章仕彪

【摘 要】為了解決民用飛機專用條件“系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)的相互影響”的適航符合性驗證問題，本文通過對審查要求、相關(guān)資料的研究以及對型號設(shè)計經(jīng)驗的總結(jié)，給出了驗證流程、計算分析關(guān)鍵參數(shù)等，建立了適航符合性驗證技術(shù)。

【關(guān)鍵詞】飛行器設(shè)計；系統(tǒng)失效；卡阻；急偏

中圖分類號：V222 文獻標識碼： A 文章編號： 2095-2457（2018）25-0179-003

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2018.25.082

【Abstract】In order to resolve the airworthiness certification issue of the civil aircraft special condition "interaction of system and structure"，by research on the airworthiness validation requirements and the relating materials， and summarizing the type design experience，the validation process and key parameters of analysis system are provided， and type airworthiness certification technology is established.

【Key words】Aircraft design；System failure；Jam；Hardover

0 引言

現(xiàn)代民用運輸機裝備有動力裝置系統(tǒng)、主飛控系統(tǒng)、高升力系統(tǒng)、自動飛行系統(tǒng)、環(huán)控系統(tǒng)、航電系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、照明系統(tǒng)、氧氣系統(tǒng)和內(nèi)飾等各類系統(tǒng)。這些系統(tǒng)是飛機實現(xiàn)傳載、或為機組及乘客提供舒適的環(huán)境，或?qū)崿F(xiàn)飛機的操縱性能等不可或缺的一部分。但事物都有兩面性，當系統(tǒng)發(fā)生失效，或發(fā)生誤操作時，則會產(chǎn)生諸多不利影響，比如主飛控系統(tǒng)作動器卡阻失效，會改變結(jié)構(gòu)傳力路徑，引起局部結(jié)構(gòu)受載的變化，甚至引起全機載荷的變化。

針對該問題，局方在型號適航審查中，一般通過制定專用條件“系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)的相互影響”[1-3]，來給出適航審查要求，目的是確保系統(tǒng)失效對結(jié)構(gòu)的影響得到充分的分析驗證，保證飛機達到規(guī)章可接受的安全水平。

本文對專用條件“系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)的相互影響”的適航驗證要求進行了研究，總結(jié)了相關(guān)型號設(shè)計經(jīng)驗，闡述了適航符合性驗證要求，給出了驗證流程、計算分析關(guān)鍵參數(shù)等，為型號適航取證提供技術(shù)指導。

1 專用條件適航符合性驗證要求概述

現(xiàn)代民用運輸機所裝備的各套系統(tǒng)的失效，對飛機安全及成員的影響程度各不相同，因此，專用條件“系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)的相互影響”僅適用于飛機的飛行控制系統(tǒng)、自動飛行系統(tǒng)、增穩(wěn)系統(tǒng)、載荷減緩系統(tǒng)、顫振控制系統(tǒng)和燃油管理系統(tǒng)等6套系統(tǒng)[4]。

考慮到飛機飛行參數(shù)及駕駛員操作劇烈程度的不同，專用條件按“失效發(fā)生時”和“失效狀態(tài)下的持續(xù)飛行”分別給出了要求：

（1）失效發(fā)生時，建立從1g平飛狀態(tài)開始，包括飛行員的糾正措施在內(nèi)的實際情況，來計算在失效發(fā)生時刻及失效發(fā)生后立即出現(xiàn)的載荷，并要完成靜強度評估，剩余強度評估，氣彈穩(wěn)定性分析和結(jié)構(gòu)強迫振動（振蕩失效）分析；

（2）失效狀態(tài)下的持續(xù)飛行，要求計算直至VC/MC的速度范圍內(nèi)或規(guī)定的持續(xù)飛行速度限制下的突風載荷、機動載荷等載荷，并完成靜強度評估，剩余強度評估，疲勞或損傷容限分析和氣彈穩(wěn)定性分析。

同時，專用條件針對失效指示、檢測和帶已知失效情況飛機的簽派，也都提出了明確的要求。

2 專用條件結(jié)構(gòu)評估流程及內(nèi)容

2.1 專用條件結(jié)構(gòu)評估流程

本文結(jié)合相關(guān)型號經(jīng)驗，總結(jié)歸納出如下適航符合性驗證工作流程，分六步走。

第一步：以系統(tǒng)安全性分析報告（SSA）為基礎(chǔ)，結(jié)合飛機飛行手冊操作程序相關(guān)規(guī)定，根據(jù)失效發(fā)生概率，以及失效對操穩(wěn)、載荷、靜強度、疲勞損傷容限、顫振和靜氣彈的影響，對失效做篩選，確定可能影響結(jié)構(gòu)載荷或顫振、靜氣彈速度包線的系統(tǒng)失效情況；

第二步：針對篩選出來的失效情況，確定系統(tǒng)失效發(fā)生時刻飛機的特性，建立從1g平飛狀態(tài)開始，包括駕駛員糾正動作在內(nèi)的，可能的飛機飛行狀態(tài)，并給出失效發(fā)生時和失效狀態(tài)下的持續(xù)飛行的操穩(wěn)參數(shù)；

第三步：根據(jù)操穩(wěn)參數(shù)，分別計算失效發(fā)生時和失效狀態(tài)下的持續(xù)飛行的機動載荷、地面靜載荷、動載荷和非指令失效載荷（振蕩載荷）；

第四步：根據(jù)計算得到的載荷，評估飛機的靜強度以及疲勞、損傷容限特性，確認是否滿足強度要求；

第五步：針對篩選出來的失效情況，評估顫振和靜氣彈特性，確認是否滿足要求；

第六步：針對不滿足強度或氣彈設(shè)計要求的失效情況，啟動新的評估流程，評估結(jié)構(gòu)更改、系統(tǒng)更改或增加飛行操作限制等技術(shù)方案，直至滿足強度和氣彈設(shè)計要求。

適航符合性驗證流程圖如下圖1所示。針對流程每一步的要求和方法，本文將在后續(xù)章節(jié)詳細敘述。

圖1 “系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)的相互影響” 適航符合性驗證流程圖

FIG1 airworthiness validation procedure diagram of“ interaction of system and structure”

2.2 系統(tǒng)失效情況篩選要求

在進行飛機結(jié)構(gòu)強度及氣彈評估時，對于極不可能的系統(tǒng)失效情況（失效發(fā)生概率<1×10-9次/飛行小時）是無需考慮的。因此，本文提出的系統(tǒng)失效篩選分定性篩選和半定量篩選兩步，以簡化篩選過程。

第一步：以各系統(tǒng)的安全性分析報告（SSA）為基礎(chǔ)，根據(jù)失效狀態(tài)的影響等級定義，按系統(tǒng)安全性設(shè)計要求概率，完成失效的定性篩選，篩除Ⅰ類失效情況（失效發(fā)生概率<1×10-9次/飛行小時，為極不可能發(fā)生）。

第二步：對完成定性篩選后得到的系統(tǒng)失效情況做半定量篩選，通過對失效原因、失效影響、飛行手冊操作程序等的詳細分析，篩選出可能超過正常靜強度載荷包線、氣動彈性速度包線、造成附加疲勞損傷、或者是需要進行附加損傷容限分析的失效情況，以便對該步篩選得到的失效情況進行定量載荷計算和強度評估。

2.3 系統(tǒng)失效載荷計算要求

2.3.1 失效載荷計算要求

失效載荷包括兩套，“失效發(fā)生時”的失效載荷和“失效狀態(tài)下的持續(xù)飛行”的失效載荷。

計算“失效發(fā)生時”的失效載荷時，飛機從1g平飛狀態(tài)開始，并考慮包括飛行員的糾正措施在內(nèi)的實際情況，來確定在失效發(fā)生時刻及失效后立即出現(xiàn)的載荷。

而對于“失效狀態(tài)下的持續(xù)飛行”的失效載荷，要求計算直至VC/MC的速度范圍內(nèi)或規(guī)定的持續(xù)飛行速度限制下的下述適航條款規(guī)定的載荷：

（A）CCAR/FAR 25.331和CCAR/FAR 25.345所規(guī)定的限制對稱機動情況；

（B）CCAR/FAR 25.341和CCAR/FAR 25.345所規(guī)定的限制突風和紊流情況；

（C）CCAR/FAR 25.349所規(guī)定的限制滾轉(zhuǎn)情況、CCAR/FAR 25.367和CCAR/FAR 25.427（b）（c）所規(guī)定的限制非對稱情況；

（D）CCAR/FAR 25.351所規(guī)定的限制偏航機動情況；

（E）CCAR/FAR 25.473和CCAR/FAR 25.491所規(guī)定的限制地面載荷情況。

系統(tǒng)失效狀態(tài)下，飛機的飛行是“受限制”的，在失效告警后，駕駛員不會再按照完好飛機的飛行包線操作飛機。因此，系統(tǒng)失效狀態(tài)下的故障載荷已沒必要按照正常包線計算，這樣太過保守。但飛機又必須要具備一定的能力，以滿足飛機基本的機動要求及突風設(shè)計要求。本文歸納了相關(guān)型號經(jīng)驗，給出如下機動過載及突風速度要求，供驗證工作使用。特別需要指出的是，載荷計算時，需要考慮飛機各種重量、重心位置及其嚴重的組合：

（1）高升力系統(tǒng)收起狀態(tài)下，平衡機動情況過載在0.25g到1.75g之間；高升力系統(tǒng)放下狀態(tài)下，平衡機動情況過載在0.6g到1.4g之間[4]；

（2）高升力系統(tǒng)收起狀態(tài)下，垂直和側(cè)向離散突風情況突風速度取25.341（a）條款要求的，40%的限制突風速度（Vc速度下）；高升力系統(tǒng)放下狀態(tài)下，垂直和迎面突風情況突風速度取17英尺/秒[4]。

2.3.2 “通常操作位置（NEP）”確定

在各系統(tǒng)失效情況中，有一類特殊的失效，即飛控系統(tǒng)卡阻失效。之所以說特殊，是因為飛控系統(tǒng)卡阻失效，通常都造成較大的失效載荷，從而成為強度嚴重情況，甚至成為結(jié)構(gòu)的設(shè)計工況，但卡阻失效載荷計算參數(shù)的確定又是一個難點，尤其是定義主飛控系統(tǒng)舵面的卡阻位置。

針對高升力系統(tǒng)和主飛控系統(tǒng)不同的特點，高升力飛控系統(tǒng)（襟翼和縫翼）考慮任一位置的卡阻，而主飛控操縱系統(tǒng)按照飛機飛行過程中，操作器件在“通常操作位置（NEP）”發(fā)生卡阻考慮。

定義一個合理的NEP位置是很困難的。機隊服役統(tǒng)計數(shù)據(jù)表明，操作面的卡阻失效總概率在10-6次/飛行小時到10-7次/飛行小時之間?；谠撌Ц怕式y(tǒng)計結(jié)果，NEP位置可按下述原則定義：在不考慮其它失效疊加的情況下，NEP位置按照1000次飛行可能出現(xiàn)的操縱面最大偏度（即從中立面到最大偏轉(zhuǎn)位置）考慮。該要求的定量表達，如下所述[4]：

（1）橫向操縱卡阻位置

NEP位置計算按速度從1.23VSR1（1.3VS）到VMO/MMO或Vfe，12度/秒穩(wěn)定滾轉(zhuǎn)速率考慮，且不超過操縱器件輸入量的50%。

（2）縱向操縱卡阻位置

NEP位置取下述兩者的較大值：

a）速度從1.23VSR1（1.3VS）到VMO/MMO或Vfe，穩(wěn)態(tài)過載達到0.8g到1.3g的操縱面位置。

b）按20000英尺高度，15英尺/秒突風速度，計算得到的操縱面位置。

（3）航向操縱卡阻位置

NEP位置取下述兩者的較大值：

a）按20000英尺高度，15英尺/秒突風速度，計算得到的操縱面位置。

b）速度從1.23VSR1（1.3VS）到VMO/MMO或Vfe，方向舵橫航向配平所需的最大偏度。

2.4 系統(tǒng)失效結(jié)構(gòu)靜強度、疲勞及損傷容限影響評估要求

根據(jù)專用條件“系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)的相互影響”，在失效發(fā)生時，需要完成靜強度評估和剩余強度評估；失效狀態(tài)下的持續(xù)飛行，需要完成靜強度評估、剩余強度評估，及疲勞或損傷容限分析。

靜強度評估的方法與常規(guī)靜強度分析方法相同，但安全系數(shù)的選取與失效概率相關(guān)。

2.5 系統(tǒng)失效結(jié)構(gòu)氣動彈性影響評估要求

系統(tǒng)失效時，結(jié)構(gòu)氣動彈性影響評估要求如下：

在失效發(fā)生時，必須表明在直至CCAR25.629（b）（2）所規(guī)定的速度范圍內(nèi)，不發(fā)生氣動彈性的不穩(wěn)定。對于會導致飛機速度超過VC/MC的失效狀態(tài)，必須表明在增大的速度下不發(fā)生氣動彈性的不穩(wěn)定，從而能保持CCAR 25.629（b）（2）所要求的裕度。

在失效狀態(tài)下的持續(xù)飛行階段，必須表明在顫振包線速度內(nèi)不發(fā)生氣動彈性不穩(wěn)定。顫振包線速度V'和V''可以基于剩余飛行所規(guī)定的速度限制，并采用CCAR25.629（b）規(guī)定的裕度。

2.6 飛行手冊操作程序制定要求

在專用條件驗證活動中，飛行手冊操作程序制定的工作相對較少，主要有以下工作：

（1）確定系統(tǒng)失效后的EICAS告警或機組易于判別的狀態(tài)，作為程序的起始和判別執(zhí)行程序的依據(jù)；

（2）給出系統(tǒng)失效后的操作動作和步驟的明確定義；

（3）根據(jù)強度、氣彈等的評估結(jié)論，對程序內(nèi)容進行調(diào)整，給出合理的，更嚴格的飛行限制，以達到降低載荷的目的。

3 總結(jié)及展望

本專用條件“系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)的相互影響”的適航符合性驗證技術(shù)，是在總結(jié)歸納已有型號經(jīng)驗的基礎(chǔ)上給出的，包括適航符合性驗證要求，驗證工作流程，關(guān)鍵參數(shù)定義等。

該驗證技術(shù)的闡述是詳盡的，并已成功應(yīng)用于某型號飛機的適航取證中，可做為民機型號適航取證的指導技術(shù)。

不過，隨著民機設(shè)計技術(shù)的進步，系統(tǒng)設(shè)計也在不斷發(fā)展，系統(tǒng)失效對飛機的影響也會有新的情況出現(xiàn)。因此，在后續(xù)民機型號研制中，也需要針對新技術(shù)、新系統(tǒng)，做出新的分析和判斷，并發(fā)展新的符合性驗證方法。

【參考文獻】

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