楊 華

(中國民用航空沈陽航空器適航審定中心，遼寧 沈陽 110043)

0 引言

隨著航空器自動飛行控制技術的不斷成熟和完善，直升機設計技術和自動飛行控制技術的完美融合逐步實現(xiàn)了舒適、安全、多用途的直升機功能要求。本文通過借鑒國外試飛理念，初步探討自動駕駛儀系統(tǒng)的符合性試飛方法，為我國民用直升機在此領域的符合性驗證試飛提供借鑒和參考。

1 概述

一般而言，根據(jù)實現(xiàn)的功能和控制結構不同，自動飛行控制系統(tǒng)(AFCS)可分為增穩(wěn)系統(tǒng)(SAS)、姿態(tài)保持功能(ATT)、高級模式(Upper mode)等。隨著航空電子技術的發(fā)展，自動飛行控制系統(tǒng)的集成度越來越高，早期的耦合器功能逐漸發(fā)展成為自動飛行控制系統(tǒng)的高級模式，部分國外直升機上也將自動飛行控制系統(tǒng)的高級模式進行了改進，如與飛行指引儀的功能進行合并形成飛行指引功能等(如圖1)。

圖1 自動飛行控制系統(tǒng)主要功能的發(fā)展和分類

大多數(shù)現(xiàn)代直升機所使用的自動飛行控制系統(tǒng)常常執(zhí)行兩種功能：直升機的增穩(wěn)；幫助駕駛員保持姿態(tài)、高度和空速或執(zhí)行無線電導航任務[1]。其目標是提升直升機的穩(wěn)定性，減輕飛行員的工作負荷，拓展運營場景，增加直升機的使用功能并增強直升機運行安全。

在適航規(guī)章[2]中， CCAR29.672/1329/1335和CCAR29.附錄B VII及其相關咨詢通告中建議的適航方法，其主要關注點為：①系統(tǒng)故障不應導致飛行安全事故；②系統(tǒng)故障不應誤導飛行員或大幅度增大飛行員負擔。本文依據(jù)規(guī)章要求，結合國外的試飛經(jīng)驗，重點對自動飛行控制系統(tǒng)的功能的試飛方法進行探討。

2 直升機自動飛行控制系統(tǒng)功能試飛方法

演示試驗是驗證自動飛行控制系統(tǒng)對適航規(guī)章符合性的最終驗證方法。演示驗證一般包括駕駛艙評審、地面試驗和飛行試驗。本文重點對飛行試驗進行研究。

2.1 增穩(wěn)功能(SAS)

2.1.1 原理分析

早期直升機多采用貝爾穩(wěn)定桿、洛克希德穩(wěn)定桿等機械穩(wěn)定裝置，但穩(wěn)定桿增加了旋翼阻力且不能在整個飛行包線內(nèi)提供適當?shù)姆€(wěn)定裕量，于是采用電子反饋的增穩(wěn)系統(tǒng)(SAS)來改善直升機的穩(wěn)定性。

增穩(wěn)功能作為飛控系統(tǒng)的核心部分，由速度傳感器、飛控計算機(FCC)、串聯(lián)增穩(wěn)舵機組成，主要是實現(xiàn)直升機在飛行中遇到擾動氣流時增加直升機的姿態(tài)角速率變化快慢的阻尼(Rate Damping)功能，不僅能提升直升機的靜穩(wěn)定性，也能改善其動穩(wěn)定性。其原理框圖見圖2。

圖2 增穩(wěn)系統(tǒng)原理框圖

直升機的俯仰、航向、橫滾增穩(wěn)系統(tǒng)常由對應軸的角速度和角位移反饋，使增穩(wěn)后的等效機體模型特征根分布得到了改善[3]。

2.1.2 測試關鍵點

在試飛過程中重點關注的，一方面是試飛點的選取是否充分，例如確保如下所有可能故障條件下增穩(wěn)系統(tǒng)都是可恢復的、安全的，特別是在系統(tǒng)故障幅度、速度以及時間延遲等方面進行充分的驗證：①單軸(俯仰、橫滾、航向)；②多軸(俯仰+橫滾，俯仰+航向、橫滾+航向)；③雙余度增穩(wěn)系統(tǒng)；④單一余度增穩(wěn)系統(tǒng)。

另一方面是增穩(wěn)系統(tǒng)故障條件下的試飛科目必須在試飛風險管理的監(jiān)控下實施，試飛過程中實時監(jiān)控機身結構的參數(shù)和載荷、直升機姿態(tài)的限制和試飛員的延遲時間等，試飛團隊必須時刻明確下一測試點的工作目標等。

2.1.3 飛行試驗

飛行試驗需包括典型的飛行狀態(tài)，通常包括懸停、側飛、后飛、起飛、爬升、平飛、轉彎、下降、自旋等以及在全包線范圍內(nèi)對其“阻尼器”功能進行評估。增穩(wěn)系統(tǒng)的主要試飛內(nèi)容包括增穩(wěn)功能評估和安全性評估。

1)增穩(wěn)功能評估

增穩(wěn)系統(tǒng)功能的試飛方法通常是選取典型飛行狀態(tài)下，通過飛行員(或自動駕駛儀系統(tǒng))輸入單脈沖、雙脈沖、階梯式信號以及振蕩信號來模擬直升機在空中所受到的氣流擾動情形，通過直升機姿態(tài)變化的表現(xiàn)(最小的過激、沒有震蕩、平緩的反應等)來驗證增穩(wěn)系統(tǒng)對姿態(tài)變化角速率的阻尼作用。

2)安全性評估

增穩(wěn)系統(tǒng)安全性評估是在飛行狀態(tài)下對系統(tǒng)接通、斷開、操作是否困難，系統(tǒng)的接通和斷開狀態(tài)的切換有沒有進行有效的淡化處理(直升機可能出現(xiàn)較大的瞬態(tài)動作)，告警、告誡信息有沒有被有效地顯示，增益過大或過小以及急偏故障影響是否惡劣等進行試飛評估。試驗結果如果出現(xiàn)上述缺陷，則判定系統(tǒng)不合格，需改進設計。而試驗結果判定的依據(jù)主要為飛行員評語和飛行數(shù)據(jù)分析。

2.2 姿態(tài)保持功能(ATT)

2.2.1 原理分析

姿態(tài)保持功能是基于增穩(wěn)系統(tǒng)實現(xiàn)的，該功能與增穩(wěn)系統(tǒng)的角速率變化阻尼(Rate Damping)相結合，因此，在姿態(tài)保持功能接通時，增穩(wěn)系統(tǒng)也需工作。除增穩(wěn)系統(tǒng)的所有部件外，ATT還由配平舵機、飛控計算機和姿態(tài)傳感器組成，以最后一次配平值為基準進行姿態(tài)保持，有效減少飛行員的工作負荷。其原理框圖見圖3。

圖3 姿態(tài)保持功能原理框圖

2.2.2 測試關鍵點

在測試姿態(tài)保持功能時，可手動為飛機輸入擾動信號，如單脈沖、雙脈沖、階躍、振蕩信號等，迫使直升機偏離期望的姿態(tài)，評估其在此功能下的響應。同時，也要對所有的飛行條件進行評測，如起飛、爬升、平飛、側飛、轉彎、下降、自旋等。對于雙余度系統(tǒng)，其增益與單一余度系統(tǒng)可能不同，我們要分別對雙余度的兩套系統(tǒng)進行獨立與集成的評測。

2.2.3 飛行試驗

姿態(tài)保持功能的飛行試驗主要包括功能的接通和斷開、姿態(tài)保持精度、人工超控駕駛、比普配平(用于人工調(diào)整姿態(tài)保持的基準值)速率、協(xié)調(diào)轉彎、安全性評估等。 不同的試飛科目有對應的飛行試驗方法：如試飛“功能接通與斷開”和“姿態(tài)保持精度”科目時，需接通功能并判斷其是否達到預期的試驗結果(功能可以正常被接通和斷開，姿態(tài)航向保持精度±1°)，且根據(jù)飛行數(shù)據(jù)和飛行員評語來判斷是否合格；試飛“人工操控”和“比普配平”科目時，需接通功能，飛行員進行對應操作，判斷是否達到預期試驗結果(飛行員可以不費力地接管控制權限，可以通過操作調(diào)整姿態(tài)基準，調(diào)整速率滿足使用要求)，并根據(jù)飛行員評語判定是否合格；試飛“協(xié)調(diào)轉彎”科目時，要接通功能，操作飛機進行轉彎機動，若直升機能夠無側滑轉彎，將依據(jù)飛行數(shù)據(jù)和飛行員評語判定其合格；試飛“安全性評估”科目時，要模擬注入典型故障模式(包括但不局限于信號源喪失、功能失效、串聯(lián)舵機急偏卡死、配平功能失效等)，若飛行員發(fā)現(xiàn)故障后按要求的時間延遲后進行修正動作，仍能夠繼續(xù)安全飛行，將依據(jù)飛行數(shù)據(jù)和飛行員評語判定其合格。

試飛不同科目時，采集的數(shù)據(jù)也不同：“功能接通與斷開”科目采集的是飛控計算機的測試數(shù)據(jù)；“姿態(tài)保持精度”科目采集的是姿態(tài)航向角數(shù)據(jù)；“協(xié)調(diào)轉彎”科目采集的是側向加速度；“安全性評估”科目采集的是大氣數(shù)據(jù)、慣性數(shù)據(jù)、無線電高度、飛控計算機測試數(shù)據(jù)。

2.3 高級模式(Upper mode)

2.3.1 原理分析

高級模式是在姿態(tài)保持功能的基礎上，增加與導航系統(tǒng)等機載航電系統(tǒng)設備之間的交聯(lián)，從而實現(xiàn)的特定功能。根據(jù)直升機任務的不同以及自動飛行控制系統(tǒng)交聯(lián)的系統(tǒng)不同，高級模式有不同的表現(xiàn)形式，包括：通過對俯仰軸的控制，使直升機以接通時刻的指示空速、氣壓高度和無線電高度作為基準自動保持飛行的空速保持功能、氣壓高度保持功能和無線電高度保持功能；通過對橫滾軸和航向軸進行控制，使直升機以接通時刻磁航向作為基準自動保持飛行的預選航向保持功能；通過對俯仰軸和橫滾軸進行控制，使直升機以接通時刻的縱向、橫向地速作為基準自動保持飛行的低速保持功能；通過對航向軸和橫滾軸進行控制，根據(jù)當前直升機的導航源，選擇區(qū)域?qū)Ш?、VOR導航、LOC導航等方式的自動導航功能；通過對三個軸的共同控制，且此時機上主控導航源為ILS，控制直升機跟蹤下滑道下降飛行自動進場功能等。

2.3.2 測試關鍵點

除了對座艙顯示的評估測試(如顯示是否直觀，當前所處模式、基準值是否清楚地示出)外，在性能方面，需評估所有模式下空速、高度、飛行條件等在其范圍內(nèi)的正常性能，可人為操縱使其脫離期望條件并對響應進行評測，驗證其并無大幅超調(diào)和長周期擺動。

2.3.3 飛行試驗

高級模式的典型飛行試驗科目主要包括空速保持、預選航向保持、氣壓高度保持、垂直速度保持、無線電高度保持、地速保持、自動導航、自動進場、自動懸停等。在試飛高級模式科目時，大部分都針對“功能接通與斷開”、“保持精度”、“動態(tài)響應”和“人工操縱”這幾項展開。

1)在試飛“功能接通與斷開”項時，判斷功能通斷是否正常且依據(jù)飛行員評語評判是否合格。

2)在試飛“保持精度”項時，接通相應功能，根據(jù)飛行數(shù)據(jù)判斷其是否合格。其中，不同功能需要達到的精度要求也不同：空速保持的精度為±5kts，預選航向保持的精度為±1°，氣壓高度保持的精度為±16m，垂速保持的精度為±1m/s，無線電高度保持的精度為±10m，地速保持的精度為±2.3kts，自動導航的穩(wěn)態(tài)飛行狀態(tài)精度為航跡偏差角±2°，偏航距50m，自動進場的穩(wěn)態(tài)飛行狀態(tài)精度為航跡偏差角±2°，自動懸停時直升機應能夠保持定高懸停狀態(tài)且保持的精度為橫向、縱向地速±2.3kts，無線電高度±2m。

3)在試飛“動態(tài)響應”項時，需接通功能，引入相應變量的擾動，檢查其恢復情況，若能夠恢復原基準，未感受到大幅超調(diào)和長周期擺動，且飛行員評語合格，則該功能試飛成功。其中，自動導航功能在試飛時，需輸入一個新的航線，檢查航線跟蹤保持情況。若直升機能夠追蹤并按輸入的航線自動飛行，且飛行中無大幅超調(diào)和長周期擺動，則達到預期結果；自動懸停功能在試飛時，需人工給一個擾動，檢查直升機飛行狀態(tài)，若直升機能夠恢復原基準狀態(tài)保持飛行，則達到預期結果。

4)在試飛“人工操縱”項時，需飛行員在功能接通狀態(tài)通過強力操縱、調(diào)整基準等操作，判斷能否人工操控直升機，修訂直升機飛行狀態(tài)，利用飛行員評語判斷是否合格。

5)自動進場科目時，需進行“安全性評估試飛”項，在功能接通后，模擬注入急偏故障，評估故障對直升機安全飛行的影響。若在考慮反應時間延遲的前提下，飛行員可以控制直升機繼續(xù)飛行，則達到預期效果。

以上試飛科目均需采集飛控計算機的測試數(shù)據(jù)。其中，空速保持、氣壓高度保持和垂速保持均需采集大氣數(shù)據(jù)，預選航向保持采集姿態(tài)航向數(shù)據(jù)，無線電高度保持采集無線電高度表數(shù)據(jù)，地速保持采集GPS數(shù)據(jù)，自動導航采集FMS數(shù)據(jù)，自動進場采集ILS數(shù)據(jù)、預選航跡數(shù)據(jù)，自動懸停也需采集GPS數(shù)據(jù)和無線電高度表數(shù)據(jù)。

3 結束語

本文基于直升機自動飛行控制技術的功能和適航規(guī)章要求，對自動飛行控制系統(tǒng)功能的試飛方法進行了研究，分析出了目前國內(nèi)外民用直升機通用的飛行試驗方法，為將來國內(nèi)民用直升機自動飛行控制系統(tǒng)的符合性驗證工作提供借鑒和參考。隨著直升機自動飛行控制系統(tǒng)功能的不斷拓展，其相關的功能符合性驗證工作將會是未來需要重點研究的方向。