張 琛

(上海飛機設計研究院綜合航電系統(tǒng)設計研究部，上海 200436)

多年來，民用運輸類飛機以300 m垂直間隔在FL290～FL410之間的飛行高度層運營［1］。隨著交通密度的增加，已證明這樣的垂直間隔成為最繁忙空域的不利因素。因此引入了RVSM，以增加此高度區(qū)間的可用高度層數(shù)量。在RVSM誤差分析中，機型總的誤差由飛機設計制造商確定［2］，其中航電設備誤差(AVE)占了相當大的一部分。

1 航電設備RVSM適航要求

根據(jù)AC91－85，某一機型要獲得RVSM運行適航批準，其安裝的最低設備要求如下:(1)兩套獨立的滿足RVSM性能要求的高度測量系統(tǒng)。(2)一部具有高度報告能力的的二次監(jiān)視雷達應答機(SSR)。(3)一套高度警告系統(tǒng)。(4)一套自動高度控制系統(tǒng)。

為獲得適航批準RVSM運行，對飛機高度測量系統(tǒng)有以下要求［3］:(1)基本RVSM飛行包線，高度測量系統(tǒng)誤差平均值 ASEmean≤80 ft(1 ft=0.304 8 m);完全RVSM飛行包線，ASEmean≤120 ft。(2)基本RVSM飛行包線，ASE平均值加上3倍標準偏差值ASE3SD≤200 ft;完全RVSM飛行包線，ASE3SD≤245 ft。(3)自動高度控制系統(tǒng)的高度保持能力精度在±65 ft以內［4］。

2 航電設備

某新型民機的高度測量系統(tǒng)由全靜壓探頭(PSP)、大氣數(shù)據(jù)計算機(ADC)及兩者之間相連的管路組成［5］。其高度測量誤差可以分為兩部分:機身誤差和航電系統(tǒng)設備誤差。全靜壓探頭的靜壓端口及其連接的管路是高度測量誤差的一個主要來源，其中一部分誤差是固定的，可以通過在ADC軟件中裝訂靜壓源誤差修正曲線(SSEC)進行修正。靜壓測量中的其它誤差將通過全靜壓探頭及相關系統(tǒng)的安裝和維護程序減至最小。

現(xiàn)今新出廠的機型，航電設備傳輸?shù)男盘柧菙?shù)字信號，僅有的模/數(shù)轉換僅發(fā)生在用于測量全/靜壓的大氣數(shù)據(jù)計算機(ADC)內的壓力傳感器輸入端，這部分誤差已經(jīng)考慮在ADC的精度預算中。

2.1 最低設備要求

表1描述了某新型民機的航電設備配置，這是RVSM要求的基本配置。

表1 飛機航電設備配置符合性

2.2 高度測量誤差源

圖1為高度誤差的組成部分。

圖1 高度誤差組成部分

2.2.1 航電設備誤差(AVE)

如圖1所示，航空電子設備誤差主要可分為高度計算誤差、SSEC計算誤差、壓力傳感器誤差、氣壓基準設置(Baro Set)計算誤差以及高度顯示誤差。

(1)一般高度計算誤差、SSEC計算誤差、壓力傳感器誤差，都合并到大氣數(shù)據(jù)計算機(ADC)設備精度中。在RVSM高度層(FL290－FL410)，ADC的高度測量精度為±40 ft。

(2)Baro Set用來設置高度顯示的氣壓基準，是一項數(shù)字式的計算功能，其設置旋鈕的分辨率最小為0.01 inHg或1 mbar(0.01 inHg=1 mbar=100 Pa)，導致計算誤差最大為±7 ft。在RVSM高度層，一般應使用標準海平面氣壓設置，直接顯示標準海平面氣壓高度，這樣可以忽略Baro Set造成的計算誤差。但Baro Set也有可能被飛行員設置為29.92 inHg或1 013 mbar，而不是STD(29.921 26 inHg或1 013.25 mbar)，導致有最大7 ft的誤差產生。

(3)ADC測得的氣壓高度，經(jīng)ARINC 429總線傳輸?shù)街黠w行顯示器上顯示，在數(shù)據(jù)傳輸過程中無任何計算誤差。二進制數(shù)據(jù)編碼最多可能造成≤1 ft的誤差。

2.2.2 高度控制系統(tǒng)

根據(jù)AC 91－85，在沒有顛簸和陣風的情況下，直線平飛階段控制航空器在要求高度±65 ft(20 m)以內。如有高度選擇/獲取功能，則機組選擇的值與輸出到控制系統(tǒng)的值之間的差值不超過±25 ft(8 m)。

RVSM要求主飛行顯示器(PFD)顯示的高度與自動飛行控制系統(tǒng)(AFCS)使用的高度數(shù)據(jù)之差的絕對值要＜25 ft。飛機PFD和AFCS使用的高度參量均來自ADC輸出的氣壓修正高度(Baro Altitude)，是同一個數(shù)據(jù)源，兩者之間差值為0，因此能滿足RVSM要求。

飛機的高度保持能力取決于航電自動飛行控制設備和飛機控制系統(tǒng)。自動飛行控制系統(tǒng)高度保持能力的設計指標是在30 000 ft以下最大誤差為20 ft，在30 000 ft以上最大為25 ft。通過飛機自動飛行系統(tǒng)調參飛行試驗，更新自動飛行增益參數(shù)，在29 000 ft和35 000 ft高度進行了高度保持性能的驗證，驗證結果表明能夠滿足設計要求，也符合RVSM高度控制的要求。

2.2.3 高度告警

根據(jù)AC 91－85要求，當顯示給飛行機組的高度偏離預定高度一個標稱值時，高度偏離警告系統(tǒng)應給出一個告警信號。這個標稱值不應大于±200 ft，在應用此標稱門限值時，總設備誤差不應超過±50 ft。

飛機的高度告警功能在主飛行顯示器(PFD)軟件中實現(xiàn)。顯示器接收ADC發(fā)出的高度數(shù)據(jù)，與飛行控制板(FCP)預設的預選高度進行比較。因為信號之間通信都是通過數(shù)字接口，在告警狀態(tài)的計算中產生的誤差≤1 ft。飛機有兩套PFD，當飛行高度偏離預選高度200 ft和1 000 ft時，會觸發(fā)PFD高度告警功能。當一套PFD失效時，將會自動切換使用第二套PFD的高度告警功能。

2.2.4 應答機

AC 91－85要求一部具有高度報告能力的二次監(jiān)視雷達應答機(SSR)。如果只安裝了一部，它必須具有轉換到任意一個高度測量系統(tǒng)的能力。按照121部規(guī)則實施運行的飛機應當配備有批準的ACAS II機載防撞系統(tǒng)。

飛機安裝有2套空中交通管制應答機，為TCAS 7.0版本，滿足RVSM要求，并且具有將使用高度源轉換到任意一個高度測量系統(tǒng)(ADC)的能力。在S模式下，應答機的分辨率是25 ft;在C模式下，應答機的分辨率是100 ft，與指定高度的偏差AAD主要是由應答機的分辨率引起的。

2.2.5 SSEC分析

氣壓高度由機載全靜壓探頭測得的靜壓加上SSEC修正后計算得出。

進行RVSM驗證的飛機一般通過加裝拖錐系統(tǒng)進行試飛驗證。SSEC曲線是一組Mi～ΔP/Ps的曲線。其中Mi為ADC計算出的未修正M數(shù)。Psi為ADC感受到的全靜壓探頭傳輸過來的靜壓，Ps為未經(jīng)擾動的真實靜壓。在試飛中將已校準的拖錐靜壓作為真實靜壓Ps。相應的計算公式為

高度測量系統(tǒng)數(shù)據(jù)流走向如圖2所示。

圖2 高度測量系統(tǒng)數(shù)據(jù)流走向

飛機空機重量為29 t，最大起飛重量為43 t，按照RVSM要求，飛行試驗驗證的重量范圍必須覆蓋適合RVSM空域運行的所有重量。圖3為飛機空速校準獲得的原始高度誤差，以及在RVSM空域檢飛獲得的剩余高度誤差。

圖3 高度誤差曲線

從圖中可以看出，該機型高度測量系統(tǒng)誤差均值ASEmean均符合RVSM要求。綜合其它航電設備誤差，其3倍標準偏差值 ASE3SD也能滿足 RVSM要求。

3 結束語

隨著科學技術的發(fā)展，越來越多高精度的高度測量設備相繼出現(xiàn)，加之全球空管水平不斷提高，縮小民機垂直飛行間隔成為可能。對于新設計的民機，申請RVSM批準時，申請人應制定適航批準所需要的表明符合RVSM設備性能要求的數(shù)據(jù)，對航電設備誤差進行分解和預算，從統(tǒng)計的角度獲得臨界飛行條件下的最大誤差數(shù)據(jù)，表明民機RVSM航電設備初始適航符合性。

［1］ALTITUDE A，MACH N，et al.Table 2 － excerpt airspeed versus impact pressure，form NASA technical note D －822［M］.US Dept of Commerce:NASA's Washington Available from NTIS，1961.

［2］NASA U S.Standard atmosphere，1976，NOAA － S/T 76 －1562［S］.USA:NASA，U.S.，1976.

［3］International Civil Aviation Organization.ICAO Document 9574－ AN/934，Manual on Implementation of a 300 m(1 000 ft)Vertical.Separation Minimum Between FL 290 and FL 410 inclusive［M］.2nd ed.USA:International Civil Aviation Organization，2004.

［4］FAA.AC 91 －85 authorization of aircraft and operators for flight in reduced vertical separation minimum airspace［M］.USA:FAA UAS Certification Status，2009.

［5］IAN M，ALLAN S.民用航空電子系統(tǒng)［M］.范秋麗，譯.北京:航空工業(yè)出版社，2009.