[科普中國]-高升力

簡介

早期飛機的速度和重量普遍較小，在起飛、著陸階段飛機在跑道上滑跑較短距離即可滿足升空或地面停穩(wěn)要求。由于現(xiàn)代高速飛機的機翼翼型主要是為了適合飛機在巡航階段飛行（高速飛行），而在飛機起飛與著陸階段（低速飛行），需要想辦法增加此時的升力（因為此時速度比巡航速度低，導致此時的升力也比巡航升力小）。一種方法是通過增大飛機機翼迎角來增加升力，但是對于現(xiàn)代超音速和亞音速飛機來說，迎角對升力的貢獻也有限，假使機翼最大迎角，產(chǎn)生的升力仍然不足，而且迎角過大還會使飛機容易失速影響飛行安全。假如沒有其它有效手段，那么必須通過增加起飛速度或著陸速度，以獲得所需的飛機升力維持飛機安全飛行。這樣勢必增加飛機的滑跑距離，同時帶來了不安全因素。而且，對于載重量大的運輸類飛機，在其起飛和著陸階段（低速飛行），更需要足夠的升力來保證飛機安全起飛和著陸。現(xiàn)代運輸類飛機解決以上問題的方法是在機翼上加裝增升裝置，在飛機低速飛行階段可以通過放下增升裝置改變機翼的翼形以增加機翼的升力。

現(xiàn)代飛機常用的增升裝置包括：1）前緣縫翼：通過在機翼前緣增加可活動縫翼改變機翼彎度，從而增加機翼升力系數(shù)；2）后緣襟翼：通過在機翼后緣增加可活動襟翼改變機翼面積，提高機翼升力。用于驅(qū)動以上增升裝置的控制系統(tǒng)就是高升力控制系統(tǒng)。

民用飛機高升力控制系統(tǒng)（圖1）一般由前緣縫翼、后緣襟翼及其驅(qū)動控制系統(tǒng)組成。高升力控制系統(tǒng)主要是控制縫翼和襟翼往下展開到不同的卡位，來改變機翼彎度和面積，以增加飛機起飛時的升力和降落時的升力及阻力，從而減少飛機起飛和降落的滑跑距離。國外大型民用飛機 A320、A340、B777 等其高升力控制系統(tǒng)基本上都是采用前緣縫翼和后緣襟翼的形式。1

高升力系統(tǒng)技術特點高升力系統(tǒng)是集機械傳動、液壓、檢測和控制等技術于一體的綜合性系統(tǒng)，在系統(tǒng)集成、關鍵部件等方面有獨特的技術特點。

（1）高升力系統(tǒng)是功能獨立的飛機分系統(tǒng)，是從駕駛桿到翼面的完整位置閉環(huán)控制系統(tǒng)，由襟縫翼電子控制單元進行信號處理和功能控制，通過總線與飛機航電系統(tǒng)和主飛控系統(tǒng)等其他系統(tǒng)交聯(lián)。在先進大型飛機上，高升力系統(tǒng)與主飛控系統(tǒng)、自動駕駛系統(tǒng)等 3 部分組成了完整的飛機飛行控制系統(tǒng)。

（2）高升力系統(tǒng)是影響飛機安全的關鍵系統(tǒng)。航空安全報告系統(tǒng)（Aviation Safety Reporting System，ASRS）統(tǒng)計顯示，從 1996 年 1 月到 2002 年 8 月發(fā)生的 335 個事故中，有 33 個是由于高升力系統(tǒng)故障造成，約占總事故的 10%。另據(jù)統(tǒng)計，在民用客機平均單次飛行中，起飛和著陸時間（約 10min），僅占總飛行時間的 6%，而 68.3%的飛行故障（事故）卻發(fā)生于此階段，由此可以看出，高升力系統(tǒng)對飛機安全性具有重要影響。

（3）高升力系統(tǒng)對飛機的經(jīng)濟性、維護性有重要影響。現(xiàn)代大型飛機的高升力系統(tǒng)普遍采用集中驅(qū)動構架，其機械傳動線路通常長達數(shù)十米，總計要連接上百個傳動裝置。高升力系統(tǒng)影響飛機的油耗和起降性能，同時由于飛機高升力系統(tǒng)結構復雜，體積較大、零件數(shù)量多、維修難度高、維護成本和費用都較大，大型飛機高升力系統(tǒng)的性能往往決定著飛機的整體市場競爭能力。2

高升力系統(tǒng)的技術發(fā)展高升力系統(tǒng)由翼面作動子系統(tǒng)、機械傳動子系統(tǒng)、動力驅(qū)動子系統(tǒng)、控制和監(jiān)控子系統(tǒng)、故障保護子系統(tǒng)和傳感器子系統(tǒng)等組成。高升力系統(tǒng)的技術發(fā)展主要體現(xiàn)在控制與監(jiān)控、作動能量傳輸方式上。在控制與監(jiān)控方面，高升力控制系統(tǒng)從人工操縱發(fā)展到電傳操縱系統(tǒng)，進而發(fā)展成容錯式雙余度數(shù)字電傳操縱系統(tǒng)；而在作動能量傳輸方面，則從襟 / 縫翼各段翼面獨立驅(qū)動發(fā)展到集中共軸驅(qū)動，再到內(nèi)、外襟翼差動，并正在發(fā)展多翼面獨立驅(qū)動方式。2

作動能量傳輸技術的發(fā)展作動能量傳輸技術主要體現(xiàn)在翼面作動技術和動力驅(qū)動技術兩個主要方面。翼面作動技術是解決機械能量的傳輸問題，而動力驅(qū)動技術是解決機械能量的轉(zhuǎn)換和產(chǎn)生。

現(xiàn)代大型飛機的高升力系統(tǒng)翼面作動技術廣泛采用集中式驅(qū)動架構，由安裝在飛機中央的動力驅(qū)動裝置（Power Drive Unit，PDU）提供動力，通過機械傳動線系將動力傳遞到每個作動位置的齒輪旋轉(zhuǎn)作動器或滾珠螺旋作動器上，作動器驅(qū)動襟/ 縫翼運動機構，控制襟翼和縫翼的收放，如圖 2 所示。這種集中式驅(qū)動架構雖然有效保證了襟 / 縫翼運動的同步性，然而當機械傳動系統(tǒng)出現(xiàn)卡阻或斷裂故障時，襟/ 縫翼將被制動在當前位置，不能進行收放。高升力系統(tǒng)翼面作動技術的發(fā)展方向是自適應機翼，采用分布式獨立驅(qū)動構型，這種系統(tǒng)可以根據(jù)飛行狀態(tài)使機翼沿展向具有期望的翼型彎度。分布式獨立驅(qū)動的高升力系統(tǒng)省去了集中驅(qū)動需要的大量傳動軸、萬向節(jié)和傳動齒輪箱等，簡化了系統(tǒng)結構，減少了零件數(shù)量，提高了機械傳動效率，減輕了系統(tǒng)重量，方便了安裝，提高了系統(tǒng)維護性。

現(xiàn)代大型飛機高升力系統(tǒng)的動力驅(qū)動功能由 PDU實現(xiàn)，高升力系統(tǒng)的縫翼 PDU 和襟翼 PDU 分別采用兩套動力進行驅(qū)動，動力類型通常為兩套液壓馬達（液 -液式）、兩套電機（電 - 電式）或一套液壓馬達和一套電機（液 - 電式）3 種方式。兩套動力可以主 - 主方式（即兩個動力源都為主）或主 - 備方式（即 1 個動力源為主，另 1 個為輔）工作，兩套動力的綜合通常采用速度綜合或力矩綜合。液壓式動力源具有輸出功率大、體積小、重量輕、技術成熟等優(yōu)點，缺點是采用節(jié)流調(diào)速原理，量損失較大。為了克服節(jié)流調(diào)速的缺點，現(xiàn)代先進飛機的 PDU 采用了變排量控制技術，從而大大減少了對液壓系統(tǒng)的流量需求。兩套電機驅(qū)動的主 - 主式 PDU符合多電飛機的發(fā)展趨勢，是 PDU 今后的發(fā)展方向，其主要缺點是大功率驅(qū)動器件的工作可靠性不高，重量也較大，目前這種方案已成為支線客機的主流選擇。2

控制與監(jiān)控技術的發(fā)展現(xiàn)代飛機的高升力系統(tǒng)普遍采用數(shù)字電傳操縱技術，實現(xiàn)了系統(tǒng)功能的綜合，并具有完善的余度管理功能。同機械操縱和簡單電傳操縱相比，采用數(shù)字電傳操縱的高升力系統(tǒng)實現(xiàn)了襟 / 縫翼的綜合管理，增強了邊界保護功能，提高了系統(tǒng)的安全性和維護性。高升力系統(tǒng)的控制和監(jiān)控功能主要由襟縫翼電子控制單元（Flap Slat Electronic Control Unit，F(xiàn)SECU）實現(xiàn)，F(xiàn)SECU 通常采用 2×2 構架，襟翼系統(tǒng) PDU 和縫翼系統(tǒng)PDU 的兩套動力分別由兩臺獨立可互換的 FSECU 進行控制與監(jiān)控，每個 FSECU 包括 1 個襟翼通道和 1 個縫翼通道。每個 FSECU 的襟翼通道和縫翼通道分別由兩條支路構成，兩條支路的微處理器硬件是非相似的。兩條支路獨立并且執(zhí)行相同的功能，兩條支路交換數(shù)據(jù)并比較計算結果后，經(jīng)硬件邏輯電路處理后輸出。2