王也 張輝

摘 要：MOC 6適航符合性驗證試飛是民用飛機取證的重要必要條件，本文以中國民航局（CAAC）相關(guān)的民用飛機審定試飛規(guī)章條款為基礎(chǔ)，以咨詢通告AC25-7C推薦的試飛科目以及方法為依據(jù)，結(jié)合民用飛機慣性基準系統(tǒng)（Inertial Reference System，IRS）的試飛為背景，詳細介紹了MOC 6適航符合性驗證試飛中的航向精度試飛科目，包括其技術(shù)要求以及試飛的流程，闡述了實際試飛的方法和判據(jù)，以及相應(yīng)試飛數(shù)據(jù)處理結(jié)果。用于指導民用飛機進行MOC 6航向精度工作，填補了國內(nèi)民用飛機相關(guān)工作的空白。

關(guān)鍵詞：民用飛機 IRS 航向精度 試飛

中圖分類號：V212.4 文獻標識碼：A 文章編號：1672-3791（2018）06（a）-0072-02

在現(xiàn)代民用飛機上，慣性基準系統(tǒng)（Inertial Reference System，IRS）作為一個重要系統(tǒng)，已經(jīng)得到了廣泛的應(yīng)用。IRS和許多飛機上的重要系統(tǒng)有交聯(lián)，因此其精度的高低會直接影響到飛機上與之交聯(lián)的重要系統(tǒng)，例如飛控系統(tǒng)等[1]。“空客”和“波音”兩大系列的飛機均裝備有IRS，可見其性能的優(yōu)越性和使用的廣泛性。

1 慣性基準系統(tǒng)磁航向

IRS采用激光陀螺慣性導航技術(shù)，通過感受機體軸的角速率和軸向線性加速度，并對這些數(shù)據(jù)進行數(shù)字化處理來提供姿態(tài)、航向、速率、加速度和即時地理位置等信息。IRS還可以與大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)和全球定位系統(tǒng)交聯(lián)來提供多傳感器組合導航。

慣性基準系統(tǒng)可輸出飛機姿態(tài)、位置以及航向信息。其中航向信息分為真航向與磁航向。民用飛機在無特殊說明的情況下，均是指磁航向。故民用飛機的航向精度試飛科目的考察對象為磁航向。

IRS能夠直接測量出真航向，由于IRS本身有經(jīng)緯度位置信息，IRS內(nèi)部通過位置查表的方式，查出當前位置的磁差數(shù)據(jù)，在計算磁航向時需要使用當前的位置的磁差數(shù)據(jù)與真航向疊加計算得出。因此IRS內(nèi)部應(yīng)包含特定的磁差數(shù)據(jù)庫，如最新的NOAA WMM 2015。磁差圖的有效性是由使用最新版的NOAA模型決定的，這些模型每5年更新一次。當使用舊版本的磁差數(shù)據(jù)庫時，磁航向精度會產(chǎn)生偏差。如果IRS內(nèi)部包含多套磁差數(shù)據(jù)庫，應(yīng)設(shè)置外部管腳或在飛機個性化模塊（Aircraft Personality Module ，APM）中的構(gòu)型文件中提供可設(shè)置選項。

由于磁差在高緯度地點變化不平緩，因此在特定緯度區(qū)域，慣性基準系統(tǒng)輸出的磁航向和磁航跡角等數(shù)據(jù)將限制使用。民機IRS輸出磁航向相關(guān)參數(shù)的緯度限制范圍包括：超過82°N/S區(qū)域，以及73.125°N：W80～W130，和60度°S：E120～E160區(qū)域，如圖1所示。在圖1所示的區(qū)域，IRS輸出的磁航向等參數(shù)被置為NCD（Not Computed Data），民用飛機的航向精度科目試飛應(yīng)在有效范圍內(nèi)進行。

2 IRS航向精度試飛前提

IRS進行航向精度試飛科目需要加裝基準慣性基準系統(tǒng)，將基準慣性基準系統(tǒng)輸出的航向數(shù)據(jù)作為基準，與飛機自身慣性基準系統(tǒng)進行對比，從而來驗證航向精度試飛科目成功與否。

3 位置精度試飛方法

試飛對慣性基準系統(tǒng)的功能進行定性和定量評估，提供試飛員評述及時間歷程曲線；通過與基準設(shè)備的磁航向?qū)Ρ?，對其航向精度給出定量的結(jié)論。

根據(jù)AC25-7C[2]中的相關(guān)試飛方法要求，飛機在巡航構(gòu)型下，飛4個主要航向0°、90°、180°、270°。飛機以4個主航向進行穩(wěn)定平飛期間，考核正/副駕駛員航向指示精度，試驗判據(jù)為正/副駕駛員顯示的航向精度約±2°（2δ狀態(tài)）。

4 實際試飛過程以及結(jié)果

試飛過程中飛機以間隔45°的梅花瓣航線飛行（如圖2和圖3所示），對IRS的航向精度進行檢查。通過記錄左/右IRS和加裝的基準設(shè)備輸出的航向數(shù)據(jù)進行比對計算（基準設(shè)備的誤差計入在內(nèi)），其輸出航向的誤差見圖4。

通過對航向誤差數(shù)據(jù)進行統(tǒng)計處理可知，左側(cè)IRS輸出航向誤差的均值為0.22°，標準偏差為0.13°，右側(cè)IRS輸出航向誤差的均值為0.28°，標準偏差為0.08°。故正/副駕駛航向指示正確，滿足航向精度約±2°（2σ狀態(tài)）的要求。

參考文獻

[1] 張?zhí)旃猓跣闫?，王麗霞，?捷聯(lián)慣性導航技術(shù)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2007.

[2] AC25-7C Flight Test Guide For Certification Of Transport Category Airplanes[Z].2012-10-16.