，C_Yβ为飞机侧向力随侧滑角变化的导数，C_lβ为飞机滚转力矩系数随侧滑角变化的导数，C_nβ为飞机偏航力矩系数随侧滑角变化的导数，C_Yδa为副翼偏转产生的侧向力系数随副翼偏度的导数，C_Yδr为方向舵偏转产生的侧向力系数随方向舵偏度的导数，C_lδa为副翼偏转产生的滚转力矩系数随副翼偏度的导数，C_lδr为方向舵偏转产生的滚转力矩系数随方向舵偏度的导数，C_nδa为副翼偏转产生的偏航力矩系数随副翼偏度的导数，C_nδr为方向舵偏转产生的偏航力矩系数随方向舵偏度的导数，δ_a为副翼偏度，δ_r为方向舵偏度，C_lbu为一侧发动机失效产生的不对称滚转力矩，C_nbu为一侧发动机失效产生的不对称偏航力矩；

给定飞机滚转角φ；

联立求解上式，得到单发失效模式的方向舵偏度。

根据上述计算结果，可以得到单发失效模式下所需的方向舵偏度随速度的变化曲线，进而得到单发失效模式下的方向舵限偏曲线。

在本申请的一个实施方式中，假定某型机以当量空速为180公里/小时的速度飞行时，采用本申请的方法之前，最大脚蹬位移80mm对应的最大方向舵偏转角度为25°，而发动机正常工作状态所需的最大方向舵偏度仅为10°，飞行员操纵脚蹬进行航向操纵时，会感觉操纵灵敏。而采用本申请的方法之后，发动机正常工作状态最大脚蹬位移80mm对应的最大方向舵偏转角度为10°，单发失效状态最大脚蹬位移80mm对应的最大方向舵偏转角度为25°，发动机正常工作状态和单发失效状态下飞行员操纵均感觉正常。

本申请的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，根据双发正常工作时的方向舵偏度需求和单发失效时的方向舵偏度需求，得到两条不同的方向舵限偏曲线。在控制律设计中引入发动机失效信号，根据该发动机失效信号转换不同方向舵限偏控制，对应速度指令成型规律。在飞机飞行过程中，当发动机出现应急顺桨停车、人工顺桨指示、扭矩自动顺桨停车指示等故障时，动力系统会向飞控系统发送发动机失效信号，飞控系统根据此发动机失效信号由发动机正常工作模式的方向舵限偏控制自动转换为单发失效模式的方向舵限偏控制。有利的是，本实施例中，为提高转换可靠性，在座舱操纵中引入转换开关，当自动转换不成功时，由飞行员手动将方向舵限偏控制开关置于大偏度位置，即单发失效模式方向舵限偏控制。

本申请的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，为了保证飞行安全，针对发动机正常工作模式以及单发失效模式分别给出对应的方向舵限偏，并通过发动机失效信号实现两种模式的方向舵限偏控制的切换；在发动机正常情况下，根据发动机正常工作模式的方向舵限偏实现控制；在单发失效情况时，根据满足单发失效需求的方向舵限偏实现控制。本申请理论合理、实施方式简单，通过飞机铁鸟试验、模拟器试验以及飞行试验等手段验证，成功抑制了飞机航向操纵灵敏性的问题。

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 (5)

1.一种抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，其特征在于，包括：

获取发动机正常工作模式以及单发失效模式的方向舵限偏；

获取发动机失效信号，并根据所述发动机失效信号将发动机正常工作模式的方向舵限偏控制转换为单发失效模式的方向舵限偏控制。

2.根据权利要求1所述的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，其特征在于，所述发动机正常工作模式包括侧风起飞、侧风着陆以及定常协调转弯。

3.根据权利要求2所述的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，其特征在于，获取发动机正常工作模式的方向舵限偏，包括：

获取侧风起飞或侧风着陆时的飞机侧滑角为：

构建侧风起飞或侧风着陆时的第一横航向静平衡方程：

其中，w为侧风速度，v为飞机飞行速度，β为飞机侧滑角，φ为飞机滚转角，C_Yδa为副翼偏转产生的侧向力系数随副翼偏度的导数，C_Yδr为方向舵偏转产生的侧向力系数随方向舵偏度的导数，C_L为飞机升力系数，C_Yβ为飞机侧向力随侧滑角变化的导数，C_lδa为副翼偏转产生的滚转力矩系数随副翼偏度的导数，C_lδr为方向舵偏转产生的滚转力矩系数随方向舵偏度的导数，C_lβ为飞机滚转力矩系数随侧滑角变化的导数，C_nδa为副翼偏转产生的偏航力矩系数随副翼偏度的导数，C_nδr为方向舵偏转产生的偏航力矩系数随方向舵偏度的导数，C_nβ为飞机偏航力矩系数随侧滑角变化的导数，δ_a为副翼偏度，δ_r为方向舵偏度；

联立求解上式，得到侧风起飞或侧风着陆时的方向舵偏度。

4.根据权利要求3所述的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，其特征在于，获取发动机正常工作模式的方向舵限偏，包括：

计算飞机的相对密度为：

μ₂＝2m/ρSc

构建定常协调转弯时的第二横航向静平衡方程：

其中，μ₂为飞机的相对密度，m为飞机质量，ρ为空气密度，S为机翼面积，c为机翼展长，φ为飞机滚转角，C_Yδr为方向舵偏转产生的侧向力系数随方向舵偏度的导数，C_L为飞机升力系数，C_lr为滚转力矩对偏航角速度的导数，C_lδa为副翼偏转产生的滚转力矩系数随副翼偏度的导数，C_lδr为方向舵偏转产生的滚转力矩系数随方向舵偏度的导数，C_nr为偏航力矩对偏航角速度的导数，C_nδa为副翼偏转产生的偏航力矩系数随副翼偏度的导数，C_nδr为方向舵偏转产生的偏航力矩系数随方向舵偏度的导数，r为偏航角速度，δ_a为副翼偏度，δ_r为方向舵偏度；

给定飞机滚转角φ；

联立求解上式，得到定常协调转弯时的方向舵偏度。

5.根据权利要求1所述的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，其特征在于，获取单发失效模式的方向舵限偏，包括：

构建单发失效模式的第三横航向静平衡方程：

其中，φ为飞机滚转角，C_L为飞机升力系数，β为飞机侧滑角，C_Yβ为飞机侧向力随侧滑角变化的导数，C_lβ为飞机滚转力矩系数随侧滑角变化的导数，C_nβ为飞机偏航力矩系数随侧滑角变化的导数，C_Yδa为副翼偏转产生的侧向力系数随副翼偏度的导数，C_Yδr为方向舵偏转产生的侧向力系数随方向舵偏度的导数，C_lδa为副翼偏转产生的滚转力矩系数随副翼偏度的导数，C_lδr为方向舵偏转产生的滚转力矩系数随方向舵偏度的导数，C_nδa为副翼偏转产生的偏航力矩系数随副翼偏度的导数，C_nδr为方向舵偏转产生的偏航力矩系数随方向舵偏度的导数，δ_a为副翼偏度，δ_r为方向舵偏度，C_lbu为一侧发动机失效产生的不对称滚转力矩，C_nbu为一侧发动机失效产生的不对称偏航力矩；

给定飞机滚转角φ；

联立求解上式，得到单发失效模式的方向舵偏度。