民機大氣擾動適航符合性評估方法研究

余藝萌 陳致名

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

0 引言

航空事業(yè)發(fā)展至今，飛行安全始終是航空領(lǐng)域重要的研究課題。對于民用飛機而言，大氣擾動不僅會造成顛簸，影響乘客的乘坐舒適性，嚴重的大氣擾動還會導致飛機失控，引發(fā)飛行事故，是威脅飛行安全的首要因素之一。

考慮到大氣擾動對飛行安全的影響，世界各國制定的適航條例中都規(guī)定了大氣擾動相關(guān)內(nèi)容，并積極開展對應(yīng)的適航研究工作。

我國對于大氣擾動類適航條例的研究較為分散：以大氣擾動對飛行的影響為出發(fā)點，研究多集中在大氣擾動建模和突風/紊流載荷計算等方向；以具體條款內(nèi)容為出發(fā)點，研究則偏向飛行載荷類條款中“離散突風準則”和“連續(xù)突風設(shè)計準則”的應(yīng)用，未開展大氣擾動適航條款的系統(tǒng)性研究，也缺少對涉及飛機操穩(wěn)特性和飛行品質(zhì)的大氣擾動適航條款及其對應(yīng)適航符合性評估方法的深入探索。

選用合理的評估方法，采取合適的驗證方式，在飛機的設(shè)計階段就考慮其適航性并進行初步評估，對于保障飛行安全，提高適航審定效率，使飛機盡快投入運營具有重要意義。同時電傳操縱技術(shù)的應(yīng)用使飛機表現(xiàn)出了新的特點，原先的適航性評估方法是基于機械操縱飛機而設(shè)計的，適用于電傳操縱飛機的評估方法研究也更加具有必要性。

本文通過歸納操穩(wěn)特性和飛行品質(zhì)相關(guān)的大氣擾動適航條款，分析細化其條款要求，開展基于指標量化和操縱品質(zhì)等級評定方法(HQRM)的民機大氣擾動適航性評估方法研究，研究結(jié)果可以為飛機研制階段的大氣擾動適航符合性評估工作提供參考。

1 大氣擾動適航條款

本文以四種大氣擾動風場作為篩選依據(jù)，以《運輸類飛機適航標準》(CCAR-25-R4)為主，并結(jié)合其他各類可參考的適航標準文件，歸納總結(jié)出相對全面的大氣擾動類適航條款，詳見表1。

大氣擾動相關(guān)的適航條款共15條，涉及飛機操穩(wěn)特性和飛行品質(zhì)的適航條款共6條，其中25.21、25.105、25.125條未對飛機性能做出具體要求，僅規(guī)定了相關(guān)問題的注意事項，或提出對符合性驗證的補充要求。

表1 大氣擾動適航條款歸納

25.147(f)、25.233(a)和25.237條款針對飛機的橫航向操穩(wěn)特性提出了定性要求，條款具體內(nèi)容見表2，詳細分析如下：

1)25.147(f)條款對全發(fā)工作條件下受到大氣擾動時飛機的橫向操縱提出了要求，主要涉及飛機受到擾動時的恢復能力及操縱效率和非對稱飛行時飛機的操縱余量兩個方面。

2)25.233(a)和25.237條款的研究重點為飛機起飛和著陸階段可保證飛行安全的最大90°側(cè)風分量，要求飛機在可預期運行的任何地面速度下，必須在90°側(cè)風中表現(xiàn)出令人滿意的可控性和操縱特性，這一要求是對飛機橫航向操縱性能的一個綜合性的要求，本質(zhì)是以飛行安全為前提，對飛機進行擾動下飛行的極限條件確定。

2 符合性評估方法分析

2.1 條款的指標提取與量化

由于25.147(f)、25.233(a)和25.237條款均為對飛機相關(guān)性能的定性要求，在進行符合性驗證時，可以采用飛行試驗等方法，通過飛機實際響應(yīng)特性進行符合性評估。但是飛行試驗在整個飛機研制周期中開始時間晚、試驗成本高，如果能夠以性能參數(shù)計算和飛行仿真的方法在早期進行適航條款的初步符合性評估，則可以提前發(fā)現(xiàn)問題，減少試飛迭代，節(jié)約成本。

本節(jié)首先進行條款的指標提取與量化研究，詳見表2。

表2 飛機操穩(wěn)特性和飛行品質(zhì)大氣擾動適航條款內(nèi)容[8]

由于條款涉及到飛機的橫航向穩(wěn)定性和操縱性，可以看作飛行品質(zhì)的研究范疇。美國國防部頒布的軍用飛行品質(zhì)規(guī)范MIL-STD-1797A中，已經(jīng)建立了較為完善的飛行品質(zhì)的評價體系，其中與飛機橫航向相關(guān)的飛行品質(zhì)規(guī)范也已經(jīng)有了經(jīng)過驗證的成熟的定量指標，這些指標具有較為明確的物理意義，與適航條款的要求也有一定對應(yīng)關(guān)系。對于民用飛機而言，由于在飛行中較少涉及大機動動作，在參考軍用飛行品質(zhì)規(guī)范時，可視為Ⅲ類飛機在C種飛行階段，從而選取量化指標。

◆ Ⅲ類飛機：

大型、中型、低至中機動性飛機。

◆ C種飛行階段：

通常采用緩慢的機動動作來完成，常常需要精準地控制飛機軌跡的飛行階段。

1)模態(tài)特性

條款中要求了飛機的橫向操縱性能，涉及飛機滾轉(zhuǎn)軸的指標有滾轉(zhuǎn)模態(tài)時間常數(shù)和發(fā)散螺旋模態(tài)的倍幅時間，軍用品質(zhì)規(guī)范中還對滾轉(zhuǎn)螺旋耦合振蕩的情況提出了要求，具體指標量化見表3～表5。

表3 滾轉(zhuǎn)模態(tài)時間常數(shù)的要求

表4 螺旋模態(tài)倍幅時間的要求

表5 滾轉(zhuǎn)螺旋模態(tài)耦合限制的要求

2)操縱響應(yīng)

在軍用飛行品質(zhì)規(guī)范中，飛機的滾轉(zhuǎn)性能可以通過飛機在最大滾轉(zhuǎn)輸入條件下到達30°滾轉(zhuǎn)角所需的時間來表示，品質(zhì)規(guī)范規(guī)定了響應(yīng)時間的最大值，如表6所示。

表6 飛機滾轉(zhuǎn)操縱響應(yīng)要求

3)維持非對稱飛行狀態(tài)的能力及操縱余度

可以通過飛機在最大側(cè)風值所帶來的最大側(cè)滑角中平穩(wěn)飛行時的操縱余度來對這一要求進行量化處理。

軍用品質(zhì)規(guī)范給出了1級飛行品質(zhì)的要求：在10°側(cè)滑角時，飛機的滾轉(zhuǎn)控制仍舊具有25%的操縱余度，即在最大側(cè)風情況下，副翼的使用范圍應(yīng)小于0.75-max。

≤075-max

(2)

式中，n、、l、n、n、、l、n為飛機橫航向氣動倒數(shù)，為所要求的最大側(cè)滑角值，為側(cè)風條件下維持非對稱飛行狀態(tài)的副翼偏度，-max為滿偏副翼偏度。

2.2 HQRM方法的適用性分析

2.1節(jié)中的指標量化結(jié)果僅說明了不同等級飛行品質(zhì)的參數(shù)要求，并無體現(xiàn)大氣擾動的影響作用。美國適航規(guī)范咨詢通告AC-25 7C中提到了一種通過駕駛員評價對飛機的飛行品質(zhì)進行評估的操縱品質(zhì)等級評定方法(HQRM)，這一方法基于Cooper-Harper方法和美國軍用飛行品質(zhì)規(guī)范，由電傳操縱技術(shù)在飛行控制系統(tǒng)中的應(yīng)用發(fā)展而來。它將飛控系統(tǒng)的不同失效狀態(tài)從發(fā)生概率的角度進行考慮，并加入飛行包線和大氣擾動的概率分析，將以上三者作為三個并行的概率條件，將不同飛行任務(wù)中保證飛機安全飛行可接受的最低操縱品質(zhì)與這三個影響因素的組合概率相關(guān)聯(lián)，得到較完整的駕駛員評價標準體系。圖1為HQRM方法的評估過程示意圖。

圖1 操縱品質(zhì)等級評定方法的評估過程

雖然HQRM方法主要針對電傳操縱系統(tǒng)及其失效情況，但它將大氣擾動的影響以概率的形式考慮其中，表7為HQRM方法中具體的大氣擾動分級及其發(fā)生概率情況。這一做法十分符合大氣擾動對飛行品質(zhì)的影響特點：輕微大氣擾動發(fā)生概率較大，但不會對飛機操縱產(chǎn)生較大影響，重度大氣擾動發(fā)生的概率小，但可能會嚴重影響飛機操縱，使得飛行品質(zhì)驟降。因此，飛機受到不同強度大氣擾動的概率是不同的，相應(yīng)的飛行品質(zhì)要求也應(yīng)當有所區(qū)別。

HQRM方法將大氣擾動以概率的形式加入到飛行品質(zhì)等級評價過程中，既直觀反映了大氣擾動的作用特點，又明確了不同大氣擾動強度中的飛行品質(zhì)評價標準，具備較好的適用性。

表7 HQRM方法中的大氣擾動分級

在使用HQRM方法時，可以認為故障概率為0，僅考慮大氣擾動對飛行品質(zhì)的影響，表8為僅考慮大氣擾動影響的HQRM方法評價示例，其中，評價結(jié)果S對應(yīng)“滿意的”，A對應(yīng)“足夠的”，C對應(yīng)“可控的”，具體的評價結(jié)果與對應(yīng)的飛機響應(yīng)定義見文獻[10]。

表8 大氣擾動HQRM評價示例

3 算例驗證

本節(jié)選取算例飛機對上述評估方法的適用性和有效性進行驗證。由于算例分析中主要考慮大氣擾動的影響情況，而模態(tài)特性為飛機的固有特性，故從操縱響應(yīng)和操縱余度兩點進行驗證。

3.1 操縱響應(yīng)指標

選擇某型民用飛機在3個不同構(gòu)型下的小擾動模型，分別在無擾動情況和HQRM中規(guī)定的三種大氣擾動強度風場中，對副翼滿偏時的滾轉(zhuǎn)角速率和滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)進行仿真，仿真結(jié)果如圖2～圖4所示。

圖5為3種飛機構(gòu)型在不同風場強度下的飛行品質(zhì)變化情況，可以看出，高強度風場，即重度大氣擾動情況下，飛機滾轉(zhuǎn)角偏轉(zhuǎn)至30°的時間均有所增加，飛機在構(gòu)型1和構(gòu)型2時出現(xiàn)了明顯的飛行品質(zhì)降級情況。

圖2 飛機構(gòu)型1滾轉(zhuǎn)角速率和滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)曲線

圖3 飛機構(gòu)型2滾轉(zhuǎn)角速率和滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)曲線

圖4 飛機構(gòu)型3滾轉(zhuǎn)角速率和滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)曲線

圖5 3種飛機構(gòu)型不同風場強度下的飛行品質(zhì)變化圖

3.2 維持非對稱飛行狀態(tài)的操縱余度計算

根據(jù)公式(1)和(2)，分別計算算例飛機在10節(jié)(5.14 m/s)、25節(jié)(12.86 m/s)側(cè)風強度時的操縱余度，結(jié)果見表9。

表9 算例飛機操縱余度計算結(jié)果

可以看出在側(cè)風值為25節(jié)時，未能達到1級飛行品質(zhì)要求，出現(xiàn)飛行品質(zhì)降級現(xiàn)象。

結(jié)合適航條款的具體要求，算例飛機在低、中強度風場中橫向操縱響應(yīng)飛行品質(zhì)均為一級或二級，基本滿足條款25.237第2條的要求。當計算非對稱飛行時飛機的操縱余量時，風場強度的影響較大，在對飛機進行條款25.147(f)的適航性評估時，可以通過改變風場強度，得到更為全面的計算結(jié)果，用以評估飛機在預期使用側(cè)滑條件下是否具有從意外情況下恢復的滾轉(zhuǎn)操縱能力。

仿真計算結(jié)果表明，以軍用飛行品質(zhì)規(guī)范進行指標量化，同時使用HQRM方法，在評估過程中結(jié)合大氣擾動嚴重程度規(guī)定飛行品質(zhì)等級，可以實現(xiàn)飛機針對條款25.147(f)、25.233(a)和25.237的大氣擾動適航符合性評估，結(jié)果符合預期。

4 結(jié)論

1)操穩(wěn)特性類大氣擾動適航條款對民機的模態(tài)特性、操縱響應(yīng)和維持非對稱飛行狀態(tài)的能力及操縱余度做出了要求，可參考軍用飛行品質(zhì)規(guī)范對其進行符合性評估指標的提取與量化，便于在設(shè)計階段評估飛機針對相關(guān)條款的適航符合性。

2)可以通過HRQM方法處理大氣擾動對飛行品質(zhì)的影響，依據(jù)擾動強度和發(fā)生概率規(guī)定飛機飛行品質(zhì)，在嚴重擾動時適當放寬飛行品質(zhì)要求。

3)文中提出的指標量化結(jié)果和大氣擾動處理方法可用于飛機設(shè)計階段提前開展相關(guān)條款的適航符合性評估工作，使飛機性能品質(zhì)盡可能符合相關(guān)適航要求，從而減少試飛迭代，提高適航取證效率。