操作試驗適航條款要求及符合性驗證方法研究

王留呆

（上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210）

操作試驗適航條款要求及符合性驗證方法研究

王留呆

（上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210）

研究了CCAR25.683條款的要求和條款制定背景，對CCAR25部、FAR25部和CS25部中25.683條款差異進行了分析，研究了針對25.683條款要求可接受的驗證方法，結(jié)合電傳飛控系統(tǒng)的設(shè)計特征提出了為滿足25.683條款要求所需采取的驗證方法和具體驗證工作。

25.683；條款差異；符合性驗證方法

1 條款要求及條款制定背景

由于飛機操縱系統(tǒng)通常都依附在鄰近的機體結(jié)構(gòu)上，因此有必要確保由于外部載荷引起機體結(jié)構(gòu)的變形不會對操縱系統(tǒng)的安全操作產(chǎn)生負(fù)面的影響，如引起卡阻、摩擦或變形。而中國民用航空規(guī)章第25部CCAR-25-R4《運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)》中的CCAR25.683“操作試驗”條款和FAR-25AIRWORTHINESS STANDARDS: TRANSPORT CATEGORY AIRPLANES（《運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)》）中的FAR25.683“操作試驗”條款的目的是驗證操縱系統(tǒng)中的結(jié)構(gòu)承受在正常運行中預(yù)期的最大載荷時，操縱系統(tǒng)的操作不會受到負(fù)面影響。

CCAR/FAR25.683“操作試驗”：“必須用操作試驗表明，對操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分施加規(guī)定的該系統(tǒng)限制載荷的80%，以及對操縱系統(tǒng)中受動力載荷的部分施加正常運行中預(yù)期的最大載荷時，系統(tǒng)不出現(xiàn)下列情況：(a) 卡阻；(b) 過度摩擦；(c) 過度變形?！?/p>

歐洲航空安全局EASA的CS-25Certification Specifications for Large Aeroplanes（《運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)》）中的CS25.683“操作試驗”條款，除包括了CCAR/FAR25.683條款要求外，還要求包括CS25.683(b) 和CS25.683 (c)兩款內(nèi)容，具體要求為：

CS25.683(b)： 必須通過分析，必要時通過試驗表明，在俯仰，橫滾，偏航限制機動載荷分別單獨作用引起飛機結(jié)構(gòu)變形的情況下，操縱系統(tǒng)為獲得這些限制載荷而承載并在工作偏轉(zhuǎn)范圍內(nèi)操縱時，對于所有的操縱系統(tǒng)都能實行操縱，且不出現(xiàn)下列情況：

(1)卡阻；

(2)過度摩擦；

(3)脫開；

(4)任何形式的永久損傷。

CS25.683(c)：必須表明，在正常飛行和地面操作的振動載荷下，不致因與相鄰部件的干擾或接觸造成危險。”

FAR25.683條款的前身為美國民用航空法4b.328條，要求試驗對操縱系統(tǒng)施加80%的限制載荷，該載荷應(yīng)同時施加于操縱系統(tǒng)及操縱面。人們已經(jīng)認(rèn)識到對于動力操縱系統(tǒng)，80%的駕駛員作用力（25.397）的施加會導(dǎo)致操縱系統(tǒng)動力操縱部分受百分之百的載荷。為此，F(xiàn)AR25.683 條款經(jīng)修訂后可以反映更加現(xiàn)實的情況，修改前后的條款要求差別僅在于操縱系統(tǒng)中有動力部分，其所受載荷從80%限制載荷變?yōu)檎＿\行中可能的最大載荷。

2 條款理解

從“操作試驗”的要求可以看出，對于采用電傳飛行控制系統(tǒng)的飛機，“操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分”指駕駛艙中的飛行控制系統(tǒng)所使用的相關(guān)駕駛艙操縱組件，以及綜合了位置傳感器和提供反力的人感系統(tǒng)的駕駛艙模塊，包括駕駛桿、駕駛盤、側(cè)桿（適用于側(cè)桿操縱的飛機）、腳蹬，以及對應(yīng)的駕駛艙模塊。對這些組件應(yīng)施加相應(yīng)系統(tǒng)限制載荷的80%進行操作試驗，試驗中不應(yīng)出現(xiàn)卡阻、過度摩擦或過度變形的情況，其中限制載荷應(yīng)根據(jù)25.397(c)款關(guān)于駕駛員限制作用力和扭矩的規(guī)定來確定；對于采用傳統(tǒng)鋼索操縱系統(tǒng)的飛機，則“對操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分”還應(yīng)包括鋼索和鉸鏈等。

對于采用電傳飛控系統(tǒng)或者電子飛行控制系統(tǒng)的飛機，盡管駕駛艙操縱系統(tǒng)的人感系統(tǒng)可能不會產(chǎn)生等同于駕駛員80%的操縱反力或操縱感覺力，但是某些并非極不可能的故障或失效，比如出現(xiàn)軸承卡滯的情況，可能導(dǎo)致比較大的駕駛員操縱力。在駕駛艙操縱組件上施加80%駕駛員作用力的操作試驗應(yīng)能確保駕駛艙操縱組件有足夠的剛度，從而能防止在受動力載荷部分即舵面作動器尚未得到足夠大的運動位置輸入指令之前，駕駛艙操縱組件已經(jīng)觸底的現(xiàn)象。操縱系統(tǒng)采用了極軟鋼索系統(tǒng)操縱環(huán)節(jié)，在正常操縱時只需用很小的駕駛員操縱力的情況也是可能的，但這種操縱系統(tǒng)也要通過限制載荷試驗。因此，當(dāng)受動力載荷部分即舵面作動器被固定在0位時，控制系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分即駕駛艙操縱組件施加80%駕駛員作用力時，受駕駛員作用力的操縱組件不應(yīng)觸底。

“操縱系統(tǒng)中受動力載荷的部分”指受動力載荷的各個氣動面，包括方向舵、升降舵、副翼、水平安定面、擾流板以及襟/縫翼，按CCAR/ FAR25.683條款的條文要求，應(yīng)對這些舵面施加正常運行中預(yù)期的最大載荷并對舵面進行操作，所謂的“正常運行中預(yù)期的最大載荷”指每一塊舵面運動時作用在舵面上的全部氣動力繞其轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生的最大鉸鏈力矩，試驗中舵面運動機構(gòu)不應(yīng)出現(xiàn)卡阻、過度摩擦或過度變形的情況；

條款中要求的“卡阻”，指導(dǎo)致移動部件鎖住并無法動作的場景；

條款中要求的“過度摩擦”指在運動過程中出現(xiàn)阻滯或異常振動的現(xiàn)象，即操縱過程中操縱機構(gòu)運動不流暢，斷斷續(xù)續(xù)，可通過對運動曲線平滑性分析來判斷是否在操縱過程中出現(xiàn)阻滯現(xiàn)象或異常振動現(xiàn)象，從而判斷是否出現(xiàn)過度摩擦現(xiàn)象；

條款中要求的“過度變形”一般認(rèn)為是當(dāng)駕駛艙的操縱器件在限制載荷作用下做全行程運動，而使得對應(yīng)的舵面達(dá)到的權(quán)限偏轉(zhuǎn)角度能夠滿足飛機飛行特性的要求，便可認(rèn)為該系統(tǒng)無過度變形。

3 CCAR/FAR25.683條款驗證方法

根據(jù)對條款要求的理解，應(yīng)通過符合性分析計算、并分別在鐵鳥臺架和飛機上進行相關(guān)操作試驗來驗證對CCAR/FAR25.683條款的符合性，即分別采用適航審定程序AP-21-03《航空器型號合格審定程序》中的符合性驗證方法（MOC），MOC2分析/計算、MOC4試驗室試驗和MOC5地面試驗來驗證對該條款的符合性。但考慮到在真實飛機上加裝模擬加載裝置的難度，在實際驗證中通常采用MOC2和MOC4即通過符合性分析計算和試驗室試驗來驗證型號對該條款的符合性。

3.1 MOC2驗證內(nèi)容

針對CCAR/FAR25.683的計算分析符合性驗證方法，主要是結(jié)合全機靜力試驗的結(jié)果，來計算出機翼和其它飛控操縱面在限制載荷作用下的變形量，并與飛行控制系統(tǒng)操縱機構(gòu)允許的變形量進行對比，以確認(rèn)在限制載荷作用下操縱機構(gòu)的變形量是否在允許的變形范圍內(nèi)，從而確定操縱機構(gòu)在機翼變形的情況下能否正常工作。

由于在限制載荷作用下機翼變形量最大，因此需要計算出限制載荷作用下機翼的最大變形量并與襟縫翼控制系統(tǒng)扭力管允許的變形量進行對比，以確定襟縫翼控制系統(tǒng)能否正常工作。

對于采用電傳飛控系統(tǒng)的民用飛機來說，由于作動器采用分布式布置，因此在限制載荷作用下機體的變形量對主飛行控制系統(tǒng)和舵面的運動影響很小。

3.2 MOC4驗證工作

對于采用電傳飛控系統(tǒng)或電子飛行控制系統(tǒng)的飛機來說，由于不存在從操縱器件到舵面的直接傳力路徑，因此按CCAR/FAR25.683條款要求的駕駛艙操縱組件端的操作試驗和舵面運動機構(gòu)端的操作試驗可以分兩段來實施。

針對CCAR/FAR25.683條款的地面模擬試驗，主要是在鐵鳥臺架上，通過液壓伺服加載裝置來模擬正常運行中施加在舵面上的氣動力，以此來模擬舵面承受氣動載荷的情況進行操縱試驗，以驗證操縱機構(gòu)是否會出現(xiàn)卡阻、摩擦和過度變形的情況。

其中舵面加載方法如圖1所示。

對駕駛艙操作組件，則根據(jù)條款要求施加駕駛員最大作用力的80%進行操作試驗以驗證是否會出現(xiàn)卡阻、過度摩擦和過度變形。

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1003-6660（2014）03-0044-03