运输类飞机适航标准CCAR25.672(c)条款要求和分析

王伟达 王晓熠

（上海飞机设计研究院，上海 201210）

运输类飞机适航标准CCAR25.672(c)条款要求和分析

王伟达 王晓熠

（上海飞机设计研究院，上海 201210）

介绍了该条款产生的时代背景，分析了该条款中的若干基本概念，研究了该条款的适航要求，描述了对该条款表明符合性的验证方法。

CCAR25.672(c)；自动系统；单个故障；试飞方法

CCAR-25部《运输类飞机适航标准》是运输类飞机研制中必须满足的最低安全标准。飞控系统必须对CCAR25.671(c)、CCCAR25.672(c)等条款表明符合性。CCAR 25.671(c)条款偏重于传统的机械和液压–机械方式的飞控系统，对其失效条件进行了基本的分类，并要求在发生条款要求的失效条件后应能够继续安全飞行和着陆，或可操纵。而25.672(c)条款偏重于电传操纵方式的飞控系统，相对25.671(c)对飞机的响应和品质提出了更高的要求。

1 CCAR 25.672(c)条款的内容

CCAR-25 R4版本中对条款CCAR25.672(c)的描述如下[1]。

如果增稳系统或其它自动或带动力的操纵系统的功能对于表明满足本部的飞行特性要求是必要的，则这些系统必须符合第25.671条和下列规定：

25.671(c) 必须表明，在增稳系统或任何其它自动或带动力的操纵系统发生任何单个故障后，符合下列规定：

当故障或功能不正常发生在批准的使用限制内且对于该故障类型是临界的任何速度或高度上时，飞机仍能安全操纵；

在飞机飞行手册中规定的实际使用的飞行包线（例如速度、高度、法向加速度和飞机形态）内，仍能满足本部所规定的操纵性和机动性要求；

飞机的配平、稳定性以及失速特性不会降低到继续安全飞行和着陆所必需的水平以下。

2 CCAR 25.672(c)条款产生的背景

在20世纪50年代以前，含有自动驾驶仪的飞行自动控制系统主要用于大型飞机，当时小型飞机的飞行速度和高度都不大，自身稳定性也好，对自动控制的需求并不迫切。但是超音速飞机问世后，飞行包线扩大，飞机自身稳定性变坏，例如飞机自身的阻尼力矩在高空因空气稀薄而变小，阻尼比下降，致使飞机角运动产生强烈摆动，仅靠驾驶员操纵飞机较困难。为解决这类问题，在飞机上安装了由角速率陀螺、放大器和串联舵机组成的阻尼器，引入飞机角速度的负反馈，增强角运动的阻尼，后又由阻尼器发展成增稳系统和控制系统。

由于上述系统的出现，导致飞机的飞控系统发生革命性的变化。现在飞机的飞控系统被划分为基本操纵链路和增强操纵链路。基本的操纵链路包含了驾驶舱操纵器件→作动器电子控制装置→作动器→气动控制面。从控制理论上讲，这是一个开环环节。增强操纵链路包含了减缓系统（LAS）、增稳系统（SAS）、颤振抑制系统（FSS）等功能，这些功能综合处理了飞机的滚转角、空速、机体加速度等传感器信号，得出一个舵面偏转指令。从控制理论上讲，这是一个反馈环节，可能是正反馈环节，也可能是负反馈环节。飞机有了增强操纵链路，使得其飞行包线扩大了。

早期适航当局或是其他机构仅要求这些系统在出现故障或不工作时保证飞机具有可接受的操纵品质。后期要求日趋严格和明确。在美国联邦航空局（FAA）发布的AC25.672-1中要求装备了SAS、自动系统的飞机安全性水平始终同未装备这些系统的飞机的安全性水平一样[2]。

3 CCAR 25.672(c)条款的内容解析

3.1 基本概念

下面以采用双发尾吊布局的某型号民用飞机为例，说明增稳系统及任何其它自动或带动力的操纵系统的基本概念。该民用飞机的飞控系统模态为“正常模式”和“直接模式”。偏航阻尼器功能（Yaw Damper）和马赫数配平（Mach Trim）驻留在自动飞行计算机中，未驻留在飞控计算机中。

a) 该民用飞机的增稳系统是偏航阻尼器。该功能驻留在自动飞行计算机中，由两个控制通道和一个监控通道构成。因此单个故障不会造成偏航阻尼器的失效。在整个飞行过程中随时可以打开偏航阻尼器。它将飞机的角速度信号通过变换引入到操纵系统中，并由此控制舵面的偏转，使飞机产生附加的与原来角速度相反的力矩，抵消飞机的摆动。

b) 该民用飞机的自动系统是马赫数配平。该功能驻留在自动飞行计算机中，由一个控制通道和一个监控通道构成。因此单个故障会造成马赫数配平失效。该功能在飞机速度达到某一马赫数时自动发挥效用，将随飞行速度的增加自动调整水平安定面使其前缘逐渐下偏，不断增加飞机的抬头力矩，避免向下俯冲。自动系统与自动驾驶仪不同，前者是从飞机一起飞就自动投入工作，而后者是只有当飞机在空中完成配平（飞机力矩和杆力平衡）后才能接入。

c) 该民用飞机的带动力的操纵系统是指由液压作动器驱动的副翼、升降舵、方向舵和扰流板操纵系统。这种系统由驾驶舱操纵器件（盘、杆、脚蹬）、作动器电子控制装置、液压作动器组成。操纵器件的指令信号通过电缆被输出到作动器电子控制装置。电子控制装置是一种模拟电子器件，它将指令信号进行整形（Shaping），通过内部的前馈网络处理为电磁信号，进而驱动液压作动器。这种指令信号直接通过前馈网络到达作动器的控制方式，对于该类型民用飞机称为“直接模式”；如果在前馈网络中被注入了空速增益（由飞控计算机提供），则称为“正常模式”。

3.2 CCAR25.672(c)条款

咨询通告AC25.672-1认为当SAS起作用时，应满足25部所有适用的要求；而当SAS由于在飞行中失效而不起作用时，设计载荷、稳定性与操纵性、以及机组通报都和起作用的SAS可靠性有关。如果要求用不止一个系统来保证达到所要求的可靠性，则任一系统丧失正常功能够应在飞行前通告飞行机组，使其知道系统的状况。在SAS功能全部丧失时应通知机组，而且在经FAA批准的飞机飞行手册中应含有解决这种丧失全部功能的程序。在这些程序中可以包含飞行限制。

对于该类型民用飞机，SAS功能并不位于在操纵器件→作动器电子控制装置→作动器这一个环节中。SAS功能输出的指令信号作为增益注入到了作动器电子控制装置内的前馈网络中。

综上所述，CCAR25.672(c)中描述的单个故障不是发生在基本操纵链路，而是发生在增强操纵链路。

a）飞机的基本操纵链路未发生故障，仍然具有基本的操纵能力，即（操纵器件→作动器电子控制装置→作动器）这个链路上的未发生故障；

b）飞机的气动控制面不应发生故障，即卡阻或漂浮；

c）飞机的增强操纵链路发生故障，即不属于基本控制链路上的电子电气设备，例如包含增强功能的电子设备。

这种“单个故障”导致了飞机的某种自身特性的明显降低，或是使飞机的这种自身特性有降低的趋势。例如：对该类型民用飞机而言，由于飞机丧失偏航阻尼器功能，导致了飞机的动稳定性降低，但是这种故障并没有破坏气动控制面的完整性，没有影响飞控系统。

3.2.1 CCAR25.672(c)(1)条款

“批准的使用限制”（the Approved Operating Limitations）是机组操作手册（FCOM）中的“限制”。该部分内容包括了飞机的使用高度、机动限制载荷系数、空速和环境使用包线等内容。

“对于该故障类型是临界的任何速度或高度”是指飞机如果在某一速度或高度发生某一类型的故障，就会存在危害；如果在这一速度或高度之下，就不存在危害或是危害很小。那么这个速度或是高度对故障而言就是“临界的”。例如对于该民用飞机，自动配平和马赫数配平功能在空速大于0.78Ma时才发挥作用。因此如果在大于0.78Ma时突然丧失自动配平和马赫数配平功能，就会存在很大的危害；而在小于0.78Ma时突然丧失自动配平和马赫数配平功能，就不会存在任何危害。因为类似的例子还有“飞控系统进入直接模式”。

CCAR 25.672(c)(1)款要求验证的是在飞机发生单个故障类型后，从“批准的使用限制”到“该故障类型的临界速度或高度”这个区域之间的响应，即不应该有危险的，可以从大于“故障类型的”临界速度或是高度上，进入小于“故障类型的”临界速度或是高度是安全的。飞行员能够在飞行机组操纵手册（FCOM）中查阅到这种“单个故障”的非正常程序。飞行员按照程序能够妥善处理“单个故障”。

这一款中要求的飞行品质要求是“可控的”。

3.2.2 CCAR25.672(c)(2)条款

CCAR25.672(c)(2)款考察的是飞机在“实际使用的飞行包线”的响应。实际使用的飞行包线仅指非正常程序规定的包线。例如对于该类型飞机，在丧失马赫数配平功能后，0.78Ma就是实际使用的飞行包线。但是基于安全考虑，实际使用的包线要比0.78Ma稍小。类似的例子还有“飞控系统进入直接模式”。

综上所述，CCAR25.672(c)(2)款验证的是飞机进入了非正常程序规定的包线下边缘及其内部后，其操纵性和机动性要求等同于在正常飞行包线内的要求。关于飞机操纵性和机动性要求的条款是CCAR25.143、CCAR25.145、CCAR25.147和CCAR25.149。

这一款中要求的飞行品质要求是“满意的”。

3.2.3 CCAR25.672(c)(3)条款

“必需的水平”就是保证飞机继续安全飞行和着陆需要的最低标准。CCAR25.672(c)(3)款要求非正常程序中应有合理的着陆步骤。关于飞机配平特性的条款是CCAR25.161；稳定性的条款是CCAR25.171、CCAR25.173、CCAR25.175、CCAR25.177和CCAR25.181；失速特性的条款是CCAR25. 203。

这一款中要求的飞行品质要求是“足够”的。

3.2.4 小结

综上所述，可以明确以下结论：

a) CCAR25.672(c)强调验证的是飞机失去了SAS功能或其他功能后的响应，而非是丧失舵面功能或类似故障类型的响应。CCAR25.671(c)(3)强调验证的是后一类故障的响应。

b) 飞机在丧失SAS功能或其他功能后，为达到安全目的使用的包线将相对未丧失该功能时使用的包线小。

c) 飞机在丧失SAS功能或自动功能时需要告知机组。这个要求和CCAR25.672(a)的要求是一致的。在局方批准的飞机飞行手册中必须有处置该类型故障的非正常程序，这也是CCAR25.1309(b)(2)和(c)的要求。

从另外一个角度考虑，CCAR25.672(c)还可以用于检查部分的功能危害性分析（FHA）项目级别的合理性。在对故障进行评定时，应当以分级方式同事件的概率相关，即可能的事件不得产生大于次要影响（Minor Effects）的后果，而不大可能的事件不得产生大于主要影响（Major Effects）的后果。

在某型号民用飞机的审定过程中，申请人已就上述结论和中国民用航空局的审查代表达成了共识。

3.3 建议的符合性方法

通常采用飞行试验（MOC6）的方法来表明对条款CCAR25.672(c)的符合性。如果中国民用航空局审查代表认可模拟器试验平台气动导数边界的逼真度，则也可以考虑使用模拟器试验（MOC8）的方法。

以该型号民用飞机为例说明用于验证该条款的飞行试验。因为该型号民机会发生某一单个故障而导致丧失马赫数配平功能，所以选用了“丧失马赫数配平”功能作为验证科目。该试验科目已经完成了，试验数据和飞行员评述表明飞机符合25.672(c)条款的要求。相关的符合性文件已经得到了中国民用航空局的批准。

试飞方法简述如下：

a) 飞机按照正常程序起飞至高高度，空速至Vmo（或Vmd）后，设置马赫数配平故障；

b) 收油门，减速，在降到安全包线内之前，应柔和控制飞机姿态，避免急速偏转舵面；

c) 进入安全包线之后，演示必要的操纵性和机动性、配平特性、失速特性和稳定性；

d) 按照现行有效的飞行手册要求完成着陆。

4 结论

CCAR25.672(c)对增稳系统或其它自动或带动力的操纵系统的功能在发生单个故障后的飞机响应提出了严格的要求。本文研究了条款CCAR25.672(c)的适航要求，并提出了针对该条款的验证思路，为运输类飞机的飞控系统符合性验证提供了借鉴。验证思路及其试验科目已经得到了中国民用航空局的认可，相关的符合性文件已经得到批准。

[1] CCAR-25-R4 运输类飞机适航标准[S].

[2] AC25.672-1 Active Flight Controls－General[S]. Washington： FAA, 2001.

（编辑：雨晴）

T–65

C

1003–6660（2015）04–0033–04

10.13237/j.cnki.asq.2015.04.009

[收修订稿日期] 2015-08-10