某型機(jī)飛控系統(tǒng)“雙通道故障”、俯仰方向振蕩問(wèn)題分析與定位研究

李藝海 鞏鵬瀟 方自力

摘 ?要：某型機(jī)在左轉(zhuǎn)彎下降高度過(guò)程中突發(fā)飛控系統(tǒng)“雙通道故障”，飛行員在改平姿態(tài)過(guò)程中飛機(jī)出現(xiàn)了俯仰方向增幅振蕩現(xiàn)象，飛參數(shù)據(jù)顯示飛機(jī)瞬時(shí)負(fù)過(guò)載超出該機(jī)限制值。針對(duì)此次事件，文章通過(guò)分析飛參數(shù)據(jù)，并開(kāi)展地面試驗(yàn)對(duì)飛機(jī)故障進(jìn)行了定位分析。結(jié)合仿真手段，對(duì)故障期間飛機(jī)的飛行品質(zhì)進(jìn)行了評(píng)估，對(duì)故障期間飛機(jī)出現(xiàn)俯仰振蕩現(xiàn)象給出了合理的解釋。文章的研究分析方法對(duì)類似飛行故障原因的定位分析具有一定的借鑒意義。

關(guān)鍵詞：飛控系統(tǒng)故障;俯仰振蕩;低階等效擬配

中圖分類號(hào)：V249.1 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A ? ? ? ? 文章編號(hào)：2095-2945（2020）24-0057-03

Abstract： In the process of turning left to descend altitude， the flight control system of a certain type of aircraft suddenly suffered a "double channel failure". During the process of leveling attitude， the phenomenon of increasing oscillation happened to the pilot in the pitching direction， and the flight parameter data showed that the instantaneous overload of the aircraft exceeded the limit value of the aircraft. Aiming at this incident， the aircraft fault location analysis is carried out by analyzing the flight parameter data and conducting the ground test. Combined with the means of simulation， the flight quality of the aircraft during the fault is evaluated， and a reasonable explanation for the pitching oscillation of the aircraft during the fault is given. The research and analysis method of this paper has a certain reference significance for the location and analysis of similar flight fault causes.

Keywords： flight control system failure; pitching oscillation; low-order equivalent matching

引言

某型機(jī)在左轉(zhuǎn)彎下降高度過(guò)程中，在氣壓高度約5800m時(shí)飛控系統(tǒng)突發(fā)“雙通道故障”（B、C通道）。飛行員改平飛機(jī)過(guò)程中飛機(jī)出現(xiàn)急劇的俯仰增幅振蕩現(xiàn)象，飛參數(shù)據(jù)顯示瞬時(shí)負(fù)過(guò)載超出了飛機(jī)的負(fù)過(guò)載限制。飛行員操縱飛機(jī)改出了振蕩狀態(tài)，并復(fù)位了故障，飛機(jī)安全返場(chǎng)著陸。

針對(duì)此次事故，本文通過(guò)分析飛參數(shù)據(jù)，并開(kāi)展飛控系統(tǒng)相關(guān)設(shè)備地面試驗(yàn)，確定了故障是由于飛控系統(tǒng)兩個(gè)通道俯仰角速度傳感器發(fā)生故障引起的。最后，通過(guò)仿真手段對(duì)故障時(shí)飛機(jī)的飛行品質(zhì)進(jìn)行了評(píng)估，結(jié)果顯示故障時(shí)飛機(jī)的飛行品質(zhì)急劇下降，飛機(jī)極易發(fā)生俯仰振蕩現(xiàn)象。

1 故障定位分析

1.1 飛參數(shù)據(jù)分析

圖1為飛機(jī)發(fā)生故障時(shí)飛行狀態(tài)參數(shù)的時(shí)間歷程曲線。故障發(fā)生時(shí)刻飛機(jī)高速速度為：氣壓高度5800m、校正空速600km/h。

故障發(fā)生后，飛機(jī)俯仰方向隨即出現(xiàn)小幅振蕩現(xiàn)象。約9s后，俯仰振蕩呈現(xiàn)增幅現(xiàn)象，并在隨后數(shù)秒內(nèi)發(fā)展為急劇振蕩趨勢(shì)。急劇振蕩過(guò)程中，飛參記錄的瞬時(shí)負(fù)過(guò)載超出了飛機(jī)允許的最大負(fù)過(guò)載限制值。急劇振蕩過(guò)程持續(xù)了約7s。隨后飛機(jī)狀態(tài)趨于穩(wěn)定，故障被復(fù)位，飛機(jī)恢復(fù)可控狀態(tài)。整個(gè)故障過(guò)程持續(xù)了約40s，飛機(jī)的飛行高度下降了約2700m。

1.2 故障定位分析

根據(jù)故障期間飛機(jī)俯仰方向出現(xiàn)了振蕩現(xiàn)象，重點(diǎn)考慮電傳控制計(jì)算機(jī)和俯仰角速度傳感器發(fā)生故障的可能性。首先檢查俯仰角速度傳感器是否存在故障。從飛機(jī)上拆下4個(gè)通道的俯仰角速度傳感器，放置于角速率轉(zhuǎn)臺(tái)上進(jìn)行檢查，分別給定角速度±8°/s，±10°/s，測(cè)量傳感器和俯仰Ⅰ表決的出入口輸出電壓，測(cè)量結(jié)果如表1所示。

由表1可知，在給定俯仰速率條件下，A、D通道俯仰傳感器輸出電壓幾乎都為零，B、C通道俯仰傳感器輸出電壓接近理論值，由此可確定A、D通道傳感器已故障損壞，B、C通道傳感器正常。但是，電傳系統(tǒng)卻報(bào)出B、C通道故障，這與電傳系統(tǒng)俯仰通道俯仰Ⅰ表決監(jiān)控邏輯有關(guān)。

俯仰Ⅰ表決監(jiān)控邏輯是這樣的：縱向桿位移、俯仰角速率和法向角速度傳感器輸出通過(guò)加權(quán)求和后作為俯仰Ⅰ表決入送入俯仰Ⅰ表決。正常情況下，俯仰Ⅰ表決出是四個(gè)通道表決入的平均值。每個(gè)通道的表決出與本通道表決入電壓求差，當(dāng)差值超過(guò)一定閾值時(shí)申報(bào)本通道故障。地面試驗(yàn)中，由于A、D通道傳感器故障，其輸出電壓幾乎為零，拉低了四個(gè)通道的平均值。同時(shí)，由于四個(gè)通道求均值是通過(guò)電路實(shí)現(xiàn)，其所得均值通常要較算術(shù)均值偏小，使得B、C通道的俯仰Ⅰ表決出入之間的差值要相對(duì)A、D通道的俯仰Ⅰ表決出入之間的差值更大。當(dāng)飛機(jī)俯仰速率達(dá)到一定值時(shí)，觸發(fā)了B、C通道俯仰Ⅰ表決出和表決入的差值超過(guò)閾值，電傳系統(tǒng)申報(bào)B、C通道故障。

另外，通過(guò)串件的方式對(duì)電傳控制計(jì)算機(jī)故障的可能性進(jìn)行排查。將機(jī)上連接俯仰角速度傳感器的電纜插頭A和B通道互換，C和D通道互換，再次通電并給定角速度10°/s，此時(shí)故障通道發(fā)生轉(zhuǎn)移，A、D通道報(bào)故。由此可以確定，電傳控制計(jì)算機(jī)工作正常，電傳系統(tǒng)報(bào)出的“雙通道故障”正是由A、D通道俯仰角速度傳感器故障損壞導(dǎo)致的。

2 俯仰方向出現(xiàn)振蕩現(xiàn)象分析

該型機(jī)的俯仰通道是4余度模擬電傳控制系統(tǒng)，控制律中引入了俯仰角速率和法向過(guò)載反饋。俯仰角速率度反饋主要用于改善飛機(jī)俯仰阻尼特性;法向過(guò)載反饋主要用于調(diào)整飛機(jī)俯仰頻率特性，補(bǔ)償靜穩(wěn)定性。飛機(jī)發(fā)生故障時(shí)，B、C通道的俯仰角速度傳感器輸出被切除，俯仰角速度反饋值為A、D通道角速度傳感器輸出值的平均值，而A、D通道傳感器輸出電壓幾乎為零。這也就是說(shuō)，在故障期間俯仰角速度反饋幾乎為0，俯仰通道阻尼特性將會(huì)急劇變差[1，2]。這種情況下，在飛行員沒(méi)有意識(shí)到飛機(jī)俯仰阻尼特性發(fā)生重大變化的情況下，飛行員的任一正常操縱都極易造成飛機(jī)俯仰方向出現(xiàn)振蕩現(xiàn)象。當(dāng)俯仰振蕩呈發(fā)散趨勢(shì)時(shí)，飛機(jī)極易出現(xiàn)過(guò)載超限現(xiàn)象。

當(dāng)故障被復(fù)位后，B、C通道俯仰角速度傳感器輸出值被重新接入反饋計(jì)算。但是值得注意的是，由于A、D通道俯仰角速度傳感器輸出仍然幾乎為零，拉低了俯仰角速度的反饋值，此時(shí)飛機(jī)俯仰阻尼特性相對(duì)正常情況稍有下降。

3 仿真驗(yàn)證

為驗(yàn)證故障過(guò)程中飛機(jī)俯仰方向的阻尼特性，利用該型機(jī)仿真模型進(jìn)行仿真計(jì)算分析。計(jì)算初始狀態(tài)為：氣壓高度6000m，校準(zhǔn)空速600km/h，選取縱向倍脈沖作為激勵(lì)動(dòng)作，分別計(jì)算了俯仰通道三種狀態(tài)下的飛機(jī)響應(yīng)：

（1）正常俯仰速率反饋。

（2）俯仰速率反饋為零，對(duì)應(yīng)飛機(jī)故障期間的狀態(tài)。

（3）俯仰速率反饋減半，對(duì)應(yīng)飛機(jī)故障復(fù)位后的狀態(tài)。

仿真結(jié)果見(jiàn)圖2。由圖可見(jiàn)，相比正常情況，俯仰速率反饋減半條件下飛機(jī)的俯仰阻尼特性略有下降，俯仰速率反饋為零的條件下飛機(jī)的俯仰阻尼特性很差，呈現(xiàn)極弱阻尼特點(diǎn)。

進(jìn)一步，利用低階等效擬配的方法[3，4]對(duì)飛機(jī)縱向短周期模態(tài)特性進(jìn)行了計(jì)算。飛機(jī)三種狀態(tài)下短周期模態(tài)特性如表2所示。正常情況下，飛機(jī)的縱向短周期阻尼比滿足一級(jí)飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)要求;俯仰速率反饋為零情況下，飛機(jī)縱向短周期阻尼比僅為0.04，未達(dá)到三級(jí)飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)要求;俯仰速率反饋減半情況下，飛機(jī)縱向短周期阻尼比略有下降，阻尼比滿足二級(jí)飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)要求。

4 結(jié)論

針對(duì)某型機(jī)飛行中突發(fā)電傳系統(tǒng)“雙通道故障”，本文通過(guò)飛參記錄數(shù)據(jù)分析還原了故障過(guò)程中飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，通過(guò)地面試驗(yàn)確定了故障是由于俯仰A、D通道角速度傳感器故障損壞造成的。結(jié)合該機(jī)的控制律特點(diǎn)，分析確定了故障期間飛機(jī)出現(xiàn)俯仰振蕩、負(fù)過(guò)載超限等現(xiàn)象是由于“雙通道故障”發(fā)生后飛機(jī)俯仰阻尼特性急劇變差造成的。最后，通過(guò)仿真手段驗(yàn)證了故障期間飛機(jī)縱向短周期模態(tài)呈現(xiàn)極弱阻尼狀態(tài)，未達(dá)到三級(jí)飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)要求。本文的研究分析方法對(duì)類似飛行故障原因的定位分析具有一定的借鑒意義。

參考文獻(xiàn)：

[1]方振平，陳萬(wàn)春，張曙光.航空飛行器飛行動(dòng)力學(xué)[M].北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[2]吳森堂，費(fèi)玉華.飛機(jī)控制系統(tǒng)[M].北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

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