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摘 要：在某型飞机飞控系统铁鸟试验中，经常需要模拟各种故障，以验证飞控系统响应是否满足设计要求。振荡故障试验是飞控系统试验及适航验证试验中的重要项目，在地面试验阶段需要测得系统振荡检测功能相关各监控器探测包线范围外最严酷情况下的控制面输出响应，来确认振荡监控器的设计满足飞控系统振荡检测要求，确保飞机飞行安全。为了实现振荡故障试验，本文设计了一种故障注入装置及试验方法，即在作动系统回路中注入伺服阀电流来实现振荡故障的模拟。
关键词：民用飞机；飞控系统；故障试验；注入方法
1 前言
自 20 世纪 60 年代主动控制技术与随控布局设计思想提出以来，电传飞控系统（Electrical FlightControl System，以 下 简 称 EFCS）开 始 随 之 发 展，EFCS 使用数字式计算机与电信号通信，为飞机减重、飞行品质改善、飞机维护性改善等作出显著贡献。民机数字式 EFCS 最早应用于空客公司 A310（1982 年），仅用于控制扰流板、缝翼和襟翼。随后空客公司在 A320（1987 年）机型中首次应用了全权限 EFCS。波音公司在波音 777 机型上首次使用EFCS，并于 1995 年成功取证。中国首架按照国际标准 设 计 的 支 线 客 机 ARJ 21 采 用 了 EFCS。EFCS 发展至今，大量先进的设计技术被不断提出并成功应用于民机研制中，以 A380 为代表的先进民机在故障检测与容错技术方面有了新的突破，但受限于计算机处理能力，一些复杂的非线性实时算法难以应用。在现有飞行仿真技术研究的基础上，结合飞行控制系统功能原理，利用虚拟现实技术建立精确的飞控仿真系统，尽量逼真地模拟民用飞机飞行。探讨飞控仿真系统的原理，分析说明飞控仿真系统的功能，研究飞控仿真系统的技术要求，最后重点研究飞控仿真系统的软件设计。
2 故障试验方法
故障注入是指按照选定的故障模型，用人工的方法有意识的产生故障运行在特定的工作负载的目标系统中，以加速该系统的错误和失效的发生，同时观测和回收系统对所注故障的反应信息，并对回收信息进行分析，从而向实验者提供有关结果的实验过程。振荡故障试验是民用飞机适航验证试验的一项重要内容，主要由外部注入振荡故障信号来检测系统响应，以此验证飞控系统设计需求的正确性、评估振荡故障对飞行品质的影响。振荡故障的监控主要集中在飞控电子中，以某型飞机飞控系统为例，振荡故障通过飞控计算机、作动器控制电子及远程控制单元来实现监控。
为了实现远程控制单元内部的振荡监控逻辑检测，本文提出了一种故障试验方法，如图1所示，通过对作动回路中的EHSV伺服阀注入阀电流（初始偏置叠加振荡信号）来实现EHSV位置及EHSV电流故障的模拟。该故障试验方法有以下两个设计难点：
（1）在振荡故障注入前要保证飞控系统所有内部监控器处于抑制状态，即故障注入装置的接入不可破坏飞控系统指令通道及监控通道的完整性，飞控系统要能够识别作动回路工作在正常状态。本文提出的故障试验方法是通过阻抗匹配的方式来规避前端飞控计算机中故障监控器的触发。在电磁开关上电后，故障注入装置接入系统，电液伺服阀由等效电阻替代，飞控系统识别作动系统回路工作正常，注入的振荡故障信号直接作用到伺服阀，控制作动器运动。
（2）注入的伺服阀电流可直接驱动作动器运动，注入的故障电流过大容易破坏舵面或损坏设备，故需要调节电流初始偏置并设置最大电流幅值来保证试验安全。在舵面中立位、5度、-5度位置（根据试验需求确认）时，可以从前端飞控计算机的接口中获取电流初始偏置，故障注入装置在初始偏置的基础上叠加振荡信号注入舵回路，检测远程控制单元中振荡故障监控器触发情况。
3 故障注入装置
本文提出的故障注入装置如图1所示，其工作原理为：当12V直流电压未接入时，继电器处于图示位置，故障注入装置未接入系统，飞控系统所有监控器处于抑制状态；当12V直流电压打开后，故障注入装置接入，作动系统回路由等效电阻替代，信号发生器将已测试的初始偏置电流值发送给电液伺服阀EHSV，飞控系统执行复位操作保证所有监控器处于抑制状态，此时需要额外引入一路28V直流稳压电源为远程控制单元供电保证其处于正常工作状态，避免前端飞控计算机识别故障后切断远程控制电子电源。
4 应用
在某型号铁鸟飞控系统地面模拟试验中使用本文提出的故障注入方法开展了振荡故障试验，以幅值7.5mA及频率10Hz的振荡故障试验为例，具体的試验过程如下：
试验要求：被测对象为方向舵作动系统；试验构型要求方向舵三个作动器均工作在主动模式，对其中一路下方向舵作动器回路中注入振荡故障信号；系统振荡故障信号要求为幅值7.5mA，频率10Hz；系统检测需求为振荡故障信号注入0.4s内，远程控制单元中的振荡故障监控器触发。
试验过程：根据电液伺服阀EHSV的电流检测结果，幅值7.5mA及频率为10Hz的故障信号需要设置信号发生器的输出幅值3.35V（已叠加初始偏置），输出频率为10Hz，检测远程控制单元中监控器触发情况并记录。
试验结果：振荡故障试验如图2所示，在振荡信号发送后0.19s，系统检测到振荡故障，下方向舵作动器的工作模式切换到阻尼模式，满足系统检测需求。
5 结论
本文提出了一种故障试验注入方法，根据型号试验中的应用证明该试验方法可行且获得的试验数据可靠。该方法具有通用性，在工程领域具有较高的实用价值，可以支持振荡故障、瞬态故障及力纷争故障等试验，可广泛应用于作动系统的设备研制或飞控系统的综合验证试验中。
参考文献
[1]卢惠民.飞行仿真数学建模与实践[M]，北京：航空工业出版社，2007.
[2]贺娜.民用飞机系统功能危险性评估[J].软件导刊，2015，14（8）：49-51.
[3]柯劼，王兴波，魏强.民用飞机高度综合化自动飞行控制系统研究[J].软件导刊，2015，14（7）：90-92.
关键词：民用飞机；飞控系统；故障试验；注入方法
1 前言
自 20 世纪 60 年代主动控制技术与随控布局设计思想提出以来，电传飞控系统（Electrical FlightControl System，以 下 简 称 EFCS）开 始 随 之 发 展，EFCS 使用数字式计算机与电信号通信，为飞机减重、飞行品质改善、飞机维护性改善等作出显著贡献。民机数字式 EFCS 最早应用于空客公司 A310（1982 年），仅用于控制扰流板、缝翼和襟翼。随后空客公司在 A320（1987 年）机型中首次应用了全权限 EFCS。波音公司在波音 777 机型上首次使用EFCS，并于 1995 年成功取证。中国首架按照国际标准 设 计 的 支 线 客 机 ARJ 21 采 用 了 EFCS。EFCS 发展至今，大量先进的设计技术被不断提出并成功应用于民机研制中，以 A380 为代表的先进民机在故障检测与容错技术方面有了新的突破，但受限于计算机处理能力，一些复杂的非线性实时算法难以应用。在现有飞行仿真技术研究的基础上，结合飞行控制系统功能原理，利用虚拟现实技术建立精确的飞控仿真系统，尽量逼真地模拟民用飞机飞行。探讨飞控仿真系统的原理，分析说明飞控仿真系统的功能，研究飞控仿真系统的技术要求，最后重点研究飞控仿真系统的软件设计。
2 故障试验方法
故障注入是指按照选定的故障模型，用人工的方法有意识的产生故障运行在特定的工作负载的目标系统中，以加速该系统的错误和失效的发生，同时观测和回收系统对所注故障的反应信息，并对回收信息进行分析，从而向实验者提供有关结果的实验过程。振荡故障试验是民用飞机适航验证试验的一项重要内容，主要由外部注入振荡故障信号来检测系统响应，以此验证飞控系统设计需求的正确性、评估振荡故障对飞行品质的影响。振荡故障的监控主要集中在飞控电子中，以某型飞机飞控系统为例，振荡故障通过飞控计算机、作动器控制电子及远程控制单元来实现监控。
为了实现远程控制单元内部的振荡监控逻辑检测，本文提出了一种故障试验方法，如图1所示，通过对作动回路中的EHSV伺服阀注入阀电流（初始偏置叠加振荡信号）来实现EHSV位置及EHSV电流故障的模拟。该故障试验方法有以下两个设计难点：
（1）在振荡故障注入前要保证飞控系统所有内部监控器处于抑制状态，即故障注入装置的接入不可破坏飞控系统指令通道及监控通道的完整性，飞控系统要能够识别作动回路工作在正常状态。本文提出的故障试验方法是通过阻抗匹配的方式来规避前端飞控计算机中故障监控器的触发。在电磁开关上电后，故障注入装置接入系统，电液伺服阀由等效电阻替代，飞控系统识别作动系统回路工作正常，注入的振荡故障信号直接作用到伺服阀，控制作动器运动。
（2）注入的伺服阀电流可直接驱动作动器运动，注入的故障电流过大容易破坏舵面或损坏设备，故需要调节电流初始偏置并设置最大电流幅值来保证试验安全。在舵面中立位、5度、-5度位置（根据试验需求确认）时，可以从前端飞控计算机的接口中获取电流初始偏置，故障注入装置在初始偏置的基础上叠加振荡信号注入舵回路，检测远程控制单元中振荡故障监控器触发情况。
3 故障注入装置
本文提出的故障注入装置如图1所示，其工作原理为：当12V直流电压未接入时，继电器处于图示位置，故障注入装置未接入系统，飞控系统所有监控器处于抑制状态；当12V直流电压打开后，故障注入装置接入，作动系统回路由等效电阻替代，信号发生器将已测试的初始偏置电流值发送给电液伺服阀EHSV，飞控系统执行复位操作保证所有监控器处于抑制状态，此时需要额外引入一路28V直流稳压电源为远程控制单元供电保证其处于正常工作状态，避免前端飞控计算机识别故障后切断远程控制电子电源。
4 应用
在某型号铁鸟飞控系统地面模拟试验中使用本文提出的故障注入方法开展了振荡故障试验，以幅值7.5mA及频率10Hz的振荡故障试验为例，具体的試验过程如下：
试验要求：被测对象为方向舵作动系统；试验构型要求方向舵三个作动器均工作在主动模式，对其中一路下方向舵作动器回路中注入振荡故障信号；系统振荡故障信号要求为幅值7.5mA，频率10Hz；系统检测需求为振荡故障信号注入0.4s内，远程控制单元中的振荡故障监控器触发。
试验过程：根据电液伺服阀EHSV的电流检测结果，幅值7.5mA及频率为10Hz的故障信号需要设置信号发生器的输出幅值3.35V（已叠加初始偏置），输出频率为10Hz，检测远程控制单元中监控器触发情况并记录。
试验结果：振荡故障试验如图2所示，在振荡信号发送后0.19s，系统检测到振荡故障，下方向舵作动器的工作模式切换到阻尼模式，满足系统检测需求。
5 结论
本文提出了一种故障试验注入方法，根据型号试验中的应用证明该试验方法可行且获得的试验数据可靠。该方法具有通用性，在工程领域具有较高的实用价值，可以支持振荡故障、瞬态故障及力纷争故障等试验，可广泛应用于作动系统的设备研制或飞控系统的综合验证试验中。
参考文献
[1]卢惠民.飞行仿真数学建模与实践[M]，北京：航空工业出版社，2007.
[2]贺娜.民用飞机系统功能危险性评估[J].软件导刊，2015，14（8）：49-51.
[3]柯劼，王兴波，魏强.民用飞机高度综合化自动飞行控制系统研究[J].软件导刊，2015，14（7）：90-92.