正常类飞机CCAR23.2205 符合性验证方法分析

赵佶男

（中航通飞华南飞机工业有限公司，广东 珠海 519040）

原民航总局于2004 年制定了《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》CCAR-23-R3，主要规定了小型飞机适航审定的技术性要求，对提高我国小型飞机的安全水平、促进民用航空事业的稳步健康发展发挥了重要作用[1]。随着航空科学技术的进步、航空工业和航空运输业的发展，以及人们对航空安全性认识的深化，小型飞机适航要求在不断发展和更新，该规章中部分内容难以适应行业发展需要。为此，中国民用航空局于2022 年5 月31 日发布了《正常类飞机适航规定》[2]CCAR-23-R4，通过全面修订以进一步强化民航安全管理，确保民航飞行安全。本文通过对比，识别出了新版规章对“系统和结构的相互影响”的要求，分析了该条款内容，梳理和总结了适航验证方法，为正常类飞机适航取证工作提供了借鉴。

1 背景

根据《正常类飞机适航规定》规章重组的思路与规则，新的CCAR-23-R4 部规章最终包含A 分部“总则”、B 分部“飞行”、C 分部“结构”、D 分部“设计与构造”、E 分部“动力装置”、F 分部“设备”和G 分部“飞行机组界面和其他”在内的7 个分部，共计68 个条款[3]。通过与旧版本的规章内容对比，识别出在C 分部“结构”中新增了CCAR23.2205“系统和结构的相互影响”条款。

随着飞机设计和制造水平的进步，正常类飞机也开始装备有主飞控系统、高升力系统、自动飞行系统、环控系统、航电系统和燃油系统等各类系统。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[4-5]。但这些系统可能会不起作用或者在权限有所降低的降级模式下进行工作，这就会产生诸多不利因素，影响结构的安全系数和飞机的使用裕度。如作动器卡阻失效、活动面限制偏度丧失等，都会引起全机载荷的改变，也会引起非常规的载荷分布情况。

对于上述问题，局方提出了“系统和结构的相互影响”适航审查要求，目的是确保获得系统故障对结构的影响充分的分析验证，确定系统的故障状态及相应的故障出现概率以获得结构安全系数和使用裕度，以保证飞机的结构强度安全性。

2 条款内容

《正常类飞机适航规定》中23.2205 条规定：如果飞机安装了某个系统，该系统改变结构性能、缓解本章要求的影响或者提供满足本章要求的符合性方法，在表明对本章要求的符合性时，申请人应当考虑该系统的影响和失效。

3 符合性验证方法

3.1 总则

对于装备了飞行控制系统、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的正常类飞机，申请人必须考虑到这些系统的影响和故障。可以使用图1 提供的流程对此要求的适用性开展评估，并参考《Certification Specifications and Acceptable Means of Compliance for Large Aeroplanes》[6]中CS25.302条款的符合性验证方法以表明其符合性。

3.2 故障类型筛选

系统故障载荷分析的基础是定量的、可靠的功能危险分析（FHA）报告，依据FHA 报告中经确认的故障发生概率，确认哪些系统故障可能对结构有影响（故障概率不小于10-9）、哪些系统故障概率为“极不可能”（小于10-9）即不用考虑其对结构的影响。对结构可能有影响的系统故障，需结合应开展分析的设计输入和计算分析方法，逐条分析故障是否会对机体结构强度带来不利影响。例如，故障影响可使用的空速/Ma 数、高度范围，这些参数将导致飞行包线发生变化；故障影响不同的主飞控面偏度，将导致机动飞行的剧烈程度变化。这些都会不同程度影响局部或全机载荷，在筛选时需要全面考虑故障的每个因素。

参考CS25.1309 条款的符合性验证方法，依据故障情况影响的严重程度对失效状态等级分类见表1。

表1 系统失效状态等级与概率关系

飞行手册中对部分故障发生时刻飞行员可采用的纠正措施、故障发生后持续飞行有限制措施（通常是缩减包线），这些规定的故障应对措施在筛选和后续的计算分析中都应作为设计输入予以考虑。

筛选时还要定量分析与定性分析相结合。有些故障可以通过定性分析说明其不会造成载荷增大，筛选出来后可以减少后续定量分析的工作量。

3.3 对系统正常运行情况的评估

对于正常运行情况，飞机的所有限制载荷必须在所有系统正常运行的构型下获得。在考虑限制载荷范围内，系统的任何特殊表现、相关功能及对飞机结构性能的任何影响时，申请人必须通过实际或保守的方法对任何显著的非线性进行考虑。

此时，飞机必须满足静强度要求，并采用1.5 的安全系数从上述限制载荷中获得极限载荷。在系统超出限制条件时，申请人必须对其非线性的影响进行研究，以确保此时相比于在限制条件范围内的情况，系统不会发生异常。如果飞机的设计特征不允许超出上述限制条件，则无需考虑该情况。

同时，申请人还应确保飞机满足相关气动弹性稳定性及耐久性要求。

3.4 对系统失效运行情况的评估

对于系统失效情况，申请人应先判断系统失效概率是否为“极不可能”（失效概率小于10-9）。对于任何未显示为极不可能的结构性系统故障状态，则需要开展如下两个方面的评估。

一是从1g 平飞条件开始，申请人必须建立一个现实的场景，包括飞行员或飞行控制系统的纠正措施，以确定在故障发生时产生的载荷。对于静态强度来说，故障发生时刻产生的荷载乘以与故障发生概率相关的适当安全系数，即可得到设计中要考虑的最终荷载。安全系数如图2 所示。如果未计算出故障发生概率Pj，则必须采用1.5 的安全系数。为了评估结构的耐久性，飞机必须能够承受故障发生时刻极限载荷的三分之二。对于飞机增压舱，这些载荷必须与正常使用的压差进行组合进行考虑。对于气动弹性，必须表明在规定的速度范围内，不发生气动弹性不稳定。对于会导致飞机速度超过VC/MC 的失效状态，必须表明在速度增大的情况下不发生气动弹性不稳定，满足相关裕度。导致结构强迫振动（振荡）的系统失效，不得引起能导致主结构有害变形的载荷。

图2 故障发生时刻安全系数

部分系统失效情况飞行手册中有纠正操作程序，如某型飞机如发生方向舵卡阻故障，手册要求：卡阻后飞行员配平飞机，其后空速不能超过当前速度或XX节空速……对于更多的系统失效情况，手册中没有明确的纠正操作程序，纠正动作就需要根据故障发生后飞机的响应做出合理分析。

纠正动作一般尽量使得飞机恢复到1g 平飞状态，由于各种故障的原因不同，纠正动作也就随之变化，计算方法也就无法统一，故障发生时刻的分析工作繁杂，需考虑。

二是飞机在失效状态下继续飞行，系统处于失效状态、构型经适当调整并考虑飞行限制。申请人则需要考虑“对称机动”“飞行包线”“增升装置”“水平翼面机动载荷”“鳍或翼尖小翼”“突风载荷系数”“水平/侧向突风对水平/垂直翼面的影响”“滚转机动”“非对称载荷”“偏航情况”和“地面载荷”等各种规章要求下的载荷情况。对于静强度评估，结构的每一零件必须能够承受失效状态下持续飞行中产生的各种载荷并乘以安全系数。此时的安全系数取决于该失效状态出现的概率，如图3 所示。对于耐久性评估，飞机需要能够承受故障发生后持续飞行过程中受到的极限载荷的三分之二，以进行剩余强度验证。对于增压客舱，这些载荷必须与正常使用的压差相结合。如果失效状态引起的载荷对疲劳或损伤容限有显著影响，申请人则必须考虑这种影响。此外，申请人还必须表明在如图4 所示的颤振包线速度范围内，飞机不会发生气动弹性不稳定。而且在任何可能的系统失效状态与要求的任何损伤同时出现时，申请人必须表明在直至上述图4 所示的V'速度范围内不发生气动弹性不稳定。如果未计算失效概率Qj，则必须将V＂作为颤振速度边界。

图3 故障发生后继续飞行的安全系数

图4 颤振包线速度

3.5 系统失效指示

申请人在面对那些可能导致结构能力降至安全水平以下或明显降低剩余系统可靠性的非“极不可能”失效状态时，必须认真考虑并采取相应措施。此外，申请人还应确保在飞行之前向飞行机组详细介绍这些失效状态可能带来的影响，并提供相应的处置方法。这种做法旨在确保飞行安全，保护乘客和机组人员的生命财产安全。对于任何可能对飞行安全构成威胁的失效状态，申请人必须采取积极主动的措施，以确保飞行机组具备充分的知识和技能来应对可能发生的紧急情况。只有通过充分的准备和应对措施，才能最大程度地降低飞行过程中的风险，确保飞行的顺利进行。因此，对于失效状态的考虑和飞行机组的培训都是飞行安全管理中不可或缺的一部分。

对于控制系统的特定元件，例如机械和液压组件，可以规定进行定期检查，对于电子部件可以进行日检。这些维护要求或日检仅限于那些不易被常规探测和指示系统发现的元件，同时在较长的服役历史表明这些检查可以提供足够的安全水平。这种定期检查和日检的实施是为了确保控制系统的正常运行和安全性。通过定期检查机械和液压组件，可以及时发现潜在的故障或磨损，以便进行修复或更换，从而避免系统故障和意外事故的发生。而对于电子部件的日检，则可以及时发现可能存在的电路故障或连接问题，以保证系统的稳定性和可靠性。这些维护要求和日检措施的制定是基于经验和实践的，长期的服役历史证明了其有效性和必要性。通过定期检查和日检，控制系统的运行可以得到有效监控和维护，确保其在长期使用过程中保持安全水平。因此，严格遵守这些维护要求和日检措施是非常重要的，以确保控制系统的正常运行和人员的安全。对于飞行中存在的无法表明是极不可能的任何失效，如果该失效显著的影响飞机结构能力，但可以通过适当的飞行限制将其不利影响降至最低，则必须为飞行机组提供该失效情况的指示。

3.6 带已知系统失效情况飞机的签派

若飞机要在已知系统失效的情况下被签派，而这些系统失效会影响结构性能或影响维持结构性能的剩余系统的可靠性，则必须满足本文中3.4 和3.5 作为放行条件和后续失效要求。在建立Pj时应考虑预期的运行限制，在建立处于失效状态的概率Qj时要考虑预期的飞行限制和运行限制。这些限制必须确保飞机处于失效状态且随后遭遇限制载荷状态的概率是极不可能的。如果计算得到的系统失效概率大于10-3每飞行小时，则不允许降低安全裕度。

4 结束语

《正常类飞机适航规定》CCAR-23-R4 经过修订、重组，这一更改旨在更好地规范正常类飞机的适航要求。在C 分部“结构”中新增了“结构与系统的相互影响”条款，确保结构与系统之间的相互影响能够得到充分考虑。参考民航局航空器适航审定司发布的《正常类飞机审定》咨询通告[7]，本文对CCAR23.2205 条款适航符合性思路及方法进行了梳理，可供正常类飞机进行符合性验证工作。通过对适航符合性的验证工作，能够进一步提高飞机的安全性和适航性，从而更好地满足航空运输的安全要求。本文的内容对于正常类飞机的适航审定工作具有参考意义，可为相关工作提供一定的启发。