某型機飛控系統(tǒng)“雙通道故障”、俯仰方向振蕩問題分析與定位研究

李藝海 鞏鵬瀟 方自力

摘 ?要：某型機在左轉(zhuǎn)彎下降高度過程中突發(fā)飛控系統(tǒng)“雙通道故障”，飛行員在改平姿態(tài)過程中飛機出現(xiàn)了俯仰方向增幅振蕩現(xiàn)象，飛參數(shù)據(jù)顯示飛機瞬時負過載超出該機限制值。針對此次事件，文章通過分析飛參數(shù)據(jù)，并開展地面試驗對飛機故障進行了定位分析。結(jié)合仿真手段，對故障期間飛機的飛行品質(zhì)進行了評估，對故障期間飛機出現(xiàn)俯仰振蕩現(xiàn)象給出了合理的解釋。文章的研究分析方法對類似飛行故障原因的定位分析具有一定的借鑒意義。

關(guān)鍵詞：飛控系統(tǒng)故障;俯仰振蕩;低階等效擬配

中圖分類號：V249.1 文獻標(biāo)志碼：A ? ? ? ? 文章編號：2095-2945（2020）24-0057-03

Abstract： In the process of turning left to descend altitude， the flight control system of a certain type of aircraft suddenly suffered a "double channel failure". During the process of leveling attitude， the phenomenon of increasing oscillation happened to the pilot in the pitching direction， and the flight parameter data showed that the instantaneous overload of the aircraft exceeded the limit value of the aircraft. Aiming at this incident， the aircraft fault location analysis is carried out by analyzing the flight parameter data and conducting the ground test. Combined with the means of simulation， the flight quality of the aircraft during the fault is evaluated， and a reasonable explanation for the pitching oscillation of the aircraft during the fault is given. The research and analysis method of this paper has a certain reference significance for the location and analysis of similar flight fault causes.

Keywords： flight control system failure; pitching oscillation; low-order equivalent matching

引言

某型機在左轉(zhuǎn)彎下降高度過程中，在氣壓高度約5800m時飛控系統(tǒng)突發(fā)“雙通道故障”（B、C通道）。飛行員改平飛機過程中飛機出現(xiàn)急劇的俯仰增幅振蕩現(xiàn)象，飛參數(shù)據(jù)顯示瞬時負過載超出了飛機的負過載限制。飛行員操縱飛機改出了振蕩狀態(tài)，并復(fù)位了故障，飛機安全返場著陸。

針對此次事故，本文通過分析飛參數(shù)據(jù)，并開展飛控系統(tǒng)相關(guān)設(shè)備地面試驗，確定了故障是由于飛控系統(tǒng)兩個通道俯仰角速度傳感器發(fā)生故障引起的。最后，通過仿真手段對故障時飛機的飛行品質(zhì)進行了評估，結(jié)果顯示故障時飛機的飛行品質(zhì)急劇下降，飛機極易發(fā)生俯仰振蕩現(xiàn)象。

1 故障定位分析

1.1 飛參數(shù)據(jù)分析

圖1為飛機發(fā)生故障時飛行狀態(tài)參數(shù)的時間歷程曲線。故障發(fā)生時刻飛機高速速度為：氣壓高度5800m、校正空速600km/h。

故障發(fā)生后，飛機俯仰方向隨即出現(xiàn)小幅振蕩現(xiàn)象。約9s后，俯仰振蕩呈現(xiàn)增幅現(xiàn)象，并在隨后數(shù)秒內(nèi)發(fā)展為急劇振蕩趨勢。急劇振蕩過程中，飛參記錄的瞬時負過載超出了飛機允許的最大負過載限制值。急劇振蕩過程持續(xù)了約7s。隨后飛機狀態(tài)趨于穩(wěn)定，故障被復(fù)位，飛機恢復(fù)可控狀態(tài)。整個故障過程持續(xù)了約40s，飛機的飛行高度下降了約2700m。

1.2 故障定位分析

根據(jù)故障期間飛機俯仰方向出現(xiàn)了振蕩現(xiàn)象，重點考慮電傳控制計算機和俯仰角速度傳感器發(fā)生故障的可能性。首先檢查俯仰角速度傳感器是否存在故障。從飛機上拆下4個通道的俯仰角速度傳感器，放置于角速率轉(zhuǎn)臺上進行檢查，分別給定角速度±8°/s，±10°/s，測量傳感器和俯仰Ⅰ表決的出入口輸出電壓，測量結(jié)果如表1所示。

由表1可知，在給定俯仰速率條件下，A、D通道俯仰傳感器輸出電壓幾乎都為零，B、C通道俯仰傳感器輸出電壓接近理論值，由此可確定A、D通道傳感器已故障損壞，B、C通道傳感器正常。但是，電傳系統(tǒng)卻報出B、C通道故障，這與電傳系統(tǒng)俯仰通道俯仰Ⅰ表決監(jiān)控邏輯有關(guān)。

俯仰Ⅰ表決監(jiān)控邏輯是這樣的：縱向桿位移、俯仰角速率和法向角速度傳感器輸出通過加權(quán)求和后作為俯仰Ⅰ表決入送入俯仰Ⅰ表決。正常情況下，俯仰Ⅰ表決出是四個通道表決入的平均值。每個通道的表決出與本通道表決入電壓求差，當(dāng)差值超過一定閾值時申報本通道故障。地面試驗中，由于A、D通道傳感器故障，其輸出電壓幾乎為零，拉低了四個通道的平均值。同時，由于四個通道求均值是通過電路實現(xiàn)，其所得均值通常要較算術(shù)均值偏小，使得B、C通道的俯仰Ⅰ表決出入之間的差值要相對A、D通道的俯仰Ⅰ表決出入之間的差值更大。當(dāng)飛機俯仰速率達到一定值時，觸發(fā)了B、C通道俯仰Ⅰ表決出和表決入的差值超過閾值，電傳系統(tǒng)申報B、C通道故障。

另外，通過串件的方式對電傳控制計算機故障的可能性進行排查。將機上連接俯仰角速度傳感器的電纜插頭A和B通道互換，C和D通道互換，再次通電并給定角速度10°/s，此時故障通道發(fā)生轉(zhuǎn)移，A、D通道報故。由此可以確定，電傳控制計算機工作正常，電傳系統(tǒng)報出的“雙通道故障”正是由A、D通道俯仰角速度傳感器故障損壞導(dǎo)致的。

2 俯仰方向出現(xiàn)振蕩現(xiàn)象分析

該型機的俯仰通道是4余度模擬電傳控制系統(tǒng)，控制律中引入了俯仰角速率和法向過載反饋。俯仰角速率度反饋主要用于改善飛機俯仰阻尼特性;法向過載反饋主要用于調(diào)整飛機俯仰頻率特性，補償靜穩(wěn)定性。飛機發(fā)生故障時，B、C通道的俯仰角速度傳感器輸出被切除，俯仰角速度反饋值為A、D通道角速度傳感器輸出值的平均值，而A、D通道傳感器輸出電壓幾乎為零。這也就是說，在故障期間俯仰角速度反饋幾乎為0，俯仰通道阻尼特性將會急劇變差[1，2]。這種情況下，在飛行員沒有意識到飛機俯仰阻尼特性發(fā)生重大變化的情況下，飛行員的任一正常操縱都極易造成飛機俯仰方向出現(xiàn)振蕩現(xiàn)象。當(dāng)俯仰振蕩呈發(fā)散趨勢時，飛機極易出現(xiàn)過載超限現(xiàn)象。

當(dāng)故障被復(fù)位后，B、C通道俯仰角速度傳感器輸出值被重新接入反饋計算。但是值得注意的是，由于A、D通道俯仰角速度傳感器輸出仍然幾乎為零，拉低了俯仰角速度的反饋值，此時飛機俯仰阻尼特性相對正常情況稍有下降。

3 仿真驗證

為驗證故障過程中飛機俯仰方向的阻尼特性，利用該型機仿真模型進行仿真計算分析。計算初始狀態(tài)為：氣壓高度6000m，校準(zhǔn)空速600km/h，選取縱向倍脈沖作為激勵動作，分別計算了俯仰通道三種狀態(tài)下的飛機響應(yīng)：

（1）正常俯仰速率反饋。

（2）俯仰速率反饋為零，對應(yīng)飛機故障期間的狀態(tài)。

（3）俯仰速率反饋減半，對應(yīng)飛機故障復(fù)位后的狀態(tài)。

仿真結(jié)果見圖2。由圖可見，相比正常情況，俯仰速率反饋減半條件下飛機的俯仰阻尼特性略有下降，俯仰速率反饋為零的條件下飛機的俯仰阻尼特性很差，呈現(xiàn)極弱阻尼特點。

進一步，利用低階等效擬配的方法[3，4]對飛機縱向短周期模態(tài)特性進行了計算。飛機三種狀態(tài)下短周期模態(tài)特性如表2所示。正常情況下，飛機的縱向短周期阻尼比滿足一級飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)要求;俯仰速率反饋為零情況下，飛機縱向短周期阻尼比僅為0.04，未達到三級飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)要求;俯仰速率反饋減半情況下，飛機縱向短周期阻尼比略有下降，阻尼比滿足二級飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)要求。

4 結(jié)論

針對某型機飛行中突發(fā)電傳系統(tǒng)“雙通道故障”，本文通過飛參記錄數(shù)據(jù)分析還原了故障過程中飛機的運動狀態(tài)，通過地面試驗確定了故障是由于俯仰A、D通道角速度傳感器故障損壞造成的。結(jié)合該機的控制律特點，分析確定了故障期間飛機出現(xiàn)俯仰振蕩、負過載超限等現(xiàn)象是由于“雙通道故障”發(fā)生后飛機俯仰阻尼特性急劇變差造成的。最后，通過仿真手段驗證了故障期間飛機縱向短周期模態(tài)呈現(xiàn)極弱阻尼狀態(tài)，未達到三級飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)要求。本文的研究分析方法對類似飛行故障原因的定位分析具有一定的借鑒意義。

參考文獻：

[1]方振平，陳萬春，張曙光.航空飛行器飛行動力學(xué)[M].北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[2]吳森堂，費玉華.飛機控制系統(tǒng)[M].北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[3]方自力，韓意新，袁廣田.電傳飛機飛行品質(zhì)低階等效系統(tǒng)算法研究[J].計算機測量與控制，2018，26（11）：223-227.

[4]崔益華，韓意新，陳永亮.電傳飛機低階等效系統(tǒng)頻域辨識方法[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2016，48（3）：432-437.