馮宇

摘 要：飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)是一種飛機機載設備，上電自啟動采集記錄飛機的各類飛行參數(shù)。主要用于監(jiān)控飛機系統(tǒng)工作狀態(tài)以及飛行員實際操縱飛機情況。但是，在實際飛行后的飛參數(shù)據(jù)判讀中，經(jīng)常會出現(xiàn)飛參漏記或錯記飛行數(shù)據(jù)的情況，嚴重影響對飛行員的飛行訓練評估以及飛行事故后的數(shù)據(jù)判讀。本文著重從某型飛機系統(tǒng)設計缺陷來探討飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)的漏錯記原因，闡述了飛參無法完整記錄數(shù)據(jù)的原因，并進行深入的探討與分析，提出解決問題的方法，具有一定的應用價值和推廣價值。

關鍵詞：飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)；感應電動勢；采集器；記錄器

中圖分類號：V267 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2019）05-0103-02

飛參系統(tǒng)與全機系統(tǒng)的交聯(lián)，堪稱是一個較為龐大的網(wǎng)絡，與全機至少絕大部分系統(tǒng)都由交聯(lián)，飛參系統(tǒng)在全機的原理設計也是非常繁瑣，因為需要采集記錄飛機來自各個系統(tǒng)的參數(shù)，參數(shù)類型也多，例如離散信號、模擬信號、數(shù)字信號、頻率信號等，下面我們來介紹一個某型飛機上較為常見的離散信號采集記錄時，由于原理設計不當，導致的飛參整個數(shù)據(jù)漏記的實踐分析。

1 原因分析

某型飛機飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)由采集器、記錄器、快取記錄器、5個角位移傳感器及轉速信號轉換器組成，其中，系統(tǒng)采集記錄了發(fā)動機收、放噴口信號，信號源為噴口調節(jié)液壓電磁閥，此兩個信號均為離散量信號。飛行后，經(jīng)對飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)地面數(shù)據(jù)回放后發(fā)現(xiàn)，飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)記錄數(shù)據(jù)不完整，出現(xiàn)了漏記現(xiàn)象。

飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)系統(tǒng)記錄收放噴口信號原理圖如圖1所示。

由圖1可知，飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)采集器通過№115號連接器，采集噴口調節(jié)液壓電磁閥的收、放噴口信號，再將采集到的信號通過系統(tǒng)內(nèi)部通訊總線發(fā)送至飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)記錄器進行記錄。

從原理上來講，這個是典型的飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)采集記錄離散量的原理，信號源與飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)之間也只經(jīng)過了一次轉接，在電氣線路連接正確的情況下，此轉接方式并不影響信號的采集記錄。

此型飛參系統(tǒng)由IBIT自檢和MBIT自檢兩種自檢方式。IBIT自檢是系統(tǒng)上電自檢測，若采集器、記錄器和快取記錄器上電自檢正常，會啟動相應的信號燈來指示；MBIT自檢是系統(tǒng)通過飛機上維護插座連接到外場檢測處理機，使用外場檢測處理機進行系統(tǒng)自檢的方式，查看自檢結果，若所有項目顯示正常，則系統(tǒng)檢查通過；否則可觀察到相應設備的故障信息。

某型飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)上電后，通過上述兩種自檢方式，均顯示系統(tǒng)工作正常，可見系統(tǒng)出現(xiàn)漏記現(xiàn)象并非系統(tǒng)自身故障，而是由外力干擾引起的漏記。

我們對圖1飛參系統(tǒng)采集記錄收放噴口信號原理圖進行細致的分析會發(fā)現(xiàn)，本案例中，收放噴口信號的信號源為噴口調節(jié)液壓電磁閥，此液壓電磁閥通過內(nèi)部線圈纏繞的方式產(chǎn)生電磁來控制收放噴口信號的接通和斷開兩種狀態(tài)。我們知道，線圈是一種感性元器件，它具有抑制加在它上面的電流發(fā)生變化的特性，當斷開線圈電源時，為了維持原有電流，它就會產(chǎn)生感應電動勢，其表達式如下：

eL=-L=-I0R=-eLmax e （1）

eLmax——感應電動勢的最大值，eLmax=I0R；

R——線圈直流電阻r0和并接在線圈旁的電阻之和；

Τ——時間常數(shù)，τ=L/R

當電感的電源接通或切斷的瞬間，由于電流的突變，電感就會感應出阻止電流變化的反向感應電動勢，從而減緩它的變化。

由此我們認為，正是由于噴口調節(jié)液壓電磁閥內(nèi)部線圈通斷電瞬間，在線圈兩端產(chǎn)生了一個很強感應電動勢，此電動勢干擾了飛參采集器內(nèi)部電路，從而引起整個系統(tǒng)漏記數(shù)據(jù)。

2 解決措施

為消除感應電動勢，我們首先要考慮抑制干擾源，抑制干擾源常用的方法是在感應負載線圈兩端并接吸收網(wǎng)絡，如圖2所示。假設接通或斷開電源的時刻為t=0，則電源接通或斷開前為t<0，接通或斷開后為t>0，則由感性負載的特性可知，t>0時線圈中的電流方向同t<0時的電流方向一致，相對電源反接的二極管VD能為感性負載提供有效的泄放回路。

此案例中，我們?yōu)橐种齐姶砰y通斷電瞬間產(chǎn)生的反向感應電動勢，采用了圖2中增加續(xù)流二極管的抑制網(wǎng)絡，機上原理更改如圖3所示，虛線框部分為增加并聯(lián)的續(xù)流二極管。

分析圖3，從式（1）可知，R=r0+RVD，則感應電動勢的最大幅值為：

eLmax=I0R=I0（r0+RVD） （2）

圖3中，由于收放噴口液壓電磁閥線圈電阻r0和二極管正向電阻RVD均很小，故emax也很小。又由于硅二極管的正向導通壓降小于1伏，計算式（2），得知emax≤E+1.0V，則瞬變電壓≤1.0V。

此案例中的飛參系統(tǒng)記錄離散量信號時，電壓小于等于3V時，則系統(tǒng)判讀為低電平0，由此可見，機上電路并聯(lián)續(xù)流二極管后，在線圈斷電瞬間，續(xù)流二極管能將線圈產(chǎn)生的感應電動勢消耗掉，即小于等于1V，符合飛參系統(tǒng)判讀離散量的條件，從而消除對飛參系統(tǒng)的干擾。

3 結語

綜上所述，此飛參系統(tǒng)在與各個系統(tǒng)交聯(lián)關系正確、數(shù)據(jù)接口也正確的情況下，在飛行過程中出現(xiàn)系統(tǒng)漏記現(xiàn)象，是噴口調節(jié)液壓電磁閥在收放轉換時，產(chǎn)生強大感應電動勢反饋至飛參系統(tǒng)采集器處，導致飛參系統(tǒng)出現(xiàn)漏記現(xiàn)象。經(jīng)更改后飛行驗證，在信號源處加裝續(xù)流二極管的方式，能很好地解決飛參系統(tǒng)漏記的問題，且不會對飛行安全造成影響。

參考文獻

[1] 謝超維.感性負載過電壓及其抑制[J].電氣開關，2002，30（02）：54-56.