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摘 要：前轮转弯控制系统是现代飞机地面操纵的核心，具有十分显著的特点和优势。通过对典型民机前轮转弯系统失控定义和系统监视功能的设计分析，为民机前轮转弯控制系统设计提供有益参考。
关键词：前轮转弯控制系统 电传操纵 设计
中图分类号：V226 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2014）07（c）-0056-02
2004年11月28日，西班牙一架由阿姆斯特丹飞往巴塞罗那的B737-400飞机在巴塞罗那着陆阶滑行段，飞机突然向左偏离跑道，飞行员试图通过方向舵和差动刹车方式进行纠偏，但效果欠佳，最后飞机在偏离跑道中心107 m，靠近跑道排水沟的位置停下，事故造成飞机重大损坏，5名乘客受轻伤。事故调发现，是由于飞机起飞阶段遭受鸟撞导致控制前轮转弯的钢索故障，使得前轮在着陆阶段失控偏转，从而导致了这场事故。
虽然B737前轮转弯通过机械钢索控制，但是事故也说明，在着陆阶段，前轮转弯失控状态可能导致较为严重的后果。
近年来，由于电传反馈系统在系统的稳态性能以及对系统参数变化和外部干扰的灵敏度上的优势，被广泛应用于民机系统设计中。但随之而来的是系统元件数量和系统复杂性的增加。控制单元的软、硬件、系统指令输入、位置反馈传感器和作动装置的故障均可能导致系统进入失控状态。因此在设计前轮转弯控制系统时必须考虑必要的系统监视，以确保在故障发生时，系统可以自动切换至自由转向模式，确保系统故障安全。本文针对电传控制的前轮转弯系统失控检测的设计进行了分析，希望能为国内民机前轮转弯控制系统提供技术支持。
1 前轮转弯电传控制原理
目前典型民机前轮转弯控制系统组成连接图如图1所示。
系统主要附件包括：转弯手轮，方向舵脚蹬，转弯控制单元，地面解除开关，转弯控制阀组件，转弯作动器。转弯手轮和方向舵脚蹬用于实现飞机前轮转弯的输入。驾驶舱解除开关用于应急情况下切断主动转弯，使前轮进入自由转向模式。转弯控制单元主要实现各传感器的输入，并按预先编制的转弯控制率进行计算分析，将转弯指令输入转弯液压阀组件，通过液压实施转弯。[1]
1.1 主动转弯
当飞机滑行时，转弯控制单元接通赋能阀建立压力供给，并通过对伺服阀的控制实现左、右转弯作动器的运动，从而带动前轮偏转。
1.2 自由转向
当系统出现故障时，转弯控制单元关闭赋能阀切断压力供给，并打开旁通阀连通左、右转弯作动器，通过减摆阀吸收前轮摆动产生的能量，并使前轮保持在中立位。
2 前轮转弯失控的定义
前轮转角控制为典型的闭环反馈控制系统，假设系统指令转角为θ指令，前轮实际转角为θ实际，则实际系统误差Δθ实际误差=∣θ指令-θ实际∣。设定误差阈值Δθ阈值，当系统误差大于设计的误差阈值，即Δθ实际误差 >Δθ误差阈值时，并持续一段时间（系统确认时间Δt），可以判断系统进入失控状态。此时，系统必须立即切断主动转弯，进入自由转向模式。
3 前轮转弯失控监视的设计
按照第2章节的定义，系统设计过程中需充分考虑误差阈值Δθ误差阈值和系统确认时间Δt的设定。下文将就不同参数的设定进行分析，以说明是否满足系统要求。
3.1 分析假设
为简化系统模型，以下分析基于如下假设。
（1）双发正常工作；（2）飞机匀速；（3）未使用差动刹车；（4）故障发生时前轮处于中立位置；（5）故障状态为瞬时；（6）故障由转弯液压阀组件诱发。
3.2 分析参数
（1）翼展。W=35.8 m；（2）跑道宽度。B=45 m；
为保证飞机不冲出跑道，按保守计算，飞机重心允许的侧向偏离为：
X偏离允许=（B-W）/2=4.6 m
飞行员反应时间为1秒（飞行员发现前轮转弯失控发生后1秒后采用方向舵纠偏）；
误差阈值Δθ误差阈值=3.5°；
系统确认时间Δt=200 ms；
系统最大确认时间Δt米ax=275 ms；
经系统建模分析，结果如下：
1）空速40节状态分析（确认时间200 ms）
由图2可知以下几点。
①在0.5 s后，转弯电液伺服阀出现故障，导致前轮偏转；②系统切换时间（故障发生到切换至自由转向模式）424 ms；③系统确认过程中最大前轮转角11.3°。
2）空速60节状态分析（确认时间200 ms）。
由图3可知以下几点。
①在0.5 s后，转弯电液伺服阀出现故障，导致前轮偏转；②系统切换时间（故障发生到切换至自由转向模式）424 ms；③系统确认过程中最大前轮转角11.3°。
3）空速80节状态分析（确认时间200 ms）。
由图4可知以下几点。
①在0.5 s后，转弯电液伺服阀出现故障，导致前轮偏转；②系统切换时间（故障发生到切换至自由转向模式）424 ms；③系统确认过程中最大前轮转角11.3°。
4）空速40节状态分析（确认时间275 ms）。
由图4可知以下几点。
①在0.5 s后，转弯电液伺服阀出现故障，导致前轮偏转；②系统切换时间（故障发生到切换至自由转向模式）499 ms；③系统确认过程中最大前轮转角13.3°。
4 结论
在系统确认时间设为200 ms的情况下，系统在不同空速下的切换时间（424 ms）和最大转角（11.3°）基本一致，当系统确认时间设为275 ms时，系统的切换时间增加到499 ms，同时系统最大转角增加为13.3°。假设故障在0.5 s时出现，系统在0.424 s后自动切换至自由转向模式，飞行员在系统切换至自由转向模式后1s通过方向舵进行纠偏。则通过计算，不同速度下飞机偏离跑道的距离如表1所示。
由表1可知，当系统确认时间设定为200 ms时，系统在424 ms的切换时间内飞机偏离距离均为16 mm，当驾驶员在系统切换至自由转向模式后1 s采用方向舵进行纠偏，此时飞机的最大偏离距离发生在滑行速度40节的情况下，为2.75 m，仍在飞机重心允许的侧向偏离安全边际（4.6 m）内。而当系统确认时间设定为275 ms时，系统切换时间上升为499 ms，导致在切换阶段飞机偏离距离为25 mm，当驾驶员在系统切换至自由转向模式后1秒采用方向舵进行纠偏，此时飞机的最大偏离距离发生在滑行速度40节的情况下，正好等于飞机中心最大允许的侧向偏离安全性边际。因此可以认为，系统误差阈值Δθ误差阈值=3.5°，系统确认时间Δt=200 ms的设定可以满足系统对于系统失控监视的要求。
参考文献
[1] 夏语冰，钟科林，姜逸民.民用飞机转弯控制系统研究[J].科技资讯，2010（31）.
关键词：前轮转弯控制系统 电传操纵 设计
中图分类号：V226 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2014）07（c）-0056-02
2004年11月28日，西班牙一架由阿姆斯特丹飞往巴塞罗那的B737-400飞机在巴塞罗那着陆阶滑行段，飞机突然向左偏离跑道，飞行员试图通过方向舵和差动刹车方式进行纠偏，但效果欠佳，最后飞机在偏离跑道中心107 m，靠近跑道排水沟的位置停下，事故造成飞机重大损坏，5名乘客受轻伤。事故调发现，是由于飞机起飞阶段遭受鸟撞导致控制前轮转弯的钢索故障，使得前轮在着陆阶段失控偏转，从而导致了这场事故。
虽然B737前轮转弯通过机械钢索控制，但是事故也说明，在着陆阶段，前轮转弯失控状态可能导致较为严重的后果。
近年来，由于电传反馈系统在系统的稳态性能以及对系统参数变化和外部干扰的灵敏度上的优势，被广泛应用于民机系统设计中。但随之而来的是系统元件数量和系统复杂性的增加。控制单元的软、硬件、系统指令输入、位置反馈传感器和作动装置的故障均可能导致系统进入失控状态。因此在设计前轮转弯控制系统时必须考虑必要的系统监视，以确保在故障发生时，系统可以自动切换至自由转向模式，确保系统故障安全。本文针对电传控制的前轮转弯系统失控检测的设计进行了分析，希望能为国内民机前轮转弯控制系统提供技术支持。
1 前轮转弯电传控制原理
目前典型民机前轮转弯控制系统组成连接图如图1所示。
系统主要附件包括：转弯手轮，方向舵脚蹬，转弯控制单元，地面解除开关，转弯控制阀组件，转弯作动器。转弯手轮和方向舵脚蹬用于实现飞机前轮转弯的输入。驾驶舱解除开关用于应急情况下切断主动转弯，使前轮进入自由转向模式。转弯控制单元主要实现各传感器的输入，并按预先编制的转弯控制率进行计算分析，将转弯指令输入转弯液压阀组件，通过液压实施转弯。[1]
1.1 主动转弯
当飞机滑行时，转弯控制单元接通赋能阀建立压力供给，并通过对伺服阀的控制实现左、右转弯作动器的运动，从而带动前轮偏转。
1.2 自由转向
当系统出现故障时，转弯控制单元关闭赋能阀切断压力供给，并打开旁通阀连通左、右转弯作动器，通过减摆阀吸收前轮摆动产生的能量，并使前轮保持在中立位。
2 前轮转弯失控的定义
前轮转角控制为典型的闭环反馈控制系统，假设系统指令转角为θ指令，前轮实际转角为θ实际，则实际系统误差Δθ实际误差=∣θ指令-θ实际∣。设定误差阈值Δθ阈值，当系统误差大于设计的误差阈值，即Δθ实际误差 >Δθ误差阈值时，并持续一段时间（系统确认时间Δt），可以判断系统进入失控状态。此时，系统必须立即切断主动转弯，进入自由转向模式。
3 前轮转弯失控监视的设计
按照第2章节的定义，系统设计过程中需充分考虑误差阈值Δθ误差阈值和系统确认时间Δt的设定。下文将就不同参数的设定进行分析，以说明是否满足系统要求。
3.1 分析假设
为简化系统模型，以下分析基于如下假设。
（1）双发正常工作；（2）飞机匀速；（3）未使用差动刹车；（4）故障发生时前轮处于中立位置；（5）故障状态为瞬时；（6）故障由转弯液压阀组件诱发。
3.2 分析参数
（1）翼展。W=35.8 m；（2）跑道宽度。B=45 m；
为保证飞机不冲出跑道，按保守计算，飞机重心允许的侧向偏离为：
X偏离允许=（B-W）/2=4.6 m
飞行员反应时间为1秒（飞行员发现前轮转弯失控发生后1秒后采用方向舵纠偏）；
误差阈值Δθ误差阈值=3.5°；
系统确认时间Δt=200 ms；
系统最大确认时间Δt米ax=275 ms；
经系统建模分析，结果如下：
1）空速40节状态分析（确认时间200 ms）
由图2可知以下几点。
①在0.5 s后，转弯电液伺服阀出现故障，导致前轮偏转；②系统切换时间（故障发生到切换至自由转向模式）424 ms；③系统确认过程中最大前轮转角11.3°。
2）空速60节状态分析（确认时间200 ms）。
由图3可知以下几点。
①在0.5 s后，转弯电液伺服阀出现故障，导致前轮偏转；②系统切换时间（故障发生到切换至自由转向模式）424 ms；③系统确认过程中最大前轮转角11.3°。
3）空速80节状态分析（确认时间200 ms）。
由图4可知以下几点。
①在0.5 s后，转弯电液伺服阀出现故障，导致前轮偏转；②系统切换时间（故障发生到切换至自由转向模式）424 ms；③系统确认过程中最大前轮转角11.3°。
4）空速40节状态分析（确认时间275 ms）。
由图4可知以下几点。
①在0.5 s后，转弯电液伺服阀出现故障，导致前轮偏转；②系统切换时间（故障发生到切换至自由转向模式）499 ms；③系统确认过程中最大前轮转角13.3°。
4 结论
在系统确认时间设为200 ms的情况下，系统在不同空速下的切换时间（424 ms）和最大转角（11.3°）基本一致，当系统确认时间设为275 ms时，系统的切换时间增加到499 ms，同时系统最大转角增加为13.3°。假设故障在0.5 s时出现，系统在0.424 s后自动切换至自由转向模式，飞行员在系统切换至自由转向模式后1s通过方向舵进行纠偏。则通过计算，不同速度下飞机偏离跑道的距离如表1所示。
由表1可知，当系统确认时间设定为200 ms时，系统在424 ms的切换时间内飞机偏离距离均为16 mm，当驾驶员在系统切换至自由转向模式后1 s采用方向舵进行纠偏，此时飞机的最大偏离距离发生在滑行速度40节的情况下，为2.75 m，仍在飞机重心允许的侧向偏离安全边际（4.6 m）内。而当系统确认时间设定为275 ms时，系统切换时间上升为499 ms，导致在切换阶段飞机偏离距离为25 mm，当驾驶员在系统切换至自由转向模式后1秒采用方向舵进行纠偏，此时飞机的最大偏离距离发生在滑行速度40节的情况下，正好等于飞机中心最大允许的侧向偏离安全性边际。因此可以认为，系统误差阈值Δθ误差阈值=3.5°，系统确认时间Δt=200 ms的设定可以满足系统对于系统失控监视的要求。
参考文献
[1] 夏语冰，钟科林，姜逸民.民用飞机转弯控制系统研究[J].科技资讯，2010（31）.