民用飛機飛控系統故障試驗注入方法研究

徐鴻洋 石強軍

摘 要：在某型飛機飛控系統鐵鳥試驗中，經常需要模擬各種故障，以驗證飛控系統響應是否滿足設計要求。振蕩故障試驗是飛控系統試驗及適航驗證試驗中的重要項目，在地面試驗階段需要測得系統振蕩檢測功能相關各監控器探測包線范圍外最嚴酷情況下的控制面輸出響應，來確認振蕩監控器的設計滿足飛控系統振蕩檢測要求，確保飛機飛行安全。為了實現振蕩故障試驗，本文設計了一種故障注入裝置及試驗方法，即在作動系統回路中注入伺服閥電流來實現振蕩故障的模擬。

關鍵詞：民用飛機；飛控系統；故障試驗；注入方法

1 前言

自 20 世紀 60 年代主動控制技術與隨控布局設計思想提出以來，電傳飛控系統（Electrical FlightControl System，以 下 簡 稱 EFCS）開 始 隨 之 發 展，EFCS 使用數字式計算機與電信號通信，為飛機減重、飛行品質改善、飛機維護性改善等作出顯著貢獻。民機數字式 EFCS 最早應用于空客公司 A310（1982 年），僅用于控制擾流板、縫翼和襟翼。隨后空客公司在 A320（1987 年）機型中首次應用了全權限 EFCS。波音公司在波音 777 機型上首次使用EFCS，并于 1995 年成功取證。中國首架按照國際標準 設 計 的 支 線 客 機 ARJ 21 采 用 了 EFCS。EFCS 發展至今，大量先進的設計技術被不斷提出并成功應用于民機研制中，以 A380 為代表的先進民機在故障檢測與容錯技術方面有了新的突破，但受限于計算機處理能力，一些復雜的非線性實時算法難以應用。在現有飛行仿真技術研究的基礎上，結合飛行控制系統功能原理，利用虛擬現實技術建立精確的飛控仿真系統，盡量逼真地模擬民用飛機飛行。探討飛控仿真系統的原理，分析說明飛控仿真系統的功能，研究飛控仿真系統的技術要求，最后重點研究飛控仿真系統的軟件設計。

2 故障試驗方法

故障注入是指按照選定的故障模型，用人工的方法有意識的產生故障運行在特定的工作負載的目標系統中，以加速該系統的錯誤和失效的發生，同時觀測和回收系統對所注故障的反應信息，并對回收信息進行分析，從而向實驗者提供有關結果的實驗過程。振蕩故障試驗是民用飛機適航驗證試驗的一項重要內容，主要由外部注入振蕩故障信號來檢測系統響應，以此驗證飛控系統設計需求的正確性、評估振蕩故障對飛行品質的影響。振蕩故障的監控主要集中在飛控電子中，以某型飛機飛控系統為例，振蕩故障通過飛控計算機、作動器控制電子及遠程控制單元來實現監控。

為了實現遠程控制單元內部的振蕩監控邏輯檢測，本文提出了一種故障試驗方法，如圖1所示，通過對作動回路中的EHSV伺服閥注入閥電流（初始偏置疊加振蕩信號）來實現EHSV位置及EHSV電流故障的模擬。該故障試驗方法有以下兩個設計難點：

（1）在振蕩故障注入前要保證飛控系統所有內部監控器處于抑制狀態，即故障注入裝置的接入不可破壞飛控系統指令通道及監控通道的完整性，飛控系統要能夠識別作動回路工作在正常狀態。本文提出的故障試驗方法是通過阻抗匹配的方式來規避前端飛控計算機中故障監控器的觸發。在電磁開關上電后，故障注入裝置接入系統，電液伺服閥由等效電阻替代，飛控系統識別作動系統回路工作正常，注入的振蕩故障信號直接作用到伺服閥，控制作動器運動。

（2）注入的伺服閥電流可直接驅動作動器運動，注入的故障電流過大容易破壞舵面或損壞設備，故需要調節電流初始偏置并設置最大電流幅值來保證試驗安全。在舵面中立位、5度、-5度位置（根據試驗需求確認）時，可以從前端飛控計算機的接口中獲取電流初始偏置，故障注入裝置在初始偏置的基礎上疊加振蕩信號注入舵回路，檢測遠程控制單元中振蕩故障監控器觸發情況。

3 故障注入裝置

本文提出的故障注入裝置如圖1所示，其工作原理為：當12V直流電壓未接入時，繼電器處于圖示位置，故障注入裝置未接入系統，飛控系統所有監控器處于抑制狀態；當12V直流電壓打開后，故障注入裝置接入，作動系統回路由等效電阻替代，信號發生器將已測試的初始偏置電流值發送給電液伺服閥EHSV，飛控系統執行復位操作保證所有監控器處于抑制狀態，此時需要額外引入一路28V直流穩壓電源為遠程控制單元供電保證其處于正常工作狀態，避免前端飛控計算機識別故障后切斷遠程控制電子電源。

4 應用

在某型號鐵鳥飛控系統地面模擬試驗中使用本文提出的故障注入方法開展了振蕩故障試驗，以幅值7.5mA及頻率10Hz的振蕩故障試驗為例，具體的試驗過程如下：

試驗要求：被測對象為方向舵作動系統；試驗構型要求方向舵三個作動器均工作在主動模式，對其中一路下方向舵作動器回路中注入振蕩故障信號；系統振蕩故障信號要求為幅值7.5mA，頻率10Hz；系統檢測需求為振蕩故障信號注入0.4s內，遠程控制單元中的振蕩故障監控器觸發。

試驗過程：根據電液伺服閥EHSV的電流檢測結果，幅值7.5mA及頻率為10Hz的故障信號需要設置信號發生器的輸出幅值3.35V（已疊加初始偏置），輸出頻率為10Hz，檢測遠程控制單元中監控器觸發情況并記錄。

試驗結果：振蕩故障試驗如圖2所示，在振蕩信號發送后0.19s，系統檢測到振蕩故障，下方向舵作動器的工作模式切換到阻尼模式，滿足系統檢測需求。

5 結論

本文提出了一種故障試驗注入方法，根據型號試驗中的應用證明該試驗方法可行且獲得的試驗數據可靠。該方法具有通用性，在工程領域具有較高的實用價值，可以支持振蕩故障、瞬態故障及力紛爭故障等試驗，可廣泛應用于作動系統的設備研制或飛控系統的綜合驗證試驗中。

參考文獻

[1]盧惠民.飛行仿真數學建模與實踐[M]，北京：航空工業出版社，2007.

[2]賀娜.民用飛機系統功能危險性評估[J].軟件導刊，2015，14（8）：49-51.

[3]柯劼，王興波，魏強.民用飛機高度綜合化自動飛行控制系統研究[J].軟件導刊，2015，14（7）：90-92.