張翰 謝殿煌

摘要：目前國內(nèi)民機(jī)試驗驗證水平相對較低，鐵鳥和航電等集成試驗臺投資大、研制周期長，且試驗室集成無法安裝試飛的試驗設(shè)備，迫使現(xiàn)有飛機(jī)主制造商尋找新的集成驗證手段降低成本。從飛機(jī)在環(huán)（AIL）定義和設(shè)計原則出發(fā)，借鑒國外飛機(jī)級集成驗證試驗經(jīng)驗，梳理出飛機(jī)在環(huán)綜合驗證技術(shù)路線和關(guān)鍵技術(shù)，提出一套飛機(jī)在環(huán)試驗方案。該方案縮小了試驗室試驗與試飛試驗之間的差距，為推進(jìn)民機(jī)型號的研制進(jìn)程以及開展全面、有效的全機(jī)系統(tǒng)機(jī)上地面試驗提供理論支持與技術(shù)支撐，在國內(nèi)具有開創(chuàng)意義。

關(guān)鍵詞：民機(jī)系統(tǒng);飛機(jī)在環(huán)AIL;飛機(jī)級集成驗證;視景系統(tǒng)

DOI：10.11907/rjdk.191268

中圖分類號：TP319 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1672-7800（2019）012-0159-05

0引言

大型民用飛機(jī)為數(shù)眾多的機(jī)載系統(tǒng)，彼此需求縱橫、功能耦合、信號交聯(lián)，實現(xiàn)飛機(jī)級分配的功能和共同實現(xiàn)飛機(jī)級功能，給機(jī)載系統(tǒng)綜合驗證增加了驗證難點(diǎn)和復(fù)雜性。為充分驗證系統(tǒng)級和飛機(jī)級需求，民機(jī)主制造商建立了航電集成試驗臺、鐵鳥集成試驗臺、電氣集成試驗臺、環(huán)控集成試驗臺等和全機(jī)系統(tǒng)集成試驗臺等集成驗證平臺，但這些綜合試驗臺建設(shè)周期長、資金投入大、人力投人多、占用場地大，且無法安裝試飛試驗設(shè)備，如應(yīng)急撤離、失速傘、尾椎等，拉大了試驗室試驗與試飛試驗距離，迫使飛機(jī)主制造商尋找新的驗證手段以降低集成驗證成本，提高效率。

波音公司在20世紀(jì)90年代就策劃了飛機(jī)在環(huán)試驗，如圖1所示。

飛機(jī)在環(huán)試驗以真實飛機(jī)為試驗對象，將地面仿真車與飛機(jī)的各系統(tǒng)計算機(jī)或控制器相連接，根據(jù)試驗項目要求選擇關(guān)注的測試點(diǎn)，對飛機(jī)各系統(tǒng)施加電子或物理激勵，模擬飛機(jī)在飛行過程中的各類情況，記錄飛機(jī)各系統(tǒng)信號反饋和物理動作，通過測試系統(tǒng)將飛機(jī)的實際反饋與預(yù)期反饋進(jìn)行對比，從而驗證飛機(jī)的各項功能和性能，主要監(jiān)控發(fā)動機(jī)控制、飛控、電源、通信、駕駛艙顯示、慣導(dǎo)、大氣數(shù)據(jù)、攻角等系統(tǒng)工作情況。波音747-8型號的飛機(jī)在環(huán)試驗如圖2所示。

波音B787研制過程中，借助B777場景試驗仿真平臺，設(shè)計了場景測試用例，對飛機(jī)級需求、架構(gòu)進(jìn)行了確認(rèn)和評估。為了提高全機(jī)系統(tǒng)綜合集成試驗臺性能，B787采用了“模塊化”試驗臺和787飛機(jī)在環(huán)AIL，在環(huán)AIL采用實像視景系統(tǒng)。如圖3所示，在首飛之前開展18小時飛行模型試驗，從正常飛行到系統(tǒng)失效進(jìn)行大量場景試驗。試飛團(tuán)隊和運(yùn)行團(tuán)隊通過飛機(jī)在環(huán)試驗緊密結(jié)合在一起。

我國民用航空工業(yè)起步較晚，雖然在ARJ21和C919飛機(jī)集成驗證試驗建立了鐵鳥試驗臺、航電綜合試驗臺和電源試驗臺，并且進(jìn)行了兩鳥聯(lián)試和三鳥聯(lián)試，但由于條件限制，最后未達(dá)到基于飛行剖面模擬飛行的全機(jī)系統(tǒng)綜合試驗，也達(dá)不到飛機(jī)級需求驗證和飛機(jī)級功能需求驗證水平。我國民機(jī)系統(tǒng)試驗驗證能力與國外全機(jī)系統(tǒng)地面綜合驗證Aircraft_o尚存在較大差距，更不用說飛機(jī)在環(huán)AIL。

飛機(jī)在環(huán)AIL是民機(jī)集成驗證手段的變革，代表新一代的集成驗證水平。本文結(jié)合某大型民機(jī)，定義了飛機(jī)在環(huán)AIL，詳細(xì)研究了設(shè)計原則、試驗方案和關(guān)鍵技術(shù)點(diǎn)，為真實的飛機(jī)在環(huán)AIL綜合驗證試驗提供技術(shù)基礎(chǔ)。

1飛機(jī)在環(huán)（AIL）定義

以真實飛機(jī)作為試驗對象，地面外場和無氣動力條件下，開展駕駛員在環(huán)模擬飛行試驗，實時監(jiān)控飛機(jī)系統(tǒng)參數(shù)，驗證各種工況下飛機(jī)系統(tǒng)控制和響應(yīng)是否滿足設(shè)計要求，如圖4所示。

2飛機(jī)在環(huán)（AIL）集成驗證設(shè)計原則

飛機(jī)在環(huán)AIL集成驗證設(shè)計原則：①真實的飛機(jī)機(jī)載環(huán)境：真實機(jī)載系統(tǒng)、真實座艙環(huán)境、真實電磁環(huán)境、真實結(jié)構(gòu)環(huán)境（結(jié)構(gòu)非線性因素）、真實地面外場環(huán)境和真實試飛測試設(shè)備;②所有電子LRU是真實的和真實連接的;③提供給飛行員真實模擬飛行試驗環(huán)境;④發(fā)動機(jī)真實開車狀態(tài)。

3飛機(jī)在環(huán)（AIL）集成技術(shù)方案

3.1集成技術(shù)方案

根據(jù)飛機(jī)在環(huán)集成驗證設(shè)計原則，結(jié)合某大型民機(jī)，飛機(jī)在環(huán)AIL技術(shù)方案如圖5所示，由真實飛機(jī)、可移動視景系統(tǒng)、飛行仿真系統(tǒng)、地面無線電車、機(jī)載數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)以及配套產(chǎn)品組成。

（1）可移動視景系統(tǒng)：計算機(jī)圖形生成系統(tǒng)和可移動式虛像顯示系統(tǒng)，能夠給駕駛員提供虛擬飛行外部環(huán)境。

（2）飛行仿真系統(tǒng)：能夠?qū)崟r計算飛機(jī)運(yùn)動方程、大氣環(huán)境、起落架仿真模塊、剎車系統(tǒng)仿真模塊、發(fā)動機(jī)仿真模塊、環(huán)控仿真模塊等，同時能夠激勵大氣數(shù)據(jù)傳感器、慣導(dǎo)系統(tǒng)、無線電導(dǎo)航系統(tǒng)、通信系統(tǒng)等。

（3）機(jī)載采集系統(tǒng)：能夠?qū)崟r采集和監(jiān)控機(jī)載系統(tǒng)，能夠?qū)崟r仿真和進(jìn)行模型比較，快速監(jiān)控診斷。

（4）地面無線電車：能夠提供無線電通信信號和交互。

3.2飛機(jī)在環(huán)AIL綜合試驗信號架構(gòu)

飛機(jī)在環(huán)AIL綜合試驗信號架構(gòu)如圖6所示。

可移動方艙從航電系統(tǒng)抽引油門桿位置信號，飛控系統(tǒng)抽取舵面位置信號，實時計算六自由度方程和發(fā)動機(jī)方程。

可移動方艙通過以太網(wǎng)發(fā)出飛行姿態(tài)信號驅(qū)動可移動式視景系統(tǒng)，并從全球地形數(shù)據(jù)庫里讀取高度信號。

可移動方艙通過以太網(wǎng)發(fā)出空速、馬赫數(shù)、攻角等信號，注入大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)。

可移動方艙通過以太網(wǎng)發(fā)出飛機(jī)姿態(tài)、速率、加速度信號，注入慣導(dǎo)系統(tǒng)計算機(jī)。

可移動方艙通過以太網(wǎng)發(fā)出高度等信號，注人無線電高度接收機(jī)、測距機(jī)（DME）、伏爾VOR等。

可移動方艙通過以太網(wǎng)發(fā)出輪載等信號，注人到起落架系統(tǒng)計算機(jī)（LGCU）中。

可移動方艙通過以太網(wǎng)發(fā)出輪速信號，注入到剎車系統(tǒng)計算機(jī)（BCU）中。

可移動方艙通過以太網(wǎng)發(fā)出結(jié)冰信號，注入到結(jié)冰探測系統(tǒng)計算機(jī)中。

機(jī)載仿真測試系統(tǒng)抽取航電系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)和電源系統(tǒng)數(shù)據(jù)，進(jìn)行實時監(jiān)控。

3.3飛機(jī)在環(huán)AIL主要研究內(nèi)容

飛機(jī)在環(huán)AIL技術(shù)實施路線如圖7所示，分為以下8個方面：

（1）飛機(jī)在環(huán)AIL頂層技術(shù)注入研究。從飛機(jī)級驗證需求出發(fā)，查找各種相關(guān)文獻(xiàn)，進(jìn)行工程咨詢，研究飛機(jī)在環(huán)AIL集成驗證需求，研究飛機(jī)在環(huán)AIL技術(shù)方案、實施基本原則和安全，梳理其技術(shù)難點(diǎn)，并編制飛機(jī)在環(huán)AIL試驗任務(wù)書。

（2）飛機(jī)在環(huán)AIL信號注人研究。具體研究內(nèi)容包含：對飛機(jī)在環(huán)AIL初步技術(shù)方案與動力系統(tǒng)、航電系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等機(jī)載系統(tǒng)工程進(jìn)行協(xié)調(diào)，確定信號注入方案是否可以進(jìn)行以及相關(guān)工程費(fèi)用。

（3）飛機(jī)在環(huán)AIL試驗設(shè)備研究。研究可移動式視景系統(tǒng)技術(shù)方案和技術(shù)要求，研究可移動式方艙技術(shù)方案和技術(shù)要求，研究輪速激勵設(shè)備和輪載激勵設(shè)備等相關(guān)試驗設(shè)備，最終形成一套飛機(jī)在環(huán)試驗設(shè)備技術(shù)方案和技術(shù)要求。

（4）飛機(jī)在環(huán)AIL仿真模型研究。與發(fā)動機(jī)供應(yīng)商協(xié)調(diào)，研究發(fā)動機(jī)仿真模型要求;研究燃油系統(tǒng)仿真模型和實時性方案;研究地面運(yùn)動方程和剎車模型實時性方案以及技術(shù)要求。

（5）飛機(jī)在環(huán)AIL信號抽引研究。研究如何有效抽取舵面位置信號、剎車壓力傳感器信號和前輪轉(zhuǎn)彎信號。

（6）飛機(jī)在環(huán)AIL改裝評估。開展機(jī)械改裝評估，包括燃油系統(tǒng)柔性接頭改裝、起落架輪載信號機(jī)械改裝和輪速傳感器激勵改裝，大氣數(shù)據(jù)傳感器激勵改裝。開展電纜改裝評估，包括信號注入電纜改裝和信號抽取電纜改裝。試驗現(xiàn)場布置是否合理，以保證安全有效進(jìn)行飛機(jī)在環(huán)試驗。

（7）飛機(jī)在環(huán)AIL可行性研發(fā)試驗。利用已有鐵鳥臺或航電試驗臺進(jìn)行信號注入試驗、實時仿真試驗和信號抽引試驗。

（8）飛機(jī)在環(huán)AIL工程實施技術(shù)方案、技術(shù)要求發(fā)放和工程計劃編制。包括編制飛機(jī)在環(huán)AIL工程費(fèi)用估計和飛機(jī)在環(huán)實施計劃。

4飛機(jī)在環(huán)AIL綜合試驗實施關(guān)鍵點(diǎn)

4.1關(guān)鍵點(diǎn)之一——信號注入口和抽引口

信號注人口和抽引口是飛機(jī)在環(huán)AIL的關(guān)鍵技術(shù)點(diǎn)。為了縮短研發(fā)進(jìn)度，系統(tǒng)供應(yīng)商通常利用電子LRU的信號注入口和抽引口，對LRU單元進(jìn)行自動化測試。飛機(jī)在環(huán)（AIL）可以利用信號注人口和抽引口滿足飛機(jī)在環(huán)綜合驗證試驗理念——所有電子LRU都是真實的和真實連接的。

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)、慣導(dǎo)系統(tǒng)、無線電導(dǎo)航、綜合監(jiān)視系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)、剎車系統(tǒng)、結(jié)冰探測系統(tǒng)等信號注入口和航電核心處理系統(tǒng)、電源系統(tǒng)和飛控系統(tǒng)的抽引口，在聯(lián)合設(shè)計階段（Joint Design Phase）落實工作分工SOW（srate-ment ofWork）。

4.2關(guān)鍵點(diǎn)之二——仿真模型

起落架機(jī)械部分仿真模型、剎車系統(tǒng)機(jī)械仿真模型是完成起落架功能、剎車功能的關(guān)鍵。國外主制造商通常專門提出仿真模型要求，并落實到SOW中;同時，建立一套仿真模型和功能邏輯模型，用于仿真與試驗一體化對比驗證，提供仿真模型給供應(yīng)商，加快研發(fā)試驗進(jìn)度?？赏ㄟ^與GE開展工作協(xié)調(diào)，獲得封裝的發(fā)動機(jī)本體模型和接口匹配方案;另外，對燃油系統(tǒng)仿真和剎車系統(tǒng)仿真建模，開展接口匹配方案，定義通用的仿真模型接口，從而完成仿真模型的封裝要求。

4.3關(guān)鍵點(diǎn)之三——可移動式視景系統(tǒng)

由于飛機(jī)離地較高，采用傳統(tǒng)的離軸虛像顯示系統(tǒng)會有安裝設(shè)計問題，因而采用可移動式視景系統(tǒng)技術(shù)方案，如圖8所示。

采用左右電控升降梯從飛機(jī)左右進(jìn)入，電控定位，并保證視景系統(tǒng)重心安全。左右實像顯示系統(tǒng)按照相對位置定位，依靠左右封閉罩進(jìn)行封閉。

5結(jié)語

本文主要介紹了飛機(jī)在環(huán)AIL綜合試驗的試驗驗證理念、技術(shù)方案、信號架構(gòu)和關(guān)鍵技術(shù)，最終完成了一套飛機(jī)在環(huán)試驗方案和詳細(xì)技術(shù)路線，在國內(nèi)具有開創(chuàng)意義。本文研究成果有助于提高我國民機(jī)系統(tǒng)綜合集成驗證能力和驗證水平;有助于推動民機(jī)型號發(fā)展，提前發(fā)現(xiàn)系統(tǒng)綜合問題和內(nèi)部缺陷，保證飛行安全，從而提高飛機(jī)系統(tǒng)集成成熟度，節(jié)省試飛研制成本，為推進(jìn)民機(jī)型號的研制進(jìn)程以及開展全面、有效的全機(jī)系統(tǒng)機(jī)上地面試驗提供理論支持和技術(shù)支撐。