大型客机

大型客机（共7篇）

大型客机 篇1

0 引言

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。

大型喷气式客机时代即将结束 篇2

随着向日本航空公司（Japan Airlines）出售复合材料为主的节能型A350喷气机，空中客车（Airbus）进入了一个迄今一直由波音公司（Boeing）掌控的市场。这也证明了波音的观点：巨型航空工程的时代结束了。十多年前，为了与波音超巨型飞机747抗衡，空客决定建造A380机型，这成为了巨型航空工程时代开启的标志。

如今，航空公司不再想要庞然大物，而更倾向于飞行成本廉价且易于部署的中型飞机。如果波音能解决其锂离子电池屡屡起火的问题，波音787将会成为航空公司的首选。

大型工程的支持者只剩下了伦敦市长鲍里斯·约翰逊（Boris Johnson），他想要关闭希思罗机场，并在伦敦城东建造一个耗资400亿英镑的新超级枢纽。就连曾建造了众多巴黎大工程的法国前总统弗朗索瓦·密特朗（Fran？？ois Mitterrand）—其兄弟曾运营法国宇航（Aérospatiale）也很可能认为，鲍里斯的计划可谓雄心勃勃。

这个计划不仅有点像形象工程，也有点旧时代的味道—波音曾有意打造一款音速巡航机（Sonic Cruiser）来延续协和飞机之路。但由于原油价格上涨且航空公司开始更注重效率，波音于2003年转而研发787机型。空客则在A380上投资了150亿美元后，不得不改而开发A350。

波音的转向是对的。空客绝不可能收回A380的开发成本，而且正在艰难地争取每年30架的订单，以达到实现边际利润所需的规模。与此同时，日本航空和德国汉莎 （Lufthansa）等航空公司正停止使用噪音大、耗油高的747机队，转而购买更灵活的A350和787飞机。

阿联酋航空（Emirates）、阿联酋联合航空（Etihad）和卡塔尔航空（Qatar）等海湾地区的航空公司则已预订了多架A380，它们都拥有被称为泛大陆交通“超级连接点”的沙漠枢纽。这些航空公司大部分的增长将来自单通道和双通道飞机，这些飞机通常用于直飞航线，而它们中的许多属于廉价航空公司。

Agency Partners分析师尼克·坎宁安（Nick Cunningham）表示：“A380机型属于利基市场，这一市场虽然规模有限，但一直存在。”除了其庞大的体积，A380飞机装备了四个发动机，这让其相对双发动机的波音777缺乏竞争力。如今，两台发动机可以飞行很长的航程，而且成本低廉。

因此，波音应打开香槟庆祝，而不是在日本哀号。它大胆推翻了几十年来的成熟技术，利用轻型碳纤维复合材料代替铝来建造飞机机身、机翼和尾翼的大型部件，且这一赌博已有了成效。787和A350所用材料有一半都是复合材料。

空客A380机型的失败，也给波音带来了又一战略优势。波音计划到2020年升级777，该机型的尺寸大于787和A350，届时它在最流行的宽体飞机方面将比空客拥有更丰富的产品线。

但波音曾是个过于狂热的开拓者。复合材料飞机几经延误后终于崭露头角，但它仍存在电池问题，而且它未能足够迅速地升级777，这给空客留下了机会。蒂尔集团（Teal Group）分析师理查德·阿布拉菲亚（Richard Aboulafia）称，波音“拥有现代化、有竞争力的一流飞机，但其不大可靠的管理阻碍了它的发展”。

10年前，两家公司都曾以不同的方式展现出过度的雄心，承担了过多的风险，然后现在承受着相应的后果。空客的错误在于战略，而波音则是技术。从过去的经验判断，在这两大失误中，后者更容易纠正。

现在，两家公司已经从过去的经历中吸取了教训。空客没有打造一款新的飞机来取代旧的A320单通道喷气机，而是以新型发动机来升级现有的飞机，从而推出了畅销的A320neo。同样，波音777X是777的升级版，采用了一些787的技术。

因此，居然还有人重蹈空客的覆辙，以巨资来赌航空业的未来将由从超级枢纽起飞、载有逾500名乘客的飞机所掌控，这势必令人惊奇。然而，正是在这样的观念推动下，鲍里斯才会呼吁建立一个巨型新机场，以取代希思罗机场。

希思罗机场现有两条跑道的利用率都达到了98%，延误司空见惯，但欧洲大陆的枢纽更为宽敞。比如，阿姆斯特丹附近的史基浦机场（Schiphol）有六个跑道。鲍里斯坚持认为，希思罗机场新建第三条跑道将会产生过多的噪音，因此需要建立一个新超级枢纽—航空公司将不会希望转到盖特威克（Gatwick）和斯坦斯特德（Stansted）等小型机场。

机场委员会（Airports Commission）主席霍华德·戴维斯爵士（Sir Howard Davies）指出，未来数十年，英国东南部需要“增加一些跑道”。他是对的，但“一些跑道”并不意味着一个“海上迪拜”。该委员会由英国政府设立，致力于将关于机场扩建的决定推迟到2015年大选后做出。

事实上，飞机大小和燃料效率方面的变化能够显著影响旅行方式以及航空枢纽和小型机场间的平衡。目前，从波音和空客被大量预订的各种飞机均不仅可以从各个枢纽起飞，同样也可用来运行城市之间点对点的航班。

例如，从希思罗机场到纽约每天大约有25个航班。但这一飞机计划可能会被瑞安航空（Ryanair）或挪威航空（Norwegian Air）等低成本航空公司所扰乱，它们会以787或A350从盖特威克或斯坦斯特德机场出发，从而吸引从希思罗机场出发的乘客。如果在希思罗机场扩建或兴建超级枢纽期间发生这样的变化，那么规划者将显得愚蠢不堪。

空客以一款它本不打算制造的飞机在日本赢得了订单，而在如今的航空业，效率和灵活性比尺寸更为重要。航空梦想家们请注意了。

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大型客机发电系统研究 篇3

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.

大型客机 篇4

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。

大型客机 篇5

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 篇6

对这些事故/事件进行分析有益于现有航空系统安全系数的提高。现在的航空系统是一个复杂的社会技术系统,航空事故的原因往往存在于这个系统的所有层次[1]。当前,系统方法和系统理论已经在安全科学领域占据主导地位[2],由此而生的一系列基于系统的事故分析方法也逐渐成为事故分析的主流,主要有HFACS、AcciMap、STAMP三种方法[3]。HFACS方法起源于Reason模型[4],它描述了四个层次的失效即不安全行为、不安全行为的前提条件、不安全监督、组织影响[5]。STAMP方法集中研究安全管理系统各个层次的控制过程和约束条件[6],包含安全约束、安全控制分级结构、过程模型和控制回路3个相互关联的概念[7]。AcciMap是一个多层次的因果图[8],各原因按与事故远近程度自上而下排列。这些方法虽然易于使用,分析步骤灵活[9],但正确使用它们需要对事故有深刻的了解,这使得这些方法在某些情况并不适用[10]。同时,这些方法在理论转化为实践方面仍然存在缺陷[11],有学者研究指出系统分析方法在研究界并没有真正被广泛接受[12]。

本文所收集到的事故/事件是描述性信息,使用上述方法分析比较困难,因此本文采用通用性更强的“基元事件分析技术”对事故/事件进行分析,探索事故/事件发生的内在规律。

由于各方面条件限制,文中所涉及事故/事件信息未按照事故、事故征候和其他不安全事件进行继续分类。本文假设这三类信息蕴含类似规律。

1 基元事件模型分析事故/事件

1.1 研究目的

飞行员操作程序是在环境-飞机-飞行员大系统中,从人机界面,即显示界面-飞行员-控制界面,去描述、说明航空电子系统功能、飞行员操作与飞机状态、环境关系的技术文件[13]。飞行员操作程序关系到飞行员如何操作才能使整个航空电子系统甚至全机进入飞行员所需的最佳状态,使飞行员快捷、简便、有效地完成任务。飞行员操作程序作为标准操作程序编制的基础文档,是影响标准操作程序质量的重要因素,有资料表明只有在清楚、易理解、适于飞行员操作的飞行员操作程序基础上才有可能编制出清楚、易理解、适用于机组的标准操作程序[14]。本文对近20年来国内外能够收集到的、与飞行员操作程序有关的大型客机安全事故/事件进行专家分析,归纳总结,对比研究,以期从中得到一些隐藏在纷繁芜杂事件背后的规律,对我国飞行员操作程序的设计提供一些借鉴。

1.2 研究方法

基元事件分析技术是一种事故/事件分析技术。长期以来,不安全事件一直都是航空安全客观信息的主要来源,现在航空不安全事件往往是由于航空系统中众多错误同时发生引起的,每一个事故/事件都可以看成是由“人、机、环境”三个要素所构成的系统中的一个或多个要素发生一个或多个错误或缺陷的结果。基元事件技术基于这样的思想,将每个事故/事件分解成若干基本单元,各基本单元按先后顺序串联成基本事件链,该事件链的每一个环节都是导致事故的一个原因,只要有一个环节被控制,就可以阻止事故发生或降低事故的损失。基元事件分析法对事故/事件通常按责任者、问题(表现的行为)、原因和改正(或预防)措施等逐级分类,具体分类方式如图1所示[15]。这种逐级分层方式可以从不同角度看问题,较全面概括事故的各个方面,特别是最后将分析引向改正,充分利用已发生的事故/事件,提高现有安全水平。

1.3 研究对象选择

本文的研究对象来自近20多年的全球民机事故/事件信息。来源分为英文和中文两类,具体详细来源数量分布如表1所示。所筛选的大型客机包括B737NG和A320/319/321四种机型,具体筛选流程见图2。最终在英文数据中筛选出大型客机事故/事件649起,其中与飞行员操作程序有关的数据28起,在中文数据中筛选出大型客机事故/事件共2 418起,与飞行员操作程序有关的数据26起。

2 飞行事故分析个例

2.1 事故经过

2000年11月30日,一架执行从西班牙Langarote机场到爱尔兰Shannon机场的Boeing737-800飞机在到达Shannon机场时天气不好,下雨,强风且有颠簸,前面两架飞机都复飞备降Dutlin机场,这架飞机进近似乎已稳定,一直使用自动油门,无线电高度700英尺时大的逆风消失,剩下大的侧风,瞬间达40kt,拉平前,离地20~30英尺时,飞机突然快速下沉重着陆,两个舱门打开,头顶行李舱也被撞开,飞机跳起后,机头再次下沉,前轮撞地损坏,飞机在前机身着地情况下前滑8 000英尺停下,飞机损坏。

2.2 应用基元事件分析法分析

1)基元事件1。侧风超限着陆。前面两架飞机因侧风过大复飞,机组却认为侧风在限制范围内,可以着陆。

促成因素①:机组知识含糊。事后问及侧风限制,一说40kt,一说36kt。

促成因素②:公司采用Boeing公司论证限制36kt,但厂家给出的是稳定风情况下的最大值,公司应在此基础上适当严格。

2)基元事件2。自动油门使用不当。自动驾驶在3.5英里处脱开,但一直使用自动油门,使用自动油门时加速快,减速慢,且加油门增加抬头力矩,这些都会促成进近不稳定,因此训练手册建议油门人工操作。

促成因素①:知识不足。

3)基元事件3。跳跃处置不当,飞机第一次跳起后,机组曾加油门想复飞但随后又收回油门,并有大的前推杆动作,这些都促成机头快速下俯,尽管又快速拉杆,但未能阻止前起落架撞地损坏。

促成因素①:技能问题。高度自动化使飞行员操纵技能退化,仍是航空业的普遍问题。

3 数据分析

3.1 事故/事件统计分析

利用基元分析技术对筛选到的事件/事故进行分析,发现造成飞机事故/事件的促成因素涉及机组操作、公司管理等多方面的问题。从飞机程序角度可将这些促成因素分为“程序执行问题”,“公司程序问题”,“飞机和厂家程序问题”三类。国内外事故/事件促成因素统计结果如图3所示,由图可以看出不管是国外还是国内,执行问题都是导致事故/事件的主要因素。尽管航空业的标准操作程序(SOP)已经相当完善,但如何在实际运行中严格落实一直是航空运输业的一个难题。

3.2 国内外事故/事件对比分析

国内外的事故/事件中各种执行因素的对比统计如图4所示。由图可以看出,在国外执行因素中CRM失效占有突出的地位,所占的比例为22.22%。而国内执行因素中CRM失效所占的比例为18.10%,与国外相比没有太大的差别。这说明CRM已是当今航空业中影响飞行安全最为重要的关口,CRM训练应该成为普遍采用的关键项目。违规管理在国内执行因素中占有突出的地位,所占的比例为29.52%,而国外的违规管理仅占到了11.11%。这可能是由于国内外飞行员在安全文化方面存在着差异,外国人更习惯遵章办事。因此,我国在对飞行员进行培训时,应加强安全意识的培训,加强机组对规章的重视程度。

国内外事故/事件中公司因素的差异统计如图5所示。由图可以看出,国外公司因素中的主要问题是部门协调问题,所占的比例为35.71%。航空业是一个统一的整体,有效的沟通协调不但可以减少矛盾和意见冲突,保证安全,还可以提高工作效率。国内公司因素中的主要问题是检查单的使用。

4 结论

本文采用基元事件分析法对事故/事件进行研究分析,研究主要针对的是A320/319/321和B737NG四种机型。得到结论如下:

1)不管是国外的数据还是国内的数据都显示,执行问题是导致不安全事件和事故的主要因素。如何将完善的标准操作程序严格落实应当成为各航空相关组织的重点考虑问题。

2)国外数据显示CRM失效是机组执行问题产生的主要原因。而国内数据则显示违规是导致机组执行问题的主要原因。因此在对国内飞行员进行培训时,应当重点加强安全意识的培训,提高机组人员对规章的重视程度。

大型客机 篇7

关键词：线性二次高斯/回路传输恢复,飞行控制,推力控制

目前我国正积极开展大型民用运输机的研制工作,而安全性是大型客机飞行追求的首要目标,因此,如何使大客在大气紊流中平稳飞行是一个急需解决的问题。

LQG方法是用于处理系统状态无法直接测量或有随机噪声干扰情况下的状态反馈最优化设计方法,其本质是附带卡尔曼滤波器的最优二次型控制器。利用LQG设计的系统应该具有很好的性能和鲁棒性,但由于状态观测器的引入导致系统稳定性较差,这样的控制器不但不能提高系统的稳定裕度,反而会使其减小,需要采用变量频域设计方法。可以通过引入回路传输恢复[1](LooP Transfer Recovery,LTR)的设计理论方法来解决上述问题。

线性二次型最优控制设计方法(LQG/LTR)的原理是使在线性系统的约束条件下选择控制输入使二次型目标函数达到最小,具有计算量小、控制器结构简单、系统鲁棒性好等特点[2,3,4]。

现研究大型客机的飞/推综合控制系统,该系统通过升降舵控制飞机姿态,油门控制飞行速度,再采用LQG/LTR控制器对飞/推综合系统进行控制,使飞机在飞行中可以有效地抵抗大气紊流的干扰,保证了飞行的安全性。

1 LQG/LTR控制方法

LQG/LTR控制器由卡尔曼状态估计器和一个最优状态反馈增益组成。

1.1 卡尔曼滤波器设计

考虑线性系统

式(1)中,x(t)∈Rn为状态向量,u(t)=Rm为输入向量,y(t)∈Rk为输出向量,ω(t)为系统模型的不确定性噪声信号,v(t)为输出信号的测量噪声信号[2]。并且

式(2)中,ω(t)和v(t)不相关且均为高斯白噪声,q(t)为非负定阵,r(t)为正定阵。

卡曼滤波器是从状态x(t)中得到最优估计,使得最小,其控制结构如图1所示。

可以证明,这种最优估计器的动态方程为。其中,Kf=PfCTr-1,Pf满足下面的Riccati方程:

式(3)中,G=C(sI-A)-1B为线性系统的传递函数[5]。

1.2 线性二次型最优控制

假设线性连续定常系统的状态方程为x(t)=Ax(t)+B(u),线性二次型最优控制(LQ)是寻求控制向量u*(t)使得如下二次型目标函数为最小

式(4)中,Q为半正定实对称常数矩阵,R为正定实对称常值正定矩阵,Q、R分别为x和u的加权矩阵。根据极值原理,可以得到最优控制律

式(5)中,Kc为最优反馈增益矩阵;P为常值正定矩阵,必须满足Riccati代数方程

1.3 LTR技术

LQ控制器和卡尔曼滤波器都有良好的鲁棒性和稳定裕度,但是由LQ控制器和卡尔曼滤波器组成的LQG控制方法却不能保证控制系统具有鲁棒性和足够的稳定裕度。解决这个问题的有效方法是在控制策略中引入LTR技术,其设计原理是首先设计一个具有鲁棒稳定性的目标回路,然后在设计模型输入端加入与任意正数q成正比的过程噪声,通过对左可逆最小相位被控对象设计合适的观测器增益,使系统的开环回路当q→∞时传递函数逼近目标回路传递函数,等效地渐进恢复目标回路性能。采用LTR技术可以使LQG结构下的开环传递函数尽可能接近直接采用状态反馈时的结果[4]。

LQG/LTR控制系统结构如图2所示。现通过改变二次型最优控制增益Kc在被控对象输出端复现的方法来实LQG/LTR控制。

通过输出端复现的LQG/LTR控制系统设计步骤如图3所示。首先,按照式(3)计算Pf,进而得到卡尔曼滤波器增益Kf;其次,选择合适的加权阵Q和R确定Kc,使得下式成立

根据LQG/LTR理论,通过回路传递恢复后系统具有最优反馈控制系统的鲁棒性。

2 大型客机纵向LQG/LTR控制系统设计

2.1 大型客机模型

某大型客机在配平状态V0=111.58 m/s,H=3 000 m下的纵向线性化状态方程为

式(8)中,状态向量x=[vαqθ]T,分别表示飞行速度、迎角、俯仰角速率、俯仰角;控制向量u=[δeδT]T,分别表示升降舵舵偏角输入和油门输入;大气紊流输入w=[uw ww wwz],uw为前向风速,ww为垂向风速,wwx为垂向风速沿前向的梯度;y=[vθ]T。系数矩阵如式(9)所示

由于大型客机体积较大,因此加入对其影响最严重的法向紊流进行验证。由于卡尔曼滤波器增益是以加入高斯白噪声为基础设计的,所以需要将高斯白噪声通过成型滤波器形成紊流。选用Dryden尺度,其侧向成型滤波器的传递函数[6]为

式(10)中,Lm、σw分别为晴空大气紊流的尺度和强度,V为飞行速度。飞机翼展b=44.8 m,查得3 000 m时Dryden尺度Lw=530,强度σw=1.529,带入配平速度得到Kw=1.879 9,Tml=8.226 4,Tw2=4.749 8。将Gw转化为能控规范型状态空间方程[7],状态向量为[ε(t)η(t)]T加入A阵,为使控制器对于阶跃输入无静差,需要将升降舵和油门的等效传递函数10/(s+10)进行增广,目的是为了改变飞机模型为I型系统,增广后的传递函数矩阵状态为A、B、H分别为

2.2 飞/推综合控制系统设计

根据第一节的理论,设计大型客机的飞/推综合控制系统原理图如图4所示,采用LQG/LTR方法同时控制升降舵和油门。

先求卡尔曼滤波器增益,选定q(0=1,r(t)=diag([0.01 0.01]),设计卡尔曼滤波器增益为

求解完卡尔曼滤波器增益后,第二步就是设计LQ控制器对回路进行恢复,设最优LQ控制器状态权值矩阵为

Q=Adiag([10 10 100 20 000 10 10 10 10]);R=kdiag([3 000 10])。

使用LTR技术,调整λ和K。使G(s)Kc×(sI-A+BKc+KfC)-1Kf逼近C (SI-A)-1 Kf,通过反复验证[8],得到λ=106,k=1。最后得到最优LQ控制阵为

3 仿真分析

以某大型客机为例进行仿真,给定大小为5°的俯仰角时系统在大气紊流的干扰作用下的仿真结果如图6所示。

由仿真结果可以看出,俯仰角在6 s时达到稳态值,超调量为2.8%,稳态精度为97.2%,符合GJB2191-94中“在平稳大气中姿态保持相对于基准的静态精度应在±0.5°内的要求。由于俯仰角变化引起的速度相对于基准值的偏差小于0.05 m/s。

当在给定相对于基准速度大小为5 m/s的速度阶跃输入时,系统在大气紊流的干扰作用下的仿真结果如图7所示。

由图7可以看出,速度在3.6 s内达到稳态值,由于速度增加导致俯仰角减小了0.3°,但在升降舵的控制下姿态很快恢复至-0.0025°,整个控制过程快速、平稳。

4 结束语

针对大型客机设计了基于LQG/LTR控制的飞/推综合控制系统。采用LQ方法与卡尔曼滤波器结合形成LQG控制,再使用LTR技术对LQG方法进行优化,保证了LQG控制的鲁棒性和稳定性。仿真结果显示,基于LQG/LTR控制的大型客机飞/推综合控制系统具有良好的跟踪能力,并且能够有效的抑制垂直风向的干扰,对于提高大型客机飞行的安全性具有重要的意义。

参考文献

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[3]周志久,闫建国,张琼燕.LQR/LTR控制在无人机飞行控制中的实现及仿真.计算机仿真,2009;26(5):44-47

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