民用飞机机载飞行管理系统性能数据库测试验证技术研究

刘利朝

(中国商飞上海飞机设计研究院,上海 200000)

0 引言

随着空中交通管理和通信技术的发展,在未来基于时间的流量管理模式下,美国FAA提出的NextGen和欧洲提出的SESAR ATM Master Plan中均将基于性能的导航(PBN)和四维航迹运行作为未来民用飞机核心技术[1],该技术实施高度依赖飞行管理系统(FMS)功能和性能。FMS已发展为集飞行计划、导航计算等众多功能于一体的综合系统软件,可以通过空地数据链将其基于性能数据库(PDB)计算的精确航迹发送给地面空管(ATC)系统,提高空域运行效率和飞机经济性[2]。

FMS为实现飞行计划、性能计算等功能需要使用机载导航数据库和PDB。根据RTCA DO-200B的要求,航空数据库应按照严格固定的标准开展数据的获取、生成与验证、处理和应用,以保证数据的质量安全[3]。其中,导航数据库由于涉及很多利益攸关方且需要频繁更新,目前已形成包括民航局、航空公司、飞机制造商、FMS供应商、导航数据库提供商在内持续稳定的运转体系。PDB作为FMS的重要组成部件,其中存储的飞机和发动机个性化数据表格是整个系统实现轨迹预测、轨迹导引和燃油管理功能的必要输入。FMS PDB在航空公司运营过程中很少更新,在设计和测试验证方面目前尚未形成具有实践指导意义的行业标准。为实现民用飞机机载系统产业链的自主可控,在研制FMS过程中有必要基于型号的实际现状自主解决PDB的相关问题。

本文研究了民用飞机FMS在设计和验证过程中机载FMS PDB的测试验证方法,包括部件级的原始数据测试和系统级的功能验证内容,通过多种手段保证PDB的正确性和完整性,为FMS的研制和适航认证提供了重要支撑。

1 FMS功能架构研究

民用飞机在航线运行过程中,飞行员的主要职责是飞行操纵和飞行导航[4]。飞行操纵是改变或保持飞机的飞行姿态(如俯仰、滚转和偏航),飞行导航主要是引导飞机沿着预定的航线安全、准确、准时地飞到目的地,主要包括对飞机的飞行轨迹控制。通过对波音空客飞机的机组标准操作程序统计发现,在正常的航线飞行中,机组约70%～80%的工作已转变为对FMS的操作,如航前输入飞行计划和性能参数、起飞后接通水平和垂直导引、监控飞机位置等。

根据ARINC702A-5,通用FMS应包含导航计算、飞行计划、无线电导航调谐、数据链应用、性能计算、轨迹预测和轨迹导引功能[5]。导航计算功能通过融合多种导航传感器,如惯性基准系统、全球卫星导航系统等,提供飞机最好的位置估计。飞行计划功能包括创建飞行计划、编辑飞行计划、储存和调用飞行计划。无线电导航调谐功能可管理和调谐所有的飞机导航无线电设备用于计算位置,自动或手动设置仪表着陆系统(ILS)的导航频率。性能计算功能基于PDB中存储的飞机个性化数据计算推力、阻力、油耗、最优速度和边界速度、飞机重量、爬升/下降的时间/燃油/距离。起飞和着陆速度计算功能基于PDB中的数据计算起飞参考速度和着陆参考速度。轨迹预测功能基于飞行计划、大气模型、性能计算结果和初始飞机状态来计算四维飞行轨迹。轨迹导引功能包含水平和垂直导引,主要基于当前的位置与期望飞行轨迹的偏差生成导引指令用于引导飞机按期望轨迹飞行。此外,某些先进型号飞机会具备机场场面数据库以支持机场场面导航和导引功能,提供飞机在地面滑行过程中的导引。根据上述功能,FMS的功能架构如图1所示。

图1 FMS功能架构

2 PDB研制

2.1 研制流程

由于在系统研制过程中,FMS软件通常由供应商开发,而其中的PDB则由飞机主制造商(OEM)负责提供。系统供应商和OEM的分工界面通常为PDB需求和固定结构的数据表格。机载FMS PDB的整体研制流程以及分工主要分为需求定义阶段、软件开发和测试阶段以及试验试飞验证阶段,如图2所示。

图2 FMS PDB研制流程

1) 在需求定义阶段,OEM根据自身的飞机特性和系统的功能需求向供应商提供协商一致的PDB(部件级)研制需求和固定结构的数据表格,该阶段提供的数据通常基于理论计算或风洞试验结果;

2) 在软件开发测试阶段,OEM提供测试样例用于测试软件代码;

3) 在试验试飞验证阶段,OEM根据飞机试验结果对PDB进行更新,并完成机载的FMS功能和性能验证。

2.2 需求分析和格式定义

FMS早期被称为性能管理系统,即通过将纸质的机组操作手册(FCOM)和飞机飞行手册(AFM)中的性能参数电子化,并结合机载系统计算能力,自动为机组提供性能参数的计算功能。后来性能管理系统与区域导航系统进一步集成,演变为执行复杂任务系统的FMS。PDB的引入能够确保FMS构建的飞行轨迹处于安全的性能边界内部,如飞行速度不超过抖振边界。针对特殊情况,如单台发动机失效,FMS也能够根据推力限制提供飞行所需的性能参数计算,如单发升限和单发最优速度,确保飞机的安全性和经济性[6]。

基于以上分析,FMS的PDB在研制过程中应包括:

1) 起飞参考速度和着陆参考速度;

2) 飞机性能速度边界和高度边界;

3) 不同飞行阶段的性能速度,包括爬升、巡航、下降;

4) 不同飞行模式的性能速度,如经济模式,最大航程模式和最大航时模式;

5) 不同飞行状态的发动机推力和油耗性能;

6) 特殊情况的性能参数,如单台发动机失效、防冰引气打开。

机载FMS PDB的表格格式与软件深度绑定,为减少系统软件研制成本,数据表格格式会在同一主制造商的不同飞机系列或同一系统供应商软件产品系列中保持共通。在FMS运行过程中,FMS软件进行的性能计算功能体现为高级管理行为,表现为在不同条件下,索引各项性能数据表,然后查询与综合计算性能数据[7]。基于2.1节描述的PDB需求,PDB应由飞机性能数据表格、发动机性能数据表格组成。为提高软件的灵活性,可将部分参数设计为单独的常数表格(如机翼有效面积、最大飞行速度VMO/MMO),并将其作为软件配置项。数据表格根据参数的计算复杂程度,包含二维表格和三维表格。当参数计算涉及因素过多导致产生高维度表格时,需要进行降维处理,使用不超过三维的数据表格拟合高维度的参数计算,以提高机载软件在频繁调用PDB表格时的运行效率。起飞参考速度受多个自变量影响,但构建数据库表格时,应使用降维后的多个数据子表,避免一个数据表格维度过高,然后通过软件算法进行复原。

V1=f(W,A,DISA,CX,BS,PR,RWC)

(1)

式中:V1为起飞参考速度;f()表示采用的线性插值或多项式插值算法;W为起飞重量;A为飞机气压高度;DISA为大气温度与标准大气温度偏差;CX为起飞襟缝翼构型状态,离散量,无量纲;BS为发动机引气状态,离散量,无量纲;PR为起飞推力等级,离散量,无量纲;RWC为起飞跑道干湿状态,离散量,无量纲。

3 PDB开发测试

3.1 结构完整性和格式正确性测试

作为FMS软件的一个单独构型项,FMS中的PDB集成软件应按照RTCA DO-178的流程对构型管理和覆盖性进行测试[8]。在FMS PDB开发过程中,应对PDB的构型文件完整性、数据内容完整性、数据表格格式准确性、数据类型准确性和期望结果准确性进行检查,确保在数据库版本迭代时的结构完整性和格式正确性。构型文件完整性和数据内容完整性分析主要是对PDB中的文件列表、文件中的数据列表进行分析,确保参数完整,无冗余和缺失情况。数据表格格式分析主要检查表格结构完整且准确,包含所有的元素,如参数名称、单位、表格维度等,且各元素与需求定义匹配。数据类型分析主要检查参数的类型标识、实际范围与需求定义一致。期望结果分析检查,即测试数据的准确性。

以三维数据表格为例,数据表格格式应按以下要求检查:

1) 包含唯一标识的数据表格名称;

2) 参数计算中的所有输入变量和输出变量的名称和单位准确定义;

3) 数据表格中每个输入变量取值应单调递增或递减(如输入变量为温度,包含n个取值时,应满足T1

测试输入为完整的PDB表格,预测输出为对表格中每一项格式符合性的结论,当出现不符合结论时,如表格名称重复或与需求定义不一致,必须对表格进行更新。基于PDB的格式分析要求,可以在FMS机载软件的通用功能外增加自动化程序对PDB的所有文件和表格实时进行分析,当格式检查通过后FMS主软件再调用PDB。程序对存在格式错误识别的结果如图3所示,特殊标注为对应的经济爬升速度表格(ECON_CLIMB_SPEED_CI_1_WIND_6和ECON_CLIMB_SPEED_CI_1_WIND_2)中缺少有效数值,该错误若引入FMS软件中会造成软件重启。

图3 PDB格式分析结果示意

3.2 数据准确性测试

在FMS软件开发过程中,为确保PDB软件模块的正确性,在开发和测试过程中需要采用“打点法”进行测试,即在已有PDB表格的基础上,通过“打点法”额外选取部分状态点(下文称为测试样例),对FMS软件进行测试,如图4所示,通过该流程可以测试PDB满足覆盖率和通过率的要求。

图4 PDB的开发和测试流程

覆盖率的要求来源于DO-178,即软件的每一行代码都能够被执行测试,测试结果符合设计预期。为满足软件代码的测试覆盖率要求,OEM需要提供大量的测试样例,需要根据需求定义覆盖每一个参数计算过程中的所有输入变量,包括性能边界内的状态和性能边界外的状态,确保该状态的软件代码能够被执行测试。

测试通过率通过给定容差确保FMS软件的性能参数结果和飞机真实性能特征之间的误差在可接受范围内。在该方法中,由于真实的飞机性能和发动机模型已通过试飞校验,可将在打点选取的测试样例中的输出变量作为参考真实值,验证FMS软件的计算值。FMS计算结果与参考数据真值的误差主要来源于软件插值算法和软件计算,由于目前机载的计算能力和精度已非常高,插值算法带来的误差占绝对主导,见图5。

图5 PDB误差分析

图5中:x轴表示式(1)中的重量或高度;y轴表示式(1)中的起飞速度;红色线段代表FMS基于软件算法计算的结果(Com_Res);蓝色线段代表飞机真实性能模型(Act_Res)。测试通过率的准则为

(2)

式中:Act_Res 为根据飞机模型提供的参考真值,来源于经过试验试飞验证的内部模型;Com_Res 为机载FMS软件通过OEM提供的数据表格和算法的计算结果;Threshold 为可接受容差。

在进行通过率测试时,飞机的飞行包线内所有的测试样例均应测试通过,即飞机模型提供的参考真值与FMS计算值之间的误差小于可接受容差。根据图4所示的测试流程,针对测试未通过的样例,需要结合数据本身的特性和研制需求分析。

以某发动机推力为例,该参数在特定工况条件下数据特性如图6所示。高度自变量(8.5～11.5 km)测试样例不仅包含8.5～11.5 km内的状态,而且由于软件代码包含低于8.5 km和高于11.5 km的处理机制,因此在覆盖率测试时还需要提供相应状态的测试样例。

图6 发动机推力某种工况下数据

由图6可以看出,发动机在特定工作区域内控制规律突然变化导致数据规律性较差,当需求中使用“线性插值”计算时,数据线性度差的区域会产生测试不通过的情况,若不更新数据,该工况下的推力误差会直接影响飞管计算的性能参数精度。在该工况下需要通过修改插值方法,或对局部区域的数据进行加密以满足通过率要求。

4 PDB集成功能验证

为验证FMS PDB与主软件集成后系统功能正常,需要进行试验试飞表明系统对适航条款的符合性。验证过程中,重点是记录FMS在起飞前、飞行中、着陆后的整个飞行阶段中预测的到达每一个航路点的时间、油耗,以及实际飞过航路点的时间和真实油耗,通过对比FMS的预测值和实际值以验证FMS系统功能正常。基于真实飞行环境的FMS PDB集成功能验证方法主要包括以下步骤:

1) 通过FMS页面创建一条完整的飞行计划,设置初始性能参数,激活飞行计划,记录起飞前FMS预测的每一个航路点的预计到达时间和预测油耗;

2) 飞机起飞后接通自动油门和自动驾驶,同时使用FMS管理的飞行模式,即接通FMS的水平导引和垂直导引,该步骤能够确保飞机按照FMS预测的轨迹飞行;

3) 在到达每一个航路点时,记录到达当前该航路点的实际到达时间和实际油耗;

4) 飞行结束后,整理记录的飞行参数。

以某民用飞机为例,将ORIGIN机场到DEST机场的飞行航线作为验证条件,航线距离1511 km,初始油量11000 kg,巡航高度9.7 km,中间航路点以WPTx表示,某一特定成本指数下的系统试验验证结果如表1所示。为减小大气风的影响,可以在试飞验证时将已知的不同高度层的风速、风向输入到FMS中,风的获取手段比较多样,此文不再展开。

表1 FMS的性能计算功能验证结果

通过对比表1中的数据可知,FMS能够通过调用PDB中表格数据在航前和飞行中完成性能参数的计算,表明机载FMS集成PDB后系统的相关功能正常。在参数计算精度方面,在起飞前预测的到达每一个航路点的时间与实际到达时间的差异随飞行距离的增加而延长,符合预期;油耗差随飞行距离的增加相对比较固定,与FMS内部的飞机运动模型和发动机数据算法有关。在FMS系统设计中通过实际飞行状态周期性实时更新迭代性能计算参数或改变发动机数据的计算模型可以提高预测的精度。

5 结束语

FMS PDB是根据飞机型号的自身性能特点制定的一套用于支持系统内部性能计算、轨迹预测和轨迹导引功能的数据库。与导航数据库相比,PDB缺乏具有实践指导意义的行业标准,因此,开展PDB测试验证技术的研究对于实现民用飞机机载系统产业链自主可控十分必要。本文从适航验证角度入手,研究了机载PDB在开发过程中的数据库结构完整性、格式正确性和数据准确性测试技术,以及机载数据库集成功能验证技术,该方法通过工程验证切实可行,为FMS的研制和适航验证提供了重要依据。