某型飛機功率桿電磁止動鎖控制系統的優化改進

傅方園

摘要：發動機功率桿電磁止動鎖是用于在空中將功率桿鎖止在飛行慢車以上位置，確保功率桿不會收至低功率位置使飛機失去動力的重要設備，原某型飛機功率桿電磁止動鎖控制系統僅依靠單側主起落架的輪載信號進行開/閉鎖控制，存在著陸時解鎖不及時的缺陷，為了提高開鎖的靈敏度和閉鎖的可靠性，在系統中增加了輪速解鎖信號、雙輪載信號等判斷信號和控制邏輯，使本系統既提高了靈敏度又保證了上鎖的可靠性。

關鍵詞：電磁鎖;靈敏度;安全性

0 引言

某型飛機在外場使用過程中，由于頻繁出現飛機著陸時發動機功率桿電磁止動鎖開鎖時機滯后于飛機觸地時機的現象，故飛行員在感覺飛機觸地后不能在第一時間將功率桿拉至反槳減速。這種問題會導致飛行員為了在著陸過程中為排除電磁鎖對操作功率桿的干擾，在落地前手動解除了電磁鎖，給飛機操作帶來了巨大隱患，最終在2015年5月10日釀成了飛行員在空中將功率桿誤收至飛行慢車以下位置、導致飛機發生重著陸的事故。這起事故不但給用戶造成了巨大的經濟損失，而且嚴重制約了某型飛機的市場競爭力和長遠發展，為此，必須對控制方式進行徹底有效的改進。

1 發動機功率桿止動系統簡介

為了保證某型飛機飛行安全，設計限定了發動機空中最低功率，對應的發動機功率桿位置為“飛行慢車”以上位置。為了防止飛行員在空中誤將功率桿拉至飛行慢車以下位置（含反槳負拉力位置），在發動機操縱臺設置了功率桿飛行慢車機械擋塊和飛行慢車電磁止動鎖兩種防誤操作的機構以保證防誤收系統的可靠性可以達到適航法規要求的安全等級。發動機操縱臺分解圖見圖1.

當功率桿推至飛行慢車以上位置后，再拉動功率桿至飛行慢車位置將受到飛行慢車機械擋塊的阻擋，要越過它需要飛行員扣動解鎖手柄（圖1，3項），這樣可以通過機械結構起到防誤收作用，這種防誤收裝置無論在空中和地面均會起到阻擋功率桿的作用。飛行慢車電磁止動鎖（圖1，1項）為單向鎖，前推功率桿不受其限制，在空中狀態時后拉至飛行慢車位置將受到電磁止動鎖的阻擋，電磁止動鎖受左主起落架輪載開關的控制，在飛機離地后自動上鎖，在飛機落地后自動解鎖。當電磁鎖故障時，電磁鎖故障紅色指示將燃亮，飛行員可根據提示手動將電磁止動鎖解鎖。

2 解鎖遲滯原因分析

原電磁止動鎖控制邏輯較簡單，只受左主起落架輪載信號控制，輪載信號接通則開鎖，輪載信號消失則上鎖。在這種控制方式下，當右主起落架先觸地會導致飛行員感覺飛機已經觸地，但此時電磁止動鎖并未解鎖，飛行員收油門動作將受到電磁鎖的阻礙。另外某型飛機機翼升力較大，飛機在觸地后，在機翼升力作用下起落架減震支柱并不能立即壓縮至輪載信號開關接通狀態，因此導致飛行員感覺飛機觸地后一段時間后電磁鎖才能解鎖。為了印證分析結論，抽取了12個飛參樣本數據進行分析。從12個飛參樣本數據中判讀出：1）輪載信號相對發出較晚，一般在飛機接地后4s左右發出，最長延遲超過6s;2）左右主起輪載信號不一致;3）輪速信號在飛機觸地后很快就會發出，最長延遲不超過2s;這些數據說明了上述分析合理正確。

3 改進方案

3.1增加輪載信號

為了增加輪載信號接通的可靠性，保證飛機在著陸時任意主起落架先接地均能接通電磁止動鎖解鎖信號，除使用左主起輪載信號外又增加了右主起輪載信號，兩路輪載信號并聯控制電磁止動鎖，著陸時左右主起任意一個先觸地接通輪載信號均能接通電磁鎖解鎖電源，使其解鎖。

3.2 增加輪載信號延時斷開控制

由于輪載信號在起飛速度達到決斷速度前的臨界狀態會出現斷開的情況，如果中斷起飛，飛行員需要將功率桿拉至飛行慢車以下位置，此時如果輪載信號不能穩定的接通會出現功率桿不能順暢的拉至飛行慢車以下位置的情況。為了解決此問題，在輪載信號線路中增加了延時斷開繼電器，當左、右輪載信號任意一個接通時，繼電器立即接通發出解鎖信號，當左右輪載信號均消失后，繼電器延時1秒斷開，使解鎖信號繼續發出1秒，保證飛機在顛簸狀態輪載信號可以穩定輸出，電磁鎖可以持續解鎖。

3.3 增加輪速解鎖信號

針對輪載信號延遲接通問題，我們在分析飛參數據時發現輪速信號可以更快的被觸發并且信號源穩定適合作為飛機觸地的判斷信號，因此新研制了輪速信號轉換盒，它將監控左右主起落架上四個機輪轉速，當任意一個機輪轉速大于90Km/h時輸出解鎖信號，當機輪轉速低于70Km/h時輸出上鎖信號。

3.4 輪速、輪載解鎖信號并聯控制

以上增加的輪速解鎖信號和輪載信號并聯控制電磁止動鎖解鎖，任意一路信號均可觸發電磁鎖解鎖功能。具體原理圖見圖2。

3.5 輪速信號的控制

由于飛機起飛離地后的幾分鐘內機輪還在持續轉動，輪速信號仍將持續發出，此時電磁止動鎖仍舊會處于開鎖狀態，此時如果誤操作功率桿將會導致危險出現。為了在起飛階段屏蔽掉輪速解鎖信號同時，還要保證飛機在著陸、復飛、飛行訓練等狀態下均可以可靠輸出，我們在電氣線路中增加了輪速信號自鎖繼電器，繼電器與發動機功率桿63°微動開關信號交聯，使功率桿達到起飛狀態后觸發對輪速信號的屏蔽，直至輪速信號消失后解除屏蔽。

4. 改進后系統在飛機各狀態下工作分析

改進后的系統需要在起飛、復飛、著陸、飛行訓練階段均能滿足可靠上鎖和及時解鎖的功能，以下對系統在各狀態下工作方式進行分析說明。

4.1 起飛階段

起飛時，雙功率桿推至63°以上后進入起飛狀態，繼電器348K、347K接通，向自鎖繼電器給出“地”通路。此后飛機滑跑加速至輪速信號接通門檻值約90Km/h時，輪速信號控制盒發出解鎖信號至自鎖繼電器的線圈+和觸點2，由于功率桿給出了地，此時自鎖繼電器工作，斷開由2至1的通路，輪速解鎖信號被切斷（從此時飛機仍處于滑跑階段至飛機起飛離地，電磁鎖受主起輪載信號控制處于解鎖狀態），同時觸點8、9接通給出了另一路地信號，繼電器持續工作。當飛機離地，輪速減至門檻值以下時，輪速解鎖信號停止輸出，自鎖繼電器失電釋放，1、2點再次接通，給出輪速解鎖信號的通路，8、9點斷開，自鎖地消失，為下一次輪速解鎖信號發出做好準備。

在起飛離地過程中當左右功率桿一旦均超過63°，即使功率桿再收至63°以下，自鎖繼電器由于自身還有一路接地，因此不會釋放，會一直保持到輪速解鎖信號消失為止。

4.2 復飛階段

當飛機復飛時，由于機輪不觸地，不會引發輪速解鎖信號，空地信號也不會接通，因此，復飛階段對解鎖無影響。

4.3著陸階段

當飛機著陸時，功率桿必定低于63°，此時斷開了自鎖繼電器的地通路，當飛機觸地，輪速信號給出時，自鎖繼電器線圈僅有正電信號，沒有地通路，不會動作，自鎖信號可以通過繼電器的1、2點通路給至電磁止動鎖的解鎖電源，使電磁鎖解鎖。

4.4飛行訓練模式

當飛機進行飛行訓練時，會出現主起機輪觸地后立即拉起的狀態，此狀態的特點是，功率桿在降低高度時必定低于63°，在觸地拉起時，功率桿又必須在大于63°的位置上才可實現。輪載信號在機輪觸地瞬間不一定會接通，輪速信號可能會接通。

在飛機進場降低高度階段，功率桿低于63°，斷開了自鎖繼電器的地，輪速信號控制盒沒有信號輸出，自鎖繼電器處于釋放狀態，輪速解鎖信號的通路接通。當飛機觸地后，如果飛行員選擇拉起飛機，那么必定要將功率桿推至63°以上，此時給出了自鎖繼電器的地，當輪速信號大于門檻值發出解鎖信號時，電路同起飛階段。

5. 結束語

經過改進設計的功率桿電磁止動鎖控制系統完成了裝機驗證和適航審批。經過試飛實踐，改進后的系統可有效提高功率桿電磁止動鎖解鎖的靈敏度和準確性，減少了飛行員在著陸過程操作電磁止動鎖的動作，達到了飛行員預期的效果。對提高飛機的安全性、可靠性和操作性起到了積極的作用。同時為大升力翼型飛機在需要準確獲得飛機觸地信號系統設計中積累了寶貴經驗。

參考文獻：

[1]中國民用航空局，《運輸類飛機適航標準》[M]，北京：2011.11.07。

[2]西安飛機工業（集團）有限責任公司，《設計、試驗規范-第六分冊-飛機特設系統》