大型客机发电系统研究（共7篇）
大型客机发电系统研究 篇1
0概述
发电机是向飞机上电子电气设备提供电力与电动力的关键部件, 起动发电机使机载发电机从单一发电型发展为起动发动机与发电双功能型, 是现代先进机载电机技术发展的重要方向, 已经成为多电、全电飞机的核心技术之一。
1 几种发电系统比较
目前来看, 适宜成为飞机电源起动发电系统的电机类型主要有三级式电励磁同步电机、异步感应电机、开关磁阻电机、双凸极电机和混合励磁同步电机。
1.1 三级式无刷起动/发电系统
旋转整流器式三级无刷同步发电机仍然是目前航空电源系统的主选电机类型, 在恒速恒频 (CSCF) 和变速恒频 (VSCF) 的发电系统中得到了广泛的运用。
三级式无刷同步发电机由主发电机、励磁机、副励磁机和旋转整流器组成, 三个电机转子与旋转整流器共轴安装。当电机运转时, 励磁机产生的交流电经整流后供主发电机励磁, 通过调节励磁机的励磁电流从而改变主发电机的磁场, 以此实现无刷控制, 另外它的副励磁机专为调压器和控制保护器供电。[1]
图1是用于波音787电源系统的250k VA三级式无刷同步发电机, 作为变频起动发电机, 该电机频率范围为360-800Hz, 重量为92.3kg, MTBF为30000FH, MTBUR为20000FH。
理论上讲, 在旋转整流器式三级无刷同步发电机的基础上进一步发展起动/发电双功能, 有许多关键技术需要攻关。如转子静止时旋转整流器式无刷同步电动机的励磁、主回路的拓扑、电动运行的控制等。另外, 三级无刷同步发电机结构本身已经较为复杂, 用作起动机时, 还必须在励磁机定子极上增加一套三相绕组, 导致电机结构过于复杂, 影响电源系统的可靠性。电压闭环调节环节包括励磁机、主发电机、调节器等环节, 其动态性能难以提高。
1.2 异步电机起动/发电系统
异步电机和功率变换器的组合可以构成广泛使用的调速系统, 异步电机也可以逆向运行构成发电系统。
国外对异步电机构成的起动/发电系统研究较早。20世纪80年代, 美国Wisconsin大学T.A.Lipo教授领导的研究小组就开始研究异步电机在航空起动/发电系统中的应用, 并成功地研制出了原理样机:起动/发电系统由鼠笼异步起动/发电机、并联谐振高频交流链逆变器以及单相PDM (Pulse Density Modulated) 变换器构成 (见图2) 。同时, 英国还对双馈感应发电机的无位置传感器技术进行了研究。[2]
我国对异步电机发电系统研究较早的有南京航空航天大学的胡育文教授和海军工程大学的马伟明院士。他们分别对笼型异步电机与双馈绕组电机的发电控制进行了较为深入的研究。另外, 沈阳工业大学的王凤翔教授还对双馈感应发电机进行了研究。
到目前为止, 还没有见到国内外大功率异步电机起动/发电系统装机试验成功的报道。
1.3 开关磁阻电机起动发电系统
20世纪80年代, 开关磁阻电机 (Switched Reluctance Machine, SRM) 由于结构简单坚固, 转子上无绕组, 适合高速运行, 效率高等优点而受到研究人员的青睐。美国GE、Sundstrand公司在USAF (United States Airforce) 和NASA支持下率先对SRM无刷起动/发电系统进行了研究, 并研制了30k W、250k W等试验样机, 详细介绍了开关磁阻起动/发电系统的构成、起动控制、发电控制及性能。其中, 研制的30k W开关磁阻起动/发电系统为单通道发电系统, 电机采用的是6/4极结构SRM, 功率密度达到3.89k W/kg, 最高转速为52000r/min;而250k W开关磁阻起动/发电系统是双通道发电系统, 电机采用的是12/8极结构SRM (图3所示) , 系统额定输出功率250k W, 过载能力330k W。电机和变换器均采用油冷方式, 发电转速最高达22224r/min, 电机功率密度为5.3k W/kg, 系统的功率密度为2.56k W/kg, 电机的效率高达91.4%, 电压品质满足MIL-STD-704E[3]。经过多年的研究和试验, 美国的SR起动/发电技术已相当成熟。
与欧美国家相比, 国内开关磁阻起动/发电系统研究较晚。国内研究开关磁阻电机的研究机构较多, 南京航空航天大学对开关磁阻电机的起动特性发电特性, 功率变换器拓扑, 发电控制策略以及无位置传感器控制技术进行了研究, 取得了一系列成果。西北工业大学的研究人员主要进行了发电系统的建模分析和故障仿真研究。但迄今, 国内还没有大功率的开关磁阻起动/发电系统装机试验成功的报道。
1.4 双凸极电机起动/发电系统
双凸极永磁电机 (Doubly Salient Permanent Machine, DSPM) 是20世纪90年代美国T.A.Lipo教授提出的一种新型磁阻式电机。Lipo教授领导的课题小组对DSPM的电磁设计, 电动和发电运行进行了基本的理论与实验研究。此后欧美及国内也相继开展了对DSPM电机的研制工作, 国内主要有东南大学, 上海大学以及南京航空航天大学, 研究结果表明:DSPM电机具有效率高、转矩/电流比大、控制灵活等优良性能。图4给出了6/4结构的DSPM截面图, 由图可见DSPM的结构和SRM相似, 只是在定子上增加了永磁体, 转子上无绕组和永磁材料, 结构简单可靠, 同样适合作为飞机的起动/发电机, 构成起动/发电系统。用DSPM构成起动/发电系统的不足之处在于发电运行时不能进行故障灭磁, 且发电输出需要外加变换器控制。[4]
为了解决发电运行带来的问题, 后来又提出了电励磁双凸极电机 (Doubly Salient Electro-Magnetic Machine, DSEM) , 即用励磁线圈取代DSPM定子上的永磁体, 从而通过调节励磁电流来改变电机的气隙磁场, 6/4结构电励磁双凸极电机如图5所示。
南京航空航天大学最早对电励磁双凸极电机的电动控制和发电运行进行了研究, 并将其构成起动/发电系统。图6给出了起动/发电系统的构成框图, 主要由主发电机、励磁机、双向功率变换器以及控制器构成。
南京航空航天大学联合航空125厂, 经过十余年的刻苦攻关, 研制成功QFW-18双凸极无刷直流起动/发电系统, 这是国内第一台在航空发动机台架上完成冷、热开车试验的无刷直流起动发电系统。
1.5 混合励磁同步电机起动/发电系统
永磁同步电机无论电动状态, 还是发电状态都具有高效率、能量密度大的突出优点, 最近, 在新型电动汽车及混合动力汽车电源系统中, 永磁电机构成的起动发电系统已经引起人们高度重视, 并进行了大量研究和应用。实际上, 20世纪70年代末美国GE公司完成了采用晶闸管和钐钴永磁同步电机的变速恒频无刷起动发电系统的可行性研究, 80年代初在A-10攻击机上装机试飞, 结果表明这种起动发电机起动和发电性能良好。然而, 永磁电机存在以下两个重要问题: (1) 采用单一永磁体励磁, 电机内磁场调节困难, 导致电动运行难以弱磁控制, 恒功率范围小, 发电运行调压困难, 短路保护难以实现; (2) 既便是高性能永磁材料 (钐钴永磁体, 钕铁硼永磁体) 的选用, 也难免永磁体在高温、振动环境下工作点漂移变化的问题, 使电机工作性能受到影响。这两点不足限制了其在航空主电源系统中的进一步推广应用。[5]
混合励磁同步电机 (Hybrid Excitation Synchronous Machine, 简称HESM) 在永磁电机基础上加入电励磁控制绕组以实现对气隙磁场的有效调节, 是将永磁电机和电励磁电机进行有机结合形成的一种新型电机。
目前, 国内外学者对混合励磁同步电机的研究主要集中在转子分割型HESM方面, 结构如图7所示。转子分割型HESM的气隙磁场是由永磁磁通和电励磁磁通的周向分量叠加得到, 因此在电机的最佳工作状态时发电机的永磁磁势和电励磁磁势作用基本相等, 电机功率密度较低。另外, 轴向磁路必须经过机壳 (定子背轭) 因而容易饱和使得气隙磁密和空载电动势偏低, 固有电压调整率较高, 电机额定负载时的励磁电流较大, 效率不高, 难以应用于大功率航空起动发电系统场合。
切向结构永磁同步电机转子结构呈“聚磁”作用, 具有气隙磁密高的显著优点, 特别适用于大功率应用场合。南京航空航天大学在切向磁钢永磁同步电机基础上, 将其转子极靴进行轴向延伸, 通过附加气隙及环形导磁桥构成轴向磁分路, 利用磁分路中的励磁磁势调节气隙磁场, 从而构成全新的混合励磁同步电机, 结构如图8所示。
切向磁钢混合励磁同步电机不仅继承了切向结构永磁同步电机无刷结构和气隙磁密高的优点, 而且兼具电励磁同步电机磁场可调的特性, 从而解决永磁电机气隙磁场调节困难和高温下工作点漂移的两个关键问题, 另外, 电机转子上无绕组, 为固体结构, 结构可靠。因此该新型电机是航空发电机或起动发电机的又一新选择。
2 起动/发电系统方案分析
进一步比较第2节五种起动发电系统, 其中开关磁阻起动/发电系统和双凸极电机起动/发电系统都具有电机结构非常简单可靠、适合高温高速运行的优点, 但是两种电机均属于磁阻类电机, 电势波形非正弦, 因此无法应用于交流电源系统。
综上, 从原理上看, 三种电机可以用作变频交流起动发电机, 第一种是旋转整流器三级式同步电机, 国外的厂家这种电机的技术已相当成熟, 并有相当多的专利技术对其保护, 国内针对其起动发电技术尚未开展实质性研究, 还有很多关键技术需要攻关;第二种是混合励磁同步发电机, 它是将永磁和电励磁组合构成的无刷同步发电机, 继承了永磁电机的高效高功率密度的优点, 更可贵的是转子上去除了可靠性较低的旋转整流器, 为固体转子, 可靠性高, 但属于新电机, 需要一个成熟的过程;第三种电机为异步发电机, 其优点也是转子结构简单, 但励磁容量较大, 转子损耗也较大, 效率和功率密度偏低, 是这种电机的主要不足之处。
3 总结
因此, 综合来看, 三级式同步电机起动/发电系统和新型混合励磁同步电机起动/发电系统是大型客机电源系统较为理想的选择方案, 但是都还需要一个成熟的过程, 希望借着我国大型客机项目的契机, 可以使这两种发电系统逐渐成熟并应用到我国自主研发的大飞机上。
摘要：对几种航空发电系统的技术特点进行了研究比较, 最后结合我国大型客机发电系统的选择提出了一些看法。
关键词：发电系统,发电机,大型客机
参考文献
[1]彭钢, 周波.基于MATLAB6.5的三级式无刷交流发电机系统的仿真[C]//南京:江苏省电工技术学会成立十周年庆典暨2004年学术年会论文集.2004.
[2]严仰光.航空航天器供电系统[M].北京:航空工业出版社, 1995.
[3]詹琼华.开关磁阻电动机[M].武汉:华中理工大学出版社, 1992.
[4]Richter E.The integral starter/generator development progress[J].IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 1996 (10) :17-23.
[5]赵朝会, 秦海鸿, 严仰光.混合励磁同步电机发展现状及应用前景[J].电机与控制学报, 2006 (2) :113-117.
走近C919：国产大型客机解密 篇2
C919的惊艳亮相，使中国人的“大飞机梦”渐行渐近，而在这时，人们不禁会问，国产大型客机C919到底有哪些高科技含量？
布局民航客机市场“圆梦蓝天”
C919大型客机是我国拥有自主知识产权的中短程商用干线飞机，从载客量和航程等数据来分析，它与波音B737和空中客车A320处在同一量级。
相比于已经在天空中翱翔数十年的A320和B737，中国的C919是这个领域的新来者。C919的命名颇具深意，“C”是中国商飞英文缩写“COMAC”的第一个字母，也代表“China”，也恰好与“空中客车（Airbus）”和“波音（Boeing）”的字头构成顺序排列。第一个“9”代表“长久”，后面的“19”则代表最大载客可达190座。C919承载着中国人的“大飞机”梦想，以及布局民航客机市场，实现研制成功、市场成功和商业成功的战略重任，将在首飞和通过适航测试之后，进入航线运营，填补航线上没有中国干线喷气客机的空白。
C919大型客机项目以中国商用飞机有限责任公司（中国商飞）为载体，采用国际民机行业通行的“主制造商-供应商”模式开展研制。在《国家中长期科学和技术发展规划纲要（2006-2020年）》当中，C919被确定为16个重大科技专项之一。这是因为，研发大型民航客机，不仅是提高国家自主创新能力、增强核心竞争力的重大战略举措，也是国家工业、科技水平和综合实力的集中体现。
需求管理体系为大飞机作保
在研制之初，C919就将竞争国际市场作为目标，为国产大型客机“飞出国门”铺路。因此，它是中国首款按照最新国际标准研制的干线民用飞机。目前，国际上重要的标准之一，便是ARP 4754A《民用飞机与系统研制指南》。可以说，从顶层设计开始就严格按照ARP 4754A规定的方法和流程研制民航客机，是获得美国与欧洲适航许可的重要基础，也是飞机走向市场的重要保证。
飞机研制的核心工作是自上而下需求分解分配和自下而上集成验证的结合。因此，对这两者的管理，便是ARP 4754A的核心，业界称之为“双V”管理流程。这第一个“V”，是指飞机需求从上而下分解和确认的流程（Validation）;第二个“V”，是指产品自下而上的集成验证流程（Verification）。对于民航客机来说，“需求”从上而下被划分为市场需求、飞机级需求、系统级需求、分系统级需求、设备级需求等需求。
举例而言，飞机在空中或地面均具备减速功能，满足空中和地面减速的“飞机级需求”。而飞机减速相关的飞机级需求又被分解、分配到起落架系统、液压系统、飞控系统等多个相关系统，这些“系统”又将各自的“系统级需求”分解到机轮、刹车片、阻力板等具体的设备。当飞机在地面上需要减速刹车的时候，每个设备通过完成自己的“分系统需求”，达到系统的“系统级需求”，进而实现飞机的“飞机级需求”。这个“从上而下分解、从下而上反馈”的V字形流程，保证了“需求”的不遗漏、不冗余、正确性和完整性。
C919的研发工作，便是遵循ARP 4754A的要求展开，依据市场需求、飞机设计等顶层需求出发，捕获、分析并定义了飞机级需求，包含一般需求、结构需求、可靠性/维修性需求、安全性需求、功能性需求及附加适航审定需求等;分解分配到系统级、设备级并形成相应具体的需求文件，由此构建完整的全机需求管理体系。这个过程，确保了C919飞机研制先进性和科学性的需求予以落实、实现。
《民用飞机与系统研制指南》
这一文件由美国自动工程协会（SAE）根据美国联邦航空局（FAA）的要求于2010年编写发布，用以证明高度综合与复杂航电系统对适航规章的符合性，是关于飞机系统研制的顶层规范。
“超临界机翼”
大大提高气动效率
由于民用飞机更强调经济性和安全性，科研人员除了考虑大飞机的先进性和科学性，也在努力提升飞机的经济性能。飞机的耗油量与飞机的升阻比（升力和阻力的比值）有直接的关系，升阻比越高，飞机的气动效率越高，耗油量就越少。而飞机的升力主要来源于机翼，全机70%左右的阻力也来源于机翼。因此，为了保证飞机的座级，避免“油老虎”的出现，在飞机机翼上动脑筋，便成了提高飞机气动效率的关键。
喷气式民航客机通常以略低于音速的高亚音速飞行。当飞行速度接近音速时，机翼上表面某些区域的气流速度可能已经达到音速，令飞行阻力急剧增加。这一时刻飞机飞行速度与音速的比值，被称为飞机的“临界马赫数”。第一、第二代喷气式客机采用的多是传统的古典翼型，古典翼型适合于低速及亚音速飞行，在这种速度范围内，它们具有较高的气动效率。但是，随着飞行速度的进一步提高，古典翼型的设计已不可能适应高速巡航飞行的要求，因此，只能寻求一种既能适应高速巡航飞行，又能保持较高气动效率的翼型，这就是超临界翼型。
C919的机翼设计就是运用了这一超临界翼型。相对于古典翼型，超临界翼型可使巡航气动效率提高20%以上，巡航速度提高100多千米/小时;如果用同一厚度的标准来设计古典翼型和超临界翼型，超临界翼型的整体阻力比古典翼型要小8%左右，因而，超临界翼型具有较大的机翼相对厚度，而这可以减轻飞机的结构重量，增大结构空间及燃油容积。
局部融合设计
让飞机更经济、更安全
在C919飞机的设计上，超临界机翼与发动机、机身和吊挂之间还采用了性能更为优化的局部融合设计，这些设计进一步提高了C919飞机的经济性和安全性。
通常飞机发动机的安装位置与机翼较近，两者之间难免产生阻力干扰。设计人员经过反复论证研究，采取了局部融合设计，使发动机与机翼之间达到了有利干扰，也就是“1+1<2”的设计效果，让两者一起的阻力小于两者的阻力之和。对于机翼和机身之间过渡区的局部设计，不仅没有带来机翼的升力损失，还提高了一部分机翼升力系数，也让两台全新的LEAP-1C高函道比发动机能发挥出更佳的性能。
吊挂是发动机和机翼之间的一个狭窄通道，C919飞机采用的是IPS吊挂。在吊挂设计的过程中，既不能让它破坏机翼下表面的压力分布，又不能破坏发动机短舱上的压力分布。设计人员利用IPS吊挂宽度较大的特点，在机翼前缘进行了融合设计，在不破坏压力分布的情况下，能让机翼晚些到达失速安全边界，提高了飞机的安全性。
国内首次应用
第三代铝锂合金材料
在中国武术界，有着“内练一身气，外练筋骨皮”的说法。C919大型客机的研发，也诠释了这一思想。它的结构设计完全由中国商飞自主完成，并实现生产制造全国产化。在机体主结构上，设计人员大量使用了世界先进的第三代铝锂合金材料，这在国内尚属首次，大大带动了国内航空材料和制造的发展。
铝锂合金材料被认为是目前航空航天业首选的理想轻质高耐损伤金属材料。相比于普通铝合金，铝锂合金在同等重量下强度更大，在同等强度下重量更轻，这一性能对飞机而言非常重要。同时，铝锂合金的损伤容限性能和抗腐蚀性能也更强，使用铝锂合金可以实现结构减重并大大提高飞机寿命。
由于第三代铝锂合金此前没有在国内民用飞机上使用过，因此拉伸性能、疲劳性能和断裂性能等关系到飞机设计的重要参数，在国内基本没有，需要进行大量试验，方能获得其各项性能指标。为此，攻关团队先后进行了三大块试验，获得了大量设计用有效数据，建立了第三代铝锂合金的材料规范体系、设计许用值体系和制造工艺规范体系，为将来铝锂合金在国内民机产业的广泛使用奠定了坚实的基础。
不仅在材料设计参数验证方面，在材料生产加工过程中，攻关团队又先后攻克了多项关键技术难题，在生产工艺上取得了重大突破，解决了第三代铝锂合金的生产制造问题。
苦练内功，航电核心处理系统
达到国际先进水平
如武学人才内外兼修一样，C919也在“内功”上狠下功夫。在民用飞机产业有个形象的说法：航电系统是“大脑”，飞控系统是“四肢”，EWIS系统是“经络”。就像人一样，一架先进的飞机应该拥有聪敏的大脑、灵活的四肢、通畅的经络。
C919航电系统的核心——IMA，使用的是目前最先进的高度集成数据处理和网络传输技术。飞机搭载的IMA，由两台核心处理计算机柜负责处理全机各系统的数据，承担全机信息交换中心的职能。遍布全机的16个远程数据接口装置（RDIU）和4台远程交换机，为全机各系统数据传输、交换提供了通路，形成了强大的数据传输网络。
这种网络化数据处理方式，相较之前一对一的数据传输处理方式，是巨大的变革，因为它不仅提高了数据传输的处理效率，也大大减少了全机电缆的长度，从而实现了有效的减重。比如说，飞行速度、高度这些数据，以前要由大气数据计算机分别建立通路，传输给显示系统、发动机、环境控制等系统;现在，只需“把工作都交给网络”。
这些优点，要归功于C919使用的目前最先进的ARINC664网络集成技术。系统更先进了，带来的技术难点也不少。以ARINC664总线为数据主干道的航电核心处理系统，是应用在飞机航电系统中的先进信息处理系统。目前，国际上只有B787、A380等较新机型采用这种技术。由于ARINC664网络的高度共享性和逻辑复杂性，提高了设计难度，也给中国商飞提出了很高的设计集成能力要求。
如今，大型客机对数据传输的需求，以及未来在客机上搭载娱乐系统等商业化的需求正不断增多，而C919直接攻关新版本航空数据交换网络的策略，已经让它在数字化和扩展潜力方面，达到了目前民航国际先进机型的水平。
如何理解ARINC664网络？
大型客机液压能源系统 篇3
随着民用飞机需求总量的不断上升,中国已成为世界第二大民用航空市场。但作为航空大国,目前我国还不能自行生产大型客机,航空公司使用的大型客机全部依赖进口,这不仅浪费了大量国家外汇资源,同时体现了我国大型飞机设计制造技术的巨大差距。研制和发展大型飞机,不仅能适应国内快速增长的航空市场需求,同时也能促进关联产业发展和多学科进步[1]。温家宝总理指出:“研制大型飞机,是《国家中长期科学和技术发展规划纲要(2006-2020年)》确定的重大科技专项,是建设创新型国家、提高我国自主创新能力和增强国家核心竞争力的重大战略举措[2]”。
大型客机(国内简称大客)液压系统是一个多余度、大功率的复杂综合系统,由多套相互独立、相互备份的液压系统组成。每套液压系统由液压能源系统及其对应的不同液压用户系统组成。液压能源系统包括油箱增压系统、泵源系统以及能量转换系统等;用户系统包括飞控系统、起落架系统以及反推力系统等。其中液压能源系统是综合系统的动力核心,也是本文主要论述对象。我国在大型客机液压系统研究方面刚刚起步,从元件级到系统级供应商全由国外公司垄断。因此综合研究设计高效、可靠的大型客机液压系统,是国家大型飞机研制计划成功实施的重要保证。
1 空中客车公司大型客机液压能源系统
根据空中客车公司(Airbus)与波音公司(Boeing)飞机液压能源系统的各自特点,分别讨论两公司主流客机A320、B737与新型客机A380、B787的液压能源系统构架。4款机型体现了目前主流客机的传统实用性与新型客机的技术创新性。
1.1 空客A320[3,4]
A320系列客机是空中客车公司研制的双发、中短程、单过道、150座级客机,包括A318、A319、A320及A321 4种机型,是第一款采用电传操纵飞行控制系统的亚音速民航飞机。
A320液压系统由3个封闭的、相互独立的液压源组成,分别用绿、黄、蓝来表示。执行机构的配置形式保证了在2个液压系统失效情况下,飞机能够安全飞行和着落,其液压系统配置见图1。在正常工作(无故障)情况下,绿系统和黄系统中的发动机驱动泵(EDP)和蓝系统中的电动泵(EMP)作为系统主泵,
为各系统用户提供所需要的实时液压功率。黄系统中的电动泵(EMP)只在飞行剖面中大流量工况或主泵故障工况时启动。当任何一个发动机运转时,蓝系统的电动泵自动启动。3个系统主泵通常设置为开机自动启动,无电情况下,手动泵作为应急动力对货舱门进行控制。蓝系统为备份系统,其冲压空气涡轮(RAT)在飞机失去电源或者发动机全部故障时,通过与其连接的液压泵为蓝系统提供应急压力,此外RAT也可通过恒速马达/发电机(CSM/G)为飞机提供部分应急电源。系统中的双向动力转换单元(PTU)在绿、黄两个液压系统间机械连接,当一个发动机或EDP发生故障,导致两系统压力差大于3.5MPa时,PTU自动启动为故障系统提供压力。优先阀在系统低压情况下,切断重负载用户,优先维持高优先级用户(如主飞控舵面)压力。前轮转弯、起落架、正常刹车由绿系统提供压力,备用刹车由黄系统提供压力。
1.2空客A380[5,6]
A380是空客公司研制的四发、远程、600座级超大型宽体客机,是迄今为止世界上建造的最先进、最宽敞和最高效的飞机,已于2007年投入运营。它是目前世界上唯一采用全机身长度双层客舱、4通道的民航客机,被空客视为21世纪“旗舰”产品,其液压系统特点如下:
(1)2H/2E系统结构。A380飞机将液压能与电能有效结合,采用2套液压回路+2套电路的2H/2E双体系飞行控制系统,如图2所示。其中2H为传统液压动力作动系统,由8台威格士发动机驱动泵(EDP)和4台带电控及电保护的交流电动泵(EMP)组成两主液压系统的泵源,
为飞机主飞控、起落架、前轮转弯及其他相关系统提供液压动力;2E为电动力的分布式电液作动器系统,用于取代早期空客机型的备份系统,该系统由电液作动器与备用电液作动器组成。4套系统中的任何一套都可以对飞机进行单独控制,使A380液压系统的独立性、冗余度和可靠性达到新的高度。所有EDP通过离合器与发动机相连,单独关闭任何一个EDP都不会影响其他EDP工作及系统级性能,因此即便8个EDP中有一个不工作,飞机仍可被放行。EMP作为辅助液压系统备用。
(2)35MPa压力等级。尽管35MPa高压系统在部分军用飞机(如F-22、F-35、C-17)上得到应用,但是A380是首架采用35MPa高压系统的大型民用客机,它既满足了飞机液压系统工作需求,又减小了其体积和重量。据统计,35MPa压力等级的引进为A380飞机减轻了1.4t的重量,并提高了飞控系统的响应速度。
(3)EHA/EBHA。电液作动器EHA/EBHA与分散式电液能源系统LEHGS等新型技术在A380飞机上的成功使用,开启了飞机液压系统从传统液压伺服控制到多电、多控制的技术先河。通过新一代电液作动器的使用,使得系统设计从传统分配式模式向分布式模式转变,减少了液压元件与管路的使用,减少了飞机重量。
A380飞机采用EHA/EBHA系统来控制主飞行控制舵面,从而减少了一套液压系统,由于EHA/EBHA布置在执行器的附近,因而使驱动舵面的反应速度更快,也简化了液压管路的布置。
2 波音公司大型客机液压能源系统
2.1 波音B737[7,8]
波音737系列客机是波音公司生产的一种中短程、双发喷气式客机,被称为世界航空史上最成功的窄体民航客机,具有可靠、简捷、运营和维护成本低等特点,是目前民航飞机系列中生产历史最长、交付量最多的飞机。目前市场上主流737为-300/-400/-500型,最新一代737为737-NG(next generation)。
波音737有3个独立的液压系统,分别为A系统、B系统和备用系统,为飞行操纵系统、襟/缝翼、起落架、前轮转向和机轮刹车等提供动力。波音737由线缆等机械装置传输指令进行飞机姿态控制。图3显示了波音737的液压系统配置。
系统A与系统B是飞机主液压系统,正常飞行状态下由系统A和系统B提供飞机飞行控制所需压力;A/B系统泵配置均由一个EDP和一个EMP组成;A/B系统的正常压力由系统中的EDP提供,如果EDP失效,由EMP为A/B系统补充压力;备用系统由EMP为飞机提供动力。B737液压系统中的PTU为单向动力传递,即只有当B系统中出现严重低压现象时,PTU在A系统的动力驱动下,将动力传递给B系统用户,由于传递过程使用同轴连接结构,可保证两系统不发生串油现象;两系统都可以通过起落架转换阀对起落架系统进行供压,保证两主系统都可以对起落架液压系统进行独立控制。
2.2波音B787[9,10,11]
波音787是波音公司最新发展的双发、中型宽体客机,可载210~330人,航程6500~16000km,预计2009年投入服务。波音787的突出特点是采用了高达50%的复合材料来建造主体结构(包括机身和机翼),具有强度高、重量轻等优点。
波音787同样采用35MPa工作压力来降低系统重量。液压系统仍由左、中、右三套独立系统构成,其中左/右液压系统由一个EDP和一个EMP来提供压力,中央系统由两个EMP和一个涡轮冲压泵RAT来提供压力。液压系统用户分配见图4。
B787液压系统设计体现了未来多电飞机的发展趋势。与B737相比,由于B787采用电机械(EMA)技术来控制部分飞行控制舵面,因此其液压系统用户减少。此外,波音 787采用电刹车系统来替代传统的液压刹车系统,刹车系统得到大大简化,系统可靠性得到提高;同时由于没有液压管路,避免了油液泄漏,降低了维修成本。
3 液压能源系统发展趋势
3.1 高压化[5,10]
传统客机液压系统压力等级主要为21MPa,但从新型客机A380和B787应用35MPa压力等级可以看出,民用飞机紧随军用飞机液压技术,也具有发展高压系统的趋势,这是因为就传动力和做功而言,高压意味着可以缩小动力元件尺寸、减轻液压系统重量、提升飞机承载能力。当然,高压系统也对设备的强度和密封材料的性能提出了更高的要求。液压系统是否采用高压,还要考虑飞机燃油经济性和维护便利性的要求。
3.2 分布式[12,13,14]
电液作动器EHA与分散式电液能源系统LEHGS等新型电液技术在A380飞机上的成功使用,是大型客机液压能源系统设计理念的创新,使得液压能源系统设计首次从传统集中分配式模式向独立分布式模式转变,大大减少了液压元件与液压管路。EHA与LEHGS的结合运用,替代传统第三套液压能源系统(备用系统),实现了小功率负载用户到大功率负载用户的飞机液压动力备份。
电液作动器EHA将液压能源系统与用户系统有效地集成于同一元件内,从而实现了小功率作动子系统的分散化。图5所示为EHA基本原理构架,图6为EHA实物图。
为了减轻A380的重量,创新设计的分散式电液能源系统(LEHGS)通过微型泵技术为大功率用户如制动系统及起落架转向系统提供动力。从电控单元发出的信号激活多个轻质的电动微型泵,每个微型泵都安装在各分系统附近对负载用户进行控制。微型泵能够为制动及转向系统提供35MPa的油压,在应急情况下能为用户提供动力,图7为LEHGS实物图。
3.3 自增压油箱技术[4,15]
飞机上每个液压系统都有自己的油箱,为防止液压系统产生气穴现象,飞机油箱压力需保持在一定值(如0.35MPa)以上。大多数飞机(如A320、B737、A380等)利用来自发动机的压缩空气对油箱进行增压,油箱内压力油与空气间没有隔膜,多余气体自动经溢流阀排气,其原理如图8所示。这种油箱需要大量的引气管路、水分离器以及油箱增压组件,导致系统结构复杂、系统重量增加。
图9为自举式增压油箱结构示意图。油箱中使用了一个差动面积的柱塞,柱塞泵出口高压油通过优先阀被引回到柱塞的小面积有杆腔,从而带动大柱塞向下运动, 对油箱中的吸油腔油液增
压。蓄能器设置在油箱和单向阀间,用以保持自增压回路的压力稳定,减小系统压力波动带来的油箱吸油腔压力波动。该油箱的优点是通过油箱结构的创新设计避免了油箱引气增压系统带来的系统复杂、管路繁多的缺点,使得油箱增压系统得以简化。目前波音787及我国自主研发的ARJ21飞机上都应用了自增压油箱技术。
3.4 故障诊断与健康管理[16,17]
故障诊断与健康管理(diagnostics, prognostics and health management,DPHM)实现了从基于传感器的反应式事后维修到基于智能系统的先导式视情维修(CBM)的转变,使飞机能诊断自身健康状况,在事故发生前预测故障。飞机液压系统健康管理的主要难点是如何在有限传感器基础上对所检测的液压系统状况进行智能判别,例如,准确判断柱塞泵失效状况需要大量实验数据作为参数化依据,同时需要合理有效的数据处理方法。图10所示的DPHM系统结构主要由机载系统和地面系统组成。
3.5 智能泵源系统[18,19]
目前,飞机液压系统中的EDP和EMP大多为恒压变量柱塞泵,系统压力设定为负载的最大值,柱塞泵不能根据飞行负载变化输出不同压力值,由此带来了能量的浪费。如果采用带负载敏感的智能泵源系统,液压系统输出压力和流量随飞行负载的变化而实时调解,将大大降低液压系统能耗。
智能泵源系统可根据负载工况自动调节输出功率,使输出与输入最佳匹配,是解决飞机液压系统无效功耗和温升问题的有效途径,其关键技术主要涉及变压力/变流量技术、负载敏感技术、耐久性试验技术以及智能控制技术等。
4 大客液压能源系统方案
4.1 主流机型方案对比
根据国家立项与专家论证,我国大客机型定位150座级,座位规模在130~200个座位之间,也就是目前畅销的波音737和空客320的竞争机型,目前全世界的在飞客机中有70%~80%是这一级别。
B737和A320系列客机为目前市场占有率最高的两种150座级客机。鉴于目前我国大客的机型定位,通过比较两机型液压能源系统特点,能为我国大客液压能源系统设计提供有益参考。比较结果见表1。
从两者液压系统比较可发现,B737液压系统相对A320液压系统简洁,可有效减轻飞机液压系统重量,但在系统功能结构、冗余度以及可靠性方面明显不足。B737没有采用冲压空气涡轮(RAT)作为备份系统能源,且主系统间PTU装置仅采用单向结构而非双向结构,减少了飞机液压能源供给途径,降低了飞机应对紧急情况的能源供给能力。同时备份系统对应的执行机构功能简单,紧急情况下对飞机的控制能力有限,降低了备份系统的有效性。故总体上讲,A320飞机液压系统相比B737飞机液压系统先进,拥有更高安全裕度,B737机型液压系统配置则更为简洁、轻便。因此,在开发国产大飞机液压系统时,应着重借鉴空客A320机型的高冗余度设计与波音B737机型的系统简洁性设计。
4.2 设计方案一[4,15]
根据大客发展目标以及新老机型方案对比,在此提出2种飞机液压能源系统方案。第一种系统方案配置见图11。液压系统压力采用21MPa,系统由3套独立液压能源组成,分别标记为左、中、右系统。与A320相比,每套液压系统均采用自增压油箱技术,同时简化用户系统配置。左/右液压源为飞机主液压系统,分别由一个EDP和一个EMP提供动力;中系统为备用系统,由一个EMP和一个RAT提供动力。飞机启动时,由左/右液压系统中的EDP为飞机提供动力。当发动机或EDP发生故障以及大流量需求工况(如飞机起飞和降落阶段)时,左/右系统中的EMP为飞机补充动力。在系统失电情况下,可利用左系统中的手动泵对舱门进行操作。左/右系统失效情况下,启动中系统EMP作为应急能源提供系统压力;当电力丢失以及2台发动机全部失效时,由冲压空气涡轮RAT为系统提供压力;此外RAT还为恒速马达发电机(CSM/G)提供动力。在一个发动机或其对应的EDP失效时,双向PTU为故障系统或低压系统提供动力转换。
4.3 设计方案二[6,15]
第二种方案采用28MPa作为系统压力,这是因为28MPa能够被目前的机载设备和维护设备强度所接受,同时能够减轻飞机液压系统的重量。此外,系统中采用电液驱动技术来驱动部分飞行负载,采用分布式电液能源系统代替传统备份系统。系统功能布置见图12。系统采用2套液压回路(2H)+1套电驱动回路(1E)的高可靠性方案。本方案中的每个液压能源系统由一个EDP和一个EMP提供动力。电驱动系统作为备份,在2套液压系统失效情况下为飞行控制提供应急动力;其中EHA用于驱动方向舵,EBHA用于驱动升降舵、副翼和扰流板3,局部电液能源系统(LEGHS)用于驱动刹车系统。发电设备包括恒频发电机CFG、RAT、辅助动力单元(APU)及地面动力单元(GPU)等,其中CFG与发动机相连,当发动机运行时,CFG自动为系统提供电源。
5 液压能源系统关键技术
5.1 高可靠性液压系统[20]
高可靠性液压系统设计包括液压源的余度配置、高可靠性液压元件、高可靠性传感器选择等。
液压系统余度配置不仅影响飞机的安全性,同时也影响液压系统的重量和飞机控制性能。在进行飞机液压系统设计时,要进行液压系统多余度配置的优化设计论证,找出最佳的系统冗余配置。
高可靠的液压元件主要指EDP、EMP、液压控制阀及附件等,以上元件性能的好坏直接影响液压系统的可靠性。目前国内公司还不能生产高可靠性的航空液压元件,因此研制开发具有自主知识产权的高可靠性液压元件是实现大客飞机国产化、带动国内相关技术领域发展的关键。
此外,高可靠性传感器是飞机控制系统的重要环节。精确可靠的反馈信号是液压系统故障诊断与高精伺服控制的前提。目前飞机液压系统的各类传感器多为进口。
5.2 压力脉动抑制[21,22]
压力脉动引起的管路振动是许多液压系统失效的主要原因。柱塞泵由于其优越的性能在飞机液压系统中得到广泛应用,但其固有的自然频率的流量脉动(不能完全消除)特性,也影响了液压系统性能。流量脉动造成压力脉动和管路振动,不仅带来了严重的噪声,而且能够造成管道系统在过载或疲劳载荷下发生灾难性事故。飞机液压系统的管路振动多年来一直困扰着飞机液压系统设计师,随着飞机液压系统的高压化,这一问题更加突出。因此在设计飞机液压系统时,必须采取有效的方法将管路振动限制在一定范围,尽可能减小压力峰值,并避免机械共振。尽管一些被动控制振动方法(如蓄能器、管夹、阻尼器和振动吸收材料等)证明是可行的,但是部分主动振动控制方法(需第二个能量源来抵消主能量源的振动)对进一步降低液压系统振动也能起到了良好的作用。
5.3 油液温度控制[23]
飞机液压系统温度必须控制在一定范围内,否则直接影响飞机的控制性能、机载设备寿命及可靠性。飞机热负载主要来自于发动机热辐射、泵源容积损失与机械损失、液压长管道沿程损失、电液阀的节流损失、作动筒的容积损失以及反行程中气动力作用导致的系统温升等;液压系统高温使油液黏度降低、滑动面油膜破坏、磨损加快、密封件早期老化、油液泄漏增加;高温也使油液加速氧化变质、运动副间隙减小,产生的沉淀物质会堵塞液压元件。针对飞机液压系统温度影响,必须展开关于飞机液压系统温度控制技术的相关研究,从元件级—系统级—综合实验级分别对飞机液压系统温度特性进行热力学建模与仿真分析,同时以试验对比的方式验证飞机液压温控系统的合理性与有效性。
5.4 油液污染度控制[24]
液压系统很多故障均与液压油污染有关。飞机液压系统多采用伺服执行器,因此对油液污染度有严格的要求。油液污染定义为油液中出现对液压系统性能产生负面影响的其他物质,这些有害的物质主要包括水、金属、灰尘和其他固体颗粒等。油液污染使液压泵和其他元件的磨损加快,导致液压元件提前失效,影响液压系统的可靠性。因此合理的油液污染检测和控制方法,对保证飞机飞行安全是十分必要的。通常飞机液压油的污染由合理的过滤器来控制,在飞机降落后对液压油的污染度(主要包括颗粒大小、化学成分等)进行采样检测。目前一种轻型在线检测飞机油液污染度的技术正在发展中,可望在不久的将来应用到飞机上,将对飞机液压系统的监测起到很好的促进作用。
6 结论
介绍了当前主流客机A320、B737、A380、B787的液压能源系统结构及其特点,指出当前商用飞机液压能源系统的发展趋势——高压、分布式液压能源技术、故障诊断及健康管理、自增压油箱技术、智能泵源系统等。对150座级客机A320和B737的液压系统进行了对比分析。针对我国大型客机发展目标,提出了2种液压能源系统方案,分别为3套独立液压系统方案(3H)、2套液压系统+1套电操作系统(2H/1E)方案。指出发展飞机液压系统需要解决的高可靠性液压系统设计、压力脉动抑制、油温控制、油液污染度控制等关键技术问题。
大型客机发电系统研究 篇4
关键词：襟翼,刚度,滑轨,布置,优化
现代大型客机上,为了增加升力,提高飞机机动性,减小大迎角下失速速度,提高低速飞行时的升力,改善起飞和着陆性能,在机翼后缘布置后缘襟翼[1],如图1所示.
襟翼结构是按刚度设计的,因此控制襟翼的变形尤为重要. 襟翼通过导轨或滑轨与机翼盒段连接,每个襟翼由2根或2根以上的导轨支撑,合理地确定支点形式及位置,可以有效地降低滑轨支点个数,节省结构重量,减小襟翼弯曲变形,优化传力路线,降低附加载荷.
1 结构概述
活动翼面采用常规的双梁或单梁式半硬壳结构,设计上要求结构简单且重量轻,传力合理,结构刚度足够,保证飞机在正常变形状态下,操纵自如. 襟翼结构采用2点或3点支持,在支持处布置加强肋以传递集中载荷. 襟翼结构一般由前、中、后3段组成,中段上下壁板采用蜂窝夹芯结构或者长桁加筋壁板结构,后缘多采用全高度蜂窝夹芯结构,以提高结构刚度.
本文中襟翼结构参考大型成熟客机两点滑轨支撑襟翼结构,襟翼结构上下壁板为典型加筋壁板结构. 为了计算方便,对模型进行合理简化,襟翼结构沿展向等效为一刚度沿展向变化的盒式梁,气动载荷等效施加到压心线上,支撑襟翼的2个滑轨可等效为梁的2支点A, B.
2 受力分析
襟翼在巡航过程中作为机翼外形的一部分,在起飞着陆过程中,放下可增大机翼有效面积提高升阻比并减缓气流分离. 襟翼主要受力有气动力、惯性力和操纵机构的操纵力和支座的支反力.
襟翼操纵系统通过作动器、驱动连杆及操纵摇臂驱动襟翼收放,气动载荷通过襟翼滑轨传递到机翼,而后传递到机身上. 从结构力学的观点可作如下简化,襟翼结构是一变刚度的双支点简支梁,承受垂直于弦平面的分布气动载荷qail和支反力F,如图2所示. 绘制出剪力、弯矩及挠度,如图3所示.
在2支点A和B处一般采用铰支或固支,下面分别对4种支点组合方式进行对比分析.
通过表1中对比分析可知,襟翼气动载荷在支点A, B处产生的弯矩主要由A, B处的支反力和支反弯矩来平衡. 如果支点A, B承弯,可以减小支反力. 但此时受力比较复杂,会产生附加的弯矩及扭矩,对于襟翼结构传力不利,且不能调整襟翼结构变形所引起的装配容差. 而且在进行机构设计时, 往往不希望驱动杆和摇臂承弯. 铰支传力简单,襟翼在支点铰支时变形较大,可以通过提高襟翼刚度来满足设计要求.
因此,襟翼与滑轨连接处宜采用双点铰支方案,可通过关节轴承实现.
3 刚度计算
襟翼结构剖面为封闭盒段,主要承受剪力及扭矩,剪力及扭矩会在蒙皮及前后梁腹板形成的闭室内产生剪流,如图4所示.
而在工程实际计算时,因襟翼前缘和后缘组成闭室产生剪流较小,可认为剪流主要在中间盒段产生. 因此,襟翼弯心、刚度计算采用单闭室薄壁结构计算方法. 根据结构力学中[2]单闭室薄壁结构弯心的计算公式,得出襟翼的刚轴,如图5所示.
取弹性模量E = 71.016 GPa,泊松比 µ = 0.33,切变模量G = 27 GPa,根据弯曲刚度和扭转刚度计算公式计算出. 展向抗弯刚度, EIx; 弦向抗弯刚度, EIy; 扭转刚度, GJ; 如图6和图7所示.
4 优化设计
本文中假设襟翼翼面气动载荷沿展向呈线性分布;根据材料力学[3]中梁挠度计算公式计算.
图8左端点为原点,x为展向. 图中, q(x) 为展向x处载荷,l为展向总长,n为气动载荷线形系数,a为支点A距离原点距离,b为支点A与支点B距离,FA为支点A处支反力,FB为支点B处支反力.
4.1 挠度方程的计算
4.1.1载荷分布计算
以左端点为原点
4.1.2 支反力及弯矩方程计算
在计算梁挠度之前,首先求出支座A, B的支反力.
根据力平衡和力矩平衡方程,平衡条件 ΣF = 0和 ΣM = 0, 可求得支座反力
FA, FB方向与气动载荷方向相反,向下.
其弯矩方程为:
(1) A支座左侧
(2) A, B支座之间
(3) B支座右侧
4.1.3 利用微分方程计算挠度曲线
挠曲线近似微分方程为
可得出挠度的微分方程
在工程问题中,主要关注的是梁的挠度,而对梁任意截面形心的展向位移这里不予考虑. 下面分别计算三段的角度和挠度.
从上述3段挠度曲线方程可知,每段有2个未知积分常数,一共6个未知量,下面分别根据边界条件和变形协调条件来建立补充方程. 如图9所示.
根据刚度连续变形协调的设计要求,可知
分别代入上面所求的角度和挠度方程,6个方程求解6个未知数,可得出积分常数值.
4.2 弯曲刚度拟合
支点位置主要对展向抗弯刚度EIx影响较大. 根据材料力学可知,整个剖面图形 (面积为A) 对x轴 (重心轴或刚轴) 的惯性矩为
而整个襟翼沿展向到x轴的距离 ρ 随x近似呈线性变化,而惯性矩与 ρ 为四次关系,因此,可以根据第3节中计算结果拟合刚度对展向位置的四次多项式曲线. 如图10所示.
求出刚度随展向位置变化曲线如下
挠曲线应是一条连续光滑的曲线,在挠曲线的任一点上,应有唯一确定的转角和挠度,这就是挠曲线的光滑连续条件.
4.3 优化及实例
优化参数为滑轨位置 (a和b两个参数),优化目标为梁变形最小. 因为有两个参数,因此对位置的优化属于二维优化.
设计变量:a和b;
目标函数:
约束条件:
对某大型客机现有资料进行收集整理,n为两端分布载荷线性比,主要与襟翼两端弦长有关,取n = 1.5;q为襟翼表面分布载荷,这对滑轨位置优化影响不大,为了计算结果不致太小,取q = 1 000 N/m; l为襟翼展长,这里取l = 7 000 mm. 经过优化, a = 0.199 5,b = 0.767 3. 把优化结果带入襟翼结构,襟翼变形见图11所示.
由此可见,在设计初期对襟翼支点位置进行优化,可为襟翼滑轨布置提供一定的依据.
5 结 论
(1) 由刚心的计算结果可知,对于襟翼盒段剖面这样形状的单闭室,变化很小,可近似认为剖面刚心y值与形心y值相等,数值也较小. 在实际工程计算中,对于机翼翼肋较规则的单闭室剖面,可近似认为刚心、形心重合;
(2) 从本文分析可知,减小襟翼变形的措施主要有:结构设计合理、提高襟翼整体刚度;传力设计合理、尽量将集中力改为分布力,作用力位置靠近支点;合理设计支点位置;
(3) 支点位置选择应满足襟翼剪力分布均匀,沿展向各段挠度保持一致,且挠度和转角不超过刚度要求;
大型客机发电系统研究 篇5
斜置飞翼 (Oblique Flying Wing, OFW 或 Oblique All Wing, OAW) 是一种飞行后掠角可变的全机翼的飞翼式布局飞机, 如图1所示。斜置飞翼的概念由Godfrey. H. Lee于1962年首次提出。由于构型简单且后掠角可变, 与常规对称后掠翼飞机相比, 斜置飞翼在气动、结构、噪音控制和经济性等许多方面均具有明显的优势, 长期以来引起了飞机设计者的关注。
20世纪50年代初, R. T. Jones指出, 具有椭圆载荷分布的斜置机翼具有最小的诱导阻力和升致波阻[1,2]。十年后, Smith在研究了椭圆载荷分布斜置机翼的体积优化分布后指出, Sears-Haack面积分布是椭圆和抛物线分布[3], 即同时具有椭圆载荷分布和抛物线厚度分布的椭圆机翼具有最小的升致阻力和最小的体致波阻。R. T. Jones 等人的研究为斜置飞翼的设计提供了理论依据。
20世纪90年代, Van der Velden[4,5]研究指出, 大型斜置飞翼在跨音速和超音速飞行时均具有良好的气动效率, 它可以在陆地上空以接近音速飞行, 在海洋上空以超音速飞行, 从而大大节省乘客的旅行时间。
此外, 不断发展的现代控制和推力矢量技术将会使斜置飞翼的控制问题得到解决。
本文在前人研究的基础上, 对一架巡航马赫数为1.41的斜置飞翼大型超音速客机进行了气动设计。
1 斜置飞翼气动优势及设计理论
1.1 斜置飞翼的气动优势
与常规对称机翼相比, 斜置飞翼的超音速激波阻力显著减小。超音速巡航时, 斜置飞翼沿来流方向的当量长度约为具有相同面积、翼展和后掠角的常规对称机翼的两倍, 如图2所示。从R. T. Jones[6]给出的阻力表达式 (1) 中可以看到该长度对机翼波阻的影响。
(1) 式中:D为阻力, L为升力, V为机翼体积, Sf为机翼参考面积, Cf为摩擦阻力系数, q为动压, b为翼展, β2=Ma2-1。公式前两项分别为摩擦阻力和诱导阻力, 后两项分别为升致波阻和体致波阻。后两项中的ll和lv为机翼在来流方向上的当量长度。在低超音速和较大后掠角下, 斜置飞翼的ll和lv近似与机翼沿自由来流方向上的实际长度相等, 约为常规对称机翼的两倍。从公式 (1) 可以看出, 斜置飞翼的升致波阻和体致波阻分别仅为具有相同面积、翼展和后掠角的常规对称后掠机翼的1/4 和1/16。
斜置飞翼另一主要优势来自其可变后掠特性。斜置飞翼可以通过引擎的旋转和控制面的操纵来调整飞行后掠角, 在不同的飞行高度和马赫数下实现最优的飞行性能, 高效地完成各种飞行任务。
此外, 斜置飞翼不存在常规变后掠飞机后掠角变化引发的气动中心移动的问题。
1.2 设计理论
斜置飞翼气动设计理论包括超音速面积率、最小阻力旋成体和超临界翼型理论。
超音速面积率。Lomax[7,8]等人在对超音速面积率的描述中指出, 飞行器在定常超音速流下的激波阻力等于与各方位角所对应的一系列当量旋成体波阻的平均值。每个方位角对应的当量旋成体的横截面面积等于体积贡献面积和升力贡献面积之和。体积贡献面积等于某方位角对应的前马赫锥面斜切机翼所得截面在垂直于自由来流的平面上的投影面积。升力贡献面积等于某方位角上, 升力在与前马赫锥面斜切机翼所得截面平行的方向上分量的2β/q倍, 然后该面积再投影到垂直于自由来流的平面所得到的面积。这里β为普朗特因数, q为动压。
最小阻力旋成体。对于给定长度和体积的旋成体, 如果其截面积分布满足Sears[9]和Haack[10]分布, 那么该旋成体的激波阻力将会达到最小。因此, 要得到最小的体致波阻, 机翼的截面积分布要满足Sear-Hacck分布。对于给定长度和基面积的旋成体, 如果其截面积分布满足Kármánogive[11]分布, 那么该旋成体的波阻将会达到最小。椭圆机翼具有弦长成椭圆分布的特点。因此, 具有椭圆展向载荷分布的斜置椭圆机翼在每个方位角平面内都是Karmanogive。展向椭圆分布载荷在垂直面上的投影仍为椭圆分布载荷, 因此具有最小的诱导阻力。
超临界翼型。超音速巡航状态下, 自由来流穿过由斜置飞翼前端产生的锥形激波流经机翼上方。机翼可以充分后掠使垂直于前缘的气流速度足够小, 从而能够采用厚度较大的超临界翼型来设计机翼。根据以往研究经验, 将所设计斜置飞翼的巡航马赫数定为1.41, 巡航后掠角定为60度。 采用Sobieczky的fictitious gas法[12]设计斜置飞翼的超临界翼型, 见图3。
2 模型的建立
2.1 翼型的参数化
采用有明确物理意义的参量作为设计变量对翼型进行参数化, 如图4所示。
定义翼型几何形状的11个参数为:前缘半径rle、上顶点位置 (Xup, Zup) 、上顶点位置曲率ZXXup、下顶点位置 (Xlo, Zlo) 、下顶点位置曲率ZXXlo、后缘方向角αTE、后缘夹角βTE、后缘高度ZTE和后缘厚度ΔZTE。
翼型形状的几何参数化函数为:
通过建立翼型几何参数与参数化函数中的参量ai, bi (i=1, 2, …6) 之间的代换关系, 即可得到翼型几何参数变量与翼型上下表面形状yu、yl的函数关系, 即以这11个几何参数为变量的映射。通过调整机翼各横截面翼型的几何参数值即改变翼型外形。
2.2 机翼模型的生成
将先前得到的超临界翼型作为机翼的中心截面翼型并以该翼型作为控制面得到一个长短轴比为10比1的椭圆机翼。以四分之一弦线为扭转轴对机翼进行扭转, 得到一个近似的椭圆载荷分布, 使机翼的升致阻力达到最小。由于此时机翼的厚度分布为椭圆分布, 不满足Sears-Haack面积分布, 导致机翼的体致波阻较大, 升阻比较低。
综合考虑机翼容量和气动性能, 将机翼中心截面翼型的厚度定为19%, 通过调整机翼各截面位置翼型的参数使机翼厚度分布为抛物线分布, 得到一个近似的Sears-Haack面积分布。此时, 机翼的载荷分布不是椭圆分布。在此基础上对机翼进行抛物线弯曲、非线性扭转以及翼平面几何修形 (保持机翼前半段四分之一弦线不变, 将后半段四分之一弦线调整为一椭圆线, 增加了机翼后半段的后掠角) 得到一个近似的椭圆载荷分布, 如图5所示。
相关研究[13,14]表明, 一架长短轴比为10比1, 翼展550英尺, 最大弦长55英尺, 中心截面相对厚度为19%的斜置飞翼客机可搭载800名乘客。
3 气动特性计算
计算采用欧拉3D算法, 机翼模型采用ICEM-CFD生成结构化分块对接网格, 网格数量110, 如图6所示。机翼翼平面内压力分布如图7所示;机翼各截面翼型的压力分布如图8所示;各截面翼型压力云图如图9所示。
在设计状态下, 机翼的无粘升阻比为19.24, 升力系数为0.145。
保持机翼后掠角不变, 检验升力系数对升阻比的影响。如图10所示, 随着升力系数减小至0.135, 机翼的无粘升阻比增加到19.3。将升力系数定为0.14, 检验后掠角对升阻比的影响, 如图11所示, 后掠角对气动性能的影响十分明显, 随着后掠角的增大, 机翼受跨音速横向流动的影响减小, 当后掠角增加至68度时, 机翼的无黏升阻比增大到21.6。将后掠角定为68度, 检验升力系数对升阻比的影响。如图12所示, 随着升力系数减小, 机翼的无黏升阻比显著增加, 并在CL=0.071时达到最大值27.9。
4 结 论
(1) 本文以相关气动设计理论为指导, 对一架巡航马赫数为1.41的斜置飞翼进行了气动设计。经计算, 该斜置飞翼在飞行高度为41 000英尺, 巡航马赫数为1.41时的黏性升阻比约为15, ML/D约为21。而著名的协和式客机的ML/D大约为15。对于一架引擎安装在机翼内的无尾斜置飞翼客机, 其表现要比协和式客机好很多。
(2) 本文采用翼型参数化控制方法对机翼的载荷分布与面积分布进行调整和控制, 以使其阻力最小。该设计思路和方法对斜置飞翼的气动设计具有一定的参考价值。
(3) 在建模过程中, 机翼的面积分布近似满足Sears-Haack分布, 对于一架真实的斜置飞翼, 当其面积分布满足Sears分布时的激波阻力要比满足Sears-Haack分布时的激波阻力小1/9。因此, 该机翼具有进一步提高升阻比的空间。
摘要：对一架巡航马赫数为1.41的斜置飞翼大型超音速客机进行了气动设计, 包括翼型设计以及机翼模型的生成。采用翼型参数化控制方法调整机翼的平面形状、扭转、弯曲和厚度分布, 使机翼具有一个近似的椭圆载荷分布和Sears-Haack面积分布。通过研究升力系数和后掠角对斜置飞翼升阻比的影响, 得到一个无黏的最佳设计结果。
大型客机发电系统研究 篇6
全寿命周期成本起源于军品，是指产品从论证开始，涵盖研制、生产、使用和退役等整个过程的成本，目前在民品研制中也具有广泛的应用。与军用飞机相比，民用飞机型号的研制除了飞机研制共有的特性外，经济性显然是推向市场竞争中最重要的因素之一，而全寿命周期成本又是能够左右飞机经济性的重中之重。然而过去很长一段时间，我国飞机研制全靠政府投资，设计与生产脱节，成本风险完全由国家承担，飞机设计研究以满足上级要求为根本目标，利润提取模式是成本的固定百分点，市场竞争机制的作用几乎为零，从而造成了飞机全寿命周期成本观念不强，也没有专门的人员和机构对其市场需求和运营成本展开有效的分析研究，经济性等因素在设计过程中考虑较少(见图1)。
如今，国产大型客机项目已不同于以往军工武器装备的研制和发展模式，它是军民两用技术的有机融合，是传统军工产品研发体制与市场运作机制的有机融合，是自主创新与国际合作的有机融合(见图2)。在经济全球化的背景下，航空工业的全球化是以武器系统的单一研制模式，转向国际化的研发、设计、生产以及市场营销为基础的军民两用研制模式。而且随着经济全球化深度和广度的不断加强，民用飞机产业的国际竞争越来越激烈。以国产大型客机为代表的我国航空工业要在国际竞争中赢得一席之地，就必须改革现行管理体制和运行机制，尤其要确立以成本、收益为核心的经济观念，及时组织开展国产大型客机的研制成本研究，建立相应的评估指标体系。
1 国内外研究现状及评述
根据世界两大民用大型客机制造商———波音和空客公司对下一代大型客机关键指标的预测，缩减研制周期和研制成本、降低制造成本和控制运输成本都不约而同地成为其战略目标[1]。可见，成本评估指标已经成为决定未来公司命运的关键指标(KPI)。
其中，波音公司在确保飞机安全性的前提下，通过对气动技术、材料技术和系统技术的改进，减轻了飞机重量，降低了耗油率、材料造价和维护维修费用，从而达到了降低飞机全寿命周期成本的目标[1]。同时，通过改良推进技术，降低了推进系统噪声、减少了排放物污染、提高了能源利用效率，从而可以有效规避将来的噪音税、碳排放税、环境税等多项税收，控制飞机的成本(见图3)。
空客公司发展民用大型客机的五大战略目标也明确地反映了更安全、更经济、更舒适和更环保的设计理念，将控制和降低全寿命周期成本放在突出位置[1]。空客通过更经济的设计、更低的材料和制造成本、更高的燃油效率和飞机使用效率，以及更低的噪声和排放来降低其全寿命周期成本，试图提高其研制生产的飞机在国际市场上的核心竞争力(见图4)。
此外，近几年来在欧美国家政府和行业协会研究发展民用飞机的计划中，降低全寿命周期成本的关键技术研究也成为不变的主题[1]。例如，“AWIA-TOR”、“EUROLIFT”、“OPERA”等研究计划主要是通过提高大型客机的气动性能来减少飞机的飞行阻力并提高巡航效率，从而降低燃油成本;“TAN-GO”、“CAI”、“ALCAS”等研究计划主要是通过研究新型材料和合理结构来降低飞机重量，从而降低制造成本和燃油成本;“EEFAE”、“UEET”、“ZEA”、“AEAP”、“QGT”等研究计划主要是通过降低飞机排放来提高环保性，从而降低未来政府对航空运输行业的碳排放、噪音和环境污染等问题的立法所带来的税收成本;“SFW”、“IFCS”、“ACEE”等研究计划主要是通过优化总体设计、更先进的电传技术和人机环境技术等来提高飞机的操作性能，从而降低维修、地面支援和飞行员的培训成本(见表1)。
由此可见，成本指标是提高民用大型客机核心竞争力的关键指标。国产大型客机的研制尚处于起步阶段，以中国商用飞机有限责任公司(简称中国商飞，COMAC)所研制的C919为代表的国产大型客机正在朝着全球民用大型客机ABC三分天下的格局迈进。目前，国内对这方面的研究多以总结和归纳国外飞机成本评估方法为主，对于研究适合中国特色以及国产大型客机发展环境的成本评估指标体系的文献尚不多见，因此本文想在这方面做一些尝试。
2 国产大型客机成本评估指标体系的建立
飞机全寿命周期成本(LCC)的概念起源于军品，其解决方案之一的并行工程设计思想也被首先用于军机[2,3]。美国兰德公司(RAND)的DAPCA(I—IV)模型[4]为我们打开了面向成本的设计思路。但军机研制不同于民机，就是民机企业，经济环境、管理体制和文化背景不同，企业的情况及成本也会有所不同[5]。但是，我们仍然可以借鉴DAPCA模型和波音、空客等公司对民用大型客机成本评估的思路，并结合我国实际情况，尝试着建立我国民用飞机全寿命周期成本评估指标体系。这些成本主要有民用飞机的研发设计成本、全球采购成本、制造成本、试飞和适航取证成本、市场营销成本、客户服务成本和管理成本等七个方面(见图5)。
2.1 研发设计成本
已有研究表明，研发设计阶段对于全寿命周期成本的影响至关重要[6]。帕累托曲线在经济管理[7]和民用飞机全寿命周期成本评估方面的应用(见图6)证明，项目论证阶段70%的LCC已经被决定;而在方案研究结束时，LCC的85%已经被决定;待到全面研制工作结束时，则LCC的95%已被决定了。而使用、维护阶段的活动对LCC的影响只占1%。因此，帕累托曲线理论表明一个民用飞机型号的全寿命成本其80%在整个产品全寿命周期的前20%的阶段已被确定了。由此可以得出，研发设计阶段(包含论证阶段和方案阶段)是控制全寿命周期成本(LCC)的关键阶段，其他阶段的控制作用极为有限。
根据帕累托曲线的分析，降低全寿命周期成本应该在民用飞机研发设计阶段下功夫，投入足够的资金。而且，从保障国产大型客机项目成功，避免重蹈“运十”覆辙的角度出发，也应该在研发设计阶段投入足够的资源。民机研发设计阶段的成本主要包括研发设计人员经费、仪器设备和设施投入、耗材和物损成本、第三方支持费用等方面(见图7)。其中，第三方支持费用包括为了国产大型客机项目所采购的技术资料、数据和文献等，还包括研发过程中的咨询费以及需要外界提供其他服务的第三方费用。
2.2 全球采购成本
飞机制造业是典型的全球采购行业，离不开高密度的国际合作。据统计，制造一辆汽车需要1万多个零件，而制造一架大飞机则需要600万个零件。波音和空客发展至今仍然实行零部件的全球采购战略，这不但没有削弱它们的地位，反而可以使它们通过整合全球供应商资源使自己变得愈发强大。因此，我国的国产大飞机绝对没有必要每个零部件都自己设计制造，完全可以走“利用全球资源”的道路。事实上，供应商提供的很多零部件不仅质优而且价廉，既有助于我们提高质量，又有助于我们降低成本，还有助于我们获得暂时还不能生产的一些零部件。可见，采取全球采购战略其意义是十分重大的。
目前，民用飞机全球采购的主要模式是“主制造商-供应商”模式。根据国产大飞机的研制现状，我国民机主制造商的全球采购成本主要包括采购国内外供应商提供的复合材料、航空发动机、电子系统、机载设备、电气系统和标准配件，以及先进的生产技术等产品时发生的费用(见图8)。
2.3 制造成本
民用飞机制造阶段是企业根据民用飞机的总体设计方案，整合国内外供应商资源，通过科学的技术和管理，对民用飞机实施总装制造的过程。总装制造是国产大飞机制造商的核心工作之一，具有非常重要的地位，对于飞机产品的成本控制也具有十分重要的意义。根据国产大飞机研制的实际情况，制造成本主要包括以下几个方面(见图9):
(1)自产产品成本。我国民用飞机的自产产品成本主要包括生产机头、机身、机尾等大件时所需要的零部件、配件、材料和耗材等成本。
(2)制造劳动成本。主要包括企业管理、技术、制造和后勤等人员的劳动成本。
(3)储存和运输成本。储存成本包括存放飞机零部件和产品的仓库和其他储存设施的折旧费和修理费等。运输成本包括运输飞机零部件和产品的费用。
(4)报废成本。即自产产品过程中产生的无法通过返工、返修恢复其预期功效，且不能作为让步处理继续使用的不合格产品的费用分摊。
(5)工装成本。大型飞机的装配是一项技术难度大、涉及学科领域多的综合性集成技术，它在很大程度上决定了飞机的最终质量、制造成本和交付周期。为了国产大飞机总装制造的需要，必须在机械设备、装配技术、加工工艺等方面加大投入，产生的这部分费用即为工装成本。
2.4 试飞和适航取证成本
在总装制造完成之后飞机即进入试飞和适航取证阶段。试飞是测试和体现飞机性能，获得市场的认可，并顺利取得适航证的必要环节。为保证飞行安全、维护公众利益，包括民用飞机在内的各类航空器必须经过成百次的试飞，须经受不同飞行和操作环境的考验。同时，在安全性方面必须通过国家适航管理部门的审定并取得适航证后才能投入市场运营。因此，试飞成功并取得适航证是民用飞机进入市场的必要条件。国产大型客机在取得我国适航证后，还必须取得欧洲和美国的适航证才能够打入欧美市场。取得欧美的适航批准是复杂而艰巨的工作。一旦取证受阻，国产大型客机只能在国内销售和运营，这对我国航空制造业和航空市场是一种巨大的伤害。因此，对试飞和适航取证必须给予足够的重视。
试飞和适航取证成本包括试飞成本和适航取证成本两部分(见图10)。其中，试飞成本主要包括试飞期间所产生的飞行员、保障人员、燃油、部件材料损耗、保险费等费用。适航取证成本主要包括在概念设计、要求确定、符合性验证计划、实施符合性验证、证后管理等五个取证阶段所发生的费用。
2.5 市场营销成本
即使解决了技术、制造和适航取证难题，国产大型客机依然需要逾越销售障碍。一架成功的机型，除了安全性和经济性外，还需要有规模生产和足够的海内外订单，才能把巨额的研发费用分摊在每一架飞机上。国产大型客机的发展是一个循序渐进的过程，需要有一定的市场销售来支撑。依照国际通行的经验，一架新型号飞机研发、生产之后，一般销售的“盈亏平衡点”在300～400架之间。以波音梦想飞机787为例，在签了近480架订单之后生产的飞机才有利润可言。因此对国产大型客机的营销环节必须要有足够的投入。
国产大型客机市场营销成本主要包括建立品牌形象、扩大营销网络、形成和维持营销团队、实施促销手段等方面发生的费用(图11)。其中:
(1)建立品牌形象成本。要打破国际民用大型客机现有的AB格局，必须树立起国产大型客机的品牌形象，这样才有可能在销售市场上形成ABC的格局。建立品牌形象，需要有专门的品牌营销策划及其实施，主要有参加各类航空展，邀请全球潜在客户观摩飞行表演，赞助或冠名大型国际活动，组织有影响力的公益活动等。
(2)扩大营销网络成本。强大的营销网络能够快速将产品投放到目标市场，对于产品销售的重要性不言而喻。国产大型客机既可以借用已有的航空制造企业的销售渠道，也可以通过全球并购获得国外成熟的营销网络，还可以根据市场目标建立营销网点或网络。
(3)形成和维持营销团队成本。在营销过程中营销人员至关重要，他是市场策略和营销方案的最终执行者，其作用就相当于“临门一脚”。因此，招募、培养和维持一批高素质的营销人员，形成富有战斗力的营销团队，对尽早达到销售“盈亏平衡点”具有重要作用。
(4)促销成本。促销是新产品打入市场常用的手段。空客在尝试打入美国市场时就曾采用“先飞后买”的促销手段，取得了巨大的成功[8]。国产大型客机在打入国际市场时也一定会采用促销手段，此时产生的成本需要有足够的预期。
2.6 客户服务成本
一架飞机的使用寿命大约30年，因此民用大型客机不仅要求产品质量合格，还需要良好的售后技术服务作保障。潜在客户选择哪个飞机制造商甚至何种机型直接与飞机售后服务有关，可以说民用大型客机市场已经进入用客户服务来赢得和巩固市场的时代。因此，客户服务成本是国产大型客机成本评估体系中的重要一环，其成本主要有(见图12):
(1)MRO网点建立和维持成本。MRO网点是民用飞机制造商建立的能够提供产品Maintenance维护、Repair维修和Operation运行(MRO)的场所。MRO网点建立和维持成本主要包括建设场地、设施和人员，并提供上述服务所需的成本。
(2)航材和备件服务成本。航材和备件服务关系到民用飞机制造商能否及时、有效的实施产品支援，因此合理的储备与调度航材和备件体系可以增强客户服务的核心能力。航材和备件服务成本就是在计划和实施航材和备件服务的过程中所产生的费用。
(3)培训和技术支持成本。民用飞机制造商不仅要销售飞机，也要满足航空公司的合理需求。无论飞机是航空公司从制造商那里直接购买的还是从租赁公司租借的，这种系列服务都应该贯穿于从飞机交付到飞机运营的整个过程。重视客户服务的民用飞机制造商，不仅要供应飞机，还要致力于航空业的发展，随时提供优质的客户培训和支援服务。民用飞机制造商和各航空公司应该结成战略伙伴关系。
(4)技术出版物成本。飞机技术出版物是飞机产品客户服务的重要组成部分，是用户决定是否订购飞机的关键因素之一。在飞机交付后的30年寿命期内，技术出版物是保证飞机正常运营的重要技术保障。因此，完善、优良的技术出版物，不仅能提高维护、保养和修理质量，缩短排故周期，减少停场时间，保证持续适航和飞行安全，提高用户的经济效益，还能提高飞机的市场形象和制造商的声誉。
2.7 管理成本
管理成本可能是最容易被忽视但又举足轻重的部分。纵观我国民用飞机发展历程，前有“运十”的研制基础，中有为波音、空客两大巨头生产多年零部件的技术底子，现有支撑“全球采购战略”的资金能力，可以克服科学技术和资金方面的障碍。真正缺乏的是管理经验，即对飞机生产线的总装和系统集成，以及对全球海量供应商的管理经验。可以说，管理将成为国产大型客机发展的瓶颈。而且管理经验又非高价引进可以一蹴而就，必须依赖长期实践逐渐积累。空客公司就曾因管理不善导致A380推迟交付，引发“空客危机”。目前国产大型客机C919的订单形势良好，但如果对管理成本重视不够，就会重蹈空客覆辙。
3 结语
长期以来，我国的飞机研制走的都是由政府投资并承担风险的“军品研制-政府采购”模式，全寿命周期成本管理和评估体系处于缺失状态，这显然不能适应国际民用飞机市场激烈竞争的需要。国产大型客机项目是新时期改革开放和建设创新型国家的标志性工程，肩负着我国工业全面升级的重任，也承载着中国的大飞机早日在全世界翱翔的梦想。国外民用飞机制造商的发展经验告诉我们，国产大型客机项目的发展必须打破原有的军机研制模式，必须尊重市场经济的基本规律，必须密切关注并努力降低全寿命周期成本。这就需要我们充分理解和重视全寿命周期成本管理理念，并建立相应的成本评估指标体系。
根据波音、空客等国际航空巨头的发展经验，并结合我国的实际情况，本文将国产大型客机的成本划分为民用飞机的研发设计成本、全球采购成本、制造成本、试飞和适航取证成本、市场营销成本、客户服务成本和管理成本和等七个方面，并据此建立了成本评估指标体系，是希望通过这样的研究抛砖引玉，为我国民用大型客机全寿命周期成本评估提供理论依据、经验借鉴和决策参考。
参考文献
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大型客机发电系统研究 篇7
襟翼是航空器上普遍使用的重要增升操纵面。在大型客机上, 由于起飞重量大, 机翼翼展长, 襟翼的翼展往往也很长以提供足够的增升效果, 但这也增加了控制襟翼刚度和变形的难度。襟翼的运动要求和气动要求决定了其结构应在保证安全性的强度设计之余, 必须考虑保证必要的刚度和稳定性的设计。但目前尚未有系统介绍襟翼刚度设计指标、流程和方法的论文。仅有个别细节研究是基于卡阻可靠性的襟翼变形刚度仿真和蒙皮厚度优化。另外, 由于复合材料相对于传统铝合金的较高比模量、比强度, 在襟翼上合理地使用复合材料设计可以在保证刚度的情况下显著减轻结构重量, 提高整机的燃油经济性。然而, 基于飞机工程应用背景的复合材料襟翼的刚度研究就更加少见。
所以, 在大型客机的工程背景下系统地分析襟翼刚度的各种约束 (结构间隙、变形协调、气动性能等) , 继而确定襟翼的刚度指标成为一项迫切的研究课题。而在上述诸多约束的限制下, 如何在复合材料应用的框架下, 考虑各种刚度影响因素, 从支撑刚度和襟翼自身刚度两方面设计一套刚度满足要求, 又具有最高结构效率和最轻重量的襟翼结构, 是工程技术人员亟需的一套系统方法。
襟翼基本结构与受力形式
襟翼是安装在机翼后缘内侧的活动翼面。襟翼可以在机械机构的驱动下, 从机翼中伸出和绕轴向后下方偏转, 从而增大机翼面积和改变弯度来获得额外升力。襟翼系统通常是由驱动系统和翼面两部分构成;驱动系统一般通过滑轨、滑轮架、驱动臂、连杆等形式实现一定的运动轨迹, 从而实现翼面的精确动作;而翼面通常是由壁板、梁、肋等组成的封闭剖面的结构, 用于承受主要的气动载荷。驱动系统和翼面通过特定形式的接头和轴承连接在一起, 如图1所示。
襟翼翼面由于受到操纵机构的支撑, 力学上通常可以简化为一个双支点梁, 气动载荷使襟翼本体产生弯曲和扭转变形, 如图1、图2所示。
襟翼刚度设计约束
襟翼机翼刚度匹配问题
一般认为, 由于襟翼是连接于机翼后缘的活动面, 其刚度必须和机翼的整体刚度匹配, 以避免变形不协调产生的内力, 即“柔中带刚”或“刚中带柔”都是不合理的。
然而, 襟翼本体的翼型高度远远小于外翼翼盒。以某型号飞机为例, 经计算典型的襟翼展向弯曲刚度比翼盒小两个数量级以上, 如图3所示。因此襟翼与机翼展向弯曲刚度相匹配是不现实也不可能达到的要求;襟翼本体的扭转刚度与机翼扭转刚度相匹配也同样不可能达成。所以, 襟翼与机翼的匹配主要应该是变形匹配。而由于襟翼一般是通过近似于刚性的滑轨连接到机翼上的, 所以襟翼的变形可以看作是机翼变形叠加上襟翼自身的变形。而变形协调也简化为仅考察襟翼变形的情形下, 襟翼与机翼固定结构 (襟翼舱) 之间的间隙保持问题。
襟翼与相邻结构间隙控制约束
在典型大型客机结构中, 襟翼往往处于机翼后缘的襟翼舱结构中, 且处于扰流板下方, 如图4所示。
故站在结构不干涉的角度, 必须限制二个部位的间隙量:a) 襟翼的变形不能与襟翼舱固定结构发生干涉以导致结构损坏;b) 襟翼的变形不能影响扰流板的正常使用, 接触力必须在扰流板作动器的承受门槛值以内。
例如, 根据某型飞机间隙公差图, 在全机顶起的状态下, 襟翼与襟翼舱之间的设计间隙及公差为3-0+1..00mm;襟翼与扰流板之间的设计间隙及公差为0-0+1..00mm。
首先, 襟翼舱由于是固定结构, 其蒙皮往往是由隔板和支架进行支撑的。故襟翼外形与其如果接触, 接触力超过一定值可能会导致结构损伤甚至破坏。所以, 襟翼的刚度需要确保在任何工况下, 襟翼变形不得使此间隙为0, 即襟翼在此段的挠度不得超过3mm。
然后, 扰流板是活动结构, 其通过铰链接头与机翼隔板相连, 且通过作动器的驱动力驱动。故其可以与襟翼翼面接触并承受一定的接触力, 但接触力必须在作动器的承受门槛值以内。以某型飞机为例, 图5为襟翼与第1#、3#、4#扰流板的干涉位移, 蓝线代表限位前的实际干涉位移, 红线代表根据作动器最大承受载荷换算出的位移门槛值。可发现, 在襟翼限位前, 襟翼变形接触扰流板并使接触位移超过了作动器门槛, 会导致作动器故障, 是不可接受的。
襟翼的气动性能约束
目前国内的工程实际仅能够达到关注机翼刚度对颤振、突风响应等气动性能的影响, 因此对于复合材料机翼有一些刚度方面的研究。如从复合材料机翼翼盒的翼尖刚度控制出发, 对机翼壁板铺层进行了自由尺寸优化设计分析。但很少对襟翼翼面有基于气动性能考虑的变形指标。仅做过一些鲁棒性的研究, 并未应用于实际型号提出襟翼具体刚度指标。
襟翼支撑设计研究
滑轨占位研究
襟翼滑轨的布置决定了力学模型的支撑形式, 对襟翼翼面的整体变形和最大挠度有决定性影响。
现代大型客机襟翼典型的支撑形式是双支点梁形式, 运动机构 (如滑轨滑轮架机构) 作为支撑点。而且往往采取双滑轨设计形式, 其重量轻且可靠性好, 所以襟翼可以在力学上简化成一根双支点梁, 如图6所示。由于外翼盒段和襟翼运动机构刚度远大于襟翼翼面刚度, 一般滑轨可以简化为刚性铰接支撑。现有的一些研究应用工程梁理论, 以挠度最小化为目标, 可以对滑轨占位进行初步优化。
例如取AC=BD=a对应的挠曲线方程:
利用挠曲线方程经求解可得当L=4.48a时, 即AC=BD=0.223L时, 挠度y E=y C=y D且取到最小值。即表明两套机构分别在22%和78%展长处支撑, 支撑效率最高。
滑轨占位研究, 亦可采用有限元方法。例如, 把襟翼简化成一个梯形闭剖面盒段, 具有不同的跟梢截面 (高度、弦长均不同) 。采用结构化网格划分, 使用二维壳单元属性, 如图7所示;近似地加均布载荷, 通过调整支撑点的位置找出襟翼变形最小的滑轨占位;计算选择三种级别的典型民用飞机的襟翼外形参数为例, 进行分析和对比。三种具有不同的翼型高度、展弦比、根梢比, 计算结果如表1所示。
计算结果发现, 当两个支撑点占位使襟翼被其分成的三段具有近似相同的最大挠度时, 整个襟翼的最大挠度被控制在最小的值。而且, 三个不同型号的飞机虽然襟翼的几何外形 (展长、跟梢截面、翼型高度) 差异很大, 但两根滑轨最优占位均分别分布在23%~24%展长、77%~79%展长的部位 (与工程理论估算的结果近似) 。可见, 襟翼滑轨的最优占位与襟翼外形并不明显相关。这个结论对于飞机打样阶段快速确定襟翼滑轨占位有显著帮助。
限位装置研究
襟翼滑轨作为主要支撑位置确定以后, 襟翼部分部位 (特别是悬臂段) 的挠度如果需要进一步控制, 则需要依靠限位装置。限位装置并非全工况支撑, 而是在个别极限工况下, 仅在挠度或位移达到一定的门槛值时才与襟翼接触, 通过一定的接触力达到限位目的。
例如, 根据襟翼的支撑形式, 某型飞机内外襟翼的限位点共有4处, 分布于内襟翼外端处、外襟翼内端处、外襟翼外端处、外襟翼中段处, 如图8所示。
襟翼限位装置与襟翼翼面的接触可能是间断地、并带有冲击载荷。因此, 限位装置接触面要具有一定的调整量和缓冲性。例如, 某型飞机襟翼的限位装置上翼面限位主要是在襟翼舱隔板上布置一个带有橡胶缓冲垫的平台, 在襟翼过度位移时直接压在翼面上。下翼面限位是一方面在襟翼端肋前缘安装一个滚轮, 另一方面在襟翼舱隔板上布置一个刀片状轨道;通过滚轮与轨道之间的接触和滑动来限位。
以某型飞机为例, 当襟翼重新增加了限位装置后, 其与扰流板之间的干涉关系有了明显减轻, 干涉位移满足截止干涉位移要求, 如图9所示, 增加限位器效果明显。且对限位器进行强度校核, 结果显示新增结构在接触力作用下裕度满足强度要求。
翼面刚度设计研究
上述研究的支撑因素对于襟翼刚度和变形的影响是基础的、根本性的。然而, 在支撑形式确定基础上, 襟翼翼面本身的刚性也需要考虑, 必须通过壁板、梁、肋等要素的合理布置、连接设计、零件设计来取得一个效率最高的结构, 即通过分析优化来达到重量最轻, 同时也具有相当刚度的合理形式。
复合材料襟翼盒段的整体刚度设计
复合材料襟翼刚度设计必须考虑其特殊性。由于复合材料合段往往是厚蒙皮少肋结构, 内力的分布有别于传统的金属蒙皮结构。由于存在铺层设计、变厚度丢层设计、刚度匹配设计等因素, 将这些因素整合应用到刚度设计的各个流程环节中, 才能设计出一个科学合理的襟翼结构。
a) 展向弯曲刚度问题
由于襟翼面积较小, 其上的气动载荷往往比较均匀, 这也给初步设计时的刚度估算简化了难度。例如图10所示, 为某型飞机内襟翼翼面在起飞状态载荷在展向多截面上的等效合力。可以观察, 其沿展向基本上是与弦长成比例, 说明展向升力压强的分布基本是均匀的。
复合材料襟翼翼面一般采用双梁式半硬壳结构, 即前后梁、上下壁板、肋组成了若干个封闭的承力盒段 (前缘和尾缘承力很小可忽略) 。
由于滑轨的支撑, 襟翼力学上可简化为一个双支点梁。气动载荷产生的弯矩主要由壁板和梁的内力抵消。上下壁板、与其连接的梁缘条主要承受拉压轴力;而梁腹板主要承受竖直方向的剪力。如图11所示。梁的挠度主要受弯矩和剖面抗弯刚度影响;而剖面抗弯刚度则取决于材料弹性模量和截面惯性矩:
对于截面惯性矩的考虑, 其主要受翼型高度、截面弦长、壁板形式、材料厚度的影响。前两项为飞机总体外形, 一般为不可变因素, 能改变的仅为壁板形式和材料厚度。而材料厚度的增减控制主要受强度因素驱动, 对刚度影响并不显著。且增加厚度会使结构重量明显增加。而壁板形式可选择的一般有蜂窝夹芯结构和长桁加筋结构, 两种都能提高截面惯性矩, 应视不同的情况综合考虑, 相关研究和结论可详见4.2节和文献。
另外, 材料的分布也会影响截面惯性矩。剖面的设计应使得材料尽可能远离中性轴, 反映在复合材料设计中即在翼型高的区域进行适当加厚。例如图13所示, 即为某型飞机襟翼盒段的典型剖面。
b) 弦向弯曲刚度问题
对于襟翼来说, 因为展长远大于弦长, 故弦向弯曲相对于展向弯曲是次要的变形形式。其研究方法与展向弯曲刚度类似, 其设计量也主要是截面抗弯刚度。但往往载荷沿弦向的分布并不均匀, 例如对于某型飞机襟翼载荷沿弦向的分布如图12所示。
c) 扭转刚度问题
由于襟翼沿弦向各部位受气动载荷的不均匀性, 会造成一个扭矩。扭矩的平衡是依靠壁板、梁组成的剖面的剪流来平衡的, 如图13所示:
其中Mtor是扭矩, 可根据细节载荷转化得出, G是材料剪切模量, F是剖面面积, ds是剖面周长上的一段微长度, δ是该处的厚度。
复合材料襟翼壁板刚度设计
在上述讨论的翼面整体受到的弯曲、扭转的基础上, 翼面蒙皮 (壁板) 起着保持气动外形和翼面轮廓的作用, 因此蒙皮 (壁板) 本身也需要保证一定的刚度, 以避免出现失稳或者过大的局部变形。而襟翼复合材料上下壁板一般选用碳纤维复材蒙皮+芳纶纸蜂窝的夹芯结构, 或者碳纤维蒙皮+碳纤维长桁加筋结构。为此, 从翼面类结构设计的角度, 文献对比了两种不同的结构形式的结构刚度效率, 即在等结构尺寸 (重量) 的情况下比较蜂窝夹层与长桁加筋二者抵抗变形的能力。
通过分析, 可得以下结论:
a) 当满足整体稳定性所需的层压板厚度不大于2mm时, 选择蜂窝夹层结构效率更高。
b) 当满足整体稳定性时层压板厚度不大于3mm, 选择蜂窝高度大于20mm的夹层结构效率更高。
c) 当满足整体稳定性时层压板厚度不大于4mm, 选择蜂窝高度大于35mm时夹层结构效率更高。
d) 当满足整体稳定性时层压板厚度为不小于5mm时, 选择长桁加筋结构效率更高 (在不适用全高度蜂窝的情况下) 。
e) 对于同样的层板厚度和高度下 (飞机结构合理设计包线内) , 蜂窝夹芯结构的惯性矩要远远大于长桁加筋结构。
f) 对于同样的层板厚度和重量下 (飞机结构合理设计包线内) , 长桁加筋结构要想达到与蜂窝夹芯结构同样的抗弯刚度, 前者的高度大约需要后者的两倍。
g) 随着长桁间距的增加, 长桁高度也必须相应增加, 此时蜂窝高度一般不能再增加, 则长桁结构的抗弯刚度超越蜂窝结构。层板厚度越大, 效应越明显。
故由以上结论, 可以得到:对于翼型高度低、层板厚度小的次承力翼面 (如操纵面等) , 蜂窝结构的局部抗弯结构效率一般要高于长桁加筋结构, 应优先采用。对于翼型高度高、层板厚度大的主承力翼面结构 (如外翼盒段、中央翼等) , 长桁结构的局部抗弯结构效率一般要高于蜂窝结构, 应优先采用。
然而, 在真实的飞机设计工程实践中, 不仅要考虑翼面的强度刚度性能, 还需要考虑设计中诸多其他限制因素, 如维修性、耐久性、制造工艺性等。例如, 飞机内襟翼的安装位置处在发动机尾喷排气影响区, 蜂窝夹层结构相对于其他的结构形式有吸音降噪功能, 对50~200HZ的低频振动噪音有隔绝作用, 用以降低声疲劳效应对内襟翼结构的影响。另外, 复合材料蜂窝相对于铝合金和GLARE有明显的抑制声疲劳和裂纹扩展的作用。故襟翼壁板选择复合材料蜂窝结构是具有疲劳针对性的合理设计方案。另外, 由于襟翼一般是密封结构, 选择蜂窝也不会出现吸湿的问题。
解决刚度问题的思路与建议
根据上面的讨论, 可以总结出民用飞机复合材料襟翼刚度设计的一般流程和方法。首先需从功能的角度分析襟翼与周边结构的关系, 通过动静间隙量约束或者接触载荷约束, 转化为对于襟翼自身变形的限制指标。同样, 如果条件具备, 还需考虑气动性能对于变形和刚度的约束。
在襟翼的刚度和变形指标确立后, 从优化滑轨占位的角度调整襟翼的支撑刚度, 上文所得出的部分结论对于快速确定最优占位有指导意义。在此基础上, 对襟翼挠度较大处设计布置特定形式的限位装置。
在支撑形式确立后, 进行翼面本体的刚度设计。在设计过程中, 要充分考虑复合材料盒段的特殊性, 合理地进行盒段梁、肋布置设计, 高效地进行壁板的选型设计和铺层设计, 以满足展向、弦向弯曲刚度以及扭转刚度要求。
在襟翼刚度初步设计的过程中, 可以充分采用工程算法进行分析, 并用有限元方法进行后期验证, 二者具有良好的符合性。
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