民機(jī)電傳飛控系統(tǒng)適航要求與符合性方法研究

王旻

（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210）

民機(jī)電傳飛控系統(tǒng)適航要求與符合性方法研究

王旻

（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210）

對(duì)美國(guó)聯(lián)邦航空管理?xiàng)l例第25部《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》中的683條款（簡(jiǎn)稱§25.683條款）進(jìn)行解析，采用分析/計(jì)算（MC2）與試驗(yàn)室試驗(yàn)（MC4）相結(jié)合的驗(yàn)證方法，實(shí)現(xiàn)了民機(jī)電傳飛控系統(tǒng)對(duì)§25.683條款的符合性驗(yàn)證。該方法已應(yīng)用到某型民機(jī)電傳飛控系統(tǒng)的適航審定中，結(jié)果表明該方法是適用和有效的。

電傳飛控系統(tǒng)；適航要求；符合性方法

美國(guó)聯(lián)邦航空管理?xiàng)l例第25部《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》是美國(guó)運(yùn)輸類飛機(jī)研制必須滿足的最低安全標(biāo)準(zhǔn)。其中，§25.683條款對(duì)操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分以及受動(dòng)力載荷的部分在大載荷下的運(yùn)行狀況提出了要求[1]，中國(guó)民用航空規(guī)章25部《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》中的25.683條款與該條款的內(nèi)容完全一致[2]。本文將對(duì)§25.683條款的內(nèi)容進(jìn)行解析，進(jìn)而對(duì)該條款的符合性驗(yàn)證方法進(jìn)行研究。

1 適航條款的要求

1.1 條款原文

§25.683條款規(guī)定：必須用操作試驗(yàn)表明，對(duì)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(duì)操縱系統(tǒng)中受動(dòng)力載荷的部分施加正常運(yùn)行中預(yù)期的最大載荷時(shí)，系統(tǒng)不出現(xiàn)下列情況：①卡阻；②過(guò)度摩擦；③過(guò)度變形。

1.2 條款解析

§25.683條款的目的在于確保操縱系統(tǒng)在可能的運(yùn)行載荷條件下不會(huì)受到卡阻、過(guò)度摩擦及過(guò)度變形的影響。該條款規(guī)定必須通過(guò)操作試驗(yàn)來(lái)表明操縱系統(tǒng)對(duì)該條款的符合性，因此本條款主要通過(guò)試驗(yàn)的方法進(jìn)行驗(yàn)證。

2 符合性驗(yàn)證方法

根據(jù)對(duì)已取證機(jī)型符合性方法的統(tǒng)計(jì)，§25.683條款的符合性一般采用說(shuō)明性文件（MC1）、分析/計(jì)算（MC2）、試驗(yàn)室試驗(yàn)（MC4）、地面試驗(yàn)（MC5）的方法進(jìn)行。也存在機(jī)型采用飛行試驗(yàn)（MC6）、航空器檢查（MC7）及設(shè)備合格性（MC9）的方法[3]。國(guó)內(nèi)某型號(hào)民用飛機(jī)電傳飛控系統(tǒng)采用了試驗(yàn)室試驗(yàn)與分析/計(jì)算相結(jié)合的方法來(lái)表明其對(duì)于§25.683條款的符合性，本文將著重針對(duì)這種驗(yàn)證思路進(jìn)行說(shuō)明和研究。

2.1 分析/計(jì)算

首先應(yīng)使用分析/計(jì)算的方法表明飛機(jī)操縱系統(tǒng)的設(shè)計(jì)已充分考慮了§25.683條款的要求，即通過(guò)一系列的設(shè)計(jì)手段能夠保證飛機(jī)在正常運(yùn)行中可預(yù)期的氣動(dòng)外載、重量作用下的機(jī)體變形不會(huì)造成操縱系統(tǒng)的阻滯或卡阻。

2.2 試驗(yàn)室試驗(yàn)

2.2.1 鐵鳥臺(tái)試驗(yàn)

鐵鳥試驗(yàn)臺(tái)安裝了完整的飛控系統(tǒng)和液壓系統(tǒng)試驗(yàn)件，且配備了舵面載荷模擬裝置，因此§25.683條款操作試驗(yàn)在鐵鳥試驗(yàn)臺(tái)上實(shí)施較為合適。

2.2.2 靜力機(jī)試驗(yàn)

民機(jī)電傳飛控系統(tǒng)屬于高度綜合的復(fù)雜系統(tǒng)，一般在靜力機(jī)上僅安裝飛控作動(dòng)系統(tǒng)假件來(lái)驅(qū)動(dòng)舵面運(yùn)動(dòng)，因此無(wú)法通過(guò)靜力機(jī)實(shí)施§25.683條款操作試驗(yàn)。但通過(guò)靜力機(jī)試驗(yàn)可獲得飛機(jī)在極限載荷下，操縱系統(tǒng)中受動(dòng)力載荷部分在機(jī)上安裝位置的變形量，為2.1節(jié)的“分析/計(jì)算”提供數(shù)據(jù)支持。

3 分析/計(jì)算方法

3.1 機(jī)體的變形

飛機(jī)在正常運(yùn)行過(guò)程中，受氣動(dòng)載荷和自身重量、載油量的作用，自身機(jī)體會(huì)產(chǎn)生變形。具體表現(xiàn)為機(jī)身框及長(zhǎng)桁的縱向伸長(zhǎng)或縮短，機(jī)翼、水平安定面的上翹或下垂。相對(duì)而言，機(jī)翼因展弦比大，變形更為突出，這對(duì)沿機(jī)翼前、后梁展向分布的襟/縫翼系統(tǒng)傳動(dòng)扭力管及舵面作動(dòng)器的變形帶來(lái)較大影響。

3.2 機(jī)體變形和舵面變形的差值

飛機(jī)在飛行過(guò)程中，當(dāng)舵面以一定偏角運(yùn)動(dòng)時(shí)，其在氣動(dòng)外載下產(chǎn)生的變形大小與方向有可能與機(jī)體的變形不一樣。于是，機(jī)體變形和舵面變形便形成了一個(gè)差值Δ，即

式中：Δ1為機(jī)體的變形量；Δ2為舵面的變形量。

Δ的存在會(huì)使一端連在機(jī)體結(jié)構(gòu)上，另一端固定在舵面上的作動(dòng)器產(chǎn)生側(cè)向力。該側(cè)向力將使作動(dòng)器在旋轉(zhuǎn)部位產(chǎn)生側(cè)向摩擦，過(guò)大的摩擦力勢(shì)必造成作動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)阻滯，甚至卡阻。對(duì)于沿翼展方向分布的襟、縫翼系統(tǒng)扭力管，由于固定在機(jī)翼前、后梁和不同翼肋的作動(dòng)器及齒輪箱等的支座上，當(dāng)翼肋隨機(jī)翼梁向上或向下變形時(shí)，如扭力管不能作相應(yīng)的伸長(zhǎng)和縮短，則扭力管就會(huì)彎曲或折斷，導(dǎo)致系統(tǒng)無(wú)法運(yùn)動(dòng)[4]。

3.3 系統(tǒng)設(shè)計(jì)采用的補(bǔ)償措施

飛機(jī)在飛行過(guò)程中舵面或操縱系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)出現(xiàn)阻滯或卡阻，主要在于機(jī)體與舵面變形不一致所致。即Δ1不等于Δ2。如果采用“補(bǔ)償”的辦法，使Δ1=Δ2+δ，式中δ為補(bǔ)償量。即可使變形量差值Δ等于0。于是，在系統(tǒng)設(shè)計(jì)中采用了“補(bǔ)償”的措施，使得結(jié)構(gòu)在外載下的變形對(duì)舵面運(yùn)動(dòng)和作動(dòng)系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)的影響降至最低，甚至不影響。以下列舉了部分補(bǔ)償措施：

1）作動(dòng)器與機(jī)體和舵面之間采用“球鉸”連接，或者作動(dòng)器與舵面之間采用“兩端帶球鉸的擺桿”連接，利用球鉸具有3個(gè)自由度的特點(diǎn)，可產(chǎn)生一定的側(cè)向位移補(bǔ)償量，使作動(dòng)器能夠更靈活地驅(qū)動(dòng)舵面運(yùn)動(dòng)；

2）扭力管之間采用花鍵嚙合的方式傳遞扭矩，通過(guò)花鍵軸在花鍵套中的軸向移動(dòng)來(lái)補(bǔ)償扭力管長(zhǎng)度的變形；

3）在每一根扭力管兩側(cè)靠近花鍵的位置布置可3自由度轉(zhuǎn)動(dòng)的萬(wàn)向節(jié)，允許扭力管傳動(dòng)線系隨機(jī)翼前、后梁的變形改變角度。

3.4 補(bǔ)償量的分析計(jì)算

3.4.1 球鉸連接方式的側(cè)向位移補(bǔ)償量計(jì)算

單個(gè)球鉸所允許的側(cè)向位移補(bǔ)償量δSH（spherical hinge）計(jì)算公式為

式中：α為作動(dòng)器或過(guò)渡擺桿繞球鉸可轉(zhuǎn)動(dòng)的角度；L為作動(dòng)器兩端或過(guò)渡擺桿兩端球鉸中心之間的長(zhǎng)度。

3.4.2 襟/縫翼系統(tǒng)扭力管長(zhǎng)度補(bǔ)償量計(jì)算

單側(cè)襟翼或縫翼系統(tǒng)扭力管長(zhǎng)度的總補(bǔ)償量δTT（torque tube）計(jì)算公式為

式中：n為單側(cè)襟翼或縫翼系統(tǒng)扭力管的數(shù)量；δi為第i根扭力管的長(zhǎng)度最大補(bǔ)償量。

3.4.3 機(jī)翼變形引起作動(dòng)系統(tǒng)變形量的計(jì)算

在分析“補(bǔ)償量δ”是否能夠滿足補(bǔ)償機(jī)體變形與舵面變形之差Δ的要求時(shí)，需通過(guò)靜力機(jī)試驗(yàn)，對(duì)極限載荷情況下機(jī)翼主盒段前后梁的位移進(jìn)行測(cè)量，得到機(jī)翼前后梁各站位的最大變形量以及相關(guān)的空間坐標(biāo)點(diǎn)，從而求得真實(shí)飛機(jī)上的作動(dòng)系統(tǒng)在預(yù)期的最大載荷情況下所產(chǎn)生的變形量Δmax的值。

飛控系統(tǒng)中，襟、縫翼系統(tǒng)扭力管是系統(tǒng)傳動(dòng)構(gòu)件與飛機(jī)機(jī)體變形差值最大的部件，因此本節(jié)以扭力管為例，對(duì)Δmax的計(jì)算方法進(jìn)行說(shuō)明。單根扭力管隨機(jī)翼變形的變形曲線如圖1所示。

圖1 機(jī)翼變形后扭力管位置示意圖Fig.1 Position of torque tube after wing deformation

1）根據(jù)該扭力管兩端A1和A2所在位置坐標(biāo)，可求得該扭力管變形前長(zhǎng)度為

2）根據(jù)實(shí)測(cè)的機(jī)翼變形曲線，可確定A1和A2在該曲線上的新坐標(biāo)A1′和A2′，從而求得該扭力管變形后長(zhǎng)度為

3）然后求得該扭力管隨機(jī)翼變形而產(chǎn)生的變形量為

4）通過(guò)同樣的方法求得其他扭力管的變形量，最終得到總的變形量為

式中：n為單側(cè)襟翼或縫翼系統(tǒng)扭力管的數(shù)量；ΔLi為第i根扭力管的長(zhǎng)度最大變形量。

3.4.4 計(jì)算結(jié)果分析

應(yīng)通過(guò)計(jì)算充分證明：作動(dòng)系統(tǒng)自身的最大“補(bǔ)償量δ”大于其在預(yù)期的最大載荷情況下所產(chǎn)生的“變形量Δ”，使作動(dòng)系統(tǒng)具有足夠的補(bǔ)償余量來(lái)克服機(jī)體與機(jī)翼變形所帶來(lái)的影響，從而保證作動(dòng)系統(tǒng)在§25.683條款要求的運(yùn)行條件下不會(huì)出現(xiàn)卡阻、過(guò)度摩擦和過(guò)度變形的現(xiàn)象。

4 §25.683操作試驗(yàn)

電傳飛控系統(tǒng)飛機(jī)的駕駛艙操縱器件與作動(dòng)系統(tǒng)之間無(wú)機(jī)械連接，駕駛員在操縱駕駛桿、駕駛盤及腳蹬時(shí)由駕駛艙內(nèi)各操縱器件模塊上的彈簧反作用力提供感覺力，與舵面上的氣動(dòng)力無(wú)關(guān)。因此本試驗(yàn)的驗(yàn)證思路是對(duì)操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分（駕駛艙操縱器件）和受動(dòng)力載荷的部分（作動(dòng)系統(tǒng)）單獨(dú)進(jìn)行加載，分別驗(yàn)證其在規(guī)定載荷下不出現(xiàn)卡阻、過(guò)渡摩擦和過(guò)度變形現(xiàn)象。

4.1 操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分

4.1.1 試驗(yàn)內(nèi)容

在單側(cè)駕駛桿、駕駛盤和腳蹬的駕駛員著力點(diǎn)處，施加§25.397規(guī)定的駕駛員限制作用力或力矩的80%[5]。在加載過(guò)程中載荷通過(guò)駕駛桿、駕駛盤、腳蹬處加載點(diǎn)傳遞到各自模塊的輸出軸上，包括鋼索、滑輪、模塊內(nèi)部傳動(dòng)軸、齒輪、花鍵均承受載荷，以驗(yàn)證整個(gè)操縱線系符合§25.683的要求。

4.1.2 符合性評(píng)判依據(jù)

1）無(wú)卡阻

繪制駕駛艙操縱器件的時(shí)間—位移曲線，操縱器件在加載情況下的位移上下限應(yīng)符合相關(guān)操縱行程設(shè)計(jì)要求，操縱曲線應(yīng)平滑連續(xù)，無(wú)卡阻現(xiàn)象。

2）無(wú)過(guò)度摩擦

繪制駕駛艙操縱器件的位移—操縱力滯環(huán)曲線，曲線上操縱力的最大滯環(huán)量即為操縱器件的最大摩擦力，該值應(yīng)在最大摩擦力設(shè)計(jì)指標(biāo)范圍內(nèi)。在操縱器件加載過(guò)程中，應(yīng)檢驗(yàn)各操縱器件及其對(duì)應(yīng)模塊傳感器之間的運(yùn)動(dòng)跟隨性是否保持一致，并且無(wú)異常聲響或明顯的噪音出現(xiàn)。

3）無(wú)過(guò)度變形

本判據(jù)考核駕駛艙操縱器件在大載荷操縱的情況下，相應(yīng)操縱系統(tǒng)是否能夠保持足夠的剛度不產(chǎn)生破壞性變形，在卸載之后能夠恢復(fù)正常。通過(guò)對(duì)比加載前與加載后，駕駛艙操縱器件以及對(duì)應(yīng)模塊傳感器在最大行程處的角度差值是否在規(guī)定的要求內(nèi)，判斷有無(wú)出現(xiàn)過(guò)度變形。

4.1.3 存在問題

實(shí)際試驗(yàn)時(shí)發(fā)現(xiàn)，在正常操作過(guò)程中，只有當(dāng)駕駛桿、駕駛盤、腳蹬運(yùn)動(dòng)到止動(dòng)位置處，才能施加試驗(yàn)要求的力或力矩。但該力此時(shí)已被止動(dòng)塊的反作用力所抵消，無(wú)法通過(guò)傳力路徑傳遞到另一側(cè)的駕駛艙操縱器件上，從而無(wú)法完成對(duì)整個(gè)操縱系統(tǒng)的驗(yàn)證。若拆除施加載荷一側(cè)操縱器件的止動(dòng)塊，則由于駕駛桿（或駕駛盤）脫開機(jī)構(gòu)的存在，當(dāng)載荷達(dá)到一定程度時(shí)，左右駕駛桿（或駕駛盤）即會(huì)脫開，這樣也會(huì)導(dǎo)致試驗(yàn)失敗。以上問題是采用駕駛桿、駕駛盤作為操作器件的電傳飛控系統(tǒng)飛機(jī)普遍存在的問題，必須對(duì)試驗(yàn)方法加以調(diào)整。

4.1.4 解決方法

首先，需要拆除施加載荷一側(cè)駕駛艙操縱器件上的止動(dòng)塊。然后，對(duì)于駕駛桿和駕駛盤這樣帶有脫開機(jī)構(gòu)的操縱器件，需要研制專用的試驗(yàn)夾具來(lái)替換原系統(tǒng)中的脫開機(jī)構(gòu)。以駕駛桿為例，試驗(yàn)改裝原理圖如圖2所示。

圖2 駕駛桿脫開機(jī)構(gòu)改裝原理圖Fig.2 Refit of control column disconnection mechanism

通過(guò)使用上述方法，能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)駕駛艙操縱器件施加試驗(yàn)要求載荷的目的，該載荷不會(huì)在傳力路徑的中途被抵消，并且左右駕駛桿、駕駛盤不會(huì)因載荷過(guò)大而脫開，從而可保證試驗(yàn)的順利實(shí)施。

4.2 操縱系統(tǒng)中受動(dòng)力載荷的部分

4.2.1 試驗(yàn)內(nèi)容

通過(guò)舵面加載系統(tǒng)對(duì)飛控系統(tǒng)中受動(dòng)力載荷的部分進(jìn)行加載，這些部分包括：副翼、升降舵、方向舵、擾流板、水平安定面、襟翼和縫翼，所加載荷為相應(yīng)舵面的限制氣動(dòng)載荷，然后對(duì)舵面進(jìn)行操作試驗(yàn)，驗(yàn)證操縱系統(tǒng)無(wú)卡阻、無(wú)過(guò)度摩擦和過(guò)度變形。

4.2.2 符合性評(píng)判依據(jù)

1）無(wú)卡阻

繪制舵面的時(shí)間—偏度曲線，其偏度上下限應(yīng)符合舵面操縱行程設(shè)計(jì)要求，操縱曲線應(yīng)平滑連續(xù)，無(wú)卡阻現(xiàn)象。

2）無(wú)過(guò)度摩擦

有載狀態(tài)下，舵面按標(biāo)準(zhǔn)信號(hào)做全行程運(yùn)動(dòng)，測(cè)得的舵面偏度和作動(dòng)器輸出端位移應(yīng)表現(xiàn)平滑，舵面運(yùn)動(dòng)速率符合設(shè)計(jì)要求，無(wú)爬行現(xiàn)象或明顯的臺(tái)階。

3）無(wú)過(guò)度變形

本判據(jù)考驗(yàn)的內(nèi)容與受駕駛員作用力的部分相類似。通過(guò)對(duì)比舵面在加載前、加載中與加載后的最大偏度是否在最大舵面行程設(shè)計(jì)要求范圍內(nèi)，判斷有無(wú)出現(xiàn)過(guò)度變形。

4.2.3 存在問題

鐵鳥試驗(yàn)臺(tái)上舵面與作動(dòng)器的支撐結(jié)構(gòu)和材料與真實(shí)飛機(jī)不同，采用桁架結(jié)構(gòu)的鋼制梁，其剛度和強(qiáng)度高于真實(shí)飛機(jī)，在舵面模擬載荷作用下的變形量非常小，無(wú)法真實(shí)模擬飛機(jī)機(jī)體在氣動(dòng)外載情況下的變形量。因此必須說(shuō)明在鐵鳥試驗(yàn)臺(tái)上即使疊加了真實(shí)飛機(jī)機(jī)體的變形量，其試驗(yàn)結(jié)果同樣能夠符合§25.683條款的要求，表明鐵鳥臺(tái)試驗(yàn)結(jié)果的有效性。

4.2.4 試驗(yàn)結(jié)果有效性分析

通過(guò)分析/計(jì)算表明：飛機(jī)上采用了一系列的變形量“補(bǔ)償”措施，解決了機(jī)體結(jié)構(gòu)和舵面由于變形不一致給各作動(dòng)系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)帶來(lái)的影響。“鐵鳥試驗(yàn)臺(tái)”上安裝了完全真實(shí)的飛控系統(tǒng)試驗(yàn)件，具有與飛機(jī)一致的“補(bǔ)償”措施，這解決了“鐵鳥試驗(yàn)臺(tái)”臺(tái)架變形很小與舵面變形較大的差值對(duì)舵面、作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)的影響。因此，在“鐵鳥試驗(yàn)臺(tái)”上實(shí)施§25.683操作試驗(yàn)?zāi)軌蜉^真實(shí)地反映飛控作動(dòng)系統(tǒng)在飛機(jī)機(jī)體、舵面承載變形下的運(yùn)動(dòng)性能。

不論是采用試驗(yàn)室試驗(yàn)MC4、地面試驗(yàn)MC5還是飛行試驗(yàn)MC8，由于均采用了相同的“補(bǔ)償”設(shè)計(jì)，只要“補(bǔ)償量”的值設(shè)計(jì)得足夠大，且可補(bǔ)償任意方向的變形量，則在“鐵鳥試驗(yàn)臺(tái)”上實(shí)施§25.683操作試驗(yàn)與在真實(shí)飛機(jī)上實(shí)施，其試驗(yàn)效果是一致的，試驗(yàn)結(jié)果是有效的。

5 結(jié)語(yǔ)

本文較為系統(tǒng)地對(duì)民機(jī)電傳飛控系統(tǒng)關(guān)于§25.683條款的符合性驗(yàn)證方法進(jìn)行了研究，提出了分析/計(jì)算MC2與試驗(yàn)室試驗(yàn)MC4相結(jié)合的驗(yàn)證方法。在系統(tǒng)設(shè)計(jì)層面考慮了§25.683條款的要求，采用了充分的“補(bǔ)償”措施，以消除由機(jī)體變形與舵面變形不一致對(duì)作動(dòng)系統(tǒng)造成的影響，最后通過(guò)操作試驗(yàn)的方法驗(yàn)證民機(jī)電傳飛控系統(tǒng)對(duì)于§25.683條款的符合性。以上方法經(jīng)過(guò)某型電傳飛控系統(tǒng)民機(jī)的工程實(shí)踐，取得了良好的效果。

[1]FAA.Federal Aviation Regulation Part 25-Airworthiness Standards：Transport Category Airplanes[S].2010.

[2]中國(guó)民用航空局.CCAR-25-R4，運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)[S].2011

[3]中國(guó)民用航空局航空器適航審定司.AP-21-AA-2011-03-R4，航空器型號(hào)合格審定程序[S].2011.

[4]劉彥生，黃建國(guó).民機(jī)高升力系統(tǒng)操作試驗(yàn)的符合性驗(yàn)證和設(shè)計(jì)方法研究[J].航空工程進(jìn)展，2012，3（1）：125-129，130.

[5]鄭作棣.運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)技術(shù)咨詢手冊(cè)[M].北京：航空工業(yè)出版社，1995.

（責(zé)任編輯：劉智勇）

Research on airworthiness requirements and compliance methods for FBW flight control system of civil aircraft

WANG Min
（Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China）

The requirements of Clause 683 in Federal Aviation Regulations Part 25‘Airworthiness Standards：Transport Category Airplanes’（FAR 25.683 for short）are analyzed.The compliance demonstration methods which combine analysis/calculation（MC2）and laboratory test（MC4）are used to verify that the civil aircraft with FBW flight control system is of compliance with FAR 25.683.The methods have already been applied to the airworthiness certification of an FBW flight control system of civil aircraft.Results show that the methods are appropriate and valid.

FBW flight control system；airworthiness requirements；compliance methods

V249.11

：A

：1674-5590（2015）04-0016-04

2014-04-10；

：2014-06-10

王旻（1983—），男，上海人，工程師，學(xué)士，研究方向?yàn)轱w行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與集成.