“系統與結構的相互影響”適航符合性驗證技術

章仕彪

【摘 要】為了解決民用飛機專用條件“系統與結構的相互影響”的適航符合性驗證問題，本文通過對審查要求、相關資料的研究以及對型號設計經驗的總結，給出了驗證流程、計算分析關鍵參數等，建立了適航符合性驗證技術。

【關鍵詞】飛行器設計；系統失效；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

現代民用運輸機裝備有動力裝置系統、主飛控系統、高升力系統、自動飛行系統、環控系統、航電系統、燃油系統、照明系統、氧氣系統和內飾等各類系統。這些系統是飛機實現傳載、或為機組及乘客提供舒適的環境，或實現飛機的操縱性能等不可或缺的一部分。但事物都有兩面性，當系統發生失效，或發生誤操作時，則會產生諸多不利影響，比如主飛控系統作動器卡阻失效，會改變結構傳力路徑，引起局部結構受載的變化，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“系統與結構的相互影響”[1-3]，來給出適航審查要求，目的是確保系統失效對結構的影響得到充分的分析驗證，保證飛機達到規章可接受的安全水平。

本文對專用條件“系統與結構的相互影響”的適航驗證要求進行了研究，總結了相關型號設計經驗，闡述了適航符合性驗證要求，給出了驗證流程、計算分析關鍵參數等，為型號適航取證提供技術指導。

1 專用條件適航符合性驗證要求概述

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

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

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

（2）失效狀態下的持續飛行，要求計算直至VC/MC的速度范圍內或規定的持續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 專用條件結構評估流程及內容

2.1 專用條件結構評估流程

本文結合相關型號經驗，總結歸納出如下適航符合性驗證工作流程，分六步走。

第一步：以系統安全性分析報告（SSA）為基礎，結合飛機飛行手冊操作程序相關規定，根據失效發生概率，以及失效對操穩、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，確定可能影響結構載荷或顫振、靜氣彈速度包線的系統失效情況；

第二步：針對篩選出來的失效情況，確定系統失效發生時刻飛機的特性，建立從1g平飛狀態開始，包括駕駛員糾正動作在內的，可能的飛機飛行狀態，并給出失效發生時和失效狀態下的持續飛行的操穩參數；

第三步：根據操穩參數，分別計算失效發生時和失效狀態下的持續飛行的機動載荷、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計要求的失效情況，啟動新的評估流程，評估結構更改、系統更改或增加飛行操作限制等技術方案，直至滿足強度和氣彈設計要求。

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，本文將在后續章節詳細敘述。

圖1 “系統與結構的相互影響” 適航符合性驗證流程圖

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

2.2 系統失效情況篩選要求

在進行飛機結構強度及氣彈評估時，對于極不可能的系統失效情況（失效發生概率<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：以各系統的安全性分析報告（SSA）為基礎，根據失效狀態的影響等級定義，按系統安全性設計要求概率，完成失效的定性篩選，篩除Ⅰ類失效情況（失效發生概率<1×10-9次/飛行小時，為極不可能發生）。

第二步：對完成定性篩選后得到的系統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，“失效發生時”的失效載荷和“失效狀態下的持續飛行”的失效載荷。

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

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

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

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

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

（D）CCAR/FAR 25.351所規定的限制偏航機動情況；

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

系統失效狀態下，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，系統失效狀態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計要求。本文歸納了相關型號經驗，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）高升力系統收起狀態下，平衡機動情況過載在0.25g到1.75g之間；高升力系統放下狀態下，平衡機動情況過載在0.6g到1.4g之間[4]；

（2）高升力系統收起狀態下，垂直和側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）；高升力系統放下狀態下，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

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

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

定義一個合理的NEP位置是很困難的。機隊服役統計數據表明，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。基于該失效概率統計結果，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次飛行可能出現的操縱面最大偏度（即從中立面到最大偏轉位置）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/秒穩定滾轉速率考慮，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，穩態過載達到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 系統失效結構靜強度、疲勞及損傷容限影響評估要求

根據專用條件“系統與結構的相互影響”，在失效發生時，需要完成靜強度評估和剩余強度評估；失效狀態下的持續飛行，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靜強度分析方法相同，但安全系數的選取與失效概率相關。

2.5 系統失效結構氣動彈性影響評估要求

系統失效時，結構氣動彈性影響評估要求如下：

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

在失效狀態下的持續飛行階段，必須表明在顫振包線速度內不發生氣動彈性不穩定。顫振包線速度V'和V''可以基于剩余飛行所規定的速度限制，并采用CCAR25.629（b）規定的裕度。

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

（2）給出系統失效后的操作動作和步驟的明確定義；

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

3 總結及展望

本專用條件“系統與結構的相互影響”的適航符合性驗證技術，是在總結歸納已有型號經驗的基礎上給出的，包括適航符合性驗證要求，驗證工作流程，關鍵參數定義等。

該驗證技術的闡述是詳盡的，并已成功應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。

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

【參考文獻】

[1]CCAR25-R4，中國民用航空規章第25部-運輸類飛機適航標準[S].北京：中國民用航空局， 2011.

[2]CS-25 Amendment 11， Certification Specifications and Acceptable Means of Compliance for Large Aeroplanes[S].歐洲：EASA， 2011.

[3]Issue Paper 25.302， Interaction of Systems and Structures[S].美國：FAA， 2000.

[4]AC25.671， Control Systems- General[S].美國：FAA， 2001.