大型飛機(jī)由于常規(guī)操縱舵面失效、飛行控制能力喪失而導(dǎo)致重大的飛行事故，在各個(gè)國(guó)家航空史上屢見不鮮，其中不乏機(jī)毀人亡的嚴(yán)重后果。 這里，介紹一種僅靠 “調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力” 的備份飛行控制系統(tǒng)。 01 觸目驚心的空難事件在 1989 年之前的 20 年時(shí)間里，因?yàn)轱w機(jī)飛控系統(tǒng)失效導(dǎo)致的飛行事故有 10 多起（包括軍機(jī)和民機(jī)），大約 1200 人在事故中喪生。 在這些事故中，傷亡最慘重的是日本航空 123 號(hào)班機(jī)空難和美國(guó)蘇城空難，兩起空難共造成了 631人死亡。 1985 年 8 月 12 日，日本航空公司的一架波音 747 客機(jī)，由于后壓力框破裂，使機(jī)艙內(nèi)壓力急劇降低，飛機(jī)垂直尾翼損壞并在空中分解，緊接著液壓系統(tǒng)失效，導(dǎo)致飛行控制能力完全喪失，飛機(jī)撞山墜毀。 最終致使乘客和機(jī)組人員中僅 4 人獲救，其余 520 人全部罹難。 日本航空公司波音 747 尾翼損壞圖，如下圖所示。
02 終級(jí)備份的意義
因此，即使飛控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)已滿足當(dāng)時(shí)的適航規(guī)章要求，我們?nèi)韵Ｍ扇∫恍╊~外的手段，進(jìn)一步增加飛機(jī)的安全性，增強(qiáng)民眾的信心。 終極備份作為一種超越適航要求的設(shè)計(jì)，在目前主流機(jī)型中多有體現(xiàn)。隨著電傳飛控系統(tǒng)的發(fā)展和復(fù)雜電子硬件的廣泛應(yīng)用，終極備份在減緩系統(tǒng)共模故障影響和增強(qiáng)局方審定信心方面，也起到了積極的作用。 這里介紹的，僅靠 “調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力” 的控制系統(tǒng)，可以作為一種備份實(shí)現(xiàn)形式，為終極備份系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，提供了另外一種全新的思路。 03 僅調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的備份原理在很多嚴(yán)重事故中，雖然飛控系統(tǒng)失效，但飛機(jī)兩側(cè)的發(fā)動(dòng)機(jī)仍能工作正常。 通過調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力，為故障飛機(jī)提供一定的控制能力。這就是發(fā)動(dòng)機(jī)推力控制（PCA，Propulsion Controlled Aircraft）備份方案。 發(fā)動(dòng)機(jī)推力線一般位于重心下面，并且有一定大小的安裝角。這樣的發(fā)動(dòng)機(jī)配置，對(duì)于調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)的油門大小（對(duì)稱油門、差動(dòng)油門），改變飛機(jī)所受的力和力矩，最終實(shí)現(xiàn)三軸應(yīng)急控制是非常有利的。 04 成功案例2003 年 11 月 22 日，一架剛自巴格達(dá)起飛的敦豪速遞公司（DHL）的空客 A300 貨機(jī)，遭到地面導(dǎo)彈襲擊，左翼中彈后導(dǎo)致液壓系統(tǒng)完全失效。中彈圖片如圖所示。
3 名機(jī)組人員，只能靠手動(dòng)調(diào)整兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，勉強(qiáng)維持機(jī)身穩(wěn)定并最終安全降落。 這架飛機(jī)成為有史以來第一架，在完全失去液壓控制后，還能安然降落的大型民航飛機(jī)。 A300 貨機(jī)遇襲事件，讓各國(guó)的航空安全主管單位再度注意到飛機(jī)在飛行中失去液壓的危險(xiǎn)性，這也促使各國(guó)政府與航空產(chǎn)業(yè)開始研發(fā)可以完全不靠液壓系統(tǒng)就能安全降落的新技術(shù)。 美國(guó)國(guó)家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA） 早在 1989 年就開展了這項(xiàng)技術(shù)的研究。 NASA 對(duì) PCA 的定義是：
通過調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力進(jìn)行飛機(jī)軌跡控制，其中縱向通道主要是控制飛機(jī)對(duì)稱推力，使速度和俯仰力矩發(fā)生變化，以控制飛機(jī)的縱向軌跡；側(cè)向通道則控制差動(dòng)推力，形成的航向控制力矩以控制飛機(jī)水平面內(nèi)的飛行軌跡。 05 備份方案架構(gòu)現(xiàn)代民機(jī)一般采用全權(quán)限數(shù)字發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)（FADEC），使得飛行控制系統(tǒng)、推進(jìn)系統(tǒng)的高度綜合成為可能。 推力調(diào)節(jié)應(yīng)急飛行控制概念示意，如下圖所示。
圖中，駕駛員通過模式控制面板（MCP）輸入指令，指令信號(hào)和反饋信號(hào)（傳感器測(cè)量得到）一起送入飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）。FCC 計(jì)算得到縱向控制的對(duì)稱油門、橫側(cè)向控制的差動(dòng)油門的發(fā)動(dòng)機(jī)指令信號(hào)，通過調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小實(shí)現(xiàn)應(yīng)急飛行控制功能。 根據(jù)應(yīng)急飛行控制的概念分析，可設(shè)計(jì)推力調(diào)節(jié)應(yīng)急飛行控制的控制方案，如下圖所示。
圖中，駕駛員通過模式控制面板輸入航跡傾斜角和滾轉(zhuǎn)角指令，同步/差動(dòng)推力解算模塊根據(jù)指令信號(hào)與傳感器反饋信號(hào)，解算出左右兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)控制指令，輸入到左側(cè)和右側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)，產(chǎn)生發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用于飛機(jī)，從而實(shí)現(xiàn)有限的三軸控制功能。 由于發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)很容易激發(fā)縱向長(zhǎng)周期振蕩和橫側(cè)向的荷蘭滾模態(tài)，因此在控制系統(tǒng)的內(nèi)環(huán)需設(shè)計(jì)增穩(wěn)回路，以抑制兩種模態(tài)的振蕩過程。 OK，這里簡(jiǎn)單介紹了僅靠 “調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力” 的備份飛行控制系統(tǒng)，如有疑問，歡迎留言討論哈。 相關(guān)文章，點(diǎn)擊閱讀：
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