基本介紹
- 中文名：高升力
- 外文名：highlift
- 英文縮寫：hil
- 產生：由高升力系統產生
- 作用：縮短飛機起飛和滑跑距離
- 一級學科：航空科技
力學介紹,系統技術特點,系統技術發展,能量傳輸技術,控制監控技術,
力學介紹
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要求。由於現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，但是對於現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，對於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，從而增加機翼升力係數；2）後緣襟翼：通過在機翼後緣增加可活動襟翼改變機翼面積，提高機翼升力。用於驅動以上增升裝置的控制系統就是高升力控制系統。
民用飛機高升力控制系統（圖1）一般由前緣縫翼、後緣襟翼及其驅動控制系統組成。高升力控制系統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基本上都是採用前緣縫翼和後緣襟翼的形式。
系統技術特點
高升力系統是集機械傳動、液壓、檢測和控制等技術於一體的綜合性系統，在系統集成、關鍵部件等方面有獨特的技術特點。
（1）高升力系統是功能獨立的飛機分系統，是從駕駛桿到翼面的完整位置閉環控制系統，由襟縫翼電子控制單元進行信號處理和功能控制，通過匯流排與飛機航電系統和主飛控系統等其他系統交聯。在先進大型飛機上，高升力系統與主飛控系統、自動駕駛系統等 3 部分組成了完整的飛機飛行控制系統。
（2）高升力系統是影響飛機安全的關鍵系統。航空安全報告系統（Aviation Safety Reporting System，ASRS）統計顯示，從 1996 年 1 月到 2002 年 8 月發生的 335 個事故中，有 33 個是由於高升力系統故障造成，約占總事故的 10%。另據統計，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）卻發生於此階段，由此可以看出，高升力系統對飛機安全性具有重要影響。
（3）高升力系統對飛機的經濟性、維護性有重要影響。現代大型飛機的高升力系統普遍採用集中驅動構架，其機械傳動線路通常長達數十米，總計要連線上百個傳動裝置。高升力系統影響飛機的油耗和起降性能，同時由於飛機高升力系統結構複雜，體積較大、零件數量多、維修難度高、維護成本和費用都較大，大型飛機高升力系統的性能往往決定著飛機的整體市場競爭能力。
系統技術發展
高升力系統由翼面作動子系統、機械傳動子系統、動力驅動子系統、控制和監控子系統、故障保護子系統和感測器子系統等組成。高升力系統的技術發展主要體現在控制與監控、作動能量傳輸方式上。在控制與監控方面，高升力控制系統從人工操縱發展到電傳操縱系統，進而發展成容錯式雙余度數字電傳操縱系統；而在作動能量傳輸方面，則從襟 / 縫翼各段翼面獨立驅動發展到集中共軸驅動，再到內、外襟翼差動，並正在發展多翼面獨立驅動方式。
能量傳輸技術
作動能量傳輸技術主要體現在翼面作動技術和動力驅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，而動力驅動技術是解決機械能量的轉換和產生。
現代大型飛機的高升力系統翼面作動技術廣泛採用集中式驅動架構，由安裝在飛機中央的動力驅動裝置（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作動器或滾珠螺旋作動器上，作動器驅動襟/ 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出現卡阻或斷裂故障時，襟/ 縫翼將被制動在當前位置，不能進行收放。高升力系統翼面作動技術的發展方向是自適應機翼，採用分散式獨立驅動構型，這種系統可以根據飛行狀態使機翼沿展向具有期望的翼型彎度。分散式獨立驅動的高升力系統省去了集中驅動需要的大量傳動軸、萬向節和傳動齒輪箱等，簡化了系統結構，減少了零件數量，提高了機械傳動效率，減輕了系統重量，方便了安裝，提高了系統維護性。
圖2
圖2現代大型飛機高升力系統的動力驅動功能由 PDU實現，高升力系統的縫翼 PDU 和襟翼 PDU 分別採用兩套動力進行驅動，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採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、技術成熟等優點，缺點是採用節流調速原理，量損失較大。為了克服節流調速的缺點，現代先進飛機的 PDU 採用了變排量控制技術，從而大大減少了對液壓系統的流量需求。兩套電機驅動的主 - 主式 PDU符合多電飛機的發展趨勢，是 PDU 今後的發展方向，其主要缺點是大功率驅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。
控制監控技術
現代飛機的高升力系統普遍採用數字電傳操縱技術，實現了系統功能的綜合，並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，採用數字電傳操縱的高升力系統實現了襟 / 縫翼的綜合管理，增強了邊界保護功能，提高了系統的安全性和維護性。高升力系統的控制和監控功能主要由襟縫翼電子控制單元（Flap Slat Electronic Control Unit，FSECU）實現，FSECU 通常採用 2×2 構架，襟翼系統 PDU 和縫翼系統PDU 的兩套動力分別由兩台獨立可互換的 FSECU 進行控制與監控，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體是非相似的。兩條支路獨立並且執行相同的功能，兩條支路交換數據並比較計算結果後，經硬體邏輯電路處理後輸出。
