第三十七章 三余度三轴增稳数模混合自动飞行控制系统(1/2)

唐占文在众人注视下，继续道：“根据监测得到的数据分析结果来看，086号机在起飞爬升阶段，出现机头大幅度上仰，迎角超过八十度，继而产生了失速的姿态，主要原因有几个方面。”

“第一方面的原因是气动布局设计上，歼轰七a继续沿用了歼轰七的后掠翼正常布局，主要的变动在于取消了翼刀，但是在主翼的前缘，我们并没有设计前缘襟翼。没有采用前缘襟翼的原因，相信大家也都清楚，我们对于战斗机前缘襟翼的技术研究确实还不够成熟，为了保险起见就没有采用。没有前缘襟翼，这造成了歼轰七a在低速下的升力显得不足，这的确是我们设计团队的问题。”唐占文一点儿也没有回避这个问题，直言不讳。

如果有了前缘襟翼，战斗机的机翼升力系数会有比较大的提升，特别是在起飞阶段，就可以看到那些三代战机，都会把主翼上的前缘襟翼放下，以增加升力系数。

特别是在大迎角下，战斗机主翼上的前缘襟翼向下偏转之后，就使得主翼前缘与吹来的气流之间角度减小，从而使得气流沿着机翼上表面流动得比较光滑，可以有效避免局部气流分离，这也等于是增大了翼型的弯度。

飞机机翼前缘和后缘襟翼配合使用，可以进一步增升。

林鹏在大学里学习空气动力学的时候，最开始也不明白飞机的升力到底是怎么来的，后来通过学习他才逐渐明白了。

飞机机翼上下表面气流的速度是不一样的，正是这个速度差形成了上下表面的压力差，上表面速度大，所以压力就小，下表面气流速度小，压力就大。

作为一名飞机设计师，在设计机翼的时候，就是要想办法让机翼上表面的气流速度增大，这样的话升力就增加了。

战斗机强调大迎角能力的原因，便是因为迎角太大以后，巨大的压力差就会撕裂、揉碎原本附着在机翼上的规则气流，留在机翼上表面的都是很多紊乱的小分离漩涡；这时候机翼上下表面的规则气流之间的压力差就会迅速减小，飞机就进入丧失升力的失速状态。

战斗机的前后缘机动襟翼，通过自动控制改变机翼弯度，来兼顾平飞时的低阻力与大迎角时的高失速极限。但是自动控制襟翼，是一项非常复杂的设计，需要相关的传感器获取实时数据，计算机控制它来工作。

当然也不是说采用了前缘襟翼的战机，就必须是全电传飞控，歼七e战机就是机械飞控系统。

所以歼轰七a没有设计前缘襟翼，只有后缘襟翼，它的后缘襟翼也只用于起飞降落时，改变升力系数。因此歼轰七以及歼轰七a的机翼设计，相对比较落后，机翼上气流容易分离，这才有很多军迷诟病的锯齿和翼刀。

很多军迷都知道，翼刀是落后的象征。

唐占文继续道：“当然这只是一方面，还有一方面的原因，是我们有歼轰七a的飞控系统设计上，采用的三余度三轴增稳数模混合自动飞行控制系统，这的确又是一个比较落后的设计，这同样是受制于我们的技术水平。三余度飞控计算机，采用了同构型三通道主备兼容错结构，每一个通道是一台独立的计算机，由系统软件完成飞控系统的实时控制任务。”

“在操作系统的选择上我们采用了嵌入式实时操作系统，可靠性还是非常不错的。在飞控软件总体设计方面，三台计算机可以同时进行采集数据，数据交叉传输，数据比较监控，再融合出一组控制律需要的数据，进行控制律运算，最后输出控制数据。在故障监控设计方面，可以将自动驾驶仪系统的故障状态和飞控计算机自身故障进行统计综合，编码存储，同时报告功能故障。当连续有六拍数据有故障，就认为传感器、余度计算机等对象有故障。”介绍到飞控软件设计的时候，唐总师还是有一点沉重的。

这都是因为六零三所或者说现在的一飞院，在飞控软件的编写上，实力确实还不够好，如果能请到他的同学，六一一所的扬威来负责歼轰七a的飞控系统，可能一切都会迎刃而解，但显然六一一所和六零三所不是一家单位，扬威也不可能调到六零三所来，因为扬威可是宋老看中的接班人呢，他将来的任务可不轻，还要担负重点型号总师。

唐总师语气一转道：“当然，虽然我们也是严格按软件工程方法进行了这套飞控系统的软件开发，但是我们谁也不能保证，软件本身没有隐藏的缺陷或者错误，有时候软件代码可能会在某种诱因的作用下，发生错误，从而对飞控系统造成错误的计算和输出。容错技术，也只能在一定程度上保证软件的可靠性。”

林鹏在重生前，也是参与过国产c919大客机设计研制的一位主任设计师，所以他对飞控软件的开发，也是有深入的了解。在c919大客机的飞控软件开发当中，对软件系统缺陷的定义就很明确，分为几个等级，最严重的是灾难性缺陷，其次是严重缺陷，还有重大缺陷，次要缺陷等。

灾难性缺陷，就是指飞控软件一旦出现问题，会导致飞机失事坠毁的缺陷，当然这种缺陷特别严重，毕竟那是大客机，载客一百多人，所以这种缺陷规定发生的概率，每飞行小时，要小于十亿分之一，也就是说飞机在飞行十亿个小时当中，飞控软件发生灾难性错误的次数，不能超过一次。

这个概率也是相当低了，比如说有一千架c919飞机，都飞行一百