论文部分内容阅读
摘 要：根据CCAR25.671（d）规定飞机设计必须使其在所有发动机都失效时仍可操纵的要求，如果表明分析方法是可靠的，则可以通过分析来表明满足本要求。某民用飞机对其液压系统提出了采用分析计算（MOC2）、安全性评估（MOC3）和试飞（MOC6）等符合性方法进行适航验证的思路。提出了具体的实施方法和关键技术路径，此方法经过CAAC型号合格审定验证，结果有效，该方法为验证民用飞机液压系统对CCAR25.671（d）条款的符合性提供了详细的解决方案，可供相关型号研制提供参照和借鉴。
关键词：CCAR25.671（d） 液压系统 适航 符合性方法
中图分类号：V22 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2015）07（a）-0067-02
液压系统作为现代民用运输类飞机的关键系统之一，为机上飞行操纵系统（通常包含主飞行控制系统和高升力系统）提供液压动力能源。飞行操纵系统的工作性能直接受液压能源系统失效状态与等级的影响。当所有发动机都失效时，通常主液压系统会丧失功能，相应配置的飞行操纵系统也会随之丧失安全裕度或功能受限。因此，对飞机可操纵性的评估需要液压系统深入评估在所有发动机都失效时系统状态参数和响应特性。通常需要采用不同类型的评估方法进行联合验证。
该文以某民用飞机的液压系统为例，从适航条款的要求开始，结合发动机失效状态影响评估结果，提出了采用分析计算（MOC2）、安全性评估（MOC3）和飞行试验（MOC6）方法（飞行试验通常可结合主飞控系统相关试飞科目一同执行）验证其对CCAR25.671（d）条款符合性的验证思路。
1 适航条款要求
从条款的内容上来看：对于液压系统而言，在所有发动机都失效的状态下，剩余液压能源的作用是保证从失效状态到恢复动力源（失效状态）期间的飞行操纵系统保证最小飞行操作所必须的功能。因此，条款对于液压系统的要求就转化为：确保失效期间剩余液压能源可以确保飞机的飞行安全所必须的最小操作动作可以实现。此外，在应急动力源生效期间，液压能源不会额外产生降低飞行安全的情况。虽然条款主要是针对飞机的飞行操纵系统，但是液压系统作为主要的二次能源系统，在整个失效期间作为确保飞行安全的关键系统，可操纵的要求仍然适用。从条款的内容上看，分析的方法是必不可少的，通常可以从以下两个方面去分析：
（1）考虑在所有发动机失效的状态下，备用系统从接收到启动指令到完成启动需要实际消耗的时间，在此期间飞机不会对飞行员造成额外的体力负担，也不需要飞行员接受特定驾驶技能的培训。另外，在航线飞行员接受指令或按照手册进行重新启动发动机的时间间隔内，飞机的状态依然可控（可操纵状态）。
（2）对于飞行操纵系统而言，主要的动力源是液压能和电能，需要通过分析或评估方法进行判定，在所有发动机失效期间，飞机可以提供充足的液压能源和电能。还应该通过飞行试验的方法表明：备用系统可以提供足够的液压能和电能。飞行试验所采取的试飞方法应该考虑航线实际运营的飞行限制和安全飞行所需的尽量低的飞行速度。
2 发动机失效的影响分析
2.1 发动机失效对飞机的影响
某民用飞机在所有发动机失效后，在备用系统正常启动期间，液压系统供压能力和电源系统供电能力是缺失的。
正常工况下，飞机由左、右发电机（IDG）分别向左、右交流汇流条供电。当两台发动机同时失效时，两台IDG无法供电，飞机可由备用电源辅助动力装置（APU）供电。如果APU也发生故障，则由冲压空气涡轮（RAT）为机上部分重要设备供电。而飞行操纵系统属于飞机丧失正常电源后需应急供电的重要系统，因而该文对所有发动机失效后飞机由RAT供电情况进行分析。
液压系统由三套独立的系统构成。通常情况，三套液压系统单独为各自的液压用户提供液压能源。当所有发动机失效时，1#和2#液压系统失去提供液压能源的功能，飞机仅能通过3#液压系统为飞行操纵系统提供液压能源[1]。
2.2 发动机失效对飞机操纵性的影响
在发动机失效后，飞机的安全性发生很大下降，飞行操纵系统由于其上游系统的能源供给出现问题而失去冗余和相应安全裕度。结合某民机飞行操纵系统配置和对应上游能源系统（含液压系统和电源系统）接口关系，得出在所有发动机失效后飞机操纵性的影响如下：
（1）双发失效后，左侧副翼及左侧升降舵的漂浮会导致飞机各个方向操纵效率的降低。
（2）由于左侧升降舵和左侧副翼漂浮会同时使飞机产生明显向左的滚转力矩，将会明显地增加飞机横向操纵的难度。
（3）由于左副翼及升降舵的漂浮度数始终随着飞行状态的变化而变化，这将使飞行员操纵飞机的难度加大。
3 符合性验证方法描述
3.1 MOC2 分析计算验证方法
通过计算分析的手段，需要计算出应急液压系统对应的飞行操纵用户的舵面能力和运行限制，评估舵面的操纵特性是否能够满足适航要求。同时也需要分析得出在失效状态期间的液压系统的剩余能力是否可以满足飞行最小操纵的要求（如舵面是否发生漂浮，舵面偏转所需流量是否可以满足）。需要计算整个失效过程各个环节的延时和信号流转间隔，并将结果通过飞行试验进行验证，以便修正模型。
相应的对于液压系统而言，分析计算的重点应集中在：根据飞行操纵系统舵面运动的流量需求，计算从所有发动机失效失去交流电源开始到RAT启动并提供稳定的电源供给以确保备用泵启动期间，应急液压能源系统蓄压器的保压能力可以满足要求。该分析计算过程需要着重关注以下几点内容：
（1）主液压能源系统失效期间，飞行操纵系统设定的舵面操纵量需要尽可能明确，数据应建立在前期工程模拟器试验的基础上。
（2）应急液压能源系统的计算应考虑全飞机生命周期内预定的飞行工况下用户的内部泄露。 （3）保压能力计算应考虑相关控制信号传输的延时和逻辑运算时间。
3.2 MOC3 安全性评估验证方法
安全性评估的出发点是：考虑最严酷工况，如发生所有发动机失效状态，叠加导致备用系统失效的概率。同时还要考虑液压系统失效和发动机失效的可能组合情况，给备用系统或失效期间的系统和设备的安全性指标提出要求，在设备选择和安全性指标分配的过程中就要考虑这种故障组合。最后给出综合的安全性分析判定设计选择是考虑所有发动机失效状态以及液压系统失效严酷工况的。
对于液压系统而言，可采用故障树（FTA）的方式进行概率分配和评估，同时应结合可能的燃油耗尽、发动机转子爆破、发动机鸟撞和其他一系列可能的导致所有发动机失效的情况进行叠加分析。
3.3 MOC6 试飞验证方法
液压系统MOC6故障模拟试飞是建立在飞行模拟器先期试验和基础上。根据分析和模拟器试验情况制定详细的试飞方案和相关试飞改装方案。飞行试验时，通过设置相关故障情况，模拟飞机处于设定故障条件下，对飞行操纵系统的状态和响应进行考察，随后恢复故障，成功后返场着陆。
3.3.1 故障模拟方法
试飞改装方案主要是对液压系统主泵出口管路进行改装（增加切断阀），并在驾驶舱中加装开关和监控画面。能够实现在试飞时切断1#和2#液压系统供压，模拟只有3#液压系统向用户供压的情况。同时左、右和APU发电机开关模拟电源故障。在3#液压系统备用泵正常工作前，只有应急蓄压器向用户供压。手动释放RAT。试验结束后，依次恢复电源和液压能源。
3.3.2 试飞条件
（1）发动机状态：空中Idle状态。
（2）试验高度：确保试飞中不能恢复动力时能够安全返场，通过性能分析计算，对于指定的试验机场应在规定的高度以上结束试飞。
（3）速度：试飞开始后，首先选择巡航构型。在模拟进场和着陆过程中，飞行速度不小于RAT工作供电的最小飞行速度。
（4）坡度：模拟失效状态时，高度裕度应保持足够，同时应选择小坡度转弯。
（5）飞行试验点参数：参见表1。表中每个参数的值均需要进行反复计算和模拟分析。
①按正常程序起飞至预定高度后，保持稳定平飞；
②先后关闭液压系统除与发动机直接关联的所有备用泵；
③先后切断左、右IDG以及APU发电机供电功能；
④使用故障模拟装置对主液压泵进行故障模拟；
⑤手动放下RAT，确认RAT放下并提供应急电源，飞机保持平飞姿态；
⑥操纵飞行操纵系统，执行预定的小机动操作，模拟进场和着陆；
⑦确认飞机各系统状态后，依次恢复IDG供电，并恢复液压主泵供压；
⑧确认飞机正常后，结束试验。
3.3.3 可接受判据
在模拟双发故障失效期间，液压能源系统应急蓄压器输出压力曲线能够保证飞行操纵用户的压力需求。
4 结语
该文对CCAR25.671（d）条款的对于液压系统的适用性和要求进行了详细说明，给出了建议的评估方法和流程，分析了所有发动机失效故障对某民用飞机操纵性能的影响。从验证液压系统对该条款适航符合性的角度，分别提出了采用分析计算（MOC2）和安全性评估（MOC3）符合性验证方法的要点，同时给出了采用试飞（MOC6）手段的验证方案。该方法为验证液压系统对CCAR25.671（d）的符合性提供了解决思路。后续机型在开展相关方面的适航验证工作时可以参考和借鉴。
参考文献
[1] CCAR-25-R3 运输类飞机适航标准[S]. 北京：中国民用航空局，2001.
[2] 李亚男，王伟达，王兴波.民用飞机飞行操纵系统对CCAR25.671（d）条款符合性的适航验证方法分析[J]. 民用飞机设计与研究，2011：62-66.
关键词：CCAR25.671（d） 液压系统 适航 符合性方法
中图分类号：V22 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2015）07（a）-0067-02
液压系统作为现代民用运输类飞机的关键系统之一，为机上飞行操纵系统（通常包含主飞行控制系统和高升力系统）提供液压动力能源。飞行操纵系统的工作性能直接受液压能源系统失效状态与等级的影响。当所有发动机都失效时，通常主液压系统会丧失功能，相应配置的飞行操纵系统也会随之丧失安全裕度或功能受限。因此，对飞机可操纵性的评估需要液压系统深入评估在所有发动机都失效时系统状态参数和响应特性。通常需要采用不同类型的评估方法进行联合验证。
该文以某民用飞机的液压系统为例，从适航条款的要求开始，结合发动机失效状态影响评估结果，提出了采用分析计算（MOC2）、安全性评估（MOC3）和飞行试验（MOC6）方法（飞行试验通常可结合主飞控系统相关试飞科目一同执行）验证其对CCAR25.671（d）条款符合性的验证思路。
1 适航条款要求
从条款的内容上来看：对于液压系统而言，在所有发动机都失效的状态下，剩余液压能源的作用是保证从失效状态到恢复动力源（失效状态）期间的飞行操纵系统保证最小飞行操作所必须的功能。因此，条款对于液压系统的要求就转化为：确保失效期间剩余液压能源可以确保飞机的飞行安全所必须的最小操作动作可以实现。此外，在应急动力源生效期间，液压能源不会额外产生降低飞行安全的情况。虽然条款主要是针对飞机的飞行操纵系统，但是液压系统作为主要的二次能源系统，在整个失效期间作为确保飞行安全的关键系统，可操纵的要求仍然适用。从条款的内容上看，分析的方法是必不可少的，通常可以从以下两个方面去分析：
（1）考虑在所有发动机失效的状态下，备用系统从接收到启动指令到完成启动需要实际消耗的时间，在此期间飞机不会对飞行员造成额外的体力负担，也不需要飞行员接受特定驾驶技能的培训。另外，在航线飞行员接受指令或按照手册进行重新启动发动机的时间间隔内，飞机的状态依然可控（可操纵状态）。
（2）对于飞行操纵系统而言，主要的动力源是液压能和电能，需要通过分析或评估方法进行判定，在所有发动机失效期间，飞机可以提供充足的液压能源和电能。还应该通过飞行试验的方法表明：备用系统可以提供足够的液压能和电能。飞行试验所采取的试飞方法应该考虑航线实际运营的飞行限制和安全飞行所需的尽量低的飞行速度。
2 发动机失效的影响分析
2.1 发动机失效对飞机的影响
某民用飞机在所有发动机失效后，在备用系统正常启动期间，液压系统供压能力和电源系统供电能力是缺失的。
正常工况下，飞机由左、右发电机（IDG）分别向左、右交流汇流条供电。当两台发动机同时失效时，两台IDG无法供电，飞机可由备用电源辅助动力装置（APU）供电。如果APU也发生故障，则由冲压空气涡轮（RAT）为机上部分重要设备供电。而飞行操纵系统属于飞机丧失正常电源后需应急供电的重要系统，因而该文对所有发动机失效后飞机由RAT供电情况进行分析。
液压系统由三套独立的系统构成。通常情况，三套液压系统单独为各自的液压用户提供液压能源。当所有发动机失效时，1#和2#液压系统失去提供液压能源的功能，飞机仅能通过3#液压系统为飞行操纵系统提供液压能源[1]。
2.2 发动机失效对飞机操纵性的影响
在发动机失效后，飞机的安全性发生很大下降，飞行操纵系统由于其上游系统的能源供给出现问题而失去冗余和相应安全裕度。结合某民机飞行操纵系统配置和对应上游能源系统（含液压系统和电源系统）接口关系，得出在所有发动机失效后飞机操纵性的影响如下：
（1）双发失效后，左侧副翼及左侧升降舵的漂浮会导致飞机各个方向操纵效率的降低。
（2）由于左侧升降舵和左侧副翼漂浮会同时使飞机产生明显向左的滚转力矩，将会明显地增加飞机横向操纵的难度。
（3）由于左副翼及升降舵的漂浮度数始终随着飞行状态的变化而变化，这将使飞行员操纵飞机的难度加大。
3 符合性验证方法描述
3.1 MOC2 分析计算验证方法
通过计算分析的手段，需要计算出应急液压系统对应的飞行操纵用户的舵面能力和运行限制，评估舵面的操纵特性是否能够满足适航要求。同时也需要分析得出在失效状态期间的液压系统的剩余能力是否可以满足飞行最小操纵的要求（如舵面是否发生漂浮，舵面偏转所需流量是否可以满足）。需要计算整个失效过程各个环节的延时和信号流转间隔，并将结果通过飞行试验进行验证，以便修正模型。
相应的对于液压系统而言，分析计算的重点应集中在：根据飞行操纵系统舵面运动的流量需求，计算从所有发动机失效失去交流电源开始到RAT启动并提供稳定的电源供给以确保备用泵启动期间，应急液压能源系统蓄压器的保压能力可以满足要求。该分析计算过程需要着重关注以下几点内容：
（1）主液压能源系统失效期间，飞行操纵系统设定的舵面操纵量需要尽可能明确，数据应建立在前期工程模拟器试验的基础上。
（2）应急液压能源系统的计算应考虑全飞机生命周期内预定的飞行工况下用户的内部泄露。 （3）保压能力计算应考虑相关控制信号传输的延时和逻辑运算时间。
3.2 MOC3 安全性评估验证方法
安全性评估的出发点是：考虑最严酷工况，如发生所有发动机失效状态，叠加导致备用系统失效的概率。同时还要考虑液压系统失效和发动机失效的可能组合情况，给备用系统或失效期间的系统和设备的安全性指标提出要求，在设备选择和安全性指标分配的过程中就要考虑这种故障组合。最后给出综合的安全性分析判定设计选择是考虑所有发动机失效状态以及液压系统失效严酷工况的。
对于液压系统而言，可采用故障树（FTA）的方式进行概率分配和评估，同时应结合可能的燃油耗尽、发动机转子爆破、发动机鸟撞和其他一系列可能的导致所有发动机失效的情况进行叠加分析。
3.3 MOC6 试飞验证方法
液压系统MOC6故障模拟试飞是建立在飞行模拟器先期试验和基础上。根据分析和模拟器试验情况制定详细的试飞方案和相关试飞改装方案。飞行试验时，通过设置相关故障情况，模拟飞机处于设定故障条件下，对飞行操纵系统的状态和响应进行考察，随后恢复故障，成功后返场着陆。
3.3.1 故障模拟方法
试飞改装方案主要是对液压系统主泵出口管路进行改装（增加切断阀），并在驾驶舱中加装开关和监控画面。能够实现在试飞时切断1#和2#液压系统供压，模拟只有3#液压系统向用户供压的情况。同时左、右和APU发电机开关模拟电源故障。在3#液压系统备用泵正常工作前，只有应急蓄压器向用户供压。手动释放RAT。试验结束后，依次恢复电源和液压能源。
3.3.2 试飞条件
（1）发动机状态：空中Idle状态。
（2）试验高度：确保试飞中不能恢复动力时能够安全返场，通过性能分析计算，对于指定的试验机场应在规定的高度以上结束试飞。
（3）速度：试飞开始后，首先选择巡航构型。在模拟进场和着陆过程中，飞行速度不小于RAT工作供电的最小飞行速度。
（4）坡度：模拟失效状态时，高度裕度应保持足够，同时应选择小坡度转弯。
（5）飞行试验点参数：参见表1。表中每个参数的值均需要进行反复计算和模拟分析。
①按正常程序起飞至预定高度后，保持稳定平飞；
②先后关闭液压系统除与发动机直接关联的所有备用泵；
③先后切断左、右IDG以及APU发电机供电功能；
④使用故障模拟装置对主液压泵进行故障模拟；
⑤手动放下RAT，确认RAT放下并提供应急电源，飞机保持平飞姿态；
⑥操纵飞行操纵系统，执行预定的小机动操作，模拟进场和着陆；
⑦确认飞机各系统状态后，依次恢复IDG供电，并恢复液压主泵供压；
⑧确认飞机正常后，结束试验。
3.3.3 可接受判据
在模拟双发故障失效期间，液压能源系统应急蓄压器输出压力曲线能够保证飞行操纵用户的压力需求。
4 结语
该文对CCAR25.671（d）条款的对于液压系统的适用性和要求进行了详细说明，给出了建议的评估方法和流程，分析了所有发动机失效故障对某民用飞机操纵性能的影响。从验证液压系统对该条款适航符合性的角度，分别提出了采用分析计算（MOC2）和安全性评估（MOC3）符合性验证方法的要点，同时给出了采用试飞（MOC6）手段的验证方案。该方法为验证液压系统对CCAR25.671（d）的符合性提供了解决思路。后续机型在开展相关方面的适航验证工作时可以参考和借鉴。
参考文献
[1] CCAR-25-R3 运输类飞机适航标准[S]. 北京：中国民用航空局，2001.
[2] 李亚男，王伟达，王兴波.民用飞机飞行操纵系统对CCAR25.671（d）条款符合性的适航验证方法分析[J]. 民用飞机设计与研究，2011：62-66.