直升機單發失效培訓模式測試與評估

全敬澤，趙德楊

(1.中國民用航空沈陽航空器適航審定中心，遼寧 沈陽 110043；2.哈爾濱飛機工業集團有限責任公司，黑龍江 哈爾濱 150066)

0 引言

直升機單發失效(OEI)培訓模式，也稱之為發動機培訓模式，是現代多發直升機重要的固定選裝之一，主要用來完成直升機單發失效模擬。這項選裝技術為飛行員提供單發失效模擬訓練功能，在項目研發階段，該模式還可以用來完成單發失效驗證飛行試驗，如A類驗證飛行試驗等。隨著近年來的技術發展，各大直升機和發動機廠商都開發了直升機發動機失效培訓模式的技術，這些培訓模式雖然所采用的設計原理基本相同，但在實現形式上，尤其是在技術細節上仍會有不同。

本文通過真實單發失效時的直升機動態響應、告警信息顯示、應急程序等方面的分析，結合運輸類直升機適航規章，討論直升機單發失效培訓模式的實現方式，給出直升機培訓模式測試與評估時需要關注的重點，如直升機響應的相似性、顯示的相似性、應急程序的相似性、直升機培訓模式安全保護等。通過這些關注重點的討論，熟悉和掌握直升機單發失效培訓模式的設計、應用、測試與評估。

1 直升機OEI培訓模式的目的

作為A類旋翼航空器特有的性能之一，在飛行的任何一個階段，如發生一臺發動機失效(One-Engine-Inoperative)(OEI)情況，剩余發動機將提供OEI功率作為直升機應急功率，保證直升機在任何飛行階段的安全性。具體適航條款要求有：

第29.53條 起飛：A類[1]

“在起飛開始后的任何時刻，如果一臺發動機失效，旋翼航空器能夠：

(a) 返回并安全地停在起飛場地；或

(b) 繼續起飛和離場爬升并達到能夠符合第 29.67 條(a)(2)要求的一種形態及空速。”

第29.79條 著陸：A 類[1]

“臨界發動機在進場航跡的任何位置上失效，旋翼航空器能安全著陸并停止，或離場爬升達到能夠符合第 29.67 條(a)(2)爬升要求的旋翼航空器形態及速度。”

第29.89條 極限高度—速度包線[1]

“如果存在高度和前飛速度的任何組合，當臨界發動機失效，其余發動機在批準的限制范圍內工作時不能安全著陸，必須制定極限高度—速度包線。”

第29.143條 操縱性[1]

“多發旋翼航空器中一臺發動機失效后，當發動機失效發生在最大連續功率和臨界重量時，旋翼航空器在申請合格審定的速度和高度全部范圍內，必須是可操縱的。”

圖1是典型A類起飛飛行剖面。在剖面中每個階段對應的OEI功率、速度值及爬升率要求如下：

1)發動機失效點，由所有發動機工作(AEO)功率狀態轉換到OEI H功率狀態；

2)采用OEI H功率，從發動機失效點速度增速到起飛安全速度VTOSS，離地高度達到35ft；

3)采用OEI L功率，以VTOSS速度爬升，離地高度由35ft到200ft，爬升率不小于100ft/min；

4)由OEI L功率轉換到OEIC功率并由VTOSS增速至爬升速度VY，離地高度200ft；

5)采用OEI C功率，以VY速度爬升，離地高度由200ft到1000ft，爬升率不小于150ft/min，離場。

圖1 A類起飛性能[2]

從表1所列Arriel 2H發動機OEI狀態限制中可以看到，作為OEI應急功率，當使用OEI H(30s功率)時，其渦輪間溫度可達到1034℃。由于是高功率狀態，接近發動機的極限，因此該型發動機限制給出，每次使用時間限制為30s，累積使用超過90s時，發動機需要拆下返廠，做熱部件檢查。

表1 Arriel 2H發動機OEI狀態限制

為解決在飛行員進行單發應急狀態訓練時可能由于使用OEI極限功率而造成的發動機返廠，各大直升機生產商普遍引入了本文討論的直升機單發失效模擬，即培訓模式這種設計。培訓模式設計為飛行員單發應急程序訓練提供了高效、低成本、安全的模擬方法。這種模擬方法用于飛行員訓練，在直升機研發階段，培訓模式還可以用來完成單發失效驗證飛行試驗。這種方法也是咨詢通告中推薦的重要驗證試飛方法之一。

2 真實OEI狀態

2.1 OEI識別[5，7]

一臺發動機或多臺發動機失效時，直升機出現下述現象，提醒飛行員單發失效：

1) 明顯的偏航(機頭側擺)：導致偏航的原因是發動機失效時直升機旋翼反扭矩和尾槳拉力產生的偏航力矩不平衡；不同的機型由于旋翼旋轉方向不同，偏航的方向會不同。如果飛行員沒有及時通過腳蹬操縱修正偏航運動，直升機將出現側滑。

2) 告警面板顯示發動機失效信息，出現音響告警及語音告警：發動機失效后，發動機電子控制單元(EECU)判斷出發動機失效，發出相應告警信息。出現告警信息的響應時間取決于設計上采用什么樣的激發條件。一般發動機失效激發條件為燃氣渦輪轉速低于給定的門限值(例如45%)，而發動機控制開關在飛行位，EECU探測到這種條件時發出發動機失效告警，CAS信息會顯示發動機失效(ENG OUT)信息，同時伴有音響告警和語音告警。

3) 雙發將產生較大的功率輸出差(扭矩差)，EECU控制工作發動機轉入OEI狀態：隨著失效發動機扭矩下降，EECU探測到兩臺發動機之間有輸出功率差后，控制工作發動機從AEO狀態轉換到OEI狀態，工作發動機輸出扭矩迅速上升。發動機燃氣渦輪轉速差超過門限值(某型直升機為6%)或者雙發扭矩差超過門限值(某型直升機為40%)通常作為發動機由AEO轉換到OEI狀態的激發條件，EECU探測到激發條件后將工作發動機轉入OEI H功率狀態，發動機加速。如果直升機飛行狀態需用功率小于發動機OEI H功率，發動機加速至總距位置對應的功率狀態；如果直升機飛行狀態需用功率超過發動機OEI H功率，發動機加速至當時大氣條件所對應的OEI H功率。

4) 失效時的總距位置、空速等決定可能出現的旋翼轉速波動：在單發失效后，隨著雙發輸出功率和的減小，旋翼轉速下降。在工作發動機轉入OEI狀態后，失效時的總距位置、空速等，即直升機需用功率，決定旋翼轉速變化。如果直升機需用功率小，隨著工作發動機功率增加，旋翼轉速增加并最終穩定在OEI旋翼轉速。如果直升機需用功率大，即使工作發動機功率增加，旋翼轉速可能進一步下降或穩定在某一較低轉速。

圖2給出了某型直升機發動機失效時的歷程曲線。可以看到，當一臺發動機失效后，雙發功率和下降。約0.7s后，EECU探測到雙發功率差，工作發動機轉入OEI狀態，約1.3s后發動機加速至OEI H功率。旋翼轉速NR開始隨著雙發功率和減少而下降。隨著工作發動機轉入OEI狀態后功率快速上升，旋翼總距調整，旋翼轉速穩定在OEI旋翼轉速。

圖2 直升機發動機失效時間歷程曲線[4]

在OEI狀態下，飛行員需要通過調節總距，保持OEI旋翼轉速。

2.2 OEI時的飛行員操作[5,7]

發動機失效時，飛行員操作包括以下幾個階段：

1) 飛行員意識到發動機失效；

2) 調整總距，穩定旋翼轉速；

3) 根據失效狀態，采取相應措施。

巡航階段發動機失效：

調整姿態、速度，完成巡航狀態發動機失效程序。

B類起飛和著陸階段：

調整姿態、速度，完成中斷起飛或著陸程序。

A類起飛和著陸階段：

調整姿態、速度，根據發動機失效時的速度和高度，完成相應的A類起飛或著陸程序。

3 直升機OEI培訓模式的常用實現方法

主要有兩種單發失效模擬方法：

1) 一臺發動機降功率至飛行慢車位，調整另外一臺發動機至需要的限制值；

2) 雙發降功率至過度功率，調整兩臺發動機功率和模擬OEI功率。

現代多發直升機的培訓模式普遍采用所有發動機工作在低功率狀態的模擬方法，使所有發動機輸出功率和(扭矩和)等于OEI相應狀態應急功率(扭矩)，通過這種方式模擬直升機OEI狀態，避免發動機真的進入OEI H等高功率狀態。

發動機EECU軟件通過雙發總線交互，在激活培訓模式時，EECU自動計算當前大氣條件下OEI狀態下發動機所能發出的扭矩，并自動將該扭矩平均分配給左、右兩臺發動機。

不同直升機的OEI培訓模式采用的基本原理雖然基本相同，但在在技術細節上會有所不同。例如國產某型機安裝的ARRIEL 2H發動機,在培訓模式下兩臺發動機使用相同的扭矩限制值設置；而國外某型機安裝的PW210發動機，在培訓模式下兩臺發動機采用不同的扭矩下沉值和超調限制值。

配裝PW210發動機的直升機的OEI培訓模式控制系統，將兩臺發動機分為模擬失效發動機和模擬OEI發動機，分別按照以下邏輯完成控制：

1) 模擬失效發動機控制系統邏輯

首先設置扭矩限制值至模擬失效的發動機定義的功率下沉值(Power Hole Value，也稱之為deltaTQ)；

在定義的持續時間(Duration，也稱之為deltat)內保持扭矩限制值；

持續時間完成后，扭矩限制值轉換至相應培訓過調限制值(Overshoot Limit)，并在定義的持續時間內保持扭矩限制值；

培訓過調限制持續時間后，扭矩限制值轉換至培訓扭矩限制值。

2) 模擬OEI發動機控制系統邏輯

設置扭矩TQ限制值至模擬OEI發動機定義的功率下沉值(Power Hole Value)；

保持扭矩TQ限制值定義的持續時間(Duration)；

持續時間完成后，扭矩限制值轉換至相應培訓過調限制值(Overshoot Limit)，并在定義的持續時間內保持扭矩限制值；

培訓過調限制持續時間后，扭矩限制值轉換至培訓扭矩限制。

圖3給出了該型直升機在激活培訓模式時兩臺發動機的扭矩變化過程以及直升機旋翼轉速變化過程。

圖3 直升機培訓模式雙發扭矩時間歷程曲線[6]

4 適用的規章

培訓模式的目的是模擬在一臺發動機失效后的應急響應。其模擬的直升機參數顯示應符合相應規章要求，EECU軟件設計應滿足安全性分析要求，培訓模式下的性能和飛行特性應滿足適航規章B章飛行相關條款要求，并需要提供相應的性能圖表等。

因此，以下適航條款適用于直升機培訓模式的審查：

CCAR29.B章飛行、CCAR29.1305動力裝置儀表、CCAR29.1309 設備、系統及安裝，CCAR29.1549動力裝置儀表等.

5 直升機OEI培訓模式測試、評估及審查關注重點

5.1 培訓模式與真實OEI的相似性評估

5.1.1 培訓模式下直升機功率響應的一致性

在培訓模式下，直升機功率響應與真實發動機失效狀態相一致是培訓模式最基本的功能要求。為滿足這個要求，發動機EECU中培訓模式軟件在固化前，功率下沉值、下沉持續時間和過調限制等參數設置是可調的，通過調整這些參數實現與真實發動機失效狀態下的功率響應的一致性。

環境條件決定OEI功率限制。低高度、常溫條件下，OEI限制來自于機械功率限制；而高高度和高溫條件下，OEI限制多來自于熱功率限制。因此,與真實發動機失效狀態響應一致的培訓模式控制參數，將隨環境條件不同而變化。因此，如果采用培訓模式模擬單發失效，完成符合性驗證試飛，每次轉場到新的試驗場地開展驗證試飛前，首先需要通過一系列的調整試飛，調整功率下沉值和功率下沉時間等參數，使培訓模式下的功率響應與真實OEI功率響應一致之后，才能開展后續的驗證試飛。圖4給出了某型直升機在熱功率限制兩種情況下培訓模式的調整結果。調整后培訓模式與真實發動機失效具有一致的功率響應。與真實OEI功率響應一致性是判斷培訓模式是否可用于發動機失效模擬科目的關鍵。

圖4 直升機培訓模式雙發扭矩時間歷程曲線-ITT限制[4]

5.1.2 直升機狀態參數顯示的相似性

按照旋翼航空器適航規章1305和1549條動力裝置儀表要求，發動機狀態顯示應實時顯示發動機參數，包括扭矩(TQ)、燃氣渦輪轉速(NG)，渦輪間溫度(ITT)。因此在直升機培訓模式狀態下，應具有實時監控每臺發動機工作狀態的方法，且該方法必須簡單、準確、有效，以證明這些條款的符合性。而直升機培訓模式要求提供一個虛擬的，與真實OEI狀態一致的顯示，使飛行員熟悉發動機失效后的直升機顯示，實現培訓目的。因此，不同的機型會采用不同的方法應對培訓模式下的這些顯示要求。

采用雙發功率和模擬OEI功率的培訓模式，通常采用主飛行顯示器(PFD)和多功能顯示器(MFD)分別顯示的方法滿足相關要求。PFD模擬顯示OEI狀態，用于飛行員的OEI狀態培訓，而在MFD發動機頁面上，實時顯示真實發動機參數，實現發動機狀態監控。

近年來的直升機普遍采用等效發動機功率顯示，如Airbus Helicopter系列直升機所采用的First Limit Indication(FLI)技術，Agusta系列直升機采用的Power Index Indicator(PI)，國產AC312E直升機采用的Engine Status Indication(ESI)，在PFD上顯示等效發動機功率，替代了過去同時監控扭矩TQ、燃氣渦輪轉速NG和渦輪間溫度ITT三個發動機功率參數的方式，減輕了飛行員的工作負荷。這種顯示方式，為培訓模式的模擬顯示也提供了方便。

圖5給出了某型直升機在培訓模式下的發動機參數顯示。在培訓模式下，PFD上的等效發動機功率顯示為模擬OEI發動機顯示雙發扭矩和，而模擬失效發動機等效發動機功率顯示為0。而在MFD上，TQ、NG和ITT仍顯示真實發動機狀態值。

圖5 直升機培訓模式下發動機參數顯示[7]

5.1.3 直升機的告警信息顯示相似性

因為機組告警系統(CAS)信息是直升機的狀態顯示，培訓模式下的告警信息設計應與直升機的狀態一致。由于真實OEI和培訓模式下的激發告警條件不同，培訓模式下的告警信息顯示與真實OEI狀態告警信息顯示很難做到完全一致。例如，培訓模式下，燃油渦輪轉速低至門限值激發的發動機失效“ENG OUT”告警，發動機滑油壓力低“ENG OIL PRESS”告警等，很難模擬。而由于EECU可輸出模擬的扭矩，由扭矩激發的告警信息容易實現，如有的機型采用的功率差PWR DIFF告警信息仍可實現，這種告警顯示會與真實單發一致。

為區別于真實OEI，在接通培訓模式后，CAS信息上應有培訓狀態顯示。

圖6給出了某型機在培訓模式和真實單發兩種情況下顯示的CAS信息。在培訓模式下CAS信息只顯示DIFF POWER信息，在發動機參數顯示區域顯示OEI TNG；而在真實單發時CAS信息包括ENG OUT、ENG OIL PRESS、ENG FUEL PRESS等。

5.1.4 直升機OEI應急程序的相似性

在培訓模式下，從飛行員識別發動機失效，進入OEI應急程序操作程序，這些程序應與真實發動機失效一致。

如前面所提到的A類典型起飛狀態下的OEI應急過程中的功率轉換，這些轉換包括AEO到OEI H，OEI H到OEI L轉換，OEI L到OEI C的轉換，直升機培訓模式應能夠對功率轉換全過程進行模擬。包括真實發動機失效到發動機OEI H(30s功率)限制；接近OEI H時間限制(30s)時的告警，按壓功率限制轉換按鈕，OEI功率限制降到OEI L(2min功率)限制；接近OEI L時間限制(2min)時的告警，按壓功率限制轉換按鈕，OEI L功率限制降到OEI C(OEI連續功率)限制。培訓模式下這三個過程轉換應與真實OEI狀態轉換過程一致。其中，功率限制狀態的轉換顯示與真實OEI狀態顯示應一致；功率轉換操作采用的操作程序應與真實OEI狀態操作程序一致；功率限制轉換過程時的直升機動態響也應一致。

圖6 直升機培訓模式和真實單發狀態CAS頁面顯示對比[3]

這些程序的一致，需要通過飛行試驗演示驗證。而且該飛行試驗，應在培訓模式預期使用的包線范圍內進行相似性檢查。如果計劃采用直升機雙發功率和模擬OEI功率方法，在采用這種方法演示驗證條款符合性之前，應首先演示證明模擬方法與真實OEI應急程序的相似性，方可用模擬方法表明A類條款的符合性。因此到每個飛行試驗場，如平原、次高原、高原、高高原機場開展A類飛行試驗前，首先完成相似性檢查。

5.2 直升機培訓模式安全保護方式

考慮到培訓模式下存在真實的發動機失效可能，且這種狀態要比正常狀態更加嚴重，培訓模式應提供充足的安全保護措施，以提高在培訓模式下發生真實的發動機故障時的安全性。直升機培訓模式安全保護方式，應按照第29.1309條“設備、系統及安裝要求”完成系統安全性分析。

通常，除正常的接通和斷開外，培訓模式設計一般是從兩方面考慮這些安全保護措施：一是在特定狀態和故障狀態下，無法進入培訓模式；二是培訓模式下，發生相應故障時，從培訓模式中退出。以下給出了某機型的安全保護設計。

5.2.1 發動機培訓模式的接通和斷開

接通發動機控制面板上的培訓模式開關，可以激發發動機培訓模式，模擬一臺發動機失效，剩余發動機轉入OEI功率狀態；

斷開發動機培訓模式開關，可以從發動機培訓模式下恢復。

5.2.2 無法進入培訓模式

當直升機存在以下情況時，飛行員將無法操縱直升機進入培訓模式[3]：

1) EECU存在故障，包括：1、2、3級故障中的任意1條；

2) 左、右發動機控制開關未處于“飛行”位置；

3) 發動機動力渦輪轉速低于97%；

4) 雙發存在較大的NG差(≥6%)或扭矩差(≥47.7%)；

5) 雙發EECU數據通道號為非對稱通道號(A/B或B/A)；

6) 最終備份模式被激活。

5.2.3 從培訓模式中退出

當直升機存在以下情況時，EECU將控制發動機自動退出培訓模式[3]：

1) 發動機EECU探測到2、3級故障中任意1條；

2) 雙發存在較大的NG差(>6%)或扭矩差(>47.7%)；

3) 一臺發動機NG低于60%；

4) 發動機EECU探測到培訓模式開關故障；

5) 雙發交聯失效；

6) 任意一臺發動機控制開關脫離“飛行”位置；

7) EECU接收到可能發生通道變化的信號；

8) 雙發EECU數據通道為非對稱通道號(A/B或B/A)；

9) 最終備份模式被激活。

除了相應的安全性分析之外，相應的軟件應完成實驗室平臺測試。也可通過地面和飛行試驗模擬的方法，檢查出現相應狀態時，直升機培訓模式設計是否能夠按照預期的設計完成相應的保護功能。測試時，應對軟件的響應時間給予一定的關注，相應的自動退出時間應確保直升機飛行狀態的平穩轉換，不應對直升機操縱帶來不利影響，也不應給飛行員帶來過大的工作負荷。

5.3 直升機培訓模式軟件版次

培訓模式的實現，很大程度上依賴于軟件設計。在整個項目研發過程中，應對軟件構型做好控制，每次軟件版本的升級，都應給予關注，不能簡單地認為參數調整僅是設計小改。每次設計更改都要在試驗臺做全系統測試通過后，方可在驗證機上實施。每次機上軟件版本升級后，都需要完成系統的、全面的地面及飛行測試。

針對直升機培訓模式軟件控制，還應特別關注發動機的EECU軟件版本和機上綜合航電系統軟件版本之間的相互關系。每次地面和飛行測試前，都要做好相應的記錄。軟件版本升級時，要對已經完成的符合性驗證工作進行評估，評估是否有需要重新驗證的工作。

按照相應審定流程，在直升機取得型號合格證之前，發動機首先要獲得型號合格證。而EECU軟件版本，作為發動機構型控制的一部分，也應獲得局方批準。而直升機所安裝發動機EECU軟件在裝機后仍需要做相應的調整、固化。因此，直升機型號研制過程中，要做好項目計劃，對發動機參數調整給予足夠的重視和提前量，以免由于發動機的構型狀態和軟件版本的凍結影響直升機的取證進度。

如上所述，培訓模式軟件中需要通過功率下沉值、下沉持續時間和過調限制等參數調整培訓模式下的發動機功率響應曲線。目前的EECU軟件很難做到在直升機全包線范圍的準確真實單發模擬。通常會選取特定的高度和溫度范圍的功率下沉值、下沉持續時間和過調限制參數固化培訓模式軟件，確保調整和固化后的EECU軟件適用于直升機大部分適用包線。

EECU軟件調整和固化時，可針對未來用戶做選擇性固化。如直升機主要用于海上平臺運行，那么相應的參數調整固化時，以近海平面的參數設置為主，使直升機在海平面時培訓模式下直升機的響應與真實單發響應一致。如果直升機主要用于高原地區，相應的培訓模式的軟件參數設置應使高原時培訓模式和真實單發響應一致。

5.4 直升機培訓模式增補飛行手冊(SRFM)評估

作為直升機的重要選裝，直升機培訓模式批準構型中應包含旋翼航空器增補飛行手冊(Supplemental Rotorcraft Flight Manual(SRFM))，其內容結構應滿足適航規章G章“使用限制和資料”中對旋翼航空器飛行手冊的相應要求。應包含使用限制、正常程序、應急程序、性能資料和裝載資料等內容。

限制章節應包含：使用培訓模式的限制要求，重量限制要求、發動機參數限制以及進入和解除培訓模式時的限制；與直升機其它系統的交聯關系，如自動飛行控制系統等；與其它選裝之間的關系，如與A類兼容性。

正常程序章節應包含直升機培訓模式的正常操作程序。

應急程序章節應給出使用直升機培訓模式時，發生培訓模式故障后的應急處理程序。

性能章節可以給出不同A類程序中使用培訓模式時的相應重量-高度-溫度(WAT)性能圖表。例如A類高架直升機平臺起飛程序培訓模式WAT性能圖表等，要注意與正常A類性能圖表的差異。某型直升機為了防止在培訓模式下，接近或超過直升機的某些限制，培訓模式下的發動機OEI功率輸出設置要比要真實OEI功率輸出小，如選取真實OEI功率的88%作為培訓模式下的OEI功率上限，因此培訓模式下的性能圖表應與其設置一致，相應的性能按照B章飛行條款要求進行驗證。

6 結束語

本文對多發直升機OEI培訓模式的目的、實現方式、涉及的適航規章、審查中的關注要點等方面進行了分析。希望通過上述這些要素的討論，能夠使讀者熟悉和了解直升機培訓模式設計、應用、測試與評估，尤其是對發動機失效模擬飛行試驗方法適用性的評估。

由于本文是以國產某型直升機取證文件及國外某型直升機認可審查時的文件為依據，有一定的機型特定性，有些結論難免也有特定性，因此，本文相關關注內容和結論僅供參考。