張雅妮, 李巖, 金鐳

(中航工業(yè)綜合技術(shù)研究所 適航性與安全性技術(shù)研究中心, 北京 100028)

電子飛控飛機(jī)的飛行品質(zhì)適航驗(yàn)證

張雅妮, 李巖, 金鐳

(中航工業(yè)綜合技術(shù)研究所 適航性與安全性技術(shù)研究中心, 北京 100028)

FAA AC25-7A中的飛行品質(zhì)評(píng)定方法(HQRM)能夠?qū)κ褂秒娮语w控系統(tǒng)的民用運(yùn)輸機(jī)進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)估。分析了HQRM評(píng)估程序以及相關(guān)適航要求,根據(jù)某民用飛機(jī)飛控系統(tǒng)功能危險(xiǎn)分析,針對(duì)單側(cè)升降舵卡阻這一典型故障,提出了在該失效狀態(tài)下的模擬器飛行品質(zhì)評(píng)估試驗(yàn)程序,分別給出了HQRM和相應(yīng)軍用標(biāo)準(zhǔn)評(píng)估方法,對(duì)軍民評(píng)估方法的差異性和一致性進(jìn)行了分析。研究結(jié)果對(duì)采用電子飛控系統(tǒng)的現(xiàn)代飛機(jī)的飛行品質(zhì)適航驗(yàn)證具有工程參考意義。

飛行品質(zhì)評(píng)定方法; 電子飛控系統(tǒng); 適航驗(yàn)證; 工程模擬器; 功能危險(xiǎn)分析

引言

使用電信號(hào)傳送操縱指令、以復(fù)雜軟件和硬件綜合形式實(shí)現(xiàn)的電子飛行控制系統(tǒng)(Electronic Flight Control System,EFCS)已經(jīng)廣泛應(yīng)用于大型民用運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)的飛行控制,而適航規(guī)章FAR25部則主要適用于使用機(jī)械操縱系統(tǒng)的飛機(jī),因此FAA需要確定一個(gè)系統(tǒng)的方法用于采用電子飛控系統(tǒng)的飛機(jī)的合格審定飛行試驗(yàn)[1],即1986年頒布的AC25-7《運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)型號(hào)合格審定飛行試驗(yàn)指南》[2]。該指南于1998年修訂為AC25-7A,1999年更新為AC25-7A修訂版,其附錄7“飛行品質(zhì)評(píng)定方法(HQRM)”能夠?qū)κ褂秒娮语w控系統(tǒng)的民用運(yùn)輸機(jī)進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)估。

本文針對(duì)典型的飛控系統(tǒng)故障,分別給出HQRM和軍用標(biāo)準(zhǔn)評(píng)估方法,并進(jìn)行了差異性和一致性分析。所得結(jié)論對(duì)國(guó)內(nèi)采用現(xiàn)代電子飛控飛機(jī)的飛行品質(zhì)適航審定具有工程參考意義。

1 民用飛行品質(zhì)評(píng)定方法

1.1 HQRM評(píng)估程序

HQRM源于為了修改適航規(guī)章和飛行試驗(yàn)指南而開(kāi)展的對(duì)高增穩(wěn)/放寬靜穩(wěn)定性飛機(jī)飛行品質(zhì)的研究成果[3]。HQRM是一種基于概率方法的飛控系統(tǒng)失效狀態(tài)下的飛行品質(zhì)要求,與軍用標(biāo)準(zhǔn)不同的是,在該基于概率的分析中還包括了飛行包線和大氣條件的影響因素。

HQRM中定義了FAA的3個(gè)飛行品質(zhì)等級(jí),分別是令人滿意的(SAT)、足夠的(ADQ)和可控的(CON),并給出了這3個(gè)等級(jí)與Cooper-Harper以及軍標(biāo)飛行品質(zhì)等級(jí)之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系。

根據(jù)以下3個(gè)方面的因素,HQRM確定了FAA可接受的最低飛行品質(zhì)等級(jí):

(1)大氣擾動(dòng)程度。分為輕微的、中等的或嚴(yán)重的;

(2)飛行包線。分為正常飛行包線(NFE)、工作飛行包線(OFE)和極限飛行包線(LFE);

(3)飛控系統(tǒng)失效狀態(tài)。

為了確定必須進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)估的狀態(tài)和飛行任務(wù),并且確定FAA要求的最低飛行品質(zhì)等級(jí),HQRM評(píng)估程序如下:

(1)根據(jù)AC25-7A附錄7中圖10確定大氣條件概率(10Xa)和飛行包線概率(10Xe)。

例如,大氣擾動(dòng)概率如果為1,則Xa=0;對(duì)于中等大氣紊流條件,其事件概率為10-2每飛行小時(shí),則Xa=-2。在正常飛行包線(NFE)中的概率為1,則Xe=0;在極限飛行包線(LFE)中的概率是10-4每飛行小時(shí),因此Xe=-4。

(2)根據(jù)飛控系統(tǒng)功能危險(xiǎn)分析(FHA)得到該飛控系統(tǒng)某失效事件的失效概率(10Xc)。

(3)對(duì)于Xc+Xe+Xa≤-9,即組合概率是極不可能的情況,不進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)估。

(4)對(duì)于Xc+Xe+Xa>-9,飛行條件概率為飛控系統(tǒng)失效概率和飛行包線條件的組合。其中,Xc+Xe≥-5,則為可能的飛行條件;-9

(5)對(duì)于不同的飛行條件、飛行包線以及大氣擾動(dòng)概率,AC25-7A附錄7中圖12給出了FAA可接受的最低飛行品質(zhì)等級(jí)要求。

1.2 FAR25部和軍標(biāo)對(duì)飛行品質(zhì)要求差異分析

FAA的FAR25部是民用飛機(jī)的適航合格審定規(guī)章,而軍用標(biāo)準(zhǔn)是軍機(jī)采辦的要求。表1給出了FAR25部與軍用標(biāo)準(zhǔn)對(duì)飛行品質(zhì)要求差異[4]。兩者對(duì)工作飛行包線(OFE)內(nèi)的飛控系統(tǒng)正常運(yùn)行狀態(tài)都要求的是1級(jí)飛行品質(zhì)。對(duì)于以下情況,允許飛行品質(zhì)適當(dāng)降級(jí):

(1)在工作飛行包線外運(yùn)行;

(2)大氣條件比“輕微”紊流要嚴(yán)酷;

(3)出現(xiàn)系統(tǒng)失效狀態(tài)。

表1 失效狀態(tài)下的飛行品質(zhì)要求對(duì)比 (工作飛行包線內(nèi)無(wú)大氣擾動(dòng))

由表1可知,美軍標(biāo)和適航規(guī)章對(duì)于不同失效狀態(tài)發(fā)生概率的大小要求允許的飛行品質(zhì)降級(jí)程度不同,相比于美軍標(biāo),適航規(guī)章對(duì)于發(fā)生概率更小、影響更嚴(yán)重的失效狀態(tài)的飛行品質(zhì)要求為1級(jí)和2級(jí)。因此對(duì)于失效狀態(tài)下的飛行品質(zhì)要求,民用適航要求要高得多。

2 適航要求分析

FAR25部,A320,B777和A380飛機(jī)的電子飛控系統(tǒng)專(zhuān)用條件(Special Condition,SC)以及AC25-7A都對(duì)HQRM這一飛行品質(zhì)評(píng)定方法的應(yīng)用提出了要求,且所有這些要求都是一致的。

2.1 FAR§25.672(c)

對(duì)于§25.672(c),其中的增穩(wěn)系統(tǒng)或任何其它自動(dòng)或帶動(dòng)力的操縱系統(tǒng)是指整個(gè)飛行控制系統(tǒng)[5]。FAR§25.672要求對(duì)于§25.671(c)中的失效類(lèi)型飛控系統(tǒng)必須具有初始應(yīng)對(duì)的能力?！?5.672(c)對(duì)飛控系統(tǒng)的單個(gè)失效后的飛行品質(zhì)提出了要求。

在§25.672(c)(1)中,“仍能安全操縱”與FAA HQRM中飛行品質(zhì)第3級(jí)“可控的(CON)”是對(duì)應(yīng)的,是對(duì)失效后的最低飛行品質(zhì)要求?！?5.672(c)(2)是對(duì)飛控系統(tǒng)單個(gè)失效后的操縱性和機(jī)動(dòng)性要求?！?5.672(c)(3)是對(duì)飛控系統(tǒng)單個(gè)失效后的配平、穩(wěn)定性和失速特性的要求。

2.2 AC25-7A

AC25-7A對(duì)具有增穩(wěn)系統(tǒng)(SAS)的飛機(jī)提出了與HQRM一致的飛行品質(zhì)要求。要求飛機(jī)裝有SAS并必須符合§25.671和§25.672的規(guī)定,而且應(yīng)該演示飛機(jī)操縱性滿足FAA操縱品質(zhì)評(píng)定系統(tǒng)(HQRS)的規(guī)定。提出了對(duì)增穩(wěn)系統(tǒng)在正常使用飛行包線中正常運(yùn)行狀態(tài)下的飛行品質(zhì)要求,對(duì)增穩(wěn)系統(tǒng)在正常使用飛行包線中發(fā)生失效時(shí)的飛行品質(zhì)要求,對(duì)在發(fā)生失效后短暫的過(guò)渡期內(nèi)的飛行品質(zhì)要求,以及對(duì)過(guò)渡期之后的飛行品質(zhì)要求。

2.3 A380飛機(jī)專(zhuān)用條件

A380飛機(jī)對(duì)于電子飛控系統(tǒng)(EFCS)提出了FAR 25.671和FAR 25.672的專(zhuān)用條件——通過(guò)HQRM表明飛行特性的符合性,確定了HQRM是一種在合格審定中用來(lái)表明飛行特性的符合性方法[6]。HQRM用于以下情況的飛行特性評(píng)估:

(1)當(dāng)飛行包線(任務(wù))和大氣擾動(dòng)概率分別是1時(shí),電子飛控系統(tǒng)(EFCS)/飛機(jī)的失效狀態(tài)不能表明是極不可能的;

(2)所有失效、大氣擾動(dòng)和飛行包線的組合概率不能表明是極不可能的。

在該專(zhuān)用條件中,“不能表明是極不可能的”是指發(fā)生概率大于10-9。這與HQRM中要求的對(duì)于Xc+Xe+Xa≤-9的情況不進(jìn)行評(píng)估是一致的。

3 模擬器驗(yàn)證試驗(yàn)

飛行品質(zhì)的合格審定試驗(yàn)通常包括飛行試驗(yàn)和工程模擬器試驗(yàn),對(duì)于較為危險(xiǎn)的情況一般使用工程模擬器試驗(yàn)結(jié)合飛行試驗(yàn)進(jìn)行符合性驗(yàn)證。在此提出針對(duì)單個(gè)升降舵卡阻這一典型失效狀態(tài)下的模擬器飛行品質(zhì)評(píng)估試驗(yàn)程序、試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析方法。分別使用FAA的HQRM和軍用標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行評(píng)估,對(duì)兩者的差異性和一致性進(jìn)行分析。

3.1 工程模擬器組成

工程模擬器主要用于驗(yàn)證控制律和飛行品質(zhì),主要由計(jì)算機(jī)、駕駛艙和數(shù)據(jù)傳輸線組成,如圖1所示。主仿真計(jì)算機(jī)用于計(jì)算飛機(jī)和飛機(jī)各系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型,視景系統(tǒng)計(jì)算機(jī)用于視景仿真計(jì)算,儀表顯示計(jì)算機(jī)計(jì)算駕駛艙儀表顯示值,接口計(jì)算機(jī)用于接收和發(fā)送儀表顯示器、駕駛艙和主仿真計(jì)算機(jī)之間的數(shù)據(jù)。駕駛艙主要由視景系統(tǒng)、儀表、飛行操縱器件和駕駛員座椅構(gòu)成。

圖1 工程模擬器主要構(gòu)架

3.2 試驗(yàn)要求和程序

根據(jù)某民用飛機(jī)的飛控系統(tǒng)功能危險(xiǎn)分析(FHA),在巡航階段發(fā)生單個(gè)升降舵卡阻是一種嚴(yán)酷度為第III類(lèi)的失效事件。剩余的升降舵和水平安定面的俯仰控制功能應(yīng)該能滿足民用適航規(guī)章的要求,克服該失效事件對(duì)飛機(jī)的影響。

穩(wěn)定性和操縱性是飛行品質(zhì)的兩個(gè)最基本的內(nèi)容,為了對(duì)在正常飛行包線(NFE)內(nèi)失去單個(gè)升降舵控制功能的操縱性進(jìn)行評(píng)估,在此分析了模擬器試驗(yàn)要求,提出了模擬器試驗(yàn)程序。

3．2．1試驗(yàn)要求

(1)選擇失效狀態(tài)。選擇單個(gè)升降舵卡阻進(jìn)行模擬器試驗(yàn),該失效狀態(tài)是§25.671(c)中給出的典型失效狀態(tài)。在AC25.671草案中給出了FAA建議的符合性試驗(yàn)應(yīng)考慮的卡阻位置[5],在具體試驗(yàn)中還應(yīng)該結(jié)合具體型號(hào)飛機(jī)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)來(lái)確定舵面卡阻位置。

(2)飛機(jī)飛行狀態(tài)。配置最不利的重量和重心位置,即大重量和前重心。

(3)試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集。需要采集的數(shù)據(jù)有升降舵偏度、俯仰角速度、法向過(guò)載。其中俯仰角速度反映了縱向穩(wěn)定性,法向過(guò)載反映了機(jī)動(dòng)性。

3．2．2試驗(yàn)程序

HQRM給出了主要飛行品質(zhì)任務(wù)類(lèi)別,從中選擇飛行任務(wù)用于評(píng)估單個(gè)升降舵卡阻后的縱向機(jī)動(dòng)能力。

(1)飛行任務(wù)

通常,為了評(píng)定民用飛機(jī)的安全能力,飛行員會(huì)進(jìn)行一些機(jī)動(dòng)飛行,顯著地改變飛機(jī)航跡、速度和姿態(tài),但是這些機(jī)動(dòng)并不屬于飛機(jī)正常的商務(wù)使用范圍,只是在工程適航穩(wěn)定性和操縱性符合性試驗(yàn)中進(jìn)行這些機(jī)動(dòng)?？梢詮倪@類(lèi)機(jī)動(dòng)飛行任務(wù)中選出一個(gè)機(jī)動(dòng)作為飛行任務(wù)來(lái)評(píng)估飛機(jī)單個(gè)升降舵卡阻后的機(jī)動(dòng)性。

當(dāng)左側(cè)升降舵卡阻在某個(gè)較大偏度,單依靠推/拉駕駛桿進(jìn)行機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)彎,飛機(jī)高度保持不變,在帶故障的狀態(tài)下,飛控系統(tǒng)在俯仰軸仍能產(chǎn)生足夠的法向過(guò)載范圍,具備足夠的機(jī)動(dòng)能力。

按照3.2.1中的要求配置飛機(jī)重量和重心位置,采集升降舵偏轉(zhuǎn)角δe和法向過(guò)載n。

(2)飛行階段

按照表2設(shè)置飛行階段。

表2 飛機(jī)飛行階段

3.3 FAA HQRM驗(yàn)證

(1)HQRM對(duì)該失效狀態(tài)的飛行品質(zhì)要求

首先,按照AC25-7A附錄7中圖10確定大氣條件概率(10Xa)和飛行包線概率(10Xe)。在此沒(méi)有大氣擾動(dòng),因此Xa=0。飛行任務(wù)是在正常飛行包線(NFE)內(nèi),因此Xe=0。

根據(jù)該飛機(jī)的飛控系統(tǒng)功能危險(xiǎn)分析(FHA),對(duì)于該飛機(jī),巡航階段發(fā)生單側(cè)升降舵卡阻是嚴(yán)酷度為Ⅲ類(lèi)的失效事件,其發(fā)生概率高于10-7每飛行小時(shí),低于10-5每飛行小時(shí),因此-7

因?yàn)閄c+Xe+Xa>-9,因此應(yīng)該對(duì)該情況進(jìn)行評(píng)估,且-9

按照表1,得到對(duì)于該情況最低可接受的飛行品質(zhì)等級(jí)為“足夠的”(ADQ)。

(2)駕駛員使用HQRM進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)估

按照FAA的定義,該飛機(jī)在該故障下要達(dá)到“足夠的”,其飛行特性對(duì)于持續(xù)飛行和著陸時(shí)是足夠的,滿足全部的或包含一部分降級(jí)的性能,但要付出較高的駕駛力和注意力。對(duì)于所選擇的飛行任務(wù),飛機(jī)應(yīng)該仍能具有一定的縱向操縱能力來(lái)完成飛行任務(wù)。

3.4 軍用標(biāo)準(zhǔn)驗(yàn)證

(1)美軍標(biāo)對(duì)該失效狀態(tài)的飛行品質(zhì)要求

在軍用標(biāo)準(zhǔn)中,不考慮大氣擾動(dòng)的情況下,對(duì)正常飛行包線(NFE)中發(fā)生的任何單個(gè)的并非極不可能的失效后,飛機(jī)飛行品質(zhì)的要求是至少達(dá)到2級(jí)飛行品質(zhì)[7-8]。

(2)美軍標(biāo)評(píng)估準(zhǔn)則

結(jié)合所選擇的任務(wù)特點(diǎn),可以選擇軍用標(biāo)準(zhǔn)中的以下評(píng)估準(zhǔn)則進(jìn)行飛行品質(zhì)等級(jí)評(píng)估。

在機(jī)動(dòng)飛行中能夠達(dá)到的法向過(guò)載范圍反映了操縱系統(tǒng)俯仰軸的操縱能力。為了評(píng)估該失效狀態(tài)下的俯仰軸的操縱能力,可以在試驗(yàn)中采集機(jī)動(dòng)飛行中的法向過(guò)載,選擇相應(yīng)的軍用標(biāo)準(zhǔn)準(zhǔn)則進(jìn)行評(píng)定。

在MIL-HDBK-1797A中給出了該機(jī)動(dòng)飛行中的俯仰軸操縱效能準(zhǔn)則,要求如下:

等級(jí)1和等級(jí)2:法向過(guò)載能達(dá)到no(-) 至no(+)。其中,no(+) 和no(-)為給定高度下的法向過(guò)載的最大、最小邊界值;

等級(jí)3:法向過(guò)載n=0.5至以下較小者:

①no(+);

② 對(duì)于no(+)≤3的飛機(jī),n=2.0;對(duì)于no(+)>3 的飛機(jī),n=0.5[no(+)+1]。

該準(zhǔn)則適用于正常狀態(tài)下的飛行,對(duì)于失效狀態(tài)的評(píng)估,等級(jí)1,2和3的法向過(guò)載值可以根據(jù)飛機(jī)特性和任務(wù)特點(diǎn)適當(dāng)放寬[7]。

3.5 分析總結(jié)

根據(jù)表1,對(duì)于該飛機(jī)的單側(cè)升降舵卡阻,HQRM的可接受的最低飛行品質(zhì)等級(jí)應(yīng)該為“足夠的”(ADQ)。在軍用標(biāo)準(zhǔn)中對(duì)正常飛行包線(NFE)中的任何單個(gè)失效后飛機(jī)飛行品質(zhì)的要求是至少達(dá)到2級(jí)飛行品質(zhì)。由表1可知,FAA的“足夠的”對(duì)應(yīng)的美軍標(biāo)等級(jí)是等級(jí)2。因此對(duì)于該飛機(jī)的該失效狀態(tài),民用適航HQRM與美軍標(biāo)要求一致。

4 結(jié)束語(yǔ)

FAA提出了針對(duì)采用現(xiàn)代電子飛控技術(shù)的飛機(jī)的飛行品質(zhì)評(píng)估方法(HQRM),本文給出了HQRM的使用程序,對(duì)該方法相關(guān)的適航要求進(jìn)行了分析。根據(jù)飛行任務(wù)給出了模擬器某典型失效狀態(tài)下的飛行試驗(yàn)程序,并分別提出了HQRM和軍用評(píng)估的分析方法。分析結(jié)果表明了民用和軍用標(biāo)準(zhǔn)之間的差異性和一致性。

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[8] Department of Defence. MIL-F-8785C Flying qualities of piloted airplanes[S]. USA, Department of Defence,

1980.

Handlingqualitiesairworthinessverificationforelectronicflightcontrolaircraft

ZHANG Ya-ni, LI yan, JIN lei

(Airworthiness and Safety Technology Research Department, China Aviation Polytechnology Establishment, Beijing 100028, China)

Handling quality rating method(HQRM) in FAA AC25-7A provide a means by which one may evaluate flight characteristics for fly-by-wire flight control transport aircraft. This paper explains the HQRM procedure, and analyses airworthiness requirements which are related to HQRM. According to flight control system functional hazard assessment of a commercial airplane, simulator experiment procedure for a elevator jam is proposed, and experiment analysis methods using the FAA method and military standard are offered. The consistency and differences between civil and military standards are analyzed. This study can supply references for flying qualities and airworthiness verification of a modern airplane with electrical flight control system.

handling quality rating method; electrical flight control system; airworthiness verification; engineering simulator; functional hazard assessment

2011-06-23;

2011-11-14

張雅妮(1981-)，女，湖南邵陽(yáng)人，工程師，博士，研究方向?yàn)檫m航性技術(shù)。

V217.3

A

1002-0853(2012)02-0117-04

(編輯：王育林)