楊 華

(中國(guó)民用航空沈陽(yáng)航空器適航審定中心，遼寧 沈陽(yáng) 110043)

0 引言

隨著航空器自動(dòng)飛行控制技術(shù)的不斷成熟和完善，直升機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)和自動(dòng)飛行控制技術(shù)的完美融合逐步實(shí)現(xiàn)了舒適、安全、多用途的直升機(jī)功能要求。本文通過(guò)借鑒國(guó)外試飛理念，初步探討自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)的符合性試飛方法，為我國(guó)民用直升機(jī)在此領(lǐng)域的符合性驗(yàn)證試飛提供借鑒和參考。

1 概述

一般而言，根據(jù)實(shí)現(xiàn)的功能和控制結(jié)構(gòu)不同，自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)(AFCS)可分為增穩(wěn)系統(tǒng)(SAS)、姿態(tài)保持功能(ATT)、高級(jí)模式(Upper mode)等。隨著航空電子技術(shù)的發(fā)展，自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的集成度越來(lái)越高，早期的耦合器功能逐漸發(fā)展成為自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的高級(jí)模式，部分國(guó)外直升機(jī)上也將自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的高級(jí)模式進(jìn)行了改進(jìn)，如與飛行指引儀的功能進(jìn)行合并形成飛行指引功能等(如圖1)。

圖1 自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)主要功能的發(fā)展和分類

大多數(shù)現(xiàn)代直升機(jī)所使用的自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)常常執(zhí)行兩種功能：直升機(jī)的增穩(wěn)；幫助駕駛員保持姿態(tài)、高度和空速或執(zhí)行無(wú)線電導(dǎo)航任務(wù)[1]。其目標(biāo)是提升直升機(jī)的穩(wěn)定性，減輕飛行員的工作負(fù)荷，拓展運(yùn)營(yíng)場(chǎng)景，增加直升機(jī)的使用功能并增強(qiáng)直升機(jī)運(yùn)行安全。

在適航規(guī)章[2]中， CCAR29.672/1329/1335和CCAR29.附錄B VII及其相關(guān)咨詢通告中建議的適航方法，其主要關(guān)注點(diǎn)為：①系統(tǒng)故障不應(yīng)導(dǎo)致飛行安全事故；②系統(tǒng)故障不應(yīng)誤導(dǎo)飛行員或大幅度增大飛行員負(fù)擔(dān)。本文依據(jù)規(guī)章要求，結(jié)合國(guó)外的試飛經(jīng)驗(yàn)，重點(diǎn)對(duì)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的功能的試飛方法進(jìn)行探討。

2 直升機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)功能試飛方法

演示試驗(yàn)是驗(yàn)證自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)對(duì)適航規(guī)章符合性的最終驗(yàn)證方法。演示驗(yàn)證一般包括駕駛艙評(píng)審、地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)。本文重點(diǎn)對(duì)飛行試驗(yàn)進(jìn)行研究。

2.1 增穩(wěn)功能(SAS)

2.1.1 原理分析

早期直升機(jī)多采用貝爾穩(wěn)定桿、洛克希德穩(wěn)定桿等機(jī)械穩(wěn)定裝置，但穩(wěn)定桿增加了旋翼阻力且不能在整個(gè)飛行包線內(nèi)提供適當(dāng)?shù)姆€(wěn)定裕量，于是采用電子反饋的增穩(wěn)系統(tǒng)(SAS)來(lái)改善直升機(jī)的穩(wěn)定性。

增穩(wěn)功能作為飛控系統(tǒng)的核心部分，由速度傳感器、飛控計(jì)算機(jī)(FCC)、串聯(lián)增穩(wěn)舵機(jī)組成，主要是實(shí)現(xiàn)直升機(jī)在飛行中遇到擾動(dòng)氣流時(shí)增加直升機(jī)的姿態(tài)角速率變化快慢的阻尼(Rate Damping)功能，不僅能提升直升機(jī)的靜穩(wěn)定性，也能改善其動(dòng)穩(wěn)定性。其原理框圖見(jiàn)圖2。

圖2 增穩(wěn)系統(tǒng)原理框圖

直升機(jī)的俯仰、航向、橫滾增穩(wěn)系統(tǒng)常由對(duì)應(yīng)軸的角速度和角位移反饋，使增穩(wěn)后的等效機(jī)體模型特征根分布得到了改善[3]。

2.1.2 測(cè)試關(guān)鍵點(diǎn)

在試飛過(guò)程中重點(diǎn)關(guān)注的，一方面是試飛點(diǎn)的選取是否充分，例如確保如下所有可能故障條件下增穩(wěn)系統(tǒng)都是可恢復(fù)的、安全的，特別是在系統(tǒng)故障幅度、速度以及時(shí)間延遲等方面進(jìn)行充分的驗(yàn)證：①單軸(俯仰、橫滾、航向)；②多軸(俯仰+橫滾，俯仰+航向、橫滾+航向)；③雙余度增穩(wěn)系統(tǒng)；④單一余度增穩(wěn)系統(tǒng)。

另一方面是增穩(wěn)系統(tǒng)故障條件下的試飛科目必須在試飛風(fēng)險(xiǎn)管理的監(jiān)控下實(shí)施，試飛過(guò)程中實(shí)時(shí)監(jiān)控機(jī)身結(jié)構(gòu)的參數(shù)和載荷、直升機(jī)姿態(tài)的限制和試飛員的延遲時(shí)間等，試飛團(tuán)隊(duì)必須時(shí)刻明確下一測(cè)試點(diǎn)的工作目標(biāo)等。

2.1.3 飛行試驗(yàn)

飛行試驗(yàn)需包括典型的飛行狀態(tài)，通常包括懸停、側(cè)飛、后飛、起飛、爬升、平飛、轉(zhuǎn)彎、下降、自旋等以及在全包線范圍內(nèi)對(duì)其“阻尼器”功能進(jìn)行評(píng)估。增穩(wěn)系統(tǒng)的主要試飛內(nèi)容包括增穩(wěn)功能評(píng)估和安全性評(píng)估。

1)增穩(wěn)功能評(píng)估

增穩(wěn)系統(tǒng)功能的試飛方法通常是選取典型飛行狀態(tài)下，通過(guò)飛行員(或自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng))輸入單脈沖、雙脈沖、階梯式信號(hào)以及振蕩信號(hào)來(lái)模擬直升機(jī)在空中所受到的氣流擾動(dòng)情形，通過(guò)直升機(jī)姿態(tài)變化的表現(xiàn)(最小的過(guò)激、沒(méi)有震蕩、平緩的反應(yīng)等)來(lái)驗(yàn)證增穩(wěn)系統(tǒng)對(duì)姿態(tài)變化角速率的阻尼作用。

2)安全性評(píng)估

增穩(wěn)系統(tǒng)安全性評(píng)估是在飛行狀態(tài)下對(duì)系統(tǒng)接通、斷開(kāi)、操作是否困難，系統(tǒng)的接通和斷開(kāi)狀態(tài)的切換有沒(méi)有進(jìn)行有效的淡化處理(直升機(jī)可能出現(xiàn)較大的瞬態(tài)動(dòng)作)，告警、告誡信息有沒(méi)有被有效地顯示，增益過(guò)大或過(guò)小以及急偏故障影響是否惡劣等進(jìn)行試飛評(píng)估。試驗(yàn)結(jié)果如果出現(xiàn)上述缺陷，則判定系統(tǒng)不合格，需改進(jìn)設(shè)計(jì)。而試驗(yàn)結(jié)果判定的依據(jù)主要為飛行員評(píng)語(yǔ)和飛行數(shù)據(jù)分析。

2.2 姿態(tài)保持功能(ATT)

2.2.1 原理分析

姿態(tài)保持功能是基于增穩(wěn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的，該功能與增穩(wěn)系統(tǒng)的角速率變化阻尼(Rate Damping)相結(jié)合，因此，在姿態(tài)保持功能接通時(shí)，增穩(wěn)系統(tǒng)也需工作。除增穩(wěn)系統(tǒng)的所有部件外，ATT還由配平舵機(jī)、飛控計(jì)算機(jī)和姿態(tài)傳感器組成，以最后一次配平值為基準(zhǔn)進(jìn)行姿態(tài)保持，有效減少飛行員的工作負(fù)荷。其原理框圖見(jiàn)圖3。

圖3 姿態(tài)保持功能原理框圖

2.2.2 測(cè)試關(guān)鍵點(diǎn)

在測(cè)試姿態(tài)保持功能時(shí)，可手動(dòng)為飛機(jī)輸入擾動(dòng)信號(hào)，如單脈沖、雙脈沖、階躍、振蕩信號(hào)等，迫使直升機(jī)偏離期望的姿態(tài)，評(píng)估其在此功能下的響應(yīng)。同時(shí)，也要對(duì)所有的飛行條件進(jìn)行評(píng)測(cè)，如起飛、爬升、平飛、側(cè)飛、轉(zhuǎn)彎、下降、自旋等。對(duì)于雙余度系統(tǒng)，其增益與單一余度系統(tǒng)可能不同，我們要分別對(duì)雙余度的兩套系統(tǒng)進(jìn)行獨(dú)立與集成的評(píng)測(cè)。

2.2.3 飛行試驗(yàn)

姿態(tài)保持功能的飛行試驗(yàn)主要包括功能的接通和斷開(kāi)、姿態(tài)保持精度、人工超控駕駛、比普配平(用于人工調(diào)整姿態(tài)保持的基準(zhǔn)值)速率、協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎、安全性評(píng)估等。 不同的試飛科目有對(duì)應(yīng)的飛行試驗(yàn)方法：如試飛“功能接通與斷開(kāi)”和“姿態(tài)保持精度”科目時(shí)，需接通功能并判斷其是否達(dá)到預(yù)期的試驗(yàn)結(jié)果(功能可以正常被接通和斷開(kāi)，姿態(tài)航向保持精度±1°)，且根據(jù)飛行數(shù)據(jù)和飛行員評(píng)語(yǔ)來(lái)判斷是否合格；試飛“人工操控”和“比普配平”科目時(shí)，需接通功能，飛行員進(jìn)行對(duì)應(yīng)操作，判斷是否達(dá)到預(yù)期試驗(yàn)結(jié)果(飛行員可以不費(fèi)力地接管控制權(quán)限，可以通過(guò)操作調(diào)整姿態(tài)基準(zhǔn)，調(diào)整速率滿足使用要求)，并根據(jù)飛行員評(píng)語(yǔ)判定是否合格；試飛“協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎”科目時(shí)，要接通功能，操作飛機(jī)進(jìn)行轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)，若直升機(jī)能夠無(wú)側(cè)滑轉(zhuǎn)彎，將依據(jù)飛行數(shù)據(jù)和飛行員評(píng)語(yǔ)判定其合格；試飛“安全性評(píng)估”科目時(shí)，要模擬注入典型故障模式(包括但不局限于信號(hào)源喪失、功能失效、串聯(lián)舵機(jī)急偏卡死、配平功能失效等)，若飛行員發(fā)現(xiàn)故障后按要求的時(shí)間延遲后進(jìn)行修正動(dòng)作，仍能夠繼續(xù)安全飛行，將依據(jù)飛行數(shù)據(jù)和飛行員評(píng)語(yǔ)判定其合格。

試飛不同科目時(shí)，采集的數(shù)據(jù)也不同：“功能接通與斷開(kāi)”科目采集的是飛控計(jì)算機(jī)的測(cè)試數(shù)據(jù)；“姿態(tài)保持精度”科目采集的是姿態(tài)航向角數(shù)據(jù)；“協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎”科目采集的是側(cè)向加速度；“安全性評(píng)估”科目采集的是大氣數(shù)據(jù)、慣性數(shù)據(jù)、無(wú)線電高度、飛控計(jì)算機(jī)測(cè)試數(shù)據(jù)。

2.3 高級(jí)模式(Upper mode)

2.3.1 原理分析

高級(jí)模式是在姿態(tài)保持功能的基礎(chǔ)上，增加與導(dǎo)航系統(tǒng)等機(jī)載航電系統(tǒng)設(shè)備之間的交聯(lián)，從而實(shí)現(xiàn)的特定功能。根據(jù)直升機(jī)任務(wù)的不同以及自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)交聯(lián)的系統(tǒng)不同，高級(jí)模式有不同的表現(xiàn)形式，包括：通過(guò)對(duì)俯仰軸的控制，使直升機(jī)以接通時(shí)刻的指示空速、氣壓高度和無(wú)線電高度作為基準(zhǔn)自動(dòng)保持飛行的空速保持功能、氣壓高度保持功能和無(wú)線電高度保持功能；通過(guò)對(duì)橫滾軸和航向軸進(jìn)行控制，使直升機(jī)以接通時(shí)刻磁航向作為基準(zhǔn)自動(dòng)保持飛行的預(yù)選航向保持功能；通過(guò)對(duì)俯仰軸和橫滾軸進(jìn)行控制，使直升機(jī)以接通時(shí)刻的縱向、橫向地速作為基準(zhǔn)自動(dòng)保持飛行的低速保持功能；通過(guò)對(duì)航向軸和橫滾軸進(jìn)行控制，根據(jù)當(dāng)前直升機(jī)的導(dǎo)航源，選擇區(qū)域?qū)Ш健OR導(dǎo)航、LOC導(dǎo)航等方式的自動(dòng)導(dǎo)航功能；通過(guò)對(duì)三個(gè)軸的共同控制，且此時(shí)機(jī)上主控導(dǎo)航源為ILS，控制直升機(jī)跟蹤下滑道下降飛行自動(dòng)進(jìn)場(chǎng)功能等。

2.3.2 測(cè)試關(guān)鍵點(diǎn)

除了對(duì)座艙顯示的評(píng)估測(cè)試(如顯示是否直觀，當(dāng)前所處模式、基準(zhǔn)值是否清楚地示出)外，在性能方面，需評(píng)估所有模式下空速、高度、飛行條件等在其范圍內(nèi)的正常性能，可人為操縱使其脫離期望條件并對(duì)響應(yīng)進(jìn)行評(píng)測(cè)，驗(yàn)證其并無(wú)大幅超調(diào)和長(zhǎng)周期擺動(dòng)。

2.3.3 飛行試驗(yàn)

高級(jí)模式的典型飛行試驗(yàn)科目主要包括空速保持、預(yù)選航向保持、氣壓高度保持、垂直速度保持、無(wú)線電高度保持、地速保持、自動(dòng)導(dǎo)航、自動(dòng)進(jìn)場(chǎng)、自動(dòng)懸停等。在試飛高級(jí)模式科目時(shí)，大部分都針對(duì)“功能接通與斷開(kāi)”、“保持精度”、“動(dòng)態(tài)響應(yīng)”和“人工操縱”這幾項(xiàng)展開(kāi)。

1)在試飛“功能接通與斷開(kāi)”項(xiàng)時(shí)，判斷功能通斷是否正常且依據(jù)飛行員評(píng)語(yǔ)評(píng)判是否合格。

2)在試飛“保持精度”項(xiàng)時(shí)，接通相應(yīng)功能，根據(jù)飛行數(shù)據(jù)判斷其是否合格。其中，不同功能需要達(dá)到的精度要求也不同：空速保持的精度為±5kts，預(yù)選航向保持的精度為±1°，氣壓高度保持的精度為±16m，垂速保持的精度為±1m/s，無(wú)線電高度保持的精度為±10m，地速保持的精度為±2.3kts，自動(dòng)導(dǎo)航的穩(wěn)態(tài)飛行狀態(tài)精度為航跡偏差角±2°，偏航距50m，自動(dòng)進(jìn)場(chǎng)的穩(wěn)態(tài)飛行狀態(tài)精度為航跡偏差角±2°，自動(dòng)懸停時(shí)直升機(jī)應(yīng)能夠保持定高懸停狀態(tài)且保持的精度為橫向、縱向地速±2.3kts，無(wú)線電高度±2m。

3)在試飛“動(dòng)態(tài)響應(yīng)”項(xiàng)時(shí)，需接通功能，引入相應(yīng)變量的擾動(dòng)，檢查其恢復(fù)情況，若能夠恢復(fù)原基準(zhǔn)，未感受到大幅超調(diào)和長(zhǎng)周期擺動(dòng)，且飛行員評(píng)語(yǔ)合格，則該功能試飛成功。其中，自動(dòng)導(dǎo)航功能在試飛時(shí)，需輸入一個(gè)新的航線，檢查航線跟蹤保持情況。若直升機(jī)能夠追蹤并按輸入的航線自動(dòng)飛行，且飛行中無(wú)大幅超調(diào)和長(zhǎng)周期擺動(dòng)，則達(dá)到預(yù)期結(jié)果；自動(dòng)懸停功能在試飛時(shí)，需人工給一個(gè)擾動(dòng)，檢查直升機(jī)飛行狀態(tài)，若直升機(jī)能夠恢復(fù)原基準(zhǔn)狀態(tài)保持飛行，則達(dá)到預(yù)期結(jié)果。

4)在試飛“人工操縱”項(xiàng)時(shí)，需飛行員在功能接通狀態(tài)通過(guò)強(qiáng)力操縱、調(diào)整基準(zhǔn)等操作，判斷能否人工操控直升機(jī)，修訂直升機(jī)飛行狀態(tài)，利用飛行員評(píng)語(yǔ)判斷是否合格。

5)自動(dòng)進(jìn)場(chǎng)科目時(shí)，需進(jìn)行“安全性評(píng)估試飛”項(xiàng)，在功能接通后，模擬注入急偏故障，評(píng)估故障對(duì)直升機(jī)安全飛行的影響。若在考慮反應(yīng)時(shí)間延遲的前提下，飛行員可以控制直升機(jī)繼續(xù)飛行，則達(dá)到預(yù)期效果。

以上試飛科目均需采集飛控計(jì)算機(jī)的測(cè)試數(shù)據(jù)。其中，空速保持、氣壓高度保持和垂速保持均需采集大氣數(shù)據(jù)，預(yù)選航向保持采集姿態(tài)航向數(shù)據(jù)，無(wú)線電高度保持采集無(wú)線電高度表數(shù)據(jù)，地速保持采集GPS數(shù)據(jù)，自動(dòng)導(dǎo)航采集FMS數(shù)據(jù)，自動(dòng)進(jìn)場(chǎng)采集ILS數(shù)據(jù)、預(yù)選航跡數(shù)據(jù)，自動(dòng)懸停也需采集GPS數(shù)據(jù)和無(wú)線電高度表數(shù)據(jù)。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文基于直升機(jī)自動(dòng)飛行控制技術(shù)的功能和適航規(guī)章要求，對(duì)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)功能的試飛方法進(jìn)行了研究，分析出了目前國(guó)內(nèi)外民用直升機(jī)通用的飛行試驗(yàn)方法，為將來(lái)國(guó)內(nèi)民用直升機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的符合性驗(yàn)證工作提供借鑒和參考。隨著直升機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)功能的不斷拓展，其相關(guān)的功能符合性驗(yàn)證工作將會(huì)是未來(lái)需要重點(diǎn)研究的方向。