摘 要:本文對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)CCAR25.671(d)適航條款要求進(jìn)行了分析探討，提出適航符合性驗(yàn)證的方法建議，從設(shè)計(jì)考慮、分析計(jì)算、安全性分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，針對(duì)每一種符合性驗(yàn)證方法給出了具體的實(shí)施方法和要點(diǎn)。

關(guān)鍵詞:運(yùn)輸類飛機(jī) CCAR25.671(d) 全發(fā)失效 備用動(dòng)力源 適航 符合性驗(yàn)證方法

中圖分類號(hào):V24\t\t\t文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A\t\t\t文章編號(hào):1672-3791(2011)10(a)-0229-03

CCAR-25《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》是運(yùn)輸類飛機(jī)研制必須滿足的最低安全標(biāo)準(zhǔn)。適航標(biāo)準(zhǔn)CCAR-25中條款25.671(d)明確規(guī)定飛機(jī)必須設(shè)計(jì)成在所有發(fā)動(dòng)機(jī)都失效的情況下仍可操縱。

目前國(guó)內(nèi)還沒有CCAR25.671(d)適航符合性驗(yàn)證的經(jīng)驗(yàn)，正在研制的某型飛機(jī)將是國(guó)內(nèi)第一架做模擬所有發(fā)動(dòng)機(jī)失效飛行試驗(yàn)科目的民用運(yùn)輸類飛機(jī)。本文結(jié)合適航條款要求和某型飛機(jī)目前CCAR25.671(d)適航符合性驗(yàn)證的思路，總結(jié)提出了運(yùn)輸類飛機(jī)CCAR25.671(d)的適航符合性驗(yàn)證思路和實(shí)施方法。

1 適航條款要求

25.671總則(CCAR25-R3)。

(d)飛機(jī)必須設(shè)計(jì)成在所有發(fā)動(dòng)機(jī)都失效的情況下仍可操縱。如果表明分析方法是可靠的，則可以通過分析來表明滿足本要求。

該條款的目的是為了所有發(fā)動(dòng)機(jī)都失效的情況下，飛機(jī)仍是可操縱的，并且有能力從合適的進(jìn)場(chǎng)速度拉平到接地時(shí)的著陸狀態(tài)。

對(duì)使用鋼索等純機(jī)械操縱系統(tǒng)的飛機(jī)，操縱系統(tǒng)不由發(fā)動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力，其功能與發(fā)動(dòng)機(jī)失效與否無關(guān)。因此，全發(fā)失效時(shí)飛機(jī)仍是可操縱的。

對(duì)于人工機(jī)械操縱，液壓助力的機(jī)械-液壓助力式飛機(jī)，若動(dòng)力源是由發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)的液壓泵、冷氣泵或發(fā)電機(jī)電源，則在全發(fā)失效時(shí)，動(dòng)力操縱系統(tǒng)全部失效。此時(shí)對(duì)飛機(jī)的操縱則轉(zhuǎn)換為機(jī)械操縱。此時(shí)，全發(fā)失效時(shí)飛機(jī)仍是可操縱的。

對(duì)于具有電傳操縱系統(tǒng)的電傳式飛機(jī)，要求在全發(fā)失效(諸如多發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)吞鳥)這種最為嚴(yán)重的情況下，電源系統(tǒng)和液壓系統(tǒng)仍然必須能夠向飛行操縱系統(tǒng)提供必需的能源，以使飛行仍然具有可操縱性。下文主要探討電傳式飛機(jī)全發(fā)失效時(shí)的符合性驗(yàn)證方法。

2 適航符合性驗(yàn)證思路

為了保證在飛機(jī)所有發(fā)動(dòng)機(jī)全部同時(shí)失效的情況下的飛機(jī)可操縱性，在現(xiàn)代的先進(jìn)民用運(yùn)輸機(jī)上普遍都采用了安裝應(yīng)急備份系統(tǒng)RAT(沖壓空氣渦輪)。在出現(xiàn)全機(jī)喪失液壓能源或電源的應(yīng)急情況下，自動(dòng)或人工使其從飛機(jī)上放出，在飛機(jī)迎面氣流的沖擊下，風(fēng)葉旋轉(zhuǎn)，帶動(dòng)渦輪旋轉(zhuǎn)，渦輪再驅(qū)動(dòng)能源發(fā)生裝置轉(zhuǎn)動(dòng)，將空氣動(dòng)力所做的機(jī)械功，全部轉(zhuǎn)換為所需要的能量。，例如空客某型飛機(jī)的RAT模型圖見圖1所示。這是在飛機(jī)全發(fā)失效時(shí)，提供安全飛行最低需用應(yīng)急能源(電源或液壓源)的一種有效和可靠的方法。

為了滿足CCAR25.671(d)適航條款要求除了解決備用動(dòng)力源的問題，設(shè)計(jì)時(shí)還需要考慮雙發(fā)停車后液壓能源的用戶有哪些才能夠繼續(xù)安全飛行和安全著陸，全發(fā)失效后備用動(dòng)力源的能力需求，雙發(fā)失效飛機(jī)失去交流電到備用系統(tǒng)工作這段時(shí)間內(nèi)蓄壓器的能力能否滿足要求。

適航符合性驗(yàn)證時(shí)分析計(jì)算雙發(fā)失效后備用動(dòng)力源對(duì)應(yīng)液壓系統(tǒng)可以操縱的用戶能完成飛機(jī)的安全操縱，并且有能力從合理的進(jìn)場(chǎng)速度拉平到接地時(shí)的著陸狀態(tài)。分析計(jì)算失去交流電到備用動(dòng)力源啟動(dòng)到提供穩(wěn)定的液壓能源這段液壓空白時(shí)間內(nèi)蓄壓器的能力能夠滿足需求。還需要試驗(yàn)驗(yàn)證全發(fā)失效后，飛機(jī)仍然應(yīng)該是可操縱的，并且有能力從合理的進(jìn)場(chǎng)速度拉平到接地時(shí)的著陸狀態(tài)。

3 符合性驗(yàn)證方法

民用運(yùn)輸類飛機(jī)的符合性方法定義如下:MC0——簡(jiǎn)述，MC1——設(shè)計(jì)說明，MC2——分析和計(jì)算，MC3——安全性評(píng)估，MC4——試驗(yàn)室試驗(yàn)，MC5——飛機(jī)地面試驗(yàn)，MC6——飛行試驗(yàn)，MC7——檢查，MC8——模擬器試驗(yàn)，MC9——設(shè)備鑒定。

航空規(guī)章咨詢委員會(huì)(ARAC)對(duì)CCAR25.671(d)條款的符合性方法提出了如下建議。

(1)應(yīng)通過評(píng)估確定，在所有發(fā)動(dòng)機(jī)都失效的情況下，考慮啟動(dòng)備用系統(tǒng)花費(fèi)的時(shí)間，在不需要特殊的駕駛技巧或體力的情況下，飛機(jī)仍可操縱。并且按照飛機(jī)飛行手冊(cè)(AFM)程序重新啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)期間，飛機(jī)也應(yīng)該是可操縱的。

(2)一般情況下，起飛和著陸階段是最重要的飛行階段，尤其對(duì)于帶有依賴空速的應(yīng)急動(dòng)力系統(tǒng)的飛機(jī)更是如此。需要通過分析或用試驗(yàn)證明，在所有發(fā)動(dòng)機(jī)失效到備用系統(tǒng)工作這段時(shí)間內(nèi)，飛機(jī)仍然具有足夠的液壓壓力/供電能力。如果備用系統(tǒng)需要依靠氣動(dòng)力方法產(chǎn)生動(dòng)力，那么需要飛行試驗(yàn)證明備用系統(tǒng)能夠向操縱系統(tǒng)提供足夠的電能和液壓壓力。飛行試驗(yàn)中所采用的速度應(yīng)該是飛機(jī)有能力進(jìn)場(chǎng)和拉平到安全的著陸姿態(tài)使用的最小速度。

為了保證飛機(jī)可操縱，飛機(jī)上與飛機(jī)操縱相關(guān)的飛行控制、電源、液壓能源系統(tǒng)均為影響CCAR25.671(d)條款符合性的相關(guān)系統(tǒng)。根據(jù)運(yùn)輸類飛機(jī)全發(fā)失效的適航要求、符合性驗(yàn)證思路和ARAC的建議，建議CCAR25.671(d)飛控系統(tǒng)的符合性方法為1、2、3、6和8，電源系統(tǒng)符合性方法1和2，液壓能源系統(tǒng)的符合性方法為1、2和3。

4 MOC1設(shè)計(jì)說明

在全發(fā)失效的情況下，可以考慮備用動(dòng)力源提供的液壓動(dòng)力，此動(dòng)力源相對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)是獨(dú)立的;在分配液壓能源系統(tǒng)的用戶時(shí)，需考慮雙發(fā)失效后，備用動(dòng)力源對(duì)應(yīng)的液壓系統(tǒng)可以操縱的用戶應(yīng)該能完成飛機(jī)的操縱;要考慮雙發(fā)失效飛機(jī)失去交流電到備用動(dòng)力源啟動(dòng)，液壓能源系統(tǒng)建立壓力為止的液壓動(dòng)力空白問題。

例如，某型飛機(jī)采用雙發(fā)尾吊布局，液壓能源系統(tǒng)由三套(1＃，2＃和3＃系統(tǒng))完全獨(dú)立的液壓能源系統(tǒng)構(gòu)成，每套系統(tǒng)都由一個(gè)主泵，一個(gè)備用泵，一個(gè)系統(tǒng)蓄壓器，一個(gè)自增壓油箱，油濾，一些必須的控制閥組成。1＃和2＃系統(tǒng)的主泵為發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)泵(EDP)，分別由左、右兩側(cè)的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力。備用泵為電動(dòng)泵(ACMP)，它們分別由安裝在右側(cè)和左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)上的發(fā)電機(jī)提供電源。3＃系統(tǒng)的主泵和備用泵均為電動(dòng)泵(ACMP)，分別由安裝在右側(cè)和左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)上的發(fā)電機(jī)通過重要匯流條提供電源，但在雙發(fā)或發(fā)電機(jī)失效時(shí)，它們則由備用沖壓空氣渦輪發(fā)電機(jī)(RAT)通過重要匯流條提供電源。

某型飛機(jī)在正常工作狀態(tài)下，三套液壓系統(tǒng)同時(shí)為各自的液壓用戶提供液壓能源，液壓能源系統(tǒng)及其用戶在飛機(jī)上的位置如圖2所示。在所有發(fā)動(dòng)機(jī)失效后，電源系統(tǒng)和液壓系統(tǒng)不能正常供電和供壓，啟動(dòng)RAT，1#和2#液壓系統(tǒng)喪失供壓能力，飛機(jī)只能由3#液壓系統(tǒng)供壓，操縱一側(cè)升降舵、一側(cè)副翼和方向舵、一對(duì)多功能擾流板可操縱，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的最小操縱，3#液壓系統(tǒng)供壓原理圖如圖3所示。

4.1 MOC2分析計(jì)算

在對(duì)CCAR25.671(d)的符合性驗(yàn)證中，需要計(jì)算最小舵面的氣動(dòng)性能、備用動(dòng)力源的能力，說明飛機(jī)全發(fā)失效時(shí)，能滿足條款的要求。分析全發(fā)失效后備用動(dòng)力源對(duì)應(yīng)液壓系統(tǒng)可以操縱的用戶能完成飛機(jī)的安全操縱，并且有能力從合理的進(jìn)場(chǎng)速度拉平到接地時(shí)的著陸狀態(tài)。

對(duì)于系統(tǒng)設(shè)計(jì)為主動(dòng)力失效后，備用動(dòng)力源啟動(dòng)供能之間有時(shí)間間隔的系統(tǒng)架構(gòu)，則需要根據(jù)飛控系統(tǒng)的舵面控制最小流量需求，計(jì)算全發(fā)失效飛機(jī)失去交流電到備用動(dòng)力源啟動(dòng)到提供穩(wěn)定的液壓能源這段液壓動(dòng)力空白時(shí)間內(nèi)蓄壓器的能力能否滿足要求。

4.2 MOC3安全性評(píng)估

首先分析所有液壓能源系統(tǒng)全部失效對(duì)飛機(jī)的影響是災(zāi)難級(jí)的，從而得出所有發(fā)動(dòng)機(jī)失效導(dǎo)致所有液壓能源系統(tǒng)失效及備用動(dòng)力源失效的概率要求，為達(dá)到概率要求，應(yīng)該具有備用動(dòng)力源。應(yīng)分析所有發(fā)動(dòng)機(jī)失效導(dǎo)致所有液壓能源系統(tǒng)失效及備用動(dòng)力源失效的概率，從而以此來保證全發(fā)失效后飛機(jī)可操縱。

4.3 MOC6飛行試驗(yàn)

通過驗(yàn)證試飛，來考核飛控系統(tǒng)在所有發(fā)動(dòng)機(jī)都失效情況下對(duì)飛機(jī)的操縱能力。實(shí)際驗(yàn)證試飛過程中為確保安全一般不要求設(shè)置真實(shí)的所有發(fā)動(dòng)機(jī)都失效，通常要求在巡航階段設(shè)置所有發(fā)動(dòng)機(jī)出于慢車狀態(tài)或者對(duì)于雙發(fā)飛機(jī)設(shè)置成一發(fā)停車另一發(fā)慢車，并空中模擬著陸來考核在所有發(fā)動(dòng)機(jī)都失效后飛控系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)的操縱能力。對(duì)于目前電傳式飛機(jī)，在模擬發(fā)動(dòng)機(jī)停車時(shí)應(yīng)通過試飛改裝來切斷發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)的能源裝置，依靠備用動(dòng)力源來完成試飛科目。在驗(yàn)證試飛前應(yīng)確定試驗(yàn)所需的高度、速度、重量、重心、飛機(jī)姿態(tài)等條件，確定試驗(yàn)包線。在雙發(fā)失效的試驗(yàn)中，不應(yīng)該開啟輔助動(dòng)力裝置(APU)。

通過試飛驗(yàn)證所有發(fā)動(dòng)機(jī)都失效的情況下飛機(jī)仍可操縱，建議試飛試驗(yàn)程序如下。

(1)輔助動(dòng)力裝置(APU)保持運(yùn)轉(zhuǎn)，但是APU電機(jī)關(guān)閉;(2)雙發(fā)慢車;(3)保留備用動(dòng)力源對(duì)應(yīng)的液壓系統(tǒng)，其余液壓系統(tǒng)關(guān)閉;(4)關(guān)閉左、右發(fā)電機(jī)，備用動(dòng)力源液壓系統(tǒng)失壓;(5)備用動(dòng)力源自動(dòng)放下為全機(jī)供電，備用動(dòng)力源對(duì)應(yīng)的液壓系統(tǒng)為飛控系統(tǒng)供壓，此時(shí)主飛控系統(tǒng)處于最小構(gòu)型;(6)飛機(jī)做模擬著陸;(7)開啟左右發(fā)電機(jī);(8)開啟其余液壓系統(tǒng)。

4.4 MOC8模擬器試驗(yàn)

工程模擬器試驗(yàn)的目的，一方面是在試飛之前讓試飛員通過在工程模擬器上熟悉故障試飛時(shí)飛機(jī)的操縱性，減小試飛風(fēng)險(xiǎn);另一方面對(duì)于高風(fēng)險(xiǎn)的試飛科目，比如驗(yàn)證爬升階段所有發(fā)動(dòng)機(jī)都失效時(shí)飛機(jī)的操縱性能，則在工程模擬器上進(jìn)行驗(yàn)證。在預(yù)定的狀態(tài)下設(shè)置雙發(fā)失效故障，檢查故障后飛機(jī)的操縱能力和拉平著陸能力。

通過工程模擬器模擬全發(fā)失效，并由飛行員進(jìn)行操作，給出在各種狀態(tài)下姿態(tài)糾正、航向糾正飛機(jī)所需要的舵面操作量，驗(yàn)證在最小操作舵面的情況下飛控舵面的操作要求，以及液壓能源系統(tǒng)的供給要求。

5 結(jié)語

本文對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)雙發(fā)失效的適航條款進(jìn)行了分析研究，提出了雙發(fā)失效適航符合性驗(yàn)證的方法，并對(duì)雙發(fā)失效適航符合性的分析計(jì)算、試驗(yàn)室試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)實(shí)施的步驟進(jìn)行了分析研究。在實(shí)際的工作中我們還需要對(duì)雙發(fā)失效適航符合性的驗(yàn)證方法進(jìn)行擴(kuò)充和完善，使其具有更好的可操作性。

參考文獻(xiàn)

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