民機大氣擾動適航符合性評估方法研究

余藝萌 陳致名

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

0 引言

航空事業(yè)發(fā)展至今，飛行安全始終是航空領(lǐng)域重要的研究課題。對于民用飛機而言，大氣擾動不僅會造成顛簸，影響乘客的乘坐舒適性，嚴重的大氣擾動還會導(dǎo)致飛機失控，引發(fā)飛行事故，是威脅飛行安全的首要因素之一。

考慮到大氣擾動對飛行安全的影響，世界各國制定的適航條例中都規(guī)定了大氣擾動相關(guān)內(nèi)容，并積極開展對應(yīng)的適航研究工作。

我國對于大氣擾動類適航條例的研究較為分散：以大氣擾動對飛行的影響為出發(fā)點，研究多集中在大氣擾動建模和突風(fēng)/紊流載荷計算等方向；以具體條款內(nèi)容為出發(fā)點，研究則偏向飛行載荷類條款中“離散突風(fēng)準(zhǔn)則”和“連續(xù)突風(fēng)設(shè)計準(zhǔn)則”的應(yīng)用，未開展大氣擾動適航條款的系統(tǒng)性研究，也缺少對涉及飛機操穩(wěn)特性和飛行品質(zhì)的大氣擾動適航條款及其對應(yīng)適航符合性評估方法的深入探索。

選用合理的評估方法，采取合適的驗證方式，在飛機的設(shè)計階段就考慮其適航性并進行初步評估，對于保障飛行安全，提高適航審定效率，使飛機盡快投入運營具有重要意義。同時電傳操縱技術(shù)的應(yīng)用使飛機表現(xiàn)出了新的特點，原先的適航性評估方法是基于機械操縱飛機而設(shè)計的，適用于電傳操縱飛機的評估方法研究也更加具有必要性。

本文通過歸納操穩(wěn)特性和飛行品質(zhì)相關(guān)的大氣擾動適航條款，分析細化其條款要求，開展基于指標(biāo)量化和操縱品質(zhì)等級評定方法(HQRM)的民機大氣擾動適航性評估方法研究，研究結(jié)果可以為飛機研制階段的大氣擾動適航符合性評估工作提供參考。

1 大氣擾動適航條款

本文以四種大氣擾動風(fēng)場作為篩選依據(jù)，以《運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)》(CCAR-25-R4)為主，并結(jié)合其他各類可參考的適航標(biāo)準(zhǔn)文件，歸納總結(jié)出相對全面的大氣擾動類適航條款，詳見表1。

大氣擾動相關(guān)的適航條款共15條，涉及飛機操穩(wěn)特性和飛行品質(zhì)的適航條款共6條，其中25.21、25.105、25.125條未對飛機性能做出具體要求，僅規(guī)定了相關(guān)問題的注意事項，或提出對符合性驗證的補充要求。

表1 大氣擾動適航條款歸納

25.147(f)、25.233(a)和25.237條款針對飛機的橫航向操穩(wěn)特性提出了定性要求，條款具體內(nèi)容見表2，詳細分析如下：

1)25.147(f)條款對全發(fā)工作條件下受到大氣擾動時飛機的橫向操縱提出了要求，主要涉及飛機受到擾動時的恢復(fù)能力及操縱效率和非對稱飛行時飛機的操縱余量兩個方面。

2)25.233(a)和25.237條款的研究重點為飛機起飛和著陸階段可保證飛行安全的最大90°側(cè)風(fēng)分量，要求飛機在可預(yù)期運行的任何地面速度下，必須在90°側(cè)風(fēng)中表現(xiàn)出令人滿意的可控性和操縱特性，這一要求是對飛機橫航向操縱性能的一個綜合性的要求，本質(zhì)是以飛行安全為前提，對飛機進行擾動下飛行的極限條件確定。

2 符合性評估方法分析

2.1 條款的指標(biāo)提取與量化

由于25.147(f)、25.233(a)和25.237條款均為對飛機相關(guān)性能的定性要求，在進行符合性驗證時，可以采用飛行試驗等方法，通過飛機實際響應(yīng)特性進行符合性評估。但是飛行試驗在整個飛機研制周期中開始時間晚、試驗成本高，如果能夠以性能參數(shù)計算和飛行仿真的方法在早期進行適航條款的初步符合性評估，則可以提前發(fā)現(xiàn)問題，減少試飛迭代，節(jié)約成本。

本節(jié)首先進行條款的指標(biāo)提取與量化研究，詳見表2。

表2 飛機操穩(wěn)特性和飛行品質(zhì)大氣擾動適航條款內(nèi)容[8]

由于條款涉及到飛機的橫航向穩(wěn)定性和操縱性，可以看作飛行品質(zhì)的研究范疇。美國國防部頒布的軍用飛行品質(zhì)規(guī)范MIL-STD-1797A中，已經(jīng)建立了較為完善的飛行品質(zhì)的評價體系，其中與飛機橫航向相關(guān)的飛行品質(zhì)規(guī)范也已經(jīng)有了經(jīng)過驗證的成熟的定量指標(biāo)，這些指標(biāo)具有較為明確的物理意義，與適航條款的要求也有一定對應(yīng)關(guān)系。對于民用飛機而言，由于在飛行中較少涉及大機動動作，在參考軍用飛行品質(zhì)規(guī)范時，可視為Ⅲ類飛機在C種飛行階段，從而選取量化指標(biāo)。

◆ Ⅲ類飛機：

大型、中型、低至中機動性飛機。

◆ C種飛行階段：

通常采用緩慢的機動動作來完成，常常需要精準(zhǔn)地控制飛機軌跡的飛行階段。

1)模態(tài)特性

條款中要求了飛機的橫向操縱性能，涉及飛機滾轉(zhuǎn)軸的指標(biāo)有滾轉(zhuǎn)模態(tài)時間常數(shù)和發(fā)散螺旋模態(tài)的倍幅時間，軍用品質(zhì)規(guī)范中還對滾轉(zhuǎn)螺旋耦合振蕩的情況提出了要求，具體指標(biāo)量化見表3～表5。

表3 滾轉(zhuǎn)模態(tài)時間常數(shù)的要求

表4 螺旋模態(tài)倍幅時間的要求

表5 滾轉(zhuǎn)螺旋模態(tài)耦合限制的要求

2)操縱響應(yīng)

在軍用飛行品質(zhì)規(guī)范中，飛機的滾轉(zhuǎn)性能可以通過飛機在最大滾轉(zhuǎn)輸入條件下到達30°滾轉(zhuǎn)角所需的時間來表示，品質(zhì)規(guī)范規(guī)定了響應(yīng)時間的最大值，如表6所示。

表6 飛機滾轉(zhuǎn)操縱響應(yīng)要求

3)維持非對稱飛行狀態(tài)的能力及操縱余度

可以通過飛機在最大側(cè)風(fēng)值所帶來的最大側(cè)滑角中平穩(wěn)飛行時的操縱余度來對這一要求進行量化處理。

軍用品質(zhì)規(guī)范給出了1級飛行品質(zhì)的要求：在10°側(cè)滑角時，飛機的滾轉(zhuǎn)控制仍舊具有25%的操縱余度，即在最大側(cè)風(fēng)情況下，副翼的使用范圍應(yīng)小于0.75-max。

≤075-max

(2)

式中，n、、l、n、n、、l、n為飛機橫航向氣動倒數(shù)，為所要求的最大側(cè)滑角值，為側(cè)風(fēng)條件下維持非對稱飛行狀態(tài)的副翼偏度，-max為滿偏副翼偏度。

2.2 HQRM方法的適用性分析

2.1節(jié)中的指標(biāo)量化結(jié)果僅說明了不同等級飛行品質(zhì)的參數(shù)要求，并無體現(xiàn)大氣擾動的影響作用。美國適航規(guī)范咨詢通告AC-25 7C中提到了一種通過駕駛員評價對飛機的飛行品質(zhì)進行評估的操縱品質(zhì)等級評定方法(HQRM)，這一方法基于Cooper-Harper方法和美國軍用飛行品質(zhì)規(guī)范，由電傳操縱技術(shù)在飛行控制系統(tǒng)中的應(yīng)用發(fā)展而來。它將飛控系統(tǒng)的不同失效狀態(tài)從發(fā)生概率的角度進行考慮，并加入飛行包線和大氣擾動的概率分析，將以上三者作為三個并行的概率條件，將不同飛行任務(wù)中保證飛機安全飛行可接受的最低操縱品質(zhì)與這三個影響因素的組合概率相關(guān)聯(lián)，得到較完整的駕駛員評價標(biāo)準(zhǔn)體系。圖1為HQRM方法的評估過程示意圖。

圖1 操縱品質(zhì)等級評定方法的評估過程

雖然HQRM方法主要針對電傳操縱系統(tǒng)及其失效情況，但它將大氣擾動的影響以概率的形式考慮其中，表7為HQRM方法中具體的大氣擾動分級及其發(fā)生概率情況。這一做法十分符合大氣擾動對飛行品質(zhì)的影響特點：輕微大氣擾動發(fā)生概率較大，但不會對飛機操縱產(chǎn)生較大影響，重度大氣擾動發(fā)生的概率小，但可能會嚴重影響飛機操縱，使得飛行品質(zhì)驟降。因此，飛機受到不同強度大氣擾動的概率是不同的，相應(yīng)的飛行品質(zhì)要求也應(yīng)當(dāng)有所區(qū)別。

HQRM方法將大氣擾動以概率的形式加入到飛行品質(zhì)等級評價過程中，既直觀反映了大氣擾動的作用特點，又明確了不同大氣擾動強度中的飛行品質(zhì)評價標(biāo)準(zhǔn)，具備較好的適用性。

表7 HQRM方法中的大氣擾動分級

在使用HQRM方法時，可以認為故障概率為0，僅考慮大氣擾動對飛行品質(zhì)的影響，表8為僅考慮大氣擾動影響的HQRM方法評價示例，其中，評價結(jié)果S對應(yīng)“滿意的”，A對應(yīng)“足夠的”，C對應(yīng)“可控的”，具體的評價結(jié)果與對應(yīng)的飛機響應(yīng)定義見文獻[10]。

表8 大氣擾動HQRM評價示例

3 算例驗證

本節(jié)選取算例飛機對上述評估方法的適用性和有效性進行驗證。由于算例分析中主要考慮大氣擾動的影響情況，而模態(tài)特性為飛機的固有特性，故從操縱響應(yīng)和操縱余度兩點進行驗證。

3.1 操縱響應(yīng)指標(biāo)

選擇某型民用飛機在3個不同構(gòu)型下的小擾動模型，分別在無擾動情況和HQRM中規(guī)定的三種大氣擾動強度風(fēng)場中，對副翼滿偏時的滾轉(zhuǎn)角速率和滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)進行仿真，仿真結(jié)果如圖2～圖4所示。

圖5為3種飛機構(gòu)型在不同風(fēng)場強度下的飛行品質(zhì)變化情況，可以看出，高強度風(fēng)場，即重度大氣擾動情況下，飛機滾轉(zhuǎn)角偏轉(zhuǎn)至30°的時間均有所增加，飛機在構(gòu)型1和構(gòu)型2時出現(xiàn)了明顯的飛行品質(zhì)降級情況。

圖2 飛機構(gòu)型1滾轉(zhuǎn)角速率和滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)曲線

圖3 飛機構(gòu)型2滾轉(zhuǎn)角速率和滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)曲線

圖4 飛機構(gòu)型3滾轉(zhuǎn)角速率和滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)曲線

圖5 3種飛機構(gòu)型不同風(fēng)場強度下的飛行品質(zhì)變化圖

3.2 維持非對稱飛行狀態(tài)的操縱余度計算

根據(jù)公式(1)和(2)，分別計算算例飛機在10節(jié)(5.14 m/s)、25節(jié)(12.86 m/s)側(cè)風(fēng)強度時的操縱余度，結(jié)果見表9。

表9 算例飛機操縱余度計算結(jié)果

可以看出在側(cè)風(fēng)值為25節(jié)時，未能達到1級飛行品質(zhì)要求，出現(xiàn)飛行品質(zhì)降級現(xiàn)象。

結(jié)合適航條款的具體要求，算例飛機在低、中強度風(fēng)場中橫向操縱響應(yīng)飛行品質(zhì)均為一級或二級，基本滿足條款25.237第2條的要求。當(dāng)計算非對稱飛行時飛機的操縱余量時，風(fēng)場強度的影響較大，在對飛機進行條款25.147(f)的適航性評估時，可以通過改變風(fēng)場強度，得到更為全面的計算結(jié)果，用以評估飛機在預(yù)期使用側(cè)滑條件下是否具有從意外情況下恢復(fù)的滾轉(zhuǎn)操縱能力。

仿真計算結(jié)果表明，以軍用飛行品質(zhì)規(guī)范進行指標(biāo)量化，同時使用HQRM方法，在評估過程中結(jié)合大氣擾動嚴重程度規(guī)定飛行品質(zhì)等級，可以實現(xiàn)飛機針對條款25.147(f)、25.233(a)和25.237的大氣擾動適航符合性評估，結(jié)果符合預(yù)期。

4 結(jié)論

1)操穩(wěn)特性類大氣擾動適航條款對民機的模態(tài)特性、操縱響應(yīng)和維持非對稱飛行狀態(tài)的能力及操縱余度做出了要求，可參考軍用飛行品質(zhì)規(guī)范對其進行符合性評估指標(biāo)的提取與量化，便于在設(shè)計階段評估飛機針對相關(guān)條款的適航符合性。

2)可以通過HRQM方法處理大氣擾動對飛行品質(zhì)的影響，依據(jù)擾動強度和發(fā)生概率規(guī)定飛機飛行品質(zhì)，在嚴重擾動時適當(dāng)放寬飛行品質(zhì)要求。

3)文中提出的指標(biāo)量化結(jié)果和大氣擾動處理方法可用于飛機設(shè)計階段提前開展相關(guān)條款的適航符合性評估工作，使飛機性能品質(zhì)盡可能符合相關(guān)適航要求，從而減少試飛迭代，提高適航取證效率。