CCAR23部飛機HIRF防護適航驗證方法研究

李明巧，付暢，閆冰

(1.哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責(zé)任公司 飛機設(shè)計研究所， 哈爾濱 150066) (2.陸軍裝備部航空軍事代表局駐哈爾濱地區(qū)航空軍事代表室， 哈爾濱 150066)

0 引 言

目前飛機所使用的復(fù)合材料的低電導(dǎo)率特性使其提供的屏蔽效能差，使得電子電氣系統(tǒng)更多地暴露于外部電磁環(huán)境。考慮到飛機中關(guān)鍵功能的電子系統(tǒng)對飛行安全的重要性和對HIRF環(huán)境的敏感性，為保障飛行安全，飛機適航要求飛機需要進行HIRF試驗驗證。

歐美國家基于HIRF適航條例的貫徹已具備系統(tǒng)性的HIRF試驗?zāi)芰ΑＴO(shè)備級和系統(tǒng)級試驗基于混響室、微波暗室已經(jīng)開展了大量試驗研究工作，整機HIRF試驗通常采用低電平耦合方式在開闊場地進行。國內(nèi)強電磁環(huán)境防護技術(shù)航空科技重點實驗室目前已為諸多型號開展設(shè)備級HIRF試驗測試。此外還有一些單位具備部分HIRF混響室試驗?zāi)芰Γ捎贖IRF防護的系統(tǒng)及要求均存在分級的復(fù)雜性，國內(nèi)針對HIRF防護的適航驗證缺少整機的方法和經(jīng)驗。孔叔鈁等中對適航條款進行解析，介紹了HIRF適航驗證流程和試驗要求，但沒有給出具體操作方法；章光燦僅敘述了HIRF符合性驗證整機試驗的流程和方法，而缺少用于飛機適航驗證的實例，此外文中介紹的整機試驗方法所需工作量極大。Y12F飛機是新一代多用途渦槳支線運輸機，配備通訊、導(dǎo)航、控制、顯示等重要電子電氣系統(tǒng)。

本文以Y12F飛機為例，針對CCAR23部飛機HIRF防護系統(tǒng)，提出適用于CCAR23部飛機HIRF防護適航驗證的方法，并對其關(guān)鍵技術(shù)與可行性進行分析，以期對整機HIRF防護適航驗證進行指導(dǎo)。

1 概 述

2007年，F(xiàn)AA對14CFR中適航條例23部(正常類、實用類、特技類和通勤類飛機)進行修正，增加了1 308條款，提出了HIRF環(huán)境I和HIRF環(huán)境II及設(shè)備HIRF試驗等級1、2、3。而在此之前FAA主要采用專用技術(shù)條件的形式對型號合格審定提出HIRF防護要求。

CAAC在其各個適航規(guī)范中還沒有專門的HIRF防護條款，但通過專用技術(shù)條件，針對合格審定型號提出與FAA條例相應(yīng)條款等同的HIRF防護要求。CAAC定義的HIRF環(huán)境與FAA所定義的保持一致。

證明HIRF符合性有多種可行方法，適航認可的A類系統(tǒng)HIRF防護符合性驗證程序，如圖1所示。

圖1 A類系統(tǒng)HIRF符合性驗證流程圖[8]

HIRF防護適航符合性認證應(yīng)包含以下內(nèi)容：

(1) 根據(jù)系統(tǒng)安全性分析，確定需要HIRF防護系統(tǒng)級別；

(2) 確定外部HIRF環(huán)境；

(3) 確定所安裝系統(tǒng)的HIRF環(huán)境；

(4) HIRF符合性驗證的方法和效果。

2 HIRF防護系統(tǒng)的確定

根據(jù)系統(tǒng)功能危險性分析結(jié)果，確定需要進行HIRF防護的系統(tǒng)及要求級別。Y12F飛機各系統(tǒng)功能危險性失效結(jié)果類別在Ⅲ級以上的系統(tǒng)失效模式如表1所示。對于系統(tǒng)功能危險性分析，其失效結(jié)果類別為Ⅰ(災(zāi)難的)、Ⅱ(危險的)、Ⅲ(主要的)的，其HIRF防護等級為A、B、C三類。HIRF防護等級與系統(tǒng)研制保證等級一致。

Y12F飛機涉及電子電氣系統(tǒng)的飛機級危險等級為災(zāi)難性的事件是飛行信息喪失、飛行信息有害誤導(dǎo)，相關(guān)系統(tǒng)是大氣/航姿系統(tǒng)和綜合顯示系統(tǒng)，其HIRF合格審定級別為A類。

表1 系統(tǒng)功能危險性失效模式和類別

3 外部HIRF環(huán)境的確定

CAAC為Y12F飛機發(fā)布的HIRF專用技術(shù)條件SC-Y12F-01附錄1中給出的飛機外部HIRF環(huán)境與適航規(guī)章FAR23附錄J給出的飛機外部HIRF環(huán)境一致，為HIRF環(huán)境Ⅰ和HIRF環(huán)境Ⅱ以及設(shè)備HIRF試驗級別1、2、3，其中HIRF環(huán)境Ⅰ和HIRF環(huán)境Ⅱ分別見文獻[10]第8頁的表2“HIRF Environment Ⅰ”和第9頁的表3“HIRF Environment Ⅱ”。

4 內(nèi)部HIRF環(huán)境的確定

Y12F飛機安裝的系統(tǒng)最高類別為A類顯示系統(tǒng)，根據(jù)AC20-158A第17頁的圖2(A類系統(tǒng)HIRF符合性流程圖)，確定Y12F飛機內(nèi)部HIRF環(huán)境可以通過通用傳遞函數(shù)和衰減的關(guān)鍵技術(shù)，需注意的是該方法僅適用于A類顯示系統(tǒng)，具體見AC20-158附錄1，如表2所示。

表2 通用傳遞函數(shù)和衰減表

Y12F飛機主體為金屬結(jié)構(gòu)，駕駛艙門、客貨艙門、行李艙門和整流罩為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，復(fù)合材料艙門外表面嵌合一層帶孔的鋁箔以提供一定的電磁屏蔽，整流罩內(nèi)安裝有電子設(shè)備時，整流罩外表面也要求嵌合一層帶孔的鋁箔以提供電磁屏蔽。Y12F飛機的電子/電氣設(shè)備主要安裝于如下區(qū)域：機頭設(shè)備艙、飛機駕駛艙區(qū)域、飛機駕駛艙左右設(shè)備架、主起區(qū)域設(shè)備架、行李艙設(shè)備架、尾段設(shè)備架，其中，機頭設(shè)備艙、飛機駕駛艙左右設(shè)備架、行李艙設(shè)備架、尾段設(shè)備架處于封閉的金屬結(jié)構(gòu)中。

Y12F飛機身長16.403 m，選擇表2中的圖A1-1通用傳遞函數(shù)計算飛機內(nèi)部線束感應(yīng)的電流(如圖2中的線3所示)，通過計算，飛機內(nèi)部受HIRF Ⅰ環(huán)境影響而感應(yīng)的電流值如圖2中的線1所示，飛機內(nèi)部受HIRF Ⅱ環(huán)境影響而感應(yīng)的電流值如圖2中的線2所示。根據(jù)設(shè)備和線束的位置不同，選擇不同的衰減計算飛機內(nèi)部的HIRF環(huán)境場強：當設(shè)備及連線位于駕駛艙或未完全封閉的電子設(shè)備艙區(qū)域，如主起區(qū)域設(shè)備架，選擇12 dB衰減計算飛機內(nèi)部受HIRF Ⅰ環(huán)境、HIRF Ⅱ環(huán)境影響而產(chǎn)生的場強，如表3～表4所示，用于駕駛艙區(qū)域的設(shè)備和連線，頻帶邊界使用最高場強；當設(shè)備位于封閉的設(shè)備架上、連線位于機身電纜通道，選擇20 dB衰減計算飛機內(nèi)部受HIRF Ⅰ環(huán)境、HIRF Ⅱ環(huán)境影響而產(chǎn)生的場強，如表5～表6所示，用于機頭設(shè)備艙、駕駛艙、行李艙、尾段的設(shè)備架，頻帶邊界使用最高場強。

圖2 通用傳遞函數(shù)和飛機內(nèi)部HIRF環(huán)境(感應(yīng)的電流)

表3 飛機內(nèi)部HIRF環(huán)境Ⅰ(駕駛艙區(qū)域)[8]

表4 飛機內(nèi)部HIRF環(huán)境Ⅱ (駕駛艙區(qū)域)[8]

表5 飛機內(nèi)部HIRF環(huán)境Ⅰ (機頭設(shè)備艙)[8]

表6 飛機內(nèi)部HIRF環(huán)境Ⅱ (機頭設(shè)備艙)[8]

在確定飛機內(nèi)部HIRF環(huán)境時應(yīng)用傳遞函數(shù)法，選取適當?shù)膫鬟f函數(shù)計算飛機內(nèi)部電流時代替整機試驗的方法，用以節(jié)約整機試驗直接所需的測試成本、時間成本，以及間接的人工成本，提高試驗效率。

對于B類系統(tǒng)/設(shè)備，應(yīng)采用專用技術(shù)條件附錄中設(shè)備HIRF試驗等級1或HIRF試驗等級2，設(shè)備HIRF試驗等級1采用的電流值如圖3中的線1所示，環(huán)境場強如表7所示，設(shè)備HIRF試驗等級2采用的電流值即如圖2中的線2所示，環(huán)境場強根據(jù)設(shè)備的位置選擇表4或表6。

圖3 設(shè)備HIRF試驗等級1、3的電流值

表7 設(shè)備HIRF試驗等級1的環(huán)境場強

對于C類系統(tǒng)/設(shè)備，應(yīng)采用專用技術(shù)條件附錄中設(shè)備HIRF試驗等級3，設(shè)備HIRF試驗等級3采用的電流值如圖2中的線2所示，從100 MHz～ 8 GHz頻率范圍內(nèi)，環(huán)境場強最小值為5 V/m。

5 HIRF防護符合性驗證方法

5.1 A類系統(tǒng)

除對各設(shè)備按文獻[11]第20章的要求完成設(shè)備級HIRF試驗以外，還需在試驗室按SAE ARP5583要求進行系統(tǒng)級臺架HIRF試驗，試驗電平大于或等于飛機內(nèi)部HIRF環(huán)境，試驗電纜的制造應(yīng)與飛機上的電纜一致。Y12F飛機上的A類系統(tǒng)是綜合顯示系統(tǒng)和大氣/航姿系統(tǒng)，其設(shè)備組成、安裝位置及射頻敏感度試驗要求如表8所示。

Y12F飛機上的A類系統(tǒng)是綜合顯示系統(tǒng)和大氣/姿態(tài)系統(tǒng)，包含的A類設(shè)備有4個KDU1080平板液晶顯示器、1個12槽MAU、4個KBT300總線終端電阻和1個雙通道KSG7200大氣航姿計算機，其中12槽MAU包含2個PWR-210電源模塊、2個NIC-200網(wǎng)絡(luò)接口控制模塊、2個AGM-200圖形模塊、1個GIO-200雙通道通用I/O模塊、1個CIO-AP2雙通道用戶I/O模塊、2個IM-950配置模塊。KDU1080平板液晶顯示器安裝在駕駛艙儀表板上，MAU、KBT300總線終端電阻、雙通道KSG7200大氣航姿計算機安裝在駕駛艙電子設(shè)備架，相關(guān)設(shè)備及連線所在位置的HIRF內(nèi)部環(huán)境場強分別如表3和表5所示，線束感應(yīng)電流如圖2中的線2所示，由此確定相關(guān)設(shè)備的射頻敏感度試驗最低要求(按DO-160)，如表8所示，實際的射頻敏感度試驗電平也列在表8中，實際的射頻敏感度試驗電平大于或等于射頻敏感度試驗最低要求，滿足要求。

表8 A類設(shè)備射頻敏感度試驗要求及符合性

A類系統(tǒng)除對設(shè)備應(yīng)按DO-160中的20章要求進行設(shè)備的HIRF合格鑒定試驗外，在試驗室按ARP5583要求進行系統(tǒng)級臺架HIRF試驗，試驗電平大于或等于飛機內(nèi)部HIRF環(huán)境電平，并按飛機上的實際電纜情況制作一套試驗電纜，試驗電平需大于或等于飛機內(nèi)部HIRF環(huán)境電平。HONEYWELL公司為Y12F飛機提供的APEX系統(tǒng)為A類顯示系統(tǒng)，由于在以往飛機上安裝的復(fù)雜配置的APEX系統(tǒng)已完成試驗室系統(tǒng)級臺架HIRF試驗，相對 Y12F飛機的APEX系統(tǒng)的配置比已完成試驗系統(tǒng)的配置簡單，因此不再進行試驗，但對Y12F飛機的APEX系統(tǒng)和已完成系統(tǒng)級臺架HIRF試驗的APEX系統(tǒng)進行相似性分析，作為驗證支持文件。APEX系統(tǒng)級臺架HIRF試驗電平如表9所示，其中A類顯示系統(tǒng)：6 dB對應(yīng)的頻率為400 MHz～1 GHz，12 dB對應(yīng)的頻率為1～18 GHz。

表9 APEX系統(tǒng)級臺架HIRF試驗電平

5.2 B類系統(tǒng)

對于B、C類設(shè)備，按DO-160的20章要求進行設(shè)備的HIRF合格鑒定試驗，試驗電平大于或等于其對應(yīng)的飛機內(nèi)部HIRF環(huán)境。

Y12F飛機上的B類系統(tǒng)是直流電源系統(tǒng)，其設(shè)備組成、安裝位置及射頻敏感度試驗要求如表8所示。

Y12F飛機上的B類系統(tǒng)是直流電源系統(tǒng)，B類設(shè)備有直流電源系統(tǒng)的1個PDA-145主配電盒、2個300SG116Q-1起動發(fā)電機和2個GCSG504-4調(diào)壓盒，B類設(shè)備暴露于專用技術(shù)條件SC-Y12F-01附錄1中描述的HIRF設(shè)備測試水平1或2時，系統(tǒng)不會受到不利影響，設(shè)備HIRF試驗等級1采用的電流值如圖2的線1所示，環(huán)境場強如表7所示，設(shè)備HIRF試驗等級2采用的電流值即為圖3中的線2，環(huán)境場強根據(jù)設(shè)備的位置選擇表4或表6。由此確定相關(guān)設(shè)備的射頻敏感度試驗最低要求(按DO-160)，如表10所示。

表10 B類設(shè)備射頻敏感度試驗最低要求[15]

PDA-145主配電盒實際的射頻敏感度試驗是按DO-160進行的，其中傳導(dǎo)敏感度試驗按U類進行，試驗電平為30 mA，頻率范圍：10 kHz～400 MHz，輻射敏感度試驗按U和R類進行，試驗電平分別20 V/m(CW連續(xù)波、AM調(diào)幅波，頻率范圍：100 MHz～8 GHz)和150 V/m(PM調(diào)相波，頻率范圍：400 MHz～8 GHz)，實際的射頻敏感度試驗電平大于或等于射頻敏感度試驗最低要求，滿足要求。

300SG116Q-1起動發(fā)電機和GCSG504-4調(diào)壓盒為貨架成品，這2個成品為早期產(chǎn)品，300SG116Q-1起動發(fā)電機滿足TSO-56a技術(shù)規(guī)范，只按DO-160進行了環(huán)境試驗，其中無線電頻率敏感度試驗(輻射和傳導(dǎo))未進行，考慮到300SG116Q-1起動發(fā)電機是一個磁密閉體，不會受到電磁場輻射影響，又由于發(fā)電機是一個大的能量轉(zhuǎn)換設(shè)備，傳導(dǎo)干擾電流也不會對其產(chǎn)生影響，因此300SG116Q-1起動發(fā)電機能滿足HIRF環(huán)境使用要求；而GCSG504-4調(diào)壓盒,只按MIL-STD-461B元器件手冊進行了EMI/RFI試驗，其中與傳導(dǎo)和輻射敏感度有關(guān)的試驗有：CS01、CS02、RS02、RS03，未進行無線電頻率敏感度試驗(輻射RS和傳導(dǎo)CS)。GCSG504-4調(diào)壓盒已在Y12IV飛機上使用，其間未發(fā)生由于HIRF環(huán)境而引起的故障，其服役經(jīng)驗表明其在預(yù)期的環(huán)境條件下提供連續(xù)、安全服務(wù)的能力。

5.3 C類系統(tǒng)

Y12F飛機上的C類系統(tǒng)是交流電源系統(tǒng)、TCASII空中防撞系統(tǒng)、TAWS地形提示和告警系統(tǒng)、VHF甚高頻通信系統(tǒng)和音頻控制系統(tǒng)，其設(shè)備組成及射頻敏感度試驗要求如表11所示。

表11 C類設(shè)備的組成及射頻敏感度試驗最低要求

Y12F飛機上的C類系統(tǒng)是交流電源系統(tǒng)、TCASⅡ、TAWS、VHF通信系統(tǒng)和音頻控制系統(tǒng)，主要設(shè)備有綜合顯示系統(tǒng)的KMC2210主飛行顯示器控制板和KMC2220多功能控制板及數(shù)據(jù)采集單元、ADAHRS中的磁通閥、TCASⅡ系統(tǒng)中的TPU67A空中防撞處理器和CM67A模塊、TAWS系統(tǒng)中的MK Ⅵ增強型近地警告計算機、VHF通信系統(tǒng)中的KTR2280 多功能設(shè)備、音頻控制系統(tǒng)的KMA29音頻控制板以及交流電源系統(tǒng)的SC50靜態(tài)變流器。對于C類設(shè)備，采用專用技術(shù)條件附錄中設(shè)備HIRF試驗等級3，設(shè)備HIRF試驗等級3采用的電流值如圖3的線2所示，從100 MHz～8 GHz頻率范圍內(nèi)，環(huán)境場強最小值為5 V/m。由此確定相關(guān)設(shè)備的射頻敏感度試驗最低要求(按DO-160)，除了SC50靜態(tài)變流器外，其他設(shè)備實際的射頻敏感度試驗電平大于或等于射頻敏感度試驗最低要求，滿足要求，而SC50靜態(tài)變流器已在Y12系列飛機上使用，其間未發(fā)生由于HIRF環(huán)境而引起的故障，服役經(jīng)驗表明其在預(yù)期的環(huán)境條件下提供連續(xù)、安全服務(wù)的能力。

6 結(jié) 論

(1) 在確定內(nèi)部HIRF環(huán)境時，根據(jù)Y12F飛機只有A類顯示系統(tǒng)的特點，采用了傳遞函數(shù)和衰減計算的方法，應(yīng)用該方法有效降低了整機HIRF防護適航驗證的復(fù)雜程度，提高了試驗效率。

(2) 通過對A、B、C三類飛機HIRF防護系統(tǒng)分別進行驗證，表明本文提出的整機HIRF防護適航驗證方法符合CAAC23部飛機適航條例要求，可供今后此類適航驗證參考使用。