王旻

（上海飛機設計研究院，上海 201210）

民機電傳飛控系統(tǒng)適航要求與符合性方法研究

王旻

（上海飛機設計研究院，上海 201210）

對美國聯邦航空管理條例第25部《運輸類飛機適航標準》中的683條款（簡稱§25.683條款）進行解析，采用分析/計算（MC2）與試驗室試驗（MC4）相結合的驗證方法，實現了民機電傳飛控系統(tǒng)對§25.683條款的符合性驗證。該方法已應用到某型民機電傳飛控系統(tǒng)的適航審定中，結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

美國聯邦航空管理條例第25部《運輸類飛機適航標準》是美國運輸類飛機研制必須滿足的最低安全標準。其中，§25.683條款對操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分以及受動力載荷的部分在大載荷下的運行狀況提出了要求[1]，中國民用航空規(guī)章25部《運輸類飛機適航標準》中的25.683條款與該條款的內容完全一致[2]。本文將對§25.683條款的內容進行解析，進而對該條款的符合性驗證方法進行研究。

1 適航條款的要求

1.1 條款原文

§25.683條款規(guī)定：必須用操作試驗表明，對操縱系統(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%，以及對操縱系統(tǒng)中受動力載荷的部分施加正常運行中預期的最大載荷時，系統(tǒng)不出現下列情況：①卡阻；②過度摩擦；③過度變形。

1.2 條款解析

§25.683條款的目的在于確保操縱系統(tǒng)在可能的運行載荷條件下不會受到卡阻、過度摩擦及過度變形的影響。該條款規(guī)定必須通過操作試驗來表明操縱系統(tǒng)對該條款的符合性，因此本條款主要通過試驗的方法進行驗證。

2 符合性驗證方法

根據對已取證機型符合性方法的統(tǒng)計，§25.683條款的符合性一般采用說明性文件（MC1）、分析/計算（MC2）、試驗室試驗（MC4）、地面試驗（MC5）的方法進行。也存在機型采用飛行試驗（MC6）、航空器檢查（MC7）及設備合格性（MC9）的方法[3]。國內某型號民用飛機電傳飛控系統(tǒng)采用了試驗室試驗與分析/計算相結合的方法來表明其對于§25.683條款的符合性，本文將著重針對這種驗證思路進行說明和研究。

2.1 分析/計算

首先應使用分析/計算的方法表明飛機操縱系統(tǒng)的設計已充分考慮了§25.683條款的要求，即通過一系列的設計手段能夠保證飛機在正常運行中可預期的氣動外載、重量作用下的機體變形不會造成操縱系統(tǒng)的阻滯或卡阻。

2.2 試驗室試驗

2.2.1 鐵鳥臺試驗

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

2.2.2 靜力機試驗

民機電傳飛控系統(tǒng)屬于高度綜合的復雜系統(tǒng)，一般在靜力機上僅安裝飛控作動系統(tǒng)假件來驅動舵面運動，因此無法通過靜力機實施§25.683條款操作試驗。但通過靜力機試驗可獲得飛機在極限載荷下，操縱系統(tǒng)中受動力載荷部分在機上安裝位置的變形量，為2.1節(jié)的“分析/計算”提供數據支持。

3 分析/計算方法

3.1 機體的變形

飛機在正常運行過程中，受氣動載荷和自身重量、載油量的作用，自身機體會產生變形。具體表現為機身框及長桁的縱向伸長或縮短，機翼、水平安定面的上翹或下垂。相對而言，機翼因展弦比大，變形更為突出，這對沿機翼前、后梁展向分布的襟/縫翼系統(tǒng)傳動扭力管及舵面作動器的變形帶來較大影響。

3.2 機體變形和舵面變形的差值

飛機在飛行過程中，當舵面以一定偏角運動時，其在氣動外載下產生的變形大小與方向有可能與機體的變形不一樣。于是，機體變形和舵面變形便形成了一個差值Δ，即

式中：Δ1為機體的變形量；Δ2為舵面的變形量。

Δ的存在會使一端連在機體結構上，另一端固定在舵面上的作動器產生側向力。該側向力將使作動器在旋轉部位產生側向摩擦，過大的摩擦力勢必造成作動機構運動阻滯，甚至卡阻。對于沿翼展方向分布的襟、縫翼系統(tǒng)扭力管，由于固定在機翼前、后梁和不同翼肋的作動器及齒輪箱等的支座上，當翼肋隨機翼梁向上或向下變形時，如扭力管不能作相應的伸長和縮短，則扭力管就會彎曲或折斷，導致系統(tǒng)無法運動[4]。

3.3 系統(tǒng)設計采用的補償措施

飛機在飛行過程中舵面或操縱系統(tǒng)運動出現阻滯或卡阻，主要在于機體與舵面變形不一致所致。即Δ1不等于Δ2。如果采用“補償”的辦法，使Δ1=Δ2+δ，式中δ為補償量。即可使變形量差值Δ等于0。于是，在系統(tǒng)設計中采用了“補償”的措施，使得結構在外載下的變形對舵面運動和作動系統(tǒng)運動的影響降至最低，甚至不影響。以下列舉了部分補償措施：

1）作動器與機體和舵面之間采用“球鉸”連接，或者作動器與舵面之間采用“兩端帶球鉸的擺桿”連接，利用球鉸具有3個自由度的特點，可產生一定的側向位移補償量，使作動器能夠更靈活地驅動舵面運動；

2）扭力管之間采用花鍵嚙合的方式傳遞扭矩，通過花鍵軸在花鍵套中的軸向移動來補償扭力管長度的變形；

3）在每一根扭力管兩側靠近花鍵的位置布置可3自由度轉動的萬向節(jié)，允許扭力管傳動線系隨機翼前、后梁的變形改變角度。

3.4 補償量的分析計算

3.4.1 球鉸連接方式的側向位移補償量計算

單個球鉸所允許的側向位移補償量δSH（spherical hinge）計算公式為

式中：α為作動器或過渡擺桿繞球鉸可轉動的角度；L為作動器兩端或過渡擺桿兩端球鉸中心之間的長度。

3.4.2 襟/縫翼系統(tǒng)扭力管長度補償量計算

單側襟翼或縫翼系統(tǒng)扭力管長度的總補償量δTT（torque tube）計算公式為

式中：n為單側襟翼或縫翼系統(tǒng)扭力管的數量；δi為第i根扭力管的長度最大補償量。

3.4.3 機翼變形引起作動系統(tǒng)變形量的計算

在分析“補償量δ”是否能夠滿足補償機體變形與舵面變形之差Δ的要求時，需通過靜力機試驗，對極限載荷情況下機翼主盒段前后梁的位移進行測量，得到機翼前后梁各站位的最大變形量以及相關的空間坐標點，從而求得真實飛機上的作動系統(tǒng)在預期的最大載荷情況下所產生的變形量Δmax的值。

飛控系統(tǒng)中，襟、縫翼系統(tǒng)扭力管是系統(tǒng)傳動構件與飛機機體變形差值最大的部件，因此本節(jié)以扭力管為例，對Δmax的計算方法進行說明。單根扭力管隨機翼變形的變形曲線如圖1所示。

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

1）根據該扭力管兩端A1和A2所在位置坐標，可求得該扭力管變形前長度為

2）根據實測的機翼變形曲線，可確定A1和A2在該曲線上的新坐標A1′和A2′，從而求得該扭力管變形后長度為

3）然后求得該扭力管隨機翼變形而產生的變形量為

4）通過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為單側襟翼或縫翼系統(tǒng)扭力管的數量；ΔLi為第i根扭力管的長度最大變形量。

3.4.4 計算結果分析

應通過計算充分證明：作動系統(tǒng)自身的最大“補償量δ”大于其在預期的最大載荷情況下所產生的“變形量Δ”，使作動系統(tǒng)具有足夠的補償余量來克服機體與機翼變形所帶來的影響，從而保證作動系統(tǒng)在§25.683條款要求的運行條件下不會出現卡阻、過度摩擦和過度變形的現象。

4 §25.683操作試驗

電傳飛控系統(tǒng)飛機的駕駛艙操縱器件與作動系統(tǒng)之間無機械連接，駕駛員在操縱駕駛桿、駕駛盤及腳蹬時由駕駛艙內各操縱器件模塊上的彈簧反作用力提供感覺力，與舵面上的氣動力無關。因此本試驗的驗證思路是對操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分（駕駛艙操縱器件）和受動力載荷的部分（作動系統(tǒng)）單獨進行加載，分別驗證其在規(guī)定載荷下不出現卡阻、過渡摩擦和過度變形現象。

4.1 操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分

4.1.1 試驗內容

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

4.1.2 符合性評判依據

1）無卡阻

繪制駕駛艙操縱器件的時間—位移曲線，操縱器件在加載情況下的位移上下限應符合相關操縱行程設計要求，操縱曲線應平滑連續(xù)，無卡阻現象。

2）無過度摩擦

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，該值應在最大摩擦力設計指標范圍內。在操縱器件加載過程中，應檢驗各操縱器件及其對應模塊傳感器之間的運動跟隨性是否保持一致，并且無異常聲響或明顯的噪音出現。

3）無過度變形

本判據考核駕駛艙操縱器件在大載荷操縱的情況下，相應操縱系統(tǒng)是否能夠保持足夠的剛度不產生破壞性變形，在卸載之后能夠恢復正常。通過對比加載前與加載后，駕駛艙操縱器件以及對應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，判斷有無出現過度變形。

4.1.3 存在問題

實際試驗時發(fā)現，在正常操作過程中，只有當駕駛桿、駕駛盤、腳蹬運動到止動位置處，才能施加試驗要求的力或力矩。但該力此時已被止動塊的反作用力所抵消，無法通過傳力路徑傳遞到另一側的駕駛艙操縱器件上，從而無法完成對整個操縱系統(tǒng)的驗證。若拆除施加載荷一側操縱器件的止動塊，則由于駕駛桿（或駕駛盤）脫開機構的存在，當載荷達到一定程度時，左右駕駛桿（或駕駛盤）即會脫開，這樣也會導致試驗失敗。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)飛機普遍存在的問題，必須對試驗方法加以調整。

4.1.4 解決方法

首先，需要拆除施加載荷一側駕駛艙操縱器件上的止動塊。然后，對于駕駛桿和駕駛盤這樣帶有脫開機構的操縱器件，需要研制專用的試驗夾具來替換原系統(tǒng)中的脫開機構。以駕駛桿為例，試驗改裝原理圖如圖2所示。

圖2 駕駛桿脫開機構改裝原理圖Fig.2 Refit of control column disconnection mechanism

通過使用上述方法，能夠實現對駕駛艙操縱器件施加試驗要求載荷的目的，該載荷不會在傳力路徑的中途被抵消，并且左右駕駛桿、駕駛盤不會因載荷過大而脫開，從而可保證試驗的順利實施。

4.2 操縱系統(tǒng)中受動力載荷的部分

4.2.1 試驗內容

通過舵面加載系統(tǒng)對飛控系統(tǒng)中受動力載荷的部分進行加載，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，所加載荷為相應舵面的限制氣動載荷，然后對舵面進行操作試驗，驗證操縱系統(tǒng)無卡阻、無過度摩擦和過度變形。

4.2.2 符合性評判依據

1）無卡阻

繪制舵面的時間—偏度曲線，其偏度上下限應符合舵面操縱行程設計要求，操縱曲線應平滑連續(xù)，無卡阻現象。

2）無過度摩擦

有載狀態(tài)下，舵面按標準信號做全行程運動，測得的舵面偏度和作動器輸出端位移應表現平滑，舵面運動速率符合設計要求，無爬行現象或明顯的臺階。

3）無過度變形

本判據考驗的內容與受駕駛員作用力的部分相類似。通過對比舵面在加載前、加載中與加載后的最大偏度是否在最大舵面行程設計要求范圍內，判斷有無出現過度變形。

4.2.3 存在問題

鐵鳥試驗臺上舵面與作動器的支撐結構和材料與真實飛機不同，采用桁架結構的鋼制梁，其剛度和強度高于真實飛機，在舵面模擬載荷作用下的變形量非常小，無法真實模擬飛機機體在氣動外載情況下的變形量。因此必須說明在鐵鳥試驗臺上即使疊加了真實飛機機體的變形量，其試驗結果同樣能夠符合§25.683條款的要求，表明鐵鳥臺試驗結果的有效性。

4.2.4 試驗結果有效性分析

通過分析/計算表明：飛機上采用了一系列的變形量“補償”措施，解決了機體結構和舵面由于變形不一致給各作動系統(tǒng)運動帶來的影響?！拌F鳥試驗臺”上安裝了完全真實的飛控系統(tǒng)試驗件，具有與飛機一致的“補償”措施，這解決了“鐵鳥試驗臺”臺架變形很小與舵面變形較大的差值對舵面、作動器運動的影響。因此，在“鐵鳥試驗臺”上實施§25.683操作試驗能夠較真實地反映飛控作動系統(tǒng)在飛機機體、舵面承載變形下的運動性能。

不論是采用試驗室試驗MC4、地面試驗MC5還是飛行試驗MC8，由于均采用了相同的“補償”設計，只要“補償量”的值設計得足夠大，且可補償任意方向的變形量，則在“鐵鳥試驗臺”上實施§25.683操作試驗與在真實飛機上實施，其試驗效果是一致的，試驗結果是有效的。

5 結語

本文較為系統(tǒng)地對民機電傳飛控系統(tǒng)關于§25.683條款的符合性驗證方法進行了研究，提出了分析/計算MC2與試驗室試驗MC4相結合的驗證方法。在系統(tǒng)設計層面考慮了§25.683條款的要求，采用了充分的“補償”措施，以消除由機體變形與舵面變形不一致對作動系統(tǒng)造成的影響，最后通過操作試驗的方法驗證民機電傳飛控系統(tǒng)對于§25.683條款的符合性。以上方法經過某型電傳飛控系統(tǒng)民機的工程實踐，取得了良好的效果。

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

[2]中國民用航空局.CCAR-25-R4，運輸類飛機適航標準[S].2011

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

[4]劉彥生，黃建國.民機高升力系統(tǒng)操作試驗的符合性驗證和設計方法研究[J].航空工程進展，2012，3（1）：125-129，130.

[5]鄭作棣.運輸類飛機適航標準技術咨詢手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，1995.

（責任編輯：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，學士，研究方向為飛行控制系統(tǒng)設計與集成.