阵风载荷减缓系统的设计

阵风载荷减缓系统的设计

0阵风载荷减缓系统飞机不可避免地会受到趋势干扰。在阵风作用下,飞行器机翼载荷、迎角等将产生相应的波动Fleeter等在飞行器故障方面,Napolitano等现有对阵风载荷减缓系统的研究大多关注控制系统的设计,而对阵风载荷减缓系统故障的研究较少。本文针对阵风载荷减缓系统故障问题,建立了阵风条件下的飞行器动力学模型,研究了阵风载荷减缓系统的副翼偏转饱和、舵机卡死、副翼偏转延时3种典型的故障模式,并建立了力学模型,得到阵风载荷减缓系统在故障模式下的机翼阵风响应结果,可为飞行器飞行控制系统的设计提供参考。1弹性飞机过载减速系统的故障模型1.1弹性物体状态的空间公式阵风和副翼共同作用下的飞机气动伺服弹性系统状态空间方程可以简记为1.2副翼系统的状态空间公式副翼系统是由副翼和舵机组成的执行单元,其传递函数表示为:式中:δ可以写为:式中:1.3故障模式介绍副翼和舵机作为阵风载荷减缓系统的执行系统,在运行时可能发生多种故障。表1列出了3种典型故障模式。设δ设将式(5)代入式(3)得到故障模式下副翼系统的状态空间方程为:同理将式(5)代入式(1),得到故障模式下飞机气动伺服弹性系统状态空间方程为:式中:A1.4分散矩阵模型离散阵风通常采用“1-cos”阵风模型,其表达式为:式中:W2计算和错误分析2.1bah机翼模型计算算例模型选择MSC.NASTRAN气弹手册中的阵风响应计算模型BAH机翼,其半展长12.7m,展弦比2.22m,根梢比0.44。模型计算状态为:来流马赫数Ma=0.6;气流密度为0.612kg/m2.2风负荷缓解系统的典型故障分析2.2.1基于故障模式的阵风载荷减缓系统仿真在阵风载荷减缓系统中添加幅值限制器来模拟副翼偏转饱和故障。图4为副翼偏转饱和故障模式下阵风载荷减缓系统控制框图。正常模式下,副翼最大偏角为0.36°,副翼偏转极限分别设置为:±0.30°,±0.22°,±0.20°,±0.10°。采用η评估故障模式对阵风载荷减缓系统的影响,下式给出了η的表达式:式中:A图5分别给出了副翼偏转饱和故障模式下副翼偏角、不同偏转极限故障模式下翼尖过载的响应曲线以及η随副翼偏转极限角度的变化曲线。由图5可知,相较正常模式,故障模式所对应的曲线在0.13s附近的峰值处有一定的振荡,这是由于舵机突然停止摆动产生不稳定气动力对机翼作用引起的,这种振荡幅值随着副翼停止摆动时所对应幅值(副翼偏转极限)的增大而增大,导致在0.1°~0.2°区间,翼尖最大过载随着幅值的增大而增大。在0.2°~0.3°区间,副翼停止摆动时所对应的幅值虽然较大,但在机翼弹性力和舵机偏转所引起的气动力的共同作用下,抑制了振荡幅值的增加,所以在此区间随着副翼停止摆动时所对应幅值的增加过载减小。偏转极限角δ2.2.2正常模式与模式下副翼偏转极限角度变化分析图6为舵机卡死故障模式下阵风载荷减缓系统控制框图。在阵风载荷减缓系统中添加定时触发的“选择开关”和“常值”模块来模拟舵机卡死故障,设置舵机卡死时刻分别为0.0322s,0.0450s,0.0822s和0.1352s,得出图7(a)所示正常模式与舵机卡死故障模式下副翼偏角随时间变化曲线。图7(b)为正常模式与舵机不同时刻卡死故障模式下翼尖过载变化曲线。图7(c)给出了η随副翼偏转极限角度变化曲线。其中t=0s所对应的η值表示开环条件下翼尖最大过载比正常模式下翼尖过载大11.1%。曲线所对应的η均大于0,即不同偏转极限下的副翼偏转饱和故障不利于阵风载荷减缓系统对翼尖最大负载的减缓,t=0.045s,0.055s和0.065s所对应的η值均大于11.1%。这就说明在这些故障模式下,阵风载荷系统不仅不能对翼尖最大载荷进行减缓,还会带来额外的载荷。由此可知,翼尖最大过载还受副翼卡死时刻所对应的幅值、方向、机翼弹性力和气动力的影响。2.2.3不同偏转极限故障模式下副翼偏角与研发模式的比较图8为副翼偏转延时故障模式下阵风载荷减缓系统控制框图。在系统中添加“延时器”模块来模拟副翼延时偏转故障,设置副翼偏转延时时间分别为0.02s,0.04s,0.06s,0.08s和0.10s(翼尖过载曲线变化周期约为0.10s)。得出图9(a)所示正常模式与副翼不同偏转延时故障模式下副翼偏角随时间变化曲线。图9(b)为正常模式与副翼不同偏转故障模式下翼尖过载随时间变化曲线。图9(c)为η随副翼偏转延时变化曲线。在图9(c)中,η均大于0,即不同偏转极限下的副翼偏转延时故障不利于阵风载荷减缓系统对翼尖最大负载的减缓。t=0.04s,0.06s和0.08s所对应的η值均大于11.1%,这就说明在这些故障模式下,阵风载荷系统不仅不能对翼尖最大载荷进行减缓,还会带来额外的载荷。翼尖最大过载受翼尖过载与副翼偏转相位差影响比较大,如在t=0.04s和0.06s较接近翼尖过载变化半周期,使得翼尖过载会较大。3故障模式下的阵风响应本文通过对故障模式下弹性飞机阵风载荷减缓系统的分析,得到如下结论:(1)建立了故障模式下的弹性飞机阵风载荷减缓系统的力学模型。研究了阵风载荷减缓系统的副翼偏转饱和、舵机卡死、副翼偏转延时3种典型的故障模式,并建立了力学模型,实现对故障模式的仿真,得到阵风减缓系统在故障模式下的机翼阵风响应结果。(2)3种故障均不利于阵风载荷减缓系统对翼尖过载的减缓,在一些特定情况下,故障模式下的阵风载荷减缓系统不仅不能对翼尖过载减缓,还会带来由副翼偏转不当引起的额外负载。(3)副翼偏转饱和故障模式翼尖最大过载受舵机突然停止摆动产生不稳定气