張翰 謝殿煌

摘要：目前國(guó)內(nèi)民機(jī)試驗(yàn)驗(yàn)證水平相對(duì)較低，鐵鳥和航電等集成試驗(yàn)臺(tái)投資大、研制周期長(zhǎng)，且試驗(yàn)室集成無法安裝試飛的試驗(yàn)設(shè)備，迫使現(xiàn)有飛機(jī)主制造商尋找新的集成驗(yàn)證手段降低成本。從飛機(jī)在環(huán)（AIL）定義和設(shè)計(jì)原則出發(fā)，借鑒國(guó)外飛機(jī)級(jí)集成驗(yàn)證試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)，梳理出飛機(jī)在環(huán)綜合驗(yàn)證技術(shù)路線和關(guān)鍵技術(shù)，提出一套飛機(jī)在環(huán)試驗(yàn)方案。該方案縮小了試驗(yàn)室試驗(yàn)與試飛試驗(yàn)之間的差距，為推進(jìn)民機(jī)型號(hào)的研制進(jìn)程以及開展全面、有效的全機(jī)系統(tǒng)機(jī)上地面試驗(yàn)提供理論支持與技術(shù)支撐，在國(guó)內(nèi)具有開創(chuàng)意義。

關(guān)鍵詞：民機(jī)系統(tǒng);飛機(jī)在環(huán)AIL;飛機(jī)級(jí)集成驗(yàn)證;視景系統(tǒng)

DOI：10.11907/rjdk.191268

中圖分類號(hào)：TP319 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1672-7800（2019）012-0159-05

0引言

大型民用飛機(jī)為數(shù)眾多的機(jī)載系統(tǒng)，彼此需求縱橫、功能耦合、信號(hào)交聯(lián)，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)級(jí)分配的功能和共同實(shí)現(xiàn)飛機(jī)級(jí)功能，給機(jī)載系統(tǒng)綜合驗(yàn)證增加了驗(yàn)證難點(diǎn)和復(fù)雜性。為充分驗(yàn)證系統(tǒng)級(jí)和飛機(jī)級(jí)需求，民機(jī)主制造商建立了航電集成試驗(yàn)臺(tái)、鐵鳥集成試驗(yàn)臺(tái)、電氣集成試驗(yàn)臺(tái)、環(huán)控集成試驗(yàn)臺(tái)等和全機(jī)系統(tǒng)集成試驗(yàn)臺(tái)等集成驗(yàn)證平臺(tái)，但這些綜合試驗(yàn)臺(tái)建設(shè)周期長(zhǎng)、資金投入大、人力投人多、占用場(chǎng)地大，且無法安裝試飛試驗(yàn)設(shè)備，如應(yīng)急撤離、失速傘、尾椎等，拉大了試驗(yàn)室試驗(yàn)與試飛試驗(yàn)距離，迫使飛機(jī)主制造商尋找新的驗(yàn)證手段以降低集成驗(yàn)證成本，提高效率。

波音公司在20世紀(jì)90年代就策劃了飛機(jī)在環(huán)試驗(yàn)，如圖1所示。

飛機(jī)在環(huán)試驗(yàn)以真實(shí)飛機(jī)為試驗(yàn)對(duì)象，將地面仿真車與飛機(jī)的各系統(tǒng)計(jì)算機(jī)或控制器相連接，根據(jù)試驗(yàn)項(xiàng)目要求選擇關(guān)注的測(cè)試點(diǎn)，對(duì)飛機(jī)各系統(tǒng)施加電子或物理激勵(lì)，模擬飛機(jī)在飛行過程中的各類情況，記錄飛機(jī)各系統(tǒng)信號(hào)反饋和物理動(dòng)作，通過測(cè)試系統(tǒng)將飛機(jī)的實(shí)際反饋與預(yù)期反饋進(jìn)行對(duì)比，從而驗(yàn)證飛機(jī)的各項(xiàng)功能和性能，主要監(jiān)控發(fā)動(dòng)機(jī)控制、飛控、電源、通信、駕駛艙顯示、慣導(dǎo)、大氣數(shù)據(jù)、攻角等系統(tǒng)工作情況。波音747-8型號(hào)的飛機(jī)在環(huán)試驗(yàn)如圖2所示。

波音B787研制過程中，借助B777場(chǎng)景試驗(yàn)仿真平臺(tái)，設(shè)計(jì)了場(chǎng)景測(cè)試用例，對(duì)飛機(jī)級(jí)需求、架構(gòu)進(jìn)行了確認(rèn)和評(píng)估。為了提高全機(jī)系統(tǒng)綜合集成試驗(yàn)臺(tái)性能，B787采用了“模塊化”試驗(yàn)臺(tái)和787飛機(jī)在環(huán)AIL，在環(huán)AIL采用實(shí)像視景系統(tǒng)。如圖3所示，在首飛之前開展18小時(shí)飛行模型試驗(yàn)，從正常飛行到系統(tǒng)失效進(jìn)行大量場(chǎng)景試驗(yàn)。試飛團(tuán)隊(duì)和運(yùn)行團(tuán)隊(duì)通過飛機(jī)在環(huán)試驗(yàn)緊密結(jié)合在一起。

我國(guó)民用航空工業(yè)起步較晚，雖然在ARJ21和C919飛機(jī)集成驗(yàn)證試驗(yàn)建立了鐵鳥試驗(yàn)臺(tái)、航電綜合試驗(yàn)臺(tái)和電源試驗(yàn)臺(tái)，并且進(jìn)行了兩鳥聯(lián)試和三鳥聯(lián)試，但由于條件限制，最后未達(dá)到基于飛行剖面模擬飛行的全機(jī)系統(tǒng)綜合試驗(yàn)，也達(dá)不到飛機(jī)級(jí)需求驗(yàn)證和飛機(jī)級(jí)功能需求驗(yàn)證水平。我國(guó)民機(jī)系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證能力與國(guó)外全機(jī)系統(tǒng)地面綜合驗(yàn)證Aircraft_o尚存在較大差距，更不用說飛機(jī)在環(huán)AIL。

飛機(jī)在環(huán)AIL是民機(jī)集成驗(yàn)證手段的變革，代表新一代的集成驗(yàn)證水平。本文結(jié)合某大型民機(jī)，定義了飛機(jī)在環(huán)AIL，詳細(xì)研究了設(shè)計(jì)原則、試驗(yàn)方案和關(guān)鍵技術(shù)點(diǎn)，為真實(shí)的飛機(jī)在環(huán)AIL綜合驗(yàn)證試驗(yàn)提供技術(shù)基礎(chǔ)。

1飛機(jī)在環(huán)（AIL）定義

以真實(shí)飛機(jī)作為試驗(yàn)對(duì)象，地面外場(chǎng)和無氣動(dòng)力條件下，開展駕駛員在環(huán)模擬飛行試驗(yàn)，實(shí)時(shí)監(jiān)控飛機(jī)系統(tǒng)參數(shù)，驗(yàn)證各種工況下飛機(jī)系統(tǒng)控制和響應(yīng)是否滿足設(shè)計(jì)要求，如圖4所示。

2飛機(jī)在環(huán)（AIL）集成驗(yàn)證設(shè)計(jì)原則

飛機(jī)在環(huán)AIL集成驗(yàn)證設(shè)計(jì)原則：①真實(shí)的飛機(jī)機(jī)載環(huán)境：真實(shí)機(jī)載系統(tǒng)、真實(shí)座艙環(huán)境、真實(shí)電磁環(huán)境、真實(shí)結(jié)構(gòu)環(huán)境（結(jié)構(gòu)非線性因素）、真實(shí)地面外場(chǎng)環(huán)境和真實(shí)試飛測(cè)試設(shè)備;②所有電子LRU是真實(shí)的和真實(shí)連接的;③提供給飛行員真實(shí)模擬飛行試驗(yàn)環(huán)境;④發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)開車狀態(tài)。

3飛機(jī)在環(huán)（AIL）集成技術(shù)方案

3.1集成技術(shù)方案

根據(jù)飛機(jī)在環(huán)集成驗(yàn)證設(shè)計(jì)原則，結(jié)合某大型民機(jī)，飛機(jī)在環(huán)AIL技術(shù)方案如圖5所示，由真實(shí)飛機(jī)、可移動(dòng)視景系統(tǒng)、飛行仿真系統(tǒng)、地面無線電車、機(jī)載數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)以及配套產(chǎn)品組成。

（1）可移動(dòng)視景系統(tǒng)：計(jì)算機(jī)圖形生成系統(tǒng)和可移動(dòng)式虛像顯示系統(tǒng)，能夠給駕駛員提供虛擬飛行外部環(huán)境。

（2）飛行仿真系統(tǒng)：能夠?qū)崟r(shí)計(jì)算飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程、大氣環(huán)境、起落架仿真模塊、剎車系統(tǒng)仿真模塊、發(fā)動(dòng)機(jī)仿真模塊、環(huán)控仿真模塊等，同時(shí)能夠激勵(lì)大氣數(shù)據(jù)傳感器、慣導(dǎo)系統(tǒng)、無線電導(dǎo)航系統(tǒng)、通信系統(tǒng)等。

（3）機(jī)載采集系統(tǒng)：能夠?qū)崟r(shí)采集和監(jiān)控機(jī)載系統(tǒng)，能夠?qū)崟r(shí)仿真和進(jìn)行模型比較，快速監(jiān)控診斷。

（4）地面無線電車：能夠提供無線電通信信號(hào)和交互。

3.2飛機(jī)在環(huán)AIL綜合試驗(yàn)信號(hào)架構(gòu)

飛機(jī)在環(huán)AIL綜合試驗(yàn)信號(hào)架構(gòu)如圖6所示。

可移動(dòng)方艙從航電系統(tǒng)抽引油門桿位置信號(hào)，飛控系統(tǒng)抽取舵面位置信號(hào)，實(shí)時(shí)計(jì)算六自由度方程和發(fā)動(dòng)機(jī)方程。

可移動(dòng)方艙通過以太網(wǎng)發(fā)出飛行姿態(tài)信號(hào)驅(qū)動(dòng)可移動(dòng)式視景系統(tǒng)，并從全球地形數(shù)據(jù)庫里讀取高度信號(hào)。

可移動(dòng)方艙通過以太網(wǎng)發(fā)出空速、馬赫數(shù)、攻角等信號(hào)，注入大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)。

可移動(dòng)方艙通過以太網(wǎng)發(fā)出飛機(jī)姿態(tài)、速率、加速度信號(hào)，注入慣導(dǎo)系統(tǒng)計(jì)算機(jī)。

可移動(dòng)方艙通過以太網(wǎng)發(fā)出高度等信號(hào)，注人無線電高度接收機(jī)、測(cè)距機(jī)（DME）、伏爾VOR等。

可移動(dòng)方艙通過以太網(wǎng)發(fā)出輪載等信號(hào)，注人到起落架系統(tǒng)計(jì)算機(jī)（LGCU）中。

可移動(dòng)方艙通過以太網(wǎng)發(fā)出輪速信號(hào)，注入到剎車系統(tǒng)計(jì)算機(jī)（BCU）中。

可移動(dòng)方艙通過以太網(wǎng)發(fā)出結(jié)冰信號(hào)，注入到結(jié)冰探測(cè)系統(tǒng)計(jì)算機(jī)中。

機(jī)載仿真測(cè)試系統(tǒng)抽取航電系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)和電源系統(tǒng)數(shù)據(jù)，進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控。

3.3飛機(jī)在環(huán)AIL主要研究?jī)?nèi)容

飛機(jī)在環(huán)AIL技術(shù)實(shí)施路線如圖7所示，分為以下8個(gè)方面：

（1）飛機(jī)在環(huán)AIL頂層技術(shù)注入研究。從飛機(jī)級(jí)驗(yàn)證需求出發(fā)，查找各種相關(guān)文獻(xiàn)，進(jìn)行工程咨詢，研究飛機(jī)在環(huán)AIL集成驗(yàn)證需求，研究飛機(jī)在環(huán)AIL技術(shù)方案、實(shí)施基本原則和安全，梳理其技術(shù)難點(diǎn)，并編制飛機(jī)在環(huán)AIL試驗(yàn)任務(wù)書。

（2）飛機(jī)在環(huán)AIL信號(hào)注人研究。具體研究?jī)?nèi)容包含：對(duì)飛機(jī)在環(huán)AIL初步技術(shù)方案與動(dòng)力系統(tǒng)、航電系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等機(jī)載系統(tǒng)工程進(jìn)行協(xié)調(diào)，確定信號(hào)注入方案是否可以進(jìn)行以及相關(guān)工程費(fèi)用。

（3）飛機(jī)在環(huán)AIL試驗(yàn)設(shè)備研究。研究可移動(dòng)式視景系統(tǒng)技術(shù)方案和技術(shù)要求，研究可移動(dòng)式方艙技術(shù)方案和技術(shù)要求，研究輪速激勵(lì)設(shè)備和輪載激勵(lì)設(shè)備等相關(guān)試驗(yàn)設(shè)備，最終形成一套飛機(jī)在環(huán)試驗(yàn)設(shè)備技術(shù)方案和技術(shù)要求。

（4）飛機(jī)在環(huán)AIL仿真模型研究。與發(fā)動(dòng)機(jī)供應(yīng)商協(xié)調(diào)，研究發(fā)動(dòng)機(jī)仿真模型要求;研究燃油系統(tǒng)仿真模型和實(shí)時(shí)性方案;研究地面運(yùn)動(dòng)方程和剎車模型實(shí)時(shí)性方案以及技術(shù)要求。

（5）飛機(jī)在環(huán)AIL信號(hào)抽引研究。研究如何有效抽取舵面位置信號(hào)、剎車壓力傳感器信號(hào)和前輪轉(zhuǎn)彎信號(hào)。

（6）飛機(jī)在環(huán)AIL改裝評(píng)估。開展機(jī)械改裝評(píng)估，包括燃油系統(tǒng)柔性接頭改裝、起落架輪載信號(hào)機(jī)械改裝和輪速傳感器激勵(lì)改裝，大氣數(shù)據(jù)傳感器激勵(lì)改裝。開展電纜改裝評(píng)估，包括信號(hào)注入電纜改裝和信號(hào)抽取電纜改裝。試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)布置是否合理，以保證安全有效進(jìn)行飛機(jī)在環(huán)試驗(yàn)。

（7）飛機(jī)在環(huán)AIL可行性研發(fā)試驗(yàn)。利用已有鐵鳥臺(tái)或航電試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行信號(hào)注入試驗(yàn)、實(shí)時(shí)仿真試驗(yàn)和信號(hào)抽引試驗(yàn)。

（8）飛機(jī)在環(huán)AIL工程實(shí)施技術(shù)方案、技術(shù)要求發(fā)放和工程計(jì)劃編制。包括編制飛機(jī)在環(huán)AIL工程費(fèi)用估計(jì)和飛機(jī)在環(huán)實(shí)施計(jì)劃。

4飛機(jī)在環(huán)AIL綜合試驗(yàn)實(shí)施關(guān)鍵點(diǎn)

4.1關(guān)鍵點(diǎn)之一——信號(hào)注入口和抽引口

信號(hào)注人口和抽引口是飛機(jī)在環(huán)AIL的關(guān)鍵技術(shù)點(diǎn)。為了縮短研發(fā)進(jìn)度，系統(tǒng)供應(yīng)商通常利用電子LRU的信號(hào)注入口和抽引口，對(duì)LRU單元進(jìn)行自動(dòng)化測(cè)試。飛機(jī)在環(huán)（AIL）可以利用信號(hào)注人口和抽引口滿足飛機(jī)在環(huán)綜合驗(yàn)證試驗(yàn)理念——所有電子LRU都是真實(shí)的和真實(shí)連接的。

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)、慣導(dǎo)系統(tǒng)、無線電導(dǎo)航、綜合監(jiān)視系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)、剎車系統(tǒng)、結(jié)冰探測(cè)系統(tǒng)等信號(hào)注入口和航電核心處理系統(tǒng)、電源系統(tǒng)和飛控系統(tǒng)的抽引口，在聯(lián)合設(shè)計(jì)階段（Joint Design Phase）落實(shí)工作分工SOW（srate-ment ofWork）。

4.2關(guān)鍵點(diǎn)之二——仿真模型

起落架機(jī)械部分仿真模型、剎車系統(tǒng)機(jī)械仿真模型是完成起落架功能、剎車功能的關(guān)鍵。國(guó)外主制造商通常專門提出仿真模型要求，并落實(shí)到SOW中;同時(shí)，建立一套仿真模型和功能邏輯模型，用于仿真與試驗(yàn)一體化對(duì)比驗(yàn)證，提供仿真模型給供應(yīng)商，加快研發(fā)試驗(yàn)進(jìn)度?？赏ㄟ^與GE開展工作協(xié)調(diào)，獲得封裝的發(fā)動(dòng)機(jī)本體模型和接口匹配方案;另外，對(duì)燃油系統(tǒng)仿真和剎車系統(tǒng)仿真建模，開展接口匹配方案，定義通用的仿真模型接口，從而完成仿真模型的封裝要求。

4.3關(guān)鍵點(diǎn)之三——可移動(dòng)式視景系統(tǒng)

由于飛機(jī)離地較高，采用傳統(tǒng)的離軸虛像顯示系統(tǒng)會(huì)有安裝設(shè)計(jì)問題，因而采用可移動(dòng)式視景系統(tǒng)技術(shù)方案，如圖8所示。

采用左右電控升降梯從飛機(jī)左右進(jìn)入，電控定位，并保證視景系統(tǒng)重心安全。左右實(shí)像顯示系統(tǒng)按照相對(duì)位置定位，依靠左右封閉罩進(jìn)行封閉。

5結(jié)語

本文主要介紹了飛機(jī)在環(huán)AIL綜合試驗(yàn)的試驗(yàn)驗(yàn)證理念、技術(shù)方案、信號(hào)架構(gòu)和關(guān)鍵技術(shù)，最終完成了一套飛機(jī)在環(huán)試驗(yàn)方案和詳細(xì)技術(shù)路線，在國(guó)內(nèi)具有開創(chuàng)意義。本文研究成果有助于提高我國(guó)民機(jī)系統(tǒng)綜合集成驗(yàn)證能力和驗(yàn)證水平;有助于推動(dòng)民機(jī)型號(hào)發(fā)展，提前發(fā)現(xiàn)系統(tǒng)綜合問題和內(nèi)部缺陷，保證飛行安全，從而提高飛機(jī)系統(tǒng)集成成熟度，節(jié)省試飛研制成本，為推進(jìn)民機(jī)型號(hào)的研制進(jìn)程以及開展全面、有效的全機(jī)系統(tǒng)機(jī)上地面試驗(yàn)提供理論支持和技術(shù)支撐。