民用飛機(jī)主動(dòng)重心控制功能工程設(shè)計(jì)分析

張 超 趙躍明 楊 俊 薛 峰

(航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院, 西安 710089)

0 引言

飛機(jī)在飛行中由于燃油消耗、武器投放和飛行速度變化等原因，飛機(jī)重心與氣動(dòng)焦點(diǎn)之間的距離發(fā)生變化，從而改變了飛機(jī)的靜穩(wěn)定裕度。傳統(tǒng)的方式是預(yù)先設(shè)置合理耗油順序來控制機(jī)上燃油的消耗，以維持重心在安全限制范圍內(nèi)，從而保證了飛機(jī)的飛行安全和品質(zhì)，但在一定程度上限制了飛機(jī)性能的進(jìn)一步發(fā)揮。

主動(dòng)重心控制技術(shù)，是20世紀(jì)70年代提出的一種新的重心控制技術(shù)，其綜合考慮飛機(jī)的狀態(tài)、外部環(huán)境和任務(wù)需求，實(shí)時(shí)生成最優(yōu)的燃油控制策略，通過控制機(jī)上燃油分布，實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)重心的主動(dòng)控制[1]，以最大限度的提升飛機(jī)潛力。

目前，國外空客飛機(jī)中普遍采用主動(dòng)重心控制功能來降低飛行阻力，提高燃油經(jīng)濟(jì)性、增大航程并提高裝載能力，如空客的A310、A330、A380和A350飛機(jī)等[1-3]。圖144和協(xié)和號超音速客機(jī)通過主動(dòng)重心控制功能實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)焦點(diǎn)與重心的合理匹配，來改善飛機(jī)在超聲速飛行時(shí)的飛行品質(zhì)[1-3]。美國B-1B軍用轟炸機(jī)采用主動(dòng)重心控制功能來改善飛機(jī)在不同后掠角下的飛行性能[4]。國內(nèi)張晶開展了主動(dòng)重心控制系統(tǒng)的方案和超聲速巡航時(shí)的仿真分析[5-6]；楊曉科開展了變重量/重心時(shí)飛機(jī)的建模和姿態(tài)控制律設(shè)計(jì)[7]。房文林對重心調(diào)節(jié)過程中的液體晃動(dòng)和防晃進(jìn)行了研究[8]。賈磊開展了C919飛機(jī)縱向重心自動(dòng)調(diào)控系統(tǒng)的原理設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)[9]。目前關(guān)于主動(dòng)重心控制的研究均停留在數(shù)字和半物理仿真驗(yàn)證層面，并未從工程設(shè)計(jì)的角度開展分析。

本文以A330飛機(jī)為例，從工程設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)角度分析了主動(dòng)重心控制功能的設(shè)計(jì)方法，對主動(dòng)重心控制功能在工程實(shí)現(xiàn)中，涉及的功能設(shè)計(jì)、系統(tǒng)設(shè)計(jì)和存在的關(guān)鍵問題進(jìn)行了分析，并提出了相應(yīng)的解決措施。

1 功能原理

1.1 功能邏輯

主動(dòng)重心控制功能的功能邏輯[5]如圖1所示。

圖1 主動(dòng)重心控制功能邏輯

其中目標(biāo)重心位置xC根據(jù)飛機(jī)在不同飛行和任務(wù)剖面下的最優(yōu)函數(shù)來確定；重心允許范圍來源于飛機(jī)的重心包線定義；主動(dòng)重心控制器根據(jù)飛機(jī)的目標(biāo)重心xC和重心實(shí)時(shí)在線估計(jì)xcg的差值，結(jié)合飛機(jī)重心允許范圍，計(jì)算出合理的燃油調(diào)節(jié)指令Qi，下發(fā)給燃油控制，以控制燃油轉(zhuǎn)輸裝置，實(shí)現(xiàn)燃油的重心調(diào)節(jié)，直至xcg與目標(biāo)重心位置xC重合，從而獲得最佳操穩(wěn)品質(zhì)和巡航性能。

需要注意的是，對亞音速民用飛機(jī)而言，飛機(jī)目標(biāo)重心位置一般由最小阻力和重心允許范圍共同確定。當(dāng)最小阻力重心位置滿足飛機(jī)穩(wěn)定邊界、操縱邊界約束時(shí)，目標(biāo)重心即是最小阻力重心；否則，目標(biāo)重心取重心允許范圍的邊界值，一般為飛機(jī)穩(wěn)定邊界所決定的重心后限[10]。

1.2 油箱布置

主動(dòng)重心控制功能主要依托燃油在不同油箱之間的轉(zhuǎn)輸來實(shí)現(xiàn)，因而燃油油箱的大小和布置方式，在一定程度上決定了主動(dòng)重心控制功能的可用時(shí)間和使用效率。典型民用飛機(jī)，除了在機(jī)翼上布置傳統(tǒng)的油箱外，通常在水平安定面上配置有配平油箱，專門實(shí)現(xiàn)燃油的縱向配平轉(zhuǎn)輸，如圖2所示。

圖2 主動(dòng)重心控制功能燃油油箱布置

顯然，水平安定面內(nèi)布置配平油箱，可使得該部分燃油位置距離飛機(jī)重心較遠(yuǎn)，因此只需要較少的燃油轉(zhuǎn)輸，即可獲得較大的飛機(jī)重心改變量。

2 功能設(shè)計(jì)

2.1 設(shè)計(jì)思想

考慮到主動(dòng)重心控制功能是為優(yōu)化飛機(jī)操穩(wěn)品質(zhì)和巡航經(jīng)濟(jì)性而提出的多系統(tǒng)綜合功能，因此在工程設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)中，從飛機(jī)的安全考慮，一般要求該功能失效后并不會(huì)影響傳統(tǒng)的燃油系統(tǒng)功能，從而為提高該功能的工程可靠性留有安全余量。

為滿足該設(shè)計(jì)要求，將燃油系統(tǒng)的控制劃分為傳統(tǒng)的燃油轉(zhuǎn)輸控制和基于主動(dòng)重心需求的燃油轉(zhuǎn)輸控制兩部分。其中傳統(tǒng)的燃油轉(zhuǎn)輸控制主要包括機(jī)翼油箱之間的轉(zhuǎn)輸控制，該控制已非常成熟，本文不再贅述；而基于主動(dòng)重心需求的燃油轉(zhuǎn)輸控制則主要指配平油箱和機(jī)翼油箱之間的轉(zhuǎn)輸控制，是主動(dòng)重心控制功能所主要考慮的控制方式。

為了取得主動(dòng)重心控制功能在安全性與飛行員負(fù)擔(dān)之間的平衡，分別設(shè)置人工和自動(dòng)兩種控制模式。在人工模式下，飛行員可手動(dòng)進(jìn)行機(jī)翼油箱的前后轉(zhuǎn)輸；在自動(dòng)模式下，則完全通過計(jì)算機(jī)實(shí)現(xiàn)機(jī)翼油箱的前后轉(zhuǎn)輸?？紤]到飛行員有最高控制權(quán)限，一般要求人工模式可操控?cái)嚅_自動(dòng)控制模式。

2.2 使用場景

對民用飛機(jī)而言，主動(dòng)重心控制功能的主要收益在于提高燃油經(jīng)濟(jì)性。因此，該功能主要在巡航階段使用，以A330飛機(jī)為例，其運(yùn)行場景如圖3所示。

圖3 主動(dòng)重心控制功能運(yùn)行場景

按照飛行階段，分析主動(dòng)重心控制功能的使用場景，如下：

1) 當(dāng)飛機(jī)滑跑到起飛階段(階段①和②)，主動(dòng)重心控制功能不開啟；

2) 當(dāng)飛機(jī)爬升到一定高度(FL255)后(階段③)，由主油箱向配平油箱進(jìn)行燃油轉(zhuǎn)輸，將飛機(jī)的重心調(diào)節(jié)到控制重心位置處；

3) 隨著燃油的消耗，飛機(jī)重心后移，到達(dá)目標(biāo)重心位置處時(shí)，將配平油箱的燃油向前轉(zhuǎn)輸，使飛機(jī)重心再次到達(dá)控制重心處，如此反復(fù)(階段④)；

4) 當(dāng)飛機(jī)高度小于FL245或者到達(dá)目的地時(shí)間小于35 min時(shí)(階段⑤)，將配平油箱的燃油向前轉(zhuǎn)輸，提高燃油的利用率；

5) 當(dāng)起落架放下后(階段⑥)，斷開配平油箱，此時(shí)主動(dòng)重心控制功能斷開，燃油無轉(zhuǎn)輸。

需要強(qiáng)調(diào)的是，飛機(jī)的重心調(diào)節(jié)存在Δ1和Δ2兩個(gè)閾值。Δ1為核準(zhǔn)的飛機(jī)重心限制與飛機(jī)目標(biāo)重心之間的差值。當(dāng)Δ1越大，飛機(jī)越安全，但主動(dòng)重心的收益也越小，當(dāng)Δ1越小，有可能由于飛機(jī)的姿態(tài)變化或者燃油測量誤差等，使得測量出來的飛機(jī)實(shí)時(shí)重心超過核準(zhǔn)的實(shí)際重心后限，影響安全。Δ2為飛機(jī)目標(biāo)重心與飛機(jī)控制重心之間的差值。當(dāng)Δ2越大，燃油轉(zhuǎn)輸?shù)拇螖?shù)越小，但主動(dòng)重心的收益也越??；當(dāng)Δ2越小，則燃油轉(zhuǎn)輸?shù)拇螖?shù)更為頻繁，雖然主動(dòng)重心的收益增加，但會(huì)影響燃油泵的使用壽命。

因此，Δ1和Δ2應(yīng)結(jié)合傳感器精度和燃油泵壽命，以及飛機(jī)收益等參數(shù)進(jìn)行綜合評定。

2.3 燃油向后轉(zhuǎn)輸

一般情況下，只有當(dāng)飛機(jī)爬升到一定高度，且滿足如下條件時(shí)，燃油才會(huì)向后轉(zhuǎn)輸：

1) 起落架和襟縫翼收起；

2) 配平油箱非滿油；

3) 內(nèi)側(cè)油箱的燃油質(zhì)量大于一定值；

4) 飛機(jī)的高度高于一定值；

5) 飛機(jī)重心不在目標(biāo)重心上。

在正常情況下，在每次飛行中，僅發(fā)生一次燃油向后轉(zhuǎn)輸。但當(dāng)巡航時(shí)飛機(jī)重心在目標(biāo)位置的前方超過一定閾值，且配平油箱的油量較低時(shí)，額外的向后轉(zhuǎn)輸就會(huì)發(fā)生，以保證飛機(jī)的重心始終處于合理范圍內(nèi)。

2.4 燃油向前轉(zhuǎn)輸

當(dāng)飛機(jī)重心向前移動(dòng)時(shí)，飛機(jī)的靜穩(wěn)定裕度增大，飛機(jī)變得更加穩(wěn)定，但會(huì)帶來一定的操作負(fù)擔(dān)；而當(dāng)飛機(jī)重心向后移動(dòng)時(shí)，飛機(jī)的靜穩(wěn)定裕度減小，甚至為負(fù)，飛機(jī)有可能變得極不穩(wěn)定，考慮到飛機(jī)在巡航過程中，目標(biāo)重心始終處于重心后限附近，且在燃油消耗過程中，飛機(jī)的重心也在向后移動(dòng)，對燃油的前向轉(zhuǎn)輸控制就變得尤為重要。 因此當(dāng)主動(dòng)重心控制自動(dòng)模式失效或者故障時(shí)，應(yīng)通過人工控制模式，實(shí)現(xiàn)燃油從配平油箱到機(jī)翼油箱的前向轉(zhuǎn)輸，并實(shí)時(shí)向飛行員提供機(jī)翼油箱的油量信息，并在接近滿油時(shí)給飛行員以提示，以避免機(jī)翼油箱滿油溢出，從而保證飛機(jī)安全。

3 系統(tǒng)設(shè)計(jì)

3.1 系統(tǒng)架構(gòu)

根據(jù)第2章的設(shè)計(jì)，主動(dòng)重心控制功能與機(jī)上多個(gè)系統(tǒng)具有信號交聯(lián)，構(gòu)建主動(dòng)重心控制功能的系統(tǒng)架構(gòu)，如圖4所示。

其中，主動(dòng)重心控制器實(shí)現(xiàn)了最佳重心位置、重心允許范圍、重心在線估計(jì)和燃油調(diào)節(jié)指令解算等功能；燃油管理系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)燃油的控制管理功能，并將指令下發(fā)給燃油轉(zhuǎn)輸裝置予以實(shí)現(xiàn)；而飛行控制系統(tǒng)、起落架控制系統(tǒng)、大氣系統(tǒng)和飛行管理系統(tǒng)等，則為主動(dòng)重心控制器提供必要的數(shù)據(jù)進(jìn)行控制邏輯解算；主動(dòng)重心控制器解算的結(jié)果和狀態(tài)則通過座艙控制系統(tǒng)和顯示告警系統(tǒng)與飛行員進(jìn)行交互。

3.2 座艙控制

根據(jù)第2章的設(shè)計(jì)，主動(dòng)重心控制功能的座艙面板設(shè)計(jì)如圖5所示。

圖5 主動(dòng)重心控制座艙控制面板示意圖

其中左側(cè)的模態(tài)選擇開關(guān)實(shí)現(xiàn)主動(dòng)重心控制的人工/自動(dòng)模式選擇。在正常情況下，處于“自動(dòng)”位，當(dāng)自動(dòng)控制失效(“失效”燈點(diǎn)亮)時(shí)，或者飛行員可隨時(shí)人工直接選擇“向前”，實(shí)現(xiàn)燃油的人工前向轉(zhuǎn)輸，以保證飛機(jī)的重心安全。

同時(shí)，對配平油箱的燃油轉(zhuǎn)輸閥控制，可通過右側(cè)的供油開關(guān)實(shí)現(xiàn)。在正常情況下，為“自動(dòng)”位，當(dāng)人工選擇前向控制時(shí)，將其旋轉(zhuǎn)至“接通”位，當(dāng)進(jìn)入起降階段，或者飛行員認(rèn)為不需要進(jìn)行重心調(diào)節(jié)時(shí)，可置于“斷開”位。即飛行員可根據(jù)實(shí)際情況，自主接通和斷開配平油箱的轉(zhuǎn)輸，避免由于控制器失效而可能出現(xiàn)的不利情況。

3.3 顯示告警

顯示告警的目的是為了讓飛行員更直觀的觀察到燃油的轉(zhuǎn)輸，以及出現(xiàn)故障或者未按照程序執(zhí)行時(shí)，能夠清晰的發(fā)現(xiàn)問題，并給飛行員提示處理措施。

3.3.1 ECAM顯示

飛機(jī)電子集中監(jiān)視系統(tǒng)(ECAM)實(shí)現(xiàn)了各系統(tǒng)信息的實(shí)時(shí)顯示，在必要時(shí)為飛行員提供相應(yīng)的故障處理建議。主動(dòng)重心控制功能的顯示如圖6所示。

圖6 主動(dòng)重心控制功能ECAM顯示示意圖

其中：①和④分別為機(jī)翼油箱和配平油箱的剩余燃油量，②為配平油箱與機(jī)翼油箱之間的轉(zhuǎn)輸指示，箭頭的方向與燃油轉(zhuǎn)輸?shù)姆较蛞恢拢?dāng)無轉(zhuǎn)輸時(shí)，二者之間無指示箭頭。③為配平油箱的斷開指示，當(dāng)人工接通斷開按鈕或相關(guān)轉(zhuǎn)輸閥失效時(shí)，顯示為關(guān)閉狀態(tài)，否則為接通狀態(tài)。⑤和⑥分別為飛機(jī)的總重和當(dāng)前實(shí)時(shí)重心顯示。當(dāng)飛行員未輸入空機(jī)重量和重心時(shí)，此處顯示為虛線，同時(shí)當(dāng)重心超過后限重心時(shí)，⑥會(huì)顯示為紅色，以提示飛行員按壓前向轉(zhuǎn)輸按鈕，將燃油向前轉(zhuǎn)輸。

3.3.2 告警和抑制

當(dāng)飛機(jī)/系統(tǒng)處于危險(xiǎn)、異?；蛘咤e(cuò)誤的狀態(tài)時(shí)，應(yīng)通過告警向飛行員通告此時(shí)系統(tǒng)的狀態(tài)，以便空勤人員能夠及時(shí)采取應(yīng)對措施，避免發(fā)生事故或者錯(cuò)誤操作。但同時(shí)，在特定的飛行階段，應(yīng)綜合飛行員的任務(wù)負(fù)擔(dān)和告警的緊急程度，進(jìn)行綜合權(quán)衡，在不影響飛行安全的前提下，可通過告警抑制，減輕飛行員的操縱和心理負(fù)擔(dān)。對主動(dòng)重心控制而言，其主要應(yīng)用場景為巡航狀態(tài)，但巡航狀態(tài)的一些故障，亦會(huì)影響后續(xù)的進(jìn)近著陸等飛行階段。因此，應(yīng)全包線分析主動(dòng)重心控制功能的故障告警和抑制。

在起飛前，系統(tǒng)應(yīng)檢查飛行員是否正確輸入了飛機(jī)的零油重量重心，當(dāng)未輸入，或者輸入不正確時(shí)，告無重量重心，或者零油重量重心不匹配等告警，并在起飛前檢查好后，從滑跑到著陸后的整個(gè)飛行階段，抑制該告警。

在巡航時(shí)，告警功能自動(dòng)接通。此時(shí)主要監(jiān)控主動(dòng)重心控制系統(tǒng)的功能是否正常。對飛機(jī)實(shí)時(shí)重心、主動(dòng)重心控制器和配平油箱轉(zhuǎn)輸閥的狀態(tài)進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控。若重心超過后限范圍，或控制器、轉(zhuǎn)輸閥失效，則給飛行員以相應(yīng)的告警。且只在巡航和進(jìn)近著陸階段出現(xiàn)，而在起飛、爬升和地面滑跑等階段進(jìn)行抑制。

在進(jìn)近著陸時(shí)，告警功能應(yīng)自動(dòng)關(guān)閉。此時(shí)主要監(jiān)控主動(dòng)重心控制系統(tǒng)是否正常關(guān)閉，以及實(shí)時(shí)重心是否在安全范圍內(nèi)。若重心超過允許范圍，或者控制功能未關(guān)閉，亦要給飛行員相應(yīng)的告警，提示飛行員人工斷開主動(dòng)重心控制功能，或者通過“人工模式”，手動(dòng)將重心調(diào)整到合適位置，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的安全著陸。

綜上所述，給出主動(dòng)重心控制功能的告警和飛行階段的抑制策略如表1所示。

表1 主動(dòng)重心控制功能告警和抑制

4 關(guān)鍵問題分析及解決措施

4.1 測量誤差

能否精確實(shí)現(xiàn)主動(dòng)重心控制，取決于燃油系統(tǒng)和空機(jī)重量重心的測量精度。一般而言，飛機(jī)在出廠前，都會(huì)進(jìn)行空機(jī)重量重心的測量，且精度較為準(zhǔn)確[11]，因而主要的誤差來源于飛機(jī)的燃油測量精度。

雖然文獻(xiàn)[12]從初始數(shù)據(jù)誤差、飛機(jī)裝載誤差和飛行過程中重心變化誤差等方面，對飛機(jī)的重心安全裕度進(jìn)行分析，但還應(yīng)考慮控制器的魯棒性設(shè)計(jì)。即為了最大限度的保證飛機(jī)的重心安全，重心不確定性和燃油轉(zhuǎn)輸可能會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)實(shí)際的重心在重心包線之外，在實(shí)際重心約束范圍內(nèi)預(yù)留一定的閾值，來避免由燃油誤差帶來的重心超限。具體的閾值取值可參考2.2節(jié)的分析。

4.2 系統(tǒng)監(jiān)控

考慮到重心的計(jì)算和控制均是通過主動(dòng)重心控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的。當(dāng)該系統(tǒng)出現(xiàn)故障時(shí)，存在重心控制或者顯示錯(cuò)誤的可能性。此時(shí)若無非相似監(jiān)控通道，有可能會(huì)嚴(yán)重影響飛機(jī)的飛行安全。

因此，除了常規(guī)的主動(dòng)重心控制系統(tǒng)實(shí)施的加權(quán)重量重心解算方法外，還在飛行管理系統(tǒng)中設(shè)置了非相似的基于飛機(jī)氣動(dòng)力模型的重量/重心備份解算方法，如圖7所示。

圖7 主動(dòng)重心控制重心后限監(jiān)控原理

當(dāng)監(jiān)測出飛機(jī)的重心超過允許的邊界范圍后，及時(shí)觸發(fā)告警，由飛行員進(jìn)行人工控制，以確保飛行安全。

4.3 系統(tǒng)重啟

當(dāng)主動(dòng)重心控制系統(tǒng)在空中失效后，由于人工控制會(huì)極大地增加飛行員的操縱負(fù)擔(dān)，因而應(yīng)允許通過計(jì)算機(jī)重啟的方式重啟功能。

若重啟成功，應(yīng)提示飛行員重新輸入當(dāng)前的重量和重心，避免由于信號丟失或者數(shù)據(jù)不可靠，導(dǎo)致當(dāng)前重量重心與實(shí)際偏差太大。若重啟失敗，應(yīng)根據(jù)初始油量和發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率估計(jì)機(jī)上的油量，計(jì)算飛機(jī)的實(shí)時(shí)重心，并在不同的高度和速度下，給出燃油轉(zhuǎn)輸、著陸速度、著陸姿態(tài)等建議，供飛行員參考。

5 結(jié)論

本文在介紹主動(dòng)重心控制功能原理的基礎(chǔ)上，開展了以下幾項(xiàng)分析：

1) 功能的使用場景和前后轉(zhuǎn)輸邏輯等功能設(shè)計(jì)分析；

2) 功能的系統(tǒng)架構(gòu)、座艙控制和顯控告警等系統(tǒng)設(shè)計(jì)分析；

3) 梳理了主動(dòng)重心控制功能在工程實(shí)現(xiàn)中要考慮的關(guān)鍵問題，并提出了相應(yīng)的解決措施。

本文可供我國先進(jìn)民機(jī)的主動(dòng)重心控制功能的工程研制參考借鑒。