您现在的位置:盛兴彩票-> 信息服务

我国飞机飞行控制系统通用规范中的验证方法

日期:2014-11-19

    我国目前飞机飞行控制系统通用规范主要包括GJB 2191-1994《有人驾驶飞机飞行控制系统通用规范》和GJB 2878-1997《有人驾驶飞机电传飞行控制系统通用规范》。

  GJB 2191-1994是参照美军标MIL-F-9490D编制的。美军标MIL-F-9490D颁布于1975年,主要以机械式飞行控制系统要求为主,兼顾简单的电传飞行控制系统要求;1980年,以更改单的形式补充了有关飞行控制系统软件的有关内容。GJB 2191-1994是一份适用于所有有人驾驶军用飞机(包括歼击机、轰炸机、运输机、教练机、短距和垂直起落飞机及直升机)的、且具有长期应用价值的有关飞行控制系统的通用规范。该规范既适用于目前批量生产的飞机也适用于在研的新型号飞机;既适用于先进飞行控制系统的研制又适用于常规飞行控制系统的设计[1]。我国第三代战斗机飞行控制系统的研制基本是按照GJB 2191-1994标准进行的,但对故障瞬态、绝缘强度等内容进行了适当剪裁。

  GJB 2878-1997是在结合我国第三代战斗机研制成功经验的基础上,参考MIL-F-9490D编制的主要针对电传飞行控制系统要求的通用规范。该规范对当时很多正处在预研阶段的飞行控制技术进行了大胆的预测,如机动载荷控制、直接力控制、颤振模态控制、乘座平稳、阵风减缓、与其他系统的综合等功能、模态,并规定了一些定性的要求,在当时具有明显的先进性。该规范的另一特点是从飞行控制系统角度规定了有关驾驶员诱发振荡(PIO)的要求,更强调了控制律设计这一环节。同时,该规范明确规定了飞行控制系统“铁鸟”试验是飞行控制系统的综合试验,并规定飞行模拟器与空中飞行模拟器是飞行品质的评价工具,对飞行控制系统的验收及飞行品质的验证具有重要的意义。

  上述两份规范都在其“质量保证规定”这一章中规定了验证规范中的每项有关要求是否得到满足的、应由承制方选择并且得到订购方同意的验证方法。航空产品标准中的验证要求是产品研制生产的依据和和产品质量的重要保证,验证工作是研制和生产的重要程序和关键环节,是军方考核和鉴定航空产品达到研制和生产标准的主要手段,对于军工产品的定型(鉴定)和批生产交付具有非常重要的作用。因此,相对于产品功能和性能要求的提出,验证同样需要有科学严谨的方法,即验证方法必须产生出飞机飞行控制系统所有工作状态下的可度量的、可重复的和可预计的结果,必须产生准确的、及时的和可靠的信息。

  GJB 2191-1994中对“验证质量合格的方法”进行了如下规定:“应采取下述一种或几种方法验证本规范或由4.4.2规定的飞行控制系统型号规范的每项有关设计要求是否得到满足。除要求采用特殊方法的地方外,应由承制方选择验证的方法,并且得到订购方同意。”其中所指的“下述一种或几种方法”就是指分析、检查、试验等三种验证方法。

  1 分析

  “分析”就是指对公式、图表、典型数据、仿真模拟等进行技术评估,用来验证是否满足标准中的要求。在检查或试验两种验证方法存在危险或无法实现的情况下,飞行控制系统要求的一致性只能通过分析来验证。适合用分析进行验证的要求包括:可靠性和抗故障能力、不易损性、可维护性、紊流中工作、和高频时的增益裕量和全频相位裕量等。相应的,在飞行控制系统验证中可能会用到的分析包括:可靠性和可维护性分析、故障模态、影响及危害性分析、不易损性分析、系统危险分析、分系统危险分析、操作和保障危险分析等。

  文献[2]中4.1.1.1节规定了“分析”方法的适用范围,4.2节规定了对承制方使用“分析”方法进行验证的要求,其中就包括了对仿真模拟的相关要求。

  在飞机飞行控制系统的作战飞行程序中,要用仿真来评估如下领域:综合技术、筛选执行、反复间隔、故障隔离和转换。仿真可以在设计初期用来评估中断效应和背景任务的执行。为了确定和验证所要求的功能特性,并评定降级模态的影响,在飞行控制系统研制中还应作有人驾驶模拟,这对于战斗机尤为重要,因为模拟飞行是超过1g的。模拟中必须针对重要的方面如大攻角、驾驶员诱发的振动和着陆任务。应进行灵敏度研究以便确定飞行控制系统可以补偿的气动特征、传感参数或其它特征中的不确定范围,并提供3级飞行品质。考虑到运动感示在评估这些方面的操纵特点和故障效应的潜在重要性,高机动飞机有人驾驶模拟的一部分可能需要在运动底座模拟器上进行。

  实际上,不仅在“分析”方法中,“试验”方法中同样包括仿真模拟,主要进行全数字仿真和飞行模拟器试验,用以进行控制律验证。此外,出于安全或成本考虑,许多要求不能在飞行试验中验证,这样在某些情况下就可以在一套关键或具代表性的飞行条件下,在飞行中验证分析预测趋向,分析趋势用来推断这些已验证了的分析趋向以表明符合所有飞行条件,不用再进行特定的飞行试验,即“利用空中模拟器(变稳飞机)检查和优化控制律、评价飞行品质,特别是检验端点飞行阶段的飞行品质及驾驶员诱发振荡”[3]。

  文献[3]中4.7.9节规定了“软件验证与系统确认”的相关要求。而飞行控制系统软件修改一般会给飞控计算机结构带来未知因素,修改过的代码模块以及流经其它模块的代码模块应进行重新验证。飞行控制系统软件重大修改后,不需要对整个飞行完全进行重新验证,只需在开始飞行试验之前进行有人驾驶模拟就可以发现任何重要或关键的问题。

  2 检查

  “检查”是一种目视验证,用来保证零部件是按照设计文档来制造的。文献[2]中4.1.1.2节对“检查”方法进行了规定。而在涉及物理关系要求的情况下,物理检查将提供硬件和软件的所需验证。当采用数字设备时,开发周期内需要对适当的点做目视检查和巡查。除作战程序的实际飞行代码外,还有多类文件得益于这些巡查,这些巡查通常由多学科小组来做,可以从不同的角度来评估正在生成的软件。

  3 试验

  “试验”就是指在适当的条件下利用仪器进行测量,再根据专用的通过/失败准则判断测量结果,以此来验证是否满足标准中的定量要求。所以应尽最大的可能用试验来对要求进行验证,以保证在最大范围内的可用性。试验包括试验室试验、系统综合试验和飞行试验[3]。

  3.1 试验室试验

  文献[3]中4.7.4节规定了试验室试验中通常要做的环境试验包括:低气压、高温、低温、瘟度-高度、温度冲击、振动、冲击、加速度、噪声、减压、炮振与外挂物投放振动、湿热、盐雾、砂尘、霉菌、太阳辐射、绝缘介电强度、爆炸性大气、绝缘电阻和电磁兼容性等试验。此外,文献[3]中4.7.6节规定了验证可靠性需要进行老炼试验、可靠性增长试验、可靠性鉴定和验收试验、热验证试验等。

  3.2 系统综合试验

  飞行试验是“试验”验证的首选方法。但出于安全或成本考虑,许多要求不能在飞行试验中验证。在飞行试验不可行的情况下,一般选择系统综合试验(即文献[3]中4.7.10.2节中规定的飞控"铁鸟"试验和机上地面试验),建立运行试验条件,试验条件需精确地代表地面和飞行中的飞控系统实际运转情况,其飞行阶段和飞行包线则按飞行品质要求来定义。

  3.2.1 飞控“铁鸟”试验

  “铁鸟”是在首飞之前用来验证飞行控制系统设计的工具,同时在飞行控制系统的研制中也是有用的工具。这一工具在功能上与飞机的飞行装置越相似,则试验结果的置信度也越高。装有飞行控制系统并能模拟飞机飞行动力学的飞机机体是理想的功能样机。在“铁鸟”上使用机体是越来越流行的做法--尤其是在飞行控制系统机体相互作用情况很复杂的地方。功能样机包括不包括模拟操纵面气动铰链力矩装置,取决于具体的需要,这应由承制方加以论证决定。用模拟飞机结构弹性代替飞机结构的地方,应由承制方通过对弹性的详细分析来验证。

  文献[2]中4.3.2.2节规定的试验可以分别地进行,或者如有可能,可以一项试验满足多项要求。例如,在性能(响应)试验中,可以验证结构的强度和刚度,而疲劳要求可以作为耐久性试验的一部分来验证。值得注意的是,如果得到批准,规定的最低要求试验可以在备选试验设施上进行,例如,可以认为在某些情况下,单独部件的寿命/载荷试验是合理的。

  3.2.2 机上地面试验

  飞行控制系统机上地面试验的重点是在真实的机载环境下研究装机系统的工作性能。所谓真实的机载环境包括:绝大部分飞行控制系统硬件是按真实使用状态安装在机上的,例如作动器、计算机、控显装置等;部件间的电气联接和使用状态较为一致,包括电缆走向和布置;与飞行控制系统接口的液压系统和供电系统是真实的系统,飞机上液压和电气负载是接近实际的,还包括安装设备的机体强度与刚度,以及一个真实的电磁环境[15]。

  文献[2]中4.3.3节规定了飞机首飞前应进行的最低限度的地面试验。其中,a)条列项规定的意图是保证飞机结构和飞行控制系统之间不存在结构耦合(结构谐振)。当飞行控制系统具有足够大的增益时,以致由飞行控制系统所感受到的结构模态,通过飞行控制系统中的闭合回路得到放大,即在某一结构模态频率处,传感器和飞行操纵面之间存在180°的相位滞后,于是就将出现结构谐振现象。这样就导致了在这一结构频率上的持续振荡。这个问题可用下述方法消除:(1)传感器在飞机上的安装位置使得速度和加速度传感器所分别感受到的机体任一结构模态斜率和加速度的影响减至最小(相位稳定);(2)设计电子滤波器,减小在这些频率上的增益(增益稳定);(3)减小系统总的增益;(4)上述方法的各种组合。通常采用前两种解决方法,第三种方法会对期望用闭环飞行控制系统来提高的气动性能有所损害。

  在不同的传感器位置处的结构特性数据通常由颤振分析或结构解析分析获得。我们希望在地面振动或颤振试验中记录飞行控制传感器的输出。这些特性是结构刚度和惯量的函数,所以它们随燃油载荷、外挂物和飞机构型变化而变化,例如起落架和襟翼位置变化或机翼后掠角变化。一般来说,为消除结构谐振而作的系统设计考虑和地面试验要求可以就两类飞机加以论述:结构模态起始频率为2~5Hz的大型飞机和结构模态起始频率为8~12Hz的小型飞机。

  结构耦合问题也可能是由于作动器支撑结构或机械传动装置内的局部不稳定而引起的,这将在下述的极限环问题中讨论。

  文献[2]中4.3.3节的b)条列项规定的意图是保证存在于闭环飞行控制系统中的非线性不会引起飞行中出现能察觉到的极限环振荡。在飞行控制系统中存在两类常见的极限环,每一类都能在飞机上或"铁鸟"上进行研究。第一类是由零位附近的非线性(例如迟滞)引起的小幅值振荡,第二类极限环是系统饱和(例如作动器速度限制)引起的。

  当飞行控制系统的相位裕量到达0°(系统相位滞后180°)时,就产生极限环振荡,并且由于闭环系统要对传感器和操纵面之间这样大的相位滞后作反应,故其阀值可能达到相当大的数值。这个问题能够通过系统的机械和/或电气部分的相位补偿得到缓和。在系统中引入超前补偿的目的是为了能保持足够高的增益,以获得所希望的性能。此外,静不稳定的飞机要求一个能保证飞机稳定性的最低增益值。

  应用刚性和弹性的操纵导数输入作根轨迹或进行类似的闭环分析,能粗略地估算出系统增益值和振荡频率。该分析应以飞行中可能实现的总回路最大闭环增益来进行。对刚性和弹性舵面操纵效能都进行分析的理由是由于在极限环频率上实际操纵效能落在刚性和弹性舵面操纵效能两值之间。一旦这些增益裕量确定之后,则应在飞机上或在相当的"铁鸟"上检查这些结果,而"铁鸟"所用的设备则应是飞机上将要使用的真实设备(陀螺和加速度计除外,因为模拟它们比“转动”真实设备通常容易实现)。这些增益裕量应该用地面振动试验结果作为机体的弹性模型,并应用操纵回路中使用的结构滤波来进行核实。对于较大的飞机,因为极限环频率通常出现在与结构频率相同的范围内,因此应用结构数据的要求变得更为重要。所以对于结构模态频率较低的大型飞机来说,增益和相位补偿网络变得更为重要。

  3.3 飞行试验

  文献[4]中表(12.1-1)给出了用于评价各种飞行试验状态的一般指导性建议。GJB 2191-1994和GJB 2878-1997中的飞行试验与文献[4]中的要求是相一致的(如文献[2]4.3.4节中规定:在制定飞行试验计划时,应当考虑GJB 185中的设计和试验状态的指导性建议表),试验数据的要求可以是相同或者前后相关的。如当空速从0到1.15VL时,增益裕量按文献[4]中表3的要求。在飞行试验中,应在关键性的飞行形态下,在一直到VL的所有飞行速度下,对预计的增益裕量进行验证。文献[2]规定:“飞行试验数据应该用于验证分析所预测的趋向,并应该与飞行控制系统规范的性能要求和设计要求相比较。为验证用分析数据来扩充或外推飞行试验数据以表明是否符合要求应有可供比较的数据趋向。”即要证实在飞行试验数据和分析预测数据之间可供比较的变化趋势。由于对增益裕量作完整的飞行试验检查是昂贵的,因而不推荐,但为了核实预计裕量所用的分析趋向,应该测得足够多的增益裕量飞行试验数据点。

  参考文献:

  1. 凌和生 GJB 2191的编制与贯彻 航空标准化与质量 1998 年第5期 23-27

  2. GJB 2191-1994 《有人驾驶飞机飞行控制系统通用规范》

  3. GJB 2878-1997 《有人驾驶飞机电传飞行控制系统通用规范》

  4. GJB 185-1986 《有人驾驶飞机(固定翼)飞行品质》

  5. 飞行控制系统的地面与飞行试验 张德发 叶胜利等编著 北京 国防工业出版社 2003.1


顶一下

踩一下