直升機(jī)單發(fā)失效培訓(xùn)模式測(cè)試與評(píng)估

全敬澤，趙德楊

(1.中國(guó)民用航空沈陽(yáng)航空器適航審定中心，遼寧 沈陽(yáng) 110043；2.哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司，黑龍江 哈爾濱 150066)

0 引言

直升機(jī)單發(fā)失效(OEI)培訓(xùn)模式，也稱(chēng)之為發(fā)動(dòng)機(jī)培訓(xùn)模式，是現(xiàn)代多發(fā)直升機(jī)重要的固定選裝之一，主要用來(lái)完成直升機(jī)單發(fā)失效模擬。這項(xiàng)選裝技術(shù)為飛行員提供單發(fā)失效模擬訓(xùn)練功能，在項(xiàng)目研發(fā)階段，該模式還可以用來(lái)完成單發(fā)失效驗(yàn)證飛行試驗(yàn)，如A類(lèi)驗(yàn)證飛行試驗(yàn)等。隨著近年來(lái)的技術(shù)發(fā)展，各大直升機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)廠商都開(kāi)發(fā)了直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)失效培訓(xùn)模式的技術(shù)，這些培訓(xùn)模式雖然所采用的設(shè)計(jì)原理基本相同，但在實(shí)現(xiàn)形式上，尤其是在技術(shù)細(xì)節(jié)上仍會(huì)有不同。

本文通過(guò)真實(shí)單發(fā)失效時(shí)的直升機(jī)動(dòng)態(tài)響應(yīng)、告警信息顯示、應(yīng)急程序等方面的分析，結(jié)合運(yùn)輸類(lèi)直升機(jī)適航規(guī)章，討論直升機(jī)單發(fā)失效培訓(xùn)模式的實(shí)現(xiàn)方式，給出直升機(jī)培訓(xùn)模式測(cè)試與評(píng)估時(shí)需要關(guān)注的重點(diǎn)，如直升機(jī)響應(yīng)的相似性、顯示的相似性、應(yīng)急程序的相似性、直升機(jī)培訓(xùn)模式安全保護(hù)等。通過(guò)這些關(guān)注重點(diǎn)的討論，熟悉和掌握直升機(jī)單發(fā)失效培訓(xùn)模式的設(shè)計(jì)、應(yīng)用、測(cè)試與評(píng)估。

1 直升機(jī)OEI培訓(xùn)模式的目的

作為A類(lèi)旋翼航空器特有的性能之一，在飛行的任何一個(gè)階段，如發(fā)生一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效(One-Engine-Inoperative)(OEI)情況，剩余發(fā)動(dòng)機(jī)將提供OEI功率作為直升機(jī)應(yīng)急功率，保證直升機(jī)在任何飛行階段的安全性。具體適航條款要求有：

第29.53條 起飛：A類(lèi)[1]

“在起飛開(kāi)始后的任何時(shí)刻，如果一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效，旋翼航空器能夠：

(a) 返回并安全地停在起飛場(chǎng)地；或

(b) 繼續(xù)起飛和離場(chǎng)爬升并達(dá)到能夠符合第 29.67 條(a)(2)要求的一種形態(tài)及空速?！?/p>

第29.79條 著陸：A 類(lèi)[1]

“臨界發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)場(chǎng)航跡的任何位置上失效，旋翼航空器能安全著陸并停止，或離場(chǎng)爬升達(dá)到能夠符合第 29.67 條(a)(2)爬升要求的旋翼航空器形態(tài)及速度。”

第29.89條 極限高度—速度包線[1]

“如果存在高度和前飛速度的任何組合，當(dāng)臨界發(fā)動(dòng)機(jī)失效，其余發(fā)動(dòng)機(jī)在批準(zhǔn)的限制范圍內(nèi)工作時(shí)不能安全著陸，必須制定極限高度—速度包線?！?/p>

第29.143條 操縱性[1]

“多發(fā)旋翼航空器中一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效后，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)失效發(fā)生在最大連續(xù)功率和臨界重量時(shí)，旋翼航空器在申請(qǐng)合格審定的速度和高度全部范圍內(nèi)，必須是可操縱的。”

圖1是典型A類(lèi)起飛飛行剖面。在剖面中每個(gè)階段對(duì)應(yīng)的OEI功率、速度值及爬升率要求如下：

1)發(fā)動(dòng)機(jī)失效點(diǎn)，由所有發(fā)動(dòng)機(jī)工作(AEO)功率狀態(tài)轉(zhuǎn)換到OEI H功率狀態(tài)；

2)采用OEI H功率，從發(fā)動(dòng)機(jī)失效點(diǎn)速度增速到起飛安全速度VTOSS，離地高度達(dá)到35ft；

3)采用OEI L功率，以VTOSS速度爬升，離地高度由35ft到200ft，爬升率不小于100ft/min；

4)由OEI L功率轉(zhuǎn)換到OEIC功率并由VTOSS增速至爬升速度VY，離地高度200ft；

5)采用OEI C功率，以VY速度爬升，離地高度由200ft到1000ft，爬升率不小于150ft/min，離場(chǎng)。

圖1 A類(lèi)起飛性能[2]

從表1所列Arriel 2H發(fā)動(dòng)機(jī)OEI狀態(tài)限制中可以看到，作為OEI應(yīng)急功率，當(dāng)使用OEI H(30s功率)時(shí)，其渦輪間溫度可達(dá)到1034℃。由于是高功率狀態(tài)，接近發(fā)動(dòng)機(jī)的極限，因此該型發(fā)動(dòng)機(jī)限制給出，每次使用時(shí)間限制為30s，累積使用超過(guò)90s時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)需要拆下返廠，做熱部件檢查。

表1 Arriel 2H發(fā)動(dòng)機(jī)OEI狀態(tài)限制

為解決在飛行員進(jìn)行單發(fā)應(yīng)急狀態(tài)訓(xùn)練時(shí)可能由于使用OEI極限功率而造成的發(fā)動(dòng)機(jī)返廠，各大直升機(jī)生產(chǎn)商普遍引入了本文討論的直升機(jī)單發(fā)失效模擬，即培訓(xùn)模式這種設(shè)計(jì)。培訓(xùn)模式設(shè)計(jì)為飛行員單發(fā)應(yīng)急程序訓(xùn)練提供了高效、低成本、安全的模擬方法。這種模擬方法用于飛行員訓(xùn)練，在直升機(jī)研發(fā)階段，培訓(xùn)模式還可以用來(lái)完成單發(fā)失效驗(yàn)證飛行試驗(yàn)。這種方法也是咨詢(xún)通告中推薦的重要驗(yàn)證試飛方法之一。

2 真實(shí)OEI狀態(tài)

2.1 OEI識(shí)別[5，7]

一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)或多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)，直升機(jī)出現(xiàn)下述現(xiàn)象，提醒飛行員單發(fā)失效：

1) 明顯的偏航(機(jī)頭側(cè)擺)：導(dǎo)致偏航的原因是發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)直升機(jī)旋翼反扭矩和尾槳拉力產(chǎn)生的偏航力矩不平衡；不同的機(jī)型由于旋翼旋轉(zhuǎn)方向不同，偏航的方向會(huì)不同。如果飛行員沒(méi)有及時(shí)通過(guò)腳蹬操縱修正偏航運(yùn)動(dòng)，直升機(jī)將出現(xiàn)側(cè)滑。

2) 告警面板顯示發(fā)動(dòng)機(jī)失效信息，出現(xiàn)音響告警及語(yǔ)音告警：發(fā)動(dòng)機(jī)失效后，發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制單元(EECU)判斷出發(fā)動(dòng)機(jī)失效，發(fā)出相應(yīng)告警信息。出現(xiàn)告警信息的響應(yīng)時(shí)間取決于設(shè)計(jì)上采用什么樣的激發(fā)條件。一般發(fā)動(dòng)機(jī)失效激發(fā)條件為燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)速低于給定的門(mén)限值(例如45%)，而發(fā)動(dòng)機(jī)控制開(kāi)關(guān)在飛行位，EECU探測(cè)到這種條件時(shí)發(fā)出發(fā)動(dòng)機(jī)失效告警，CAS信息會(huì)顯示發(fā)動(dòng)機(jī)失效(ENG OUT)信息，同時(shí)伴有音響告警和語(yǔ)音告警。

3) 雙發(fā)將產(chǎn)生較大的功率輸出差(扭矩差)，EECU控制工作發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)入OEI狀態(tài)：隨著失效發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩下降，EECU探測(cè)到兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)之間有輸出功率差后，控制工作發(fā)動(dòng)機(jī)從AEO狀態(tài)轉(zhuǎn)換到OEI狀態(tài)，工作發(fā)動(dòng)機(jī)輸出扭矩迅速上升。發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)速差超過(guò)門(mén)限值(某型直升機(jī)為6%)或者雙發(fā)扭矩差超過(guò)門(mén)限值(某型直升機(jī)為40%)通常作為發(fā)動(dòng)機(jī)由AEO轉(zhuǎn)換到OEI狀態(tài)的激發(fā)條件，EECU探測(cè)到激發(fā)條件后將工作發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)入OEI H功率狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)加速。如果直升機(jī)飛行狀態(tài)需用功率小于發(fā)動(dòng)機(jī)OEI H功率，發(fā)動(dòng)機(jī)加速至總距位置對(duì)應(yīng)的功率狀態(tài)；如果直升機(jī)飛行狀態(tài)需用功率超過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)OEI H功率，發(fā)動(dòng)機(jī)加速至當(dāng)時(shí)大氣條件所對(duì)應(yīng)的OEI H功率。

4) 失效時(shí)的總距位置、空速等決定可能出現(xiàn)的旋翼轉(zhuǎn)速波動(dòng)：在單發(fā)失效后，隨著雙發(fā)輸出功率和的減小，旋翼轉(zhuǎn)速下降。在工作發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)入OEI狀態(tài)后，失效時(shí)的總距位置、空速等，即直升機(jī)需用功率，決定旋翼轉(zhuǎn)速變化。如果直升機(jī)需用功率小，隨著工作發(fā)動(dòng)機(jī)功率增加，旋翼轉(zhuǎn)速增加并最終穩(wěn)定在OEI旋翼轉(zhuǎn)速。如果直升機(jī)需用功率大，即使工作發(fā)動(dòng)機(jī)功率增加，旋翼轉(zhuǎn)速可能進(jìn)一步下降或穩(wěn)定在某一較低轉(zhuǎn)速。

圖2給出了某型直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)的歷程曲線?？梢钥吹剑?dāng)一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效后，雙發(fā)功率和下降。約0.7s后，EECU探測(cè)到雙發(fā)功率差，工作發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)入OEI狀態(tài)，約1.3s后發(fā)動(dòng)機(jī)加速至OEI H功率。旋翼轉(zhuǎn)速NR開(kāi)始隨著雙發(fā)功率和減少而下降。隨著工作發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)入OEI狀態(tài)后功率快速上升，旋翼總距調(diào)整，旋翼轉(zhuǎn)速穩(wěn)定在OEI旋翼轉(zhuǎn)速。

圖2 直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)間歷程曲線[4]

在OEI狀態(tài)下，飛行員需要通過(guò)調(diào)節(jié)總距，保持OEI旋翼轉(zhuǎn)速。

2.2 OEI時(shí)的飛行員操作[5,7]

發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)，飛行員操作包括以下幾個(gè)階段：

1) 飛行員意識(shí)到發(fā)動(dòng)機(jī)失效；

2) 調(diào)整總距，穩(wěn)定旋翼轉(zhuǎn)速；

3) 根據(jù)失效狀態(tài)，采取相應(yīng)措施。

巡航階段發(fā)動(dòng)機(jī)失效：

調(diào)整姿態(tài)、速度，完成巡航狀態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)失效程序。

B類(lèi)起飛和著陸階段：

調(diào)整姿態(tài)、速度，完成中斷起飛或著陸程序。

A類(lèi)起飛和著陸階段：

調(diào)整姿態(tài)、速度，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)的速度和高度，完成相應(yīng)的A類(lèi)起飛或著陸程序。

3 直升機(jī)OEI培訓(xùn)模式的常用實(shí)現(xiàn)方法

主要有兩種單發(fā)失效模擬方法：

1) 一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)降功率至飛行慢車(chē)位，調(diào)整另外一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)至需要的限制值；

2) 雙發(fā)降功率至過(guò)度功率，調(diào)整兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)功率和模擬OEI功率。

現(xiàn)代多發(fā)直升機(jī)的培訓(xùn)模式普遍采用所有發(fā)動(dòng)機(jī)工作在低功率狀態(tài)的模擬方法，使所有發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率和(扭矩和)等于OEI相應(yīng)狀態(tài)應(yīng)急功率(扭矩)，通過(guò)這種方式模擬直升機(jī)OEI狀態(tài)，避免發(fā)動(dòng)機(jī)真的進(jìn)入OEI H等高功率狀態(tài)。

發(fā)動(dòng)機(jī)EECU軟件通過(guò)雙發(fā)總線交互，在激活培訓(xùn)模式時(shí)，EECU自動(dòng)計(jì)算當(dāng)前大氣條件下OEI狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)所能發(fā)出的扭矩，并自動(dòng)將該扭矩平均分配給左、右兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)。

不同直升機(jī)的OEI培訓(xùn)模式采用的基本原理雖然基本相同，但在在技術(shù)細(xì)節(jié)上會(huì)有所不同。例如國(guó)產(chǎn)某型機(jī)安裝的ARRIEL 2H發(fā)動(dòng)機(jī),在培訓(xùn)模式下兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)使用相同的扭矩限制值設(shè)置；而國(guó)外某型機(jī)安裝的PW210發(fā)動(dòng)機(jī)，在培訓(xùn)模式下兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)采用不同的扭矩下沉值和超調(diào)限制值。

配裝PW210發(fā)動(dòng)機(jī)的直升機(jī)的OEI培訓(xùn)模式控制系統(tǒng)，將兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)分為模擬失效發(fā)動(dòng)機(jī)和模擬OEI發(fā)動(dòng)機(jī)，分別按照以下邏輯完成控制：

1) 模擬失效發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)邏輯

首先設(shè)置扭矩限制值至模擬失效的發(fā)動(dòng)機(jī)定義的功率下沉值(Power Hole Value，也稱(chēng)之為deltaTQ)；

在定義的持續(xù)時(shí)間(Duration，也稱(chēng)之為deltat)內(nèi)保持扭矩限制值；

持續(xù)時(shí)間完成后，扭矩限制值轉(zhuǎn)換至相應(yīng)培訓(xùn)過(guò)調(diào)限制值(Overshoot Limit)，并在定義的持續(xù)時(shí)間內(nèi)保持扭矩限制值；

培訓(xùn)過(guò)調(diào)限制持續(xù)時(shí)間后，扭矩限制值轉(zhuǎn)換至培訓(xùn)扭矩限制值。

2) 模擬OEI發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)邏輯

設(shè)置扭矩TQ限制值至模擬OEI發(fā)動(dòng)機(jī)定義的功率下沉值(Power Hole Value)；

保持扭矩TQ限制值定義的持續(xù)時(shí)間(Duration)；

持續(xù)時(shí)間完成后，扭矩限制值轉(zhuǎn)換至相應(yīng)培訓(xùn)過(guò)調(diào)限制值(Overshoot Limit)，并在定義的持續(xù)時(shí)間內(nèi)保持扭矩限制值；

培訓(xùn)過(guò)調(diào)限制持續(xù)時(shí)間后，扭矩限制值轉(zhuǎn)換至培訓(xùn)扭矩限制。

圖3給出了該型直升機(jī)在激活培訓(xùn)模式時(shí)兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的扭矩變化過(guò)程以及直升機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速變化過(guò)程。

圖3 直升機(jī)培訓(xùn)模式雙發(fā)扭矩時(shí)間歷程曲線[6]

4 適用的規(guī)章

培訓(xùn)模式的目的是模擬在一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效后的應(yīng)急響應(yīng)。其模擬的直升機(jī)參數(shù)顯示應(yīng)符合相應(yīng)規(guī)章要求，EECU軟件設(shè)計(jì)應(yīng)滿(mǎn)足安全性分析要求，培訓(xùn)模式下的性能和飛行特性應(yīng)滿(mǎn)足適航規(guī)章B章飛行相關(guān)條款要求，并需要提供相應(yīng)的性能圖表等。

因此，以下適航條款適用于直升機(jī)培訓(xùn)模式的審查：

CCAR29.B章飛行、CCAR29.1305動(dòng)力裝置儀表、CCAR29.1309 設(shè)備、系統(tǒng)及安裝，CCAR29.1549動(dòng)力裝置儀表等.

5 直升機(jī)OEI培訓(xùn)模式測(cè)試、評(píng)估及審查關(guān)注重點(diǎn)

5.1 培訓(xùn)模式與真實(shí)OEI的相似性評(píng)估

5.1.1 培訓(xùn)模式下直升機(jī)功率響應(yīng)的一致性

在培訓(xùn)模式下，直升機(jī)功率響應(yīng)與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)失效狀態(tài)相一致是培訓(xùn)模式最基本的功能要求。為滿(mǎn)足這個(gè)要求，發(fā)動(dòng)機(jī)EECU中培訓(xùn)模式軟件在固化前，功率下沉值、下沉持續(xù)時(shí)間和過(guò)調(diào)限制等參數(shù)設(shè)置是可調(diào)的，通過(guò)調(diào)整這些參數(shù)實(shí)現(xiàn)與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)失效狀態(tài)下的功率響應(yīng)的一致性。

環(huán)境條件決定OEI功率限制。低高度、常溫條件下，OEI限制來(lái)自于機(jī)械功率限制；而高高度和高溫條件下，OEI限制多來(lái)自于熱功率限制。因此,與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)失效狀態(tài)響應(yīng)一致的培訓(xùn)模式控制參數(shù)，將隨環(huán)境條件不同而變化。因此，如果采用培訓(xùn)模式模擬單發(fā)失效，完成符合性驗(yàn)證試飛，每次轉(zhuǎn)場(chǎng)到新的試驗(yàn)場(chǎng)地開(kāi)展驗(yàn)證試飛前，首先需要通過(guò)一系列的調(diào)整試飛，調(diào)整功率下沉值和功率下沉?xí)r間等參數(shù)，使培訓(xùn)模式下的功率響應(yīng)與真實(shí)OEI功率響應(yīng)一致之后，才能開(kāi)展后續(xù)的驗(yàn)證試飛。圖4給出了某型直升機(jī)在熱功率限制兩種情況下培訓(xùn)模式的調(diào)整結(jié)果。調(diào)整后培訓(xùn)模式與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)失效具有一致的功率響應(yīng)。與真實(shí)OEI功率響應(yīng)一致性是判斷培訓(xùn)模式是否可用于發(fā)動(dòng)機(jī)失效模擬科目的關(guān)鍵。

圖4 直升機(jī)培訓(xùn)模式雙發(fā)扭矩時(shí)間歷程曲線-ITT限制[4]

5.1.2 直升機(jī)狀態(tài)參數(shù)顯示的相似性

按照旋翼航空器適航規(guī)章1305和1549條動(dòng)力裝置儀表要求，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)顯示應(yīng)實(shí)時(shí)顯示發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)，包括扭矩(TQ)、燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)速(NG)，渦輪間溫度(ITT)。因此在直升機(jī)培訓(xùn)模式狀態(tài)下，應(yīng)具有實(shí)時(shí)監(jiān)控每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的方法，且該方法必須簡(jiǎn)單、準(zhǔn)確、有效，以證明這些條款的符合性。而直升機(jī)培訓(xùn)模式要求提供一個(gè)虛擬的，與真實(shí)OEI狀態(tài)一致的顯示，使飛行員熟悉發(fā)動(dòng)機(jī)失效后的直升機(jī)顯示，實(shí)現(xiàn)培訓(xùn)目的。因此，不同的機(jī)型會(huì)采用不同的方法應(yīng)對(duì)培訓(xùn)模式下的這些顯示要求。

采用雙發(fā)功率和模擬OEI功率的培訓(xùn)模式，通常采用主飛行顯示器(PFD)和多功能顯示器(MFD)分別顯示的方法滿(mǎn)足相關(guān)要求。PFD模擬顯示OEI狀態(tài)，用于飛行員的OEI狀態(tài)培訓(xùn)，而在MFD發(fā)動(dòng)機(jī)頁(yè)面上，實(shí)時(shí)顯示真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)監(jiān)控。

近年來(lái)的直升機(jī)普遍采用等效發(fā)動(dòng)機(jī)功率顯示，如Airbus Helicopter系列直升機(jī)所采用的First Limit Indication(FLI)技術(shù)，Agusta系列直升機(jī)采用的Power Index Indicator(PI)，國(guó)產(chǎn)AC312E直升機(jī)采用的Engine Status Indication(ESI)，在PFD上顯示等效發(fā)動(dòng)機(jī)功率，替代了過(guò)去同時(shí)監(jiān)控扭矩TQ、燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)速NG和渦輪間溫度ITT三個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)功率參數(shù)的方式，減輕了飛行員的工作負(fù)荷。這種顯示方式，為培訓(xùn)模式的模擬顯示也提供了方便。

圖5給出了某型直升機(jī)在培訓(xùn)模式下的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)顯示。在培訓(xùn)模式下，PFD上的等效發(fā)動(dòng)機(jī)功率顯示為模擬OEI發(fā)動(dòng)機(jī)顯示雙發(fā)扭矩和，而模擬失效發(fā)動(dòng)機(jī)等效發(fā)動(dòng)機(jī)功率顯示為0。而在MFD上，TQ、NG和ITT仍顯示真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)值。

圖5 直升機(jī)培訓(xùn)模式下發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)顯示[7]

5.1.3 直升機(jī)的告警信息顯示相似性

因?yàn)闄C(jī)組告警系統(tǒng)(CAS)信息是直升機(jī)的狀態(tài)顯示，培訓(xùn)模式下的告警信息設(shè)計(jì)應(yīng)與直升機(jī)的狀態(tài)一致。由于真實(shí)OEI和培訓(xùn)模式下的激發(fā)告警條件不同，培訓(xùn)模式下的告警信息顯示與真實(shí)OEI狀態(tài)告警信息顯示很難做到完全一致。例如，培訓(xùn)模式下，燃油渦輪轉(zhuǎn)速低至門(mén)限值激發(fā)的發(fā)動(dòng)機(jī)失效“ENG OUT”告警，發(fā)動(dòng)機(jī)滑油壓力低“ENG OIL PRESS”告警等，很難模擬。而由于EECU可輸出模擬的扭矩，由扭矩激發(fā)的告警信息容易實(shí)現(xiàn)，如有的機(jī)型采用的功率差PWR DIFF告警信息仍可實(shí)現(xiàn)，這種告警顯示會(huì)與真實(shí)單發(fā)一致。

為區(qū)別于真實(shí)OEI，在接通培訓(xùn)模式后，CAS信息上應(yīng)有培訓(xùn)狀態(tài)顯示。

圖6給出了某型機(jī)在培訓(xùn)模式和真實(shí)單發(fā)兩種情況下顯示的CAS信息。在培訓(xùn)模式下CAS信息只顯示DIFF POWER信息，在發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)顯示區(qū)域顯示OEI TNG；而在真實(shí)單發(fā)時(shí)CAS信息包括ENG OUT、ENG OIL PRESS、ENG FUEL PRESS等。

5.1.4 直升機(jī)OEI應(yīng)急程序的相似性

在培訓(xùn)模式下，從飛行員識(shí)別發(fā)動(dòng)機(jī)失效，進(jìn)入OEI應(yīng)急程序操作程序，這些程序應(yīng)與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)失效一致。

如前面所提到的A類(lèi)典型起飛狀態(tài)下的OEI應(yīng)急過(guò)程中的功率轉(zhuǎn)換，這些轉(zhuǎn)換包括AEO到OEI H，OEI H到OEI L轉(zhuǎn)換，OEI L到OEI C的轉(zhuǎn)換，直升機(jī)培訓(xùn)模式應(yīng)能夠?qū)β兽D(zhuǎn)換全過(guò)程進(jìn)行模擬。包括真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)失效到發(fā)動(dòng)機(jī)OEI H(30s功率)限制；接近OEI H時(shí)間限制(30s)時(shí)的告警，按壓功率限制轉(zhuǎn)換按鈕，OEI功率限制降到OEI L(2min功率)限制；接近OEI L時(shí)間限制(2min)時(shí)的告警，按壓功率限制轉(zhuǎn)換按鈕，OEI L功率限制降到OEI C(OEI連續(xù)功率)限制。培訓(xùn)模式下這三個(gè)過(guò)程轉(zhuǎn)換應(yīng)與真實(shí)OEI狀態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程一致。其中，功率限制狀態(tài)的轉(zhuǎn)換顯示與真實(shí)OEI狀態(tài)顯示應(yīng)一致；功率轉(zhuǎn)換操作采用的操作程序應(yīng)與真實(shí)OEI狀態(tài)操作程序一致；功率限制轉(zhuǎn)換過(guò)程時(shí)的直升機(jī)動(dòng)態(tài)響也應(yīng)一致。

圖6 直升機(jī)培訓(xùn)模式和真實(shí)單發(fā)狀態(tài)CAS頁(yè)面顯示對(duì)比[3]

這些程序的一致，需要通過(guò)飛行試驗(yàn)演示驗(yàn)證。而且該飛行試驗(yàn)，應(yīng)在培訓(xùn)模式預(yù)期使用的包線范圍內(nèi)進(jìn)行相似性檢查。如果計(jì)劃采用直升機(jī)雙發(fā)功率和模擬OEI功率方法，在采用這種方法演示驗(yàn)證條款符合性之前，應(yīng)首先演示證明模擬方法與真實(shí)OEI應(yīng)急程序的相似性，方可用模擬方法表明A類(lèi)條款的符合性。因此到每個(gè)飛行試驗(yàn)場(chǎng)，如平原、次高原、高原、高高原機(jī)場(chǎng)開(kāi)展A類(lèi)飛行試驗(yàn)前，首先完成相似性檢查。

5.2 直升機(jī)培訓(xùn)模式安全保護(hù)方式

考慮到培訓(xùn)模式下存在真實(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)失效可能，且這種狀態(tài)要比正常狀態(tài)更加嚴(yán)重，培訓(xùn)模式應(yīng)提供充足的安全保護(hù)措施，以提高在培訓(xùn)模式下發(fā)生真實(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)故障時(shí)的安全性。直升機(jī)培訓(xùn)模式安全保護(hù)方式，應(yīng)按照第29.1309條“設(shè)備、系統(tǒng)及安裝要求”完成系統(tǒng)安全性分析。

通常，除正常的接通和斷開(kāi)外，培訓(xùn)模式設(shè)計(jì)一般是從兩方面考慮這些安全保護(hù)措施：一是在特定狀態(tài)和故障狀態(tài)下，無(wú)法進(jìn)入培訓(xùn)模式；二是培訓(xùn)模式下，發(fā)生相應(yīng)故障時(shí)，從培訓(xùn)模式中退出。以下給出了某機(jī)型的安全保護(hù)設(shè)計(jì)。

5.2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)培訓(xùn)模式的接通和斷開(kāi)

接通發(fā)動(dòng)機(jī)控制面板上的培訓(xùn)模式開(kāi)關(guān)，可以激發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)培訓(xùn)模式，模擬一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效，剩余發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)入OEI功率狀態(tài)；

斷開(kāi)發(fā)動(dòng)機(jī)培訓(xùn)模式開(kāi)關(guān)，可以從發(fā)動(dòng)機(jī)培訓(xùn)模式下恢復(fù)。

5.2.2 無(wú)法進(jìn)入培訓(xùn)模式

當(dāng)直升機(jī)存在以下情況時(shí)，飛行員將無(wú)法操縱直升機(jī)進(jìn)入培訓(xùn)模式[3]：

1) EECU存在故障，包括：1、2、3級(jí)故障中的任意1條；

2) 左、右發(fā)動(dòng)機(jī)控制開(kāi)關(guān)未處于“飛行”位置；

3) 發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速低于97%；

4) 雙發(fā)存在較大的NG差(≥6%)或扭矩差(≥47.7%)；

5) 雙發(fā)EECU數(shù)據(jù)通道號(hào)為非對(duì)稱(chēng)通道號(hào)(A/B或B/A)；

6) 最終備份模式被激活。

5.2.3 從培訓(xùn)模式中退出

當(dāng)直升機(jī)存在以下情況時(shí)，EECU將控制發(fā)動(dòng)機(jī)自動(dòng)退出培訓(xùn)模式[3]：

1) 發(fā)動(dòng)機(jī)EECU探測(cè)到2、3級(jí)故障中任意1條；

2) 雙發(fā)存在較大的NG差(>6%)或扭矩差(>47.7%)；

3) 一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)NG低于60%；

4) 發(fā)動(dòng)機(jī)EECU探測(cè)到培訓(xùn)模式開(kāi)關(guān)故障；

5) 雙發(fā)交聯(lián)失效；

6) 任意一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)控制開(kāi)關(guān)脫離“飛行”位置；

7) EECU接收到可能發(fā)生通道變化的信號(hào)；

8) 雙發(fā)EECU數(shù)據(jù)通道為非對(duì)稱(chēng)通道號(hào)(A/B或B/A)；

9) 最終備份模式被激活。

除了相應(yīng)的安全性分析之外，相應(yīng)的軟件應(yīng)完成實(shí)驗(yàn)室平臺(tái)測(cè)試。也可通過(guò)地面和飛行試驗(yàn)?zāi)M的方法，檢查出現(xiàn)相應(yīng)狀態(tài)時(shí)，直升機(jī)培訓(xùn)模式設(shè)計(jì)是否能夠按照預(yù)期的設(shè)計(jì)完成相應(yīng)的保護(hù)功能。測(cè)試時(shí)，應(yīng)對(duì)軟件的響應(yīng)時(shí)間給予一定的關(guān)注，相應(yīng)的自動(dòng)退出時(shí)間應(yīng)確保直升機(jī)飛行狀態(tài)的平穩(wěn)轉(zhuǎn)換，不應(yīng)對(duì)直升機(jī)操縱帶來(lái)不利影響，也不應(yīng)給飛行員帶來(lái)過(guò)大的工作負(fù)荷。

5.3 直升機(jī)培訓(xùn)模式軟件版次

培訓(xùn)模式的實(shí)現(xiàn)，很大程度上依賴(lài)于軟件設(shè)計(jì)。在整個(gè)項(xiàng)目研發(fā)過(guò)程中，應(yīng)對(duì)軟件構(gòu)型做好控制，每次軟件版本的升級(jí)，都應(yīng)給予關(guān)注，不能簡(jiǎn)單地認(rèn)為參數(shù)調(diào)整僅是設(shè)計(jì)小改。每次設(shè)計(jì)更改都要在試驗(yàn)臺(tái)做全系統(tǒng)測(cè)試通過(guò)后，方可在驗(yàn)證機(jī)上實(shí)施。每次機(jī)上軟件版本升級(jí)后，都需要完成系統(tǒng)的、全面的地面及飛行測(cè)試。

針對(duì)直升機(jī)培訓(xùn)模式軟件控制，還應(yīng)特別關(guān)注發(fā)動(dòng)機(jī)的EECU軟件版本和機(jī)上綜合航電系統(tǒng)軟件版本之間的相互關(guān)系。每次地面和飛行測(cè)試前，都要做好相應(yīng)的記錄。軟件版本升級(jí)時(shí)，要對(duì)已經(jīng)完成的符合性驗(yàn)證工作進(jìn)行評(píng)估，評(píng)估是否有需要重新驗(yàn)證的工作。

按照相應(yīng)審定流程，在直升機(jī)取得型號(hào)合格證之前，發(fā)動(dòng)機(jī)首先要獲得型號(hào)合格證。而EECU軟件版本，作為發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型控制的一部分，也應(yīng)獲得局方批準(zhǔn)。而直升機(jī)所安裝發(fā)動(dòng)機(jī)EECU軟件在裝機(jī)后仍需要做相應(yīng)的調(diào)整、固化。因此，直升機(jī)型號(hào)研制過(guò)程中，要做好項(xiàng)目計(jì)劃，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)調(diào)整給予足夠的重視和提前量，以免由于發(fā)動(dòng)機(jī)的構(gòu)型狀態(tài)和軟件版本的凍結(jié)影響直升機(jī)的取證進(jìn)度。

如上所述，培訓(xùn)模式軟件中需要通過(guò)功率下沉值、下沉持續(xù)時(shí)間和過(guò)調(diào)限制等參數(shù)調(diào)整培訓(xùn)模式下的發(fā)動(dòng)機(jī)功率響應(yīng)曲線。目前的EECU軟件很難做到在直升機(jī)全包線范圍的準(zhǔn)確真實(shí)單發(fā)模擬。通常會(huì)選取特定的高度和溫度范圍的功率下沉值、下沉持續(xù)時(shí)間和過(guò)調(diào)限制參數(shù)固化培訓(xùn)模式軟件，確保調(diào)整和固化后的EECU軟件適用于直升機(jī)大部分適用包線。

EECU軟件調(diào)整和固化時(shí)，可針對(duì)未來(lái)用戶(hù)做選擇性固化。如直升機(jī)主要用于海上平臺(tái)運(yùn)行，那么相應(yīng)的參數(shù)調(diào)整固化時(shí)，以近海平面的參數(shù)設(shè)置為主，使直升機(jī)在海平面時(shí)培訓(xùn)模式下直升機(jī)的響應(yīng)與真實(shí)單發(fā)響應(yīng)一致。如果直升機(jī)主要用于高原地區(qū)，相應(yīng)的培訓(xùn)模式的軟件參數(shù)設(shè)置應(yīng)使高原時(shí)培訓(xùn)模式和真實(shí)單發(fā)響應(yīng)一致。

5.4 直升機(jī)培訓(xùn)模式增補(bǔ)飛行手冊(cè)(SRFM)評(píng)估

作為直升機(jī)的重要選裝，直升機(jī)培訓(xùn)模式批準(zhǔn)構(gòu)型中應(yīng)包含旋翼航空器增補(bǔ)飛行手冊(cè)(Supplemental Rotorcraft Flight Manual(SRFM))，其內(nèi)容結(jié)構(gòu)應(yīng)滿(mǎn)足適航規(guī)章G章“使用限制和資料”中對(duì)旋翼航空器飛行手冊(cè)的相應(yīng)要求。應(yīng)包含使用限制、正常程序、應(yīng)急程序、性能資料和裝載資料等內(nèi)容。

限制章節(jié)應(yīng)包含：使用培訓(xùn)模式的限制要求，重量限制要求、發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)限制以及進(jìn)入和解除培訓(xùn)模式時(shí)的限制；與直升機(jī)其它系統(tǒng)的交聯(lián)關(guān)系，如自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)等；與其它選裝之間的關(guān)系，如與A類(lèi)兼容性。

正常程序章節(jié)應(yīng)包含直升機(jī)培訓(xùn)模式的正常操作程序。

應(yīng)急程序章節(jié)應(yīng)給出使用直升機(jī)培訓(xùn)模式時(shí)，發(fā)生培訓(xùn)模式故障后的應(yīng)急處理程序。

性能章節(jié)可以給出不同A類(lèi)程序中使用培訓(xùn)模式時(shí)的相應(yīng)重量-高度-溫度(WAT)性能圖表。例如A類(lèi)高架直升機(jī)平臺(tái)起飛程序培訓(xùn)模式WAT性能圖表等，要注意與正常A類(lèi)性能圖表的差異。某型直升機(jī)為了防止在培訓(xùn)模式下，接近或超過(guò)直升機(jī)的某些限制，培訓(xùn)模式下的發(fā)動(dòng)機(jī)OEI功率輸出設(shè)置要比要真實(shí)OEI功率輸出小，如選取真實(shí)OEI功率的88%作為培訓(xùn)模式下的OEI功率上限，因此培訓(xùn)模式下的性能圖表應(yīng)與其設(shè)置一致，相應(yīng)的性能按照B章飛行條款要求進(jìn)行驗(yàn)證。

6 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)多發(fā)直升機(jī)OEI培訓(xùn)模式的目的、實(shí)現(xiàn)方式、涉及的適航規(guī)章、審查中的關(guān)注要點(diǎn)等方面進(jìn)行了分析。希望通過(guò)上述這些要素的討論，能夠使讀者熟悉和了解直升機(jī)培訓(xùn)模式設(shè)計(jì)、應(yīng)用、測(cè)試與評(píng)估，尤其是對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)失效模擬飛行試驗(yàn)方法適用性的評(píng)估。

由于本文是以國(guó)產(chǎn)某型直升機(jī)取證文件及國(guó)外某型直升機(jī)認(rèn)可審查時(shí)的文件為依據(jù)，有一定的機(jī)型特定性，有些結(jié)論難免也有特定性，因此，本文相關(guān)關(guān)注內(nèi)容和結(jié)論僅供參考。