民用直升機飛控系統適航取證過程分析

胡曉暉

（中國直升機設計研究所，江西景德鎮 333000）

0.概述

飛行控制技術作為最經典和發展最活躍的航空技術之一，在直升機設計周期和壽命周期內具有非常重要的作用。現代飛控系統可以定義為：用于穩定和控制航空器剛體運動、結構模態響應以及構型的功能[1]的系統。直升機的飛行控制具有極強的耦合性。

適航是民用航空的必經之路，適航的目的就是為了保證安全性，使飛行器免于導致人員傷亡、財產損失、環境污染等狀況[2]。民用航空安全是全球共同關注的話題，對民用航空器的安全性分析是各國適航條款的要求，也是社會大眾的要求。在適航取證時，如何將系統的控制功能對標適航標準要求，通過符合性驗證方法證明設計滿足經批準的安全性水平，是設計人員關注的重點。

1.直升機飛行控制系統

與固定翼飛機不同，直升機的飛控系統的結構和和控制較為復雜。直升機由旋翼產生升力，同時由旋翼和尾槳配合共同對俯仰、橫滾、航向、總距四個通道進行操縱。由于多個控制面集中在自動傾斜器中，通過舵機配合進行控制，導致控制面無法重構。同時，各通道并非由獨立的舵機分別進行控制，控制通道間耦合特性極強。直升機需長期在低空環境中飛行，決定了直升機飛控系統會長時間暴露在復雜的電磁環境中，特別是對于電子設備較多的電傳飛控系統來說，更加要求飛控系統需要具有很強的抗電磁干擾和抗振動能力。直升機的固有特性以及使用環境都對飛控系統的適航審定工作提出了更多要求。

飛控系統需完成直升機的基本操縱功能，即在外力作用下滿足質心運動的規律，包括高速/低速邊界、上升/下降性能、續航性能、起飛性能、著陸性能、機動性能。除此之外，隨著技術的發展和需求的增加，飛控系統還需要實現自動飛行功能，并改善飛行性能。因使用環境有所不同，系統的功能略有差異，絕大多數包含：高度保持、速度保持、航向保持、區域導航、復飛、告警等功能。

上世紀60年代之前，機上一直使用機械操縱系統。傳統機械操縱系統經歷了拉桿搖臂或鋼索鼓輪直接推動操縱面階段、帶液壓助力器驅動階段、增加了力臂調節器和人工載荷階段、帶有增穩器和控制增穩系統階段[3]。

但傳統機械操縱系統存在一系列的弊端：

（1）為了滿足日益復雜的操縱需求，機械操縱系統增加了相關的硬件，導致自重越來越大，尺寸相對更大；

（2）存在一系列的非線性特性，系統存在自振現象；

（3）物理硬件存在熱脹冷縮現象，對溫度非常敏感；

（4）由于系統以硬件為主，部件間會傳遞一些由彈性振動引起的桿偏移，影響系統控制特性。

電傳飛控系統是為了克服機械系統上述弊端而設計的。與傳統飛控系統相比，電傳飛控系統節省了一些笨重的機械部件，以電子元器件為主要的系統部件，將駕駛員發起的操縱指令轉換成電信號，通過主飛行控制計算機的處理，將結果通過數據總線發送至各個控制面的作動器上，同時以電信號的形式將系統狀態反饋。電傳飛控系統包括駕駛員操縱機構、主飛控計算機、飛控系統總線、各種傳感器、作動器控制裝置和舵機等。

由于電子元器件全權替代機械操縱系統，一旦失效直接影響到控制系統的功能，甚至會導致災難性事故。因此電傳飛控系統必須配置多余度以保證具有不低于機械操縱系統的可靠性。同時，為了滿足整機安全性需求，電傳飛控的設計必須保證二次故障后控制系統依然能夠穩定完成規定的工作任務。

相比較傳統的機械飛控系統，電傳飛控系統消除了機械結構中的空行程、滯后和摩擦問題，通過完全電子元器件的數據收集、傳遞和分析，能夠有效的避免機械飛控系統中非線性因素可能引起的自振等反常現象。

目前，隨著直升機的快速發展和廣泛應用，對直升機飛控系統的要求也逐漸提高，電傳飛控系統憑借其高集成、高綜合、高自動化等特點逐漸成為未來直升機飛控系統的設計趨勢之一。

2.審定過程

在適航審定過程中，申請人依據確定的審定基礎（一般由適航標準、環境保護要求、專用條件、等效安全、豁免）和符合性方法，遵循一定的管理程序向局方表明對適航標準的符合性。通過一系列的適航審定工作，申請人可以獲得局方的設計批準和適航批準。

2.1 審定基礎

對于直升機飛控系統的設計方案、設計更改的內容、設計特征和基礎數據等，申請人需要與局方共同以CCAR-29-R2為標準，確定審定過程中適用的適航條款，并針對設計中的新穎點制訂專用條件，形成審定基礎。

其中，B分部（飛行）對系統性能（起飛、爬升、著陸）、操縱性和穩定性（配平、操縱、穩定性、失速、地面/水面操縱）以及其他特性（震動和抖振、高速特性、配平特性）進行了定性定量的規定，同時還規定了重量和重量分布限制、轉速和槳距限制等，是飛控系統審定基礎的核心組成部分。C分部（強度）中規定了操縱桿系等相關零部件需滿足的強度和力矩要求；D分部（設計與構造）包含了部分關于操縱系統的要求；F分部（設備）對所有機載設備的安全性和電子電氣設備進行了規定，是保證電子設備安全性必須滿足的最低標準。

同時，因現代直升機逐步由機械操縱系統向電傳飛控系統過渡，電傳系統主要靠電信號傳遞駕駛員的操縱指令，主要的核心部件是電子部件，極易受到雷電和外界環境的干擾，對于抗電磁干擾和閃電防護等性能的符合性驗證也需要高度關注。

2.2 配套文件體系

針對審定基礎中所包含的適航標準，申請人與局方共同討論決定符合性驗證方法，并針對不同的符合性驗證方法，給出符合性驗證文件，包括但不僅限于設計說明報告、圖樣目錄、實驗分析或計算報告、試驗大綱及試驗報告、飛行手冊、試飛報告及機組評定清單，來表明系統性能滿足經批準的型號設計。同時申請人需給出功能危險分析報告、故障模式及影響分析報告、系統安全性分析報告來表明系統安全性水平滿足適航標準規定的最低安全要求。

2.3 型號合格申請人的責任

航空器的設計研發部門在適航取證過程中，需履行申請人的責任：

（1）表明設計符合適航標準和環境包含要求（進行試驗、分析、計算等表明符合性/提交資料給局方）；（2）在航空產品投入運營后保持其型號合格證；（3）故障、失效和缺陷報告—CCAR21.8；（4）適航指令要求的設計更改—CCAR21.99；（5）持續適航文件—CCAR21.50；（6）設計和制造人根據審定過的審定基礎，表明航空器的符合性。

3.直升機飛控系統適航取證

本文通過已通過適航審定的某型民用直升機適航取證過程來簡要描述在適航取證過程中，飛控系統的設計研發部門作為申請人的責任。

3.1 飛控系統架構

3.1.1 系統內部架構

某型民用直升機飛控系統包含飛控計算機、位移傳感器、并聯電動舵機、慣性測量組件、飛控操縱臺、總距保安裝置等設備。在系統內部，桿位移傳感器將飛行員操縱桿信號提供給飛控計算機，用以判斷功能邏輯，同時提供給飛行參數記錄系統進行數據記錄；慣性測量組件采集直升機三軸角速度和三軸加速度提供給飛控計算機，用以控制律解算；飛控操縱臺將飛行員的操作信號發送給飛控計算機，用以功能切換；總距保安裝置在受到飛控計算機發送的啟動信號后，將總距桿鎖定，需飛行員上提總距桿解除鎖定。系統交聯框圖如圖1所示。

圖1 某型民用直升機飛控系統交聯框圖

3.1.2 系統外部交聯系統

航電系統是飛控系統外部交聯的重要系統之一，能夠為飛控系統提供控制律解算、空速和氣高、儀表著陸、無線電高度等信息，用以執行功能。綜合顯示系統設置有飛控專用畫面，可以通過按壓綜顯的按鍵調出畫面。

飛控系統還與機電、電氣、結構等系統有交聯接口。

3.2 審定基礎及符合性驗證工作

申請人需要以說明文件或者實驗報告的形式，表明該飛控系統的設計滿足經批準的審定基礎所要求的符合性。同時，還要說明相應條款的符合性驗證方法、符合性驗證思路。其中，部分條款需要多個符合性驗證方法表明適航性，同時一個試驗可同時表明多個條款的符合性，因此，為了統籌協調條款與符合性驗證方法之間的關系，申請人需根據驗證思路和要求整理條款所對應的符合性檢查單、符合性驗證文件清單以及符合性驗證試驗清單。

本文擬針對29.1329（自動駕駛儀）進行符合性驗證思路的分析。

經過與局方的共同商討，決定該型直升機采用“說明性文件、地面試驗和飛行試驗”的方法來對該條款進行符合性驗證。

主要驗證思路說明：

（1）設計方案等說明性文件能夠表明在使用自動駕駛儀時直升機安全可控；緊急情況時自動駕駛儀可切斷，防止其干擾駕駛員的操作；安裝有條款要求的自動同步裝置或等效裝置；與導航系統有交聯時，安裝有指示系統工作模式狀態信息的裝置；

（2）機上地面聯試試驗和故障模擬試飛能夠表明在正常工作狀態或失效狀態下不會引起航空器危險或偏離，功能聯鎖有效；

（3）飛行試驗能夠獲得駕駛員對功能、操縱器件的布置的評定。

其中功能試飛能夠驗證自動駕駛儀正常工作不會引起危險，故障模擬試飛能夠驗證自動駕駛儀失效時不會引起危險，是適航取證過程中比較重要的兩個驗證試驗。申請人需要完成功能試飛大綱以及故障模擬試飛大綱，確定試飛需驗證的性能。

（1）功能試飛驗證的系統基本性能有：懸停靜態穩定性、航向變化、航向微調、過渡到前飛時航向變化、平飛靜態穩定性、平飛動態穩定性、電配平速度、協調轉彎、俯仰/高度耦合；

（2）功能試飛驗證的一般性能有：氣壓高度保持、自動區域導航、巡航無線電高度保持等；按照各性能的特點，設定不同的初始飛行條件，完成各飛行任務，觀察俯仰角、滾轉角、姿態角、偏航角、擺動量、地速等特征參數的變化；

（3）故障模擬試飛通過斷開相應交聯系統的開關或切斷某部件與系統的連接來模擬該系統或部件的故障，觀察系統瞬態變化，來判斷該故障是否會對飛控系統產生影響并影響飛行安全。

例如通過航電控制盒上的“慣性導航系統”開關和“光纖航姿”開關依次關閉慣性導航系統和光纖航姿系統可以發現，當慣性導航系統出現故障時可以自動切換至光纖航姿系統，當光纖航姿系統出現故障時，系統此時所有的功能都自動退出，且在飛控操縱臺上顯示相應故障代碼。當兩系統發生切換時，飛控系統故障對瞬態影響非常小，對飛行安全無影響。同樣，分別斷開無線電高度表和大氣數據系統，能夠驗證故障時對飛行安全無影響。

通過上述試驗表明了自動駕駛儀的設計和調整，在駕駛員可以調整的范圍內，在適用于自動駕駛儀的任何飛行條件下，無論正常工作還是故障情況下，均不會危及直升機的安全。

對于審定基礎中的其他適航條款，申請人均需說明主要驗證思路、符合性驗證方法。如果涉及試驗，申請人還需說明相應試驗科目、試驗方法、試驗數據等。

4.結論與展望

適航性是對民用航空器安全性水平的最低要求，是航空器必須滿足的設計標準。飛控系統是民用直升機適航取證過程中的關鍵系統之一，直接決定直升機能否符合經批準的型號設計以及能否滿足必要的安全性水平。目前直升機傳統飛控系統已經有了一些適航取證經驗，對于未來飛控系統的適航取證過程具有非常重要的指導意義。

隨著民用航空器的發展，電傳飛控系統逐步取代了傳統的機械操縱系統，廣泛地應用于先進民航客機（如空客A320/A330/A340/A380，波音B777/B787等），并取得了適航許可。但相較于固定翼飛機，直升機電傳飛控系統起步較晚，設計復雜，對于電傳飛控系統的安全性分析還在逐步摸索中，同時適航取證經驗較少，未來對于使用電傳飛控系統的民用直升機，適航審定工作將會成為新的挑戰。