“系统与结构的相互影响”适航符合性验证技术

章仕彪

【摘 要】为了解决民用飞机专用条件“系统与结构的相互影响”的适航符合性验证问题，本文通过对审查要求、相关资料的研究以及对型号设计经验的总结，给出了验证流程、计算分析关键参数等，建立了适航符合性验证技术。

【关键词】飞行器设计；系统失效；卡阻；急偏

中图分类号：V222 文献标识码： A 文章编号： 2095-2457（2018）25-0179-003

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2018.25.082

【Abstract】In order to resolve the airworthiness certification issue of the civil aircraft special condition "interaction of system and structure"，by research on the airworthiness validation requirements and the relating materials， and summarizing the type design experience，the validation process and key parameters of analysis system are provided， and type airworthiness certification technology is established.

【Key words】Aircraft design；System failure；Jam；Hardover

0 引言

现代民用运输机装备有动力装置系统、主飞控系统、高升力系统、自动飞行系统、环控系统、航电系统、燃油系统、照明系统、氧气系统和内饰等各类系统。这些系统是飞机实现传载、或为机组及乘客提供舒适的环境，或实现飞机的操纵性能等不可或缺的一部分。但事物都有两面性，当系统发生失效，或发生误操作时，则会产生诸多不利影响，比如主飞控系统作动器卡阻失效，会改变结构传力路径，引起局部结构受载的变化，甚至引起全机载荷的变化。

针对该问题，局方在型号适航审查中，一般通过制定专用条件“系统与结构的相互影响”[1-3]，来给出适航审查要求，目的是确保系统失效对结构的影响得到充分的分析验证，保证飞机达到规章可接受的安全水平。

本文对专用条件“系统与结构的相互影响”的适航验证要求进行了研究，总结了相关型号设计经验，阐述了适航符合性验证要求，给出了验证流程、计算分析关键参数等，为型号适航取证提供技术指导。

1 专用条件适航符合性验证要求概述

现代民用运输机所装备的各套系统的失效，对飞机安全及成员的影响程度各不相同，因此，专用条件“系统与结构的相互影响”仅适用于飞机的飞行控制系统、自动飞行系统、增稳系统、载荷减缓系统、颤振控制系统和燃油管理系统等6套系统[4]。

考虑到飞机飞行参数及驾驶员操作剧烈程度的不同，专用条件按“失效发生时”和“失效状态下的持续飞行”分别给出了要求：

（1）失效发生时，建立从1g平飞状态开始，包括飞行员的纠正措施在内的实际情况，来计算在失效发生时刻及失效发生后立即出现的载荷，并要完成静强度评估，剩余强度评估，气弹稳定性分析和结构强迫振动（振荡失效）分析；

（2）失效状态下的持续飞行，要求计算直至VC/MC的速度范围内或规定的持续飞行速度限制下的突风载荷、机动载荷等载荷，并完成静强度评估，剩余强度评估，疲劳或损伤容限分析和气弹稳定性分析。

同时，专用条件针对失效指示、检测和带已知失效情况飞机的签派，也都提出了明确的要求。

2 专用条件结构评估流程及内容

2.1 专用条件结构评估流程

本文结合相关型号经驗，总结归纳出如下适航符合性验证工作流程，分六步走。

第一步：以系统安全性分析报告（SSA）为基础，结合飞机飞行手册操作程序相关规定，根据失效发生概率，以及失效对操稳、载荷、静强度、疲劳损伤容限、颤振和静气弹的影响，对失效做筛选，确定可能影响结构载荷或颤振、静气弹速度包线的系统失效情况；

第二步：针对筛选出来的失效情况，确定系统失效发生时刻飞机的特性，建立从1g平飞状态开始，包括驾驶员纠正动作在内的，可能的飞机飞行状态，并给出失效发生时和失效状态下的持续飞行的操稳参数；

第三步：根据操稳参数，分别计算失效发生时和失效状态下的持续飞行的机动载荷、地面静载荷、动载荷和非指令失效载荷（振荡载荷）；

第四步：根据计算得到的载荷，评估飞机的静强度以及疲劳、损伤容限特性，确认是否满足强度要求；

第五步：针对筛选出来的失效情况，评估颤振和静气弹特性，确认是否满足要求；

第六步：针对不满足强度或气弹设计要求的失效情况，启动新的评估流程，评估结构更改、系统更改或增加飞行操作限制等技术方案，直至满足强度和气弹设计要求。

适航符合性验证流程图如下图1所示。针对流程每一步的要求和方法，本文将在后续章节详细叙述。

图1 “系统与结构的相互影响” 适航符合性验证流程图

FIG1 airworthiness validation procedure diagram of“ interaction of system and structure”

2.2 系统失效情况筛选要求

在进行飞机结构强度及气弹评估时，对于极不可能的系统失效情况（失效发生概率<1×10-9次/飞行小时）是无需考虑的。因此，本文提出的系统失效筛选分定性筛选和半定量筛选两步，以简化筛选过程。

第一步：以各系统的安全性分析报告（SSA）为基础，根据失效状态的影响等级定义，按系统安全性设计要求概率，完成失效的定性筛选，筛除Ⅰ类失效情况（失效发生概率<1×10-9次/飞行小时，为极不可能发生）。

第二步：对完成定性筛选后得到的系统失效情况做半定量筛选，通过对失效原因、失效影响、飞行手册操作程序等的详细分析，筛选出可能超过正常静强度载荷包线、气动弹性速度包线、造成附加疲劳损伤、或者是需要进行附加损伤容限分析的失效情况，以便对该步筛选得到的失效情况进行定量载荷计算和强度评估。

2.3 系统失效载荷计算要求

2.3.1 失效载荷计算要求

失效载荷包括两套，“失效发生时”的失效载荷和“失效状态下的持续飞行”的失效载荷。

计算“失效发生时”的失效载荷时，飞机从1g平飞状态开始，并考虑包括飞行员的纠正措施在内的实际情况，来确定在失效发生时刻及失效后立即出现的载荷。

而对于“失效状态下的持续飞行”的失效载荷，要求计算直至VC/MC的速度范围内或规定的持续飞行速度限制下的下述适航条款规定的载荷：

（A）CCAR/FAR 25.331和CCAR/FAR 25.345所规定的限制对称机动情况；

（B）CCAR/FAR 25.341和CCAR/FAR 25.345所规定的限制突风和紊流情况；

（C）CCAR/FAR 25.349所规定的限制滚转情况、CCAR/FAR 25.367和CCAR/FAR 25.427（b）（c）所规定的限制非对称情况；

（D）CCAR/FAR 25.351所规定的限制偏航机动情况；

（E）CCAR/FAR 25.473和CCAR/FAR 25.491所规定的限制地面载荷情况。

系统失效状态下，飞机的飞行是“受限制”的，在失效告警后，驾驶员不会再按照完好飞机的飞行包线操作飞机。因此，系统失效状态下的故障载荷已没必要按照正常包线计算，这样太过保守。但飞机又必须要具备一定的能力，以满足飞机基本的机动要求及突风设计要求。本文归纳了相关型号经验，给出如下机动过载及突风速度要求，供验证工作使用。特别需要指出的是，载荷计算时，需要考虑飞机各种重量、重心位置及其严重的组合：

（1）高升力系统收起状态下，平衡机动情况过载在0.25g到1.75g之间；高升力系统放下状态下，平衡机动情况过载在0.6g到1.4g之间[4]；

（2）高升力系统收起状态下，垂直和侧向离散突风情况突风速度取25.341（a）条款要求的，40%的限制突风速度（Vc速度下）；高升力系统放下状态下，垂直和迎面突风情况突风速度取17英尺/秒[4]。

2.3.2 “通常操作位置（NEP）”确定

在各系统失效情况中，有一类特殊的失效，即飞控系统卡阻失效。之所以说特殊，是因为飞控系统卡阻失效，通常都造成较大的失效载荷，从而成为强度严重情况，甚至成为结构的设计工况，但卡阻失效载荷计算参数的确定又是一个难点，尤其是定义主飞控系统舵面的卡阻位置。

针对高升力系统和主飞控系统不同的特点，高升力飞控系统（襟翼和缝翼）考虑任一位置的卡阻，而主飞控操纵系统按照飞机飞行过程中，操作器件在“通常操作位置（NEP）”发生卡阻考虑。

定义一个合理的NEP位置是很困难的。机队服役统计数据表明，操作面的卡阻失效总概率在10-6次/飞行小时到10-7次/飞行小时之间。基于该失效概率统计结果，NEP位置可按下述原则定义：在不考虑其它失效叠加的情况下，NEP位置按照1000次飞行可能出现的操纵面最大偏度（即从中立面到最大偏转位置）考虑。该要求的定量表达，如下所述[4]：

（1）横向操纵卡阻位置

NEP位置计算按速度从1.23VSR1（1.3VS）到VMO/MMO或Vfe，12度/秒稳定滚转速率考虑，且不超过操纵器件输入量的50%。

（2）纵向操纵卡阻位置

NEP位置取下述两者的较大值：

a）速度从1.23VSR1（1.3VS）到VMO/MMO或Vfe，稳态过载达到0.8g到1.3g的操纵面位置。

b）按20000英尺高度，15英尺/秒突风速度，计算得到的操纵面位置。

（3）航向操纵卡阻位置

NEP位置取下述两者的较大值：

a）按20000英尺高度，15英尺/秒突风速度，计算得到的操纵面位置。

b）速度从1.23VSR1（1.3VS）到VMO/MMO或Vfe，方向舵横航向配平所需的最大偏度。

2.4 系统失效结构静强度、疲劳及损伤容限影响评估要求

根据专用条件“系统与结构的相互影响”，在失效发生时，需要完成静强度评估和剩余强度评估；失效状态下的持续飞行，需要完成静强度评估、剩余强度评估，及疲劳或损伤容限分析。

静强度评估的方法与常规静强度分析方法相同，但安全系数的选取与失效概率相关。

2.5 系统失效结构气动弹性影响评估要求

系统失效时，结构气动弹性影响评估要求如下：

在失效發生时，必须表明在直至CCAR25.629（b）（2）所规定的速度范围内，不发生气动弹性的不稳定。对于会导致飞机速度超过VC/MC的失效状态，必须表明在增大的速度下不发生气动弹性的不稳定，从而能保持CCAR 25.629（b）（2）所要求的裕度。

在失效状态下的持续飞行阶段，必须表明在颤振包线速度内不发生气动弹性不稳定。颤振包线速度V'和V''可以基于剩余飞行所规定的速度限制，并采用CCAR25.629（b）规定的裕度。

2.6 飞行手册操作程序制定要求

在专用条件验证活动中，飞行手册操作程序制定的工作相对较少，主要有以下工作：

（1）确定系统失效后的EICAS告警或机组易于判别的状态，作为程序的起始和判别执行程序的依据；

（2）给出系统失效后的操作动作和步骤的明确定义；

（3）根据强度、气弹等的评估结论，对程序内容进行调整，给出合理的，更严格的飞行限制，以达到降低载荷的目的。

3 总结及展望

本专用条件“系统与结构的相互影响”的适航符合性验证技术，是在总结归纳已有型号经验的基础上给出的，包括适航符合性验证要求，验证工作流程，关键参数定义等。

该验证技术的阐述是详尽的，并已成功应用于某型号飞机的适航取证中，可做为民机型号适航取证的指导技术。

不过，随着民机设计技术的进步，系统设计也在不断发展，系统失效对飞机的影响也会有新的情况出现。因此，在后续民机型号研制中，也需要针对新技术、新系统，做出新的分析和判断，并发展新的符合性验证方法。

【参考文献】

[1]CCAR25-R4，中国民用航空规章第25部-运输类飞机适航标准[S].北京：中国民用航空局， 2011.

[2]CS-25 Amendment 11， Certification Specifications and Acceptable Means of Compliance for Large Aeroplanes[S].欧洲：EASA， 2011.

[3]Issue Paper 25.302， Interaction of Systems and Structures[S].美国：FAA， 2000.

[4]AC25.671， Control Systems- General[S].美国：FAA， 2001.