徐鴻洋 石強軍

摘 要：在某型飛機飛控系統(tǒng)鐵鳥試驗中，經(jīng)常需要模擬各種故障，以驗證飛控系統(tǒng)響應(yīng)是否滿足設(shè)計要求。振蕩故障試驗是飛控系統(tǒng)試驗及適航驗證試驗中的重要項目，在地面試驗階段需要測得系統(tǒng)振蕩檢測功能相關(guān)各監(jiān)控器探測包線范圍外最嚴酷情況下的控制面輸出響應(yīng)，來確認振蕩監(jiān)控器的設(shè)計滿足飛控系統(tǒng)振蕩檢測要求，確保飛機飛行安全。為了實現(xiàn)振蕩故障試驗，本文設(shè)計了一種故障注入裝置及試驗方法，即在作動系統(tǒng)回路中注入伺服閥電流來實現(xiàn)振蕩故障的模擬。

關(guān)鍵詞：民用飛機；飛控系統(tǒng)；故障試驗；注入方法

1 前言

自 20 世紀 60 年代主動控制技術(shù)與隨控布局設(shè)計思想提出以來，電傳飛控系統(tǒng)（Electrical FlightControl System，以 下 簡 稱 EFCS）開 始 隨 之 發(fā) 展，EFCS 使用數(shù)字式計算機與電信號通信，為飛機減重、飛行品質(zhì)改善、飛機維護性改善等作出顯著貢獻。民機數(shù)字式 EFCS 最早應(yīng)用于空客公司 A310（1982 年），僅用于控制擾流板、縫翼和襟翼。隨后空客公司在 A320（1987 年）機型中首次應(yīng)用了全權(quán)限 EFCS。波音公司在波音 777 機型上首次使用EFCS，并于 1995 年成功取證。中國首架按照國際標準 設(shè) 計 的 支 線 客 機 ARJ 21 采 用 了 EFCS。EFCS 發(fā)展至今，大量先進的設(shè)計技術(shù)被不斷提出并成功應(yīng)用于民機研制中，以 A380 為代表的先進民機在故障檢測與容錯技術(shù)方面有了新的突破，但受限于計算機處理能力，一些復雜的非線性實時算法難以應(yīng)用。在現(xiàn)有飛行仿真技術(shù)研究的基礎(chǔ)上，結(jié)合飛行控制系統(tǒng)功能原理，利用虛擬現(xiàn)實技術(shù)建立精確的飛控仿真系統(tǒng)，盡量逼真地模擬民用飛機飛行。探討飛控仿真系統(tǒng)的原理，分析說明飛控仿真系統(tǒng)的功能，研究飛控仿真系統(tǒng)的技術(shù)要求，最后重點研究飛控仿真系統(tǒng)的軟件設(shè)計。

2 故障試驗方法

故障注入是指按照選定的故障模型，用人工的方法有意識的產(chǎn)生故障運行在特定的工作負載的目標系統(tǒng)中，以加速該系統(tǒng)的錯誤和失效的發(fā)生，同時觀測和回收系統(tǒng)對所注故障的反應(yīng)信息，并對回收信息進行分析，從而向?qū)嶒炚咛峁┯嘘P(guān)結(jié)果的實驗過程。振蕩故障試驗是民用飛機適航驗證試驗的一項重要內(nèi)容，主要由外部注入振蕩故障信號來檢測系統(tǒng)響應(yīng)，以此驗證飛控系統(tǒng)設(shè)計需求的正確性、評估振蕩故障對飛行品質(zhì)的影響。振蕩故障的監(jiān)控主要集中在飛控電子中，以某型飛機飛控系統(tǒng)為例，振蕩故障通過飛控計算機、作動器控制電子及遠程控制單元來實現(xiàn)監(jiān)控。

為了實現(xiàn)遠程控制單元內(nèi)部的振蕩監(jiān)控邏輯檢測，本文提出了一種故障試驗方法，如圖1所示，通過對作動回路中的EHSV伺服閥注入閥電流（初始偏置疊加振蕩信號）來實現(xiàn)EHSV位置及EHSV電流故障的模擬。該故障試驗方法有以下兩個設(shè)計難點：

（1）在振蕩故障注入前要保證飛控系統(tǒng)所有內(nèi)部監(jiān)控器處于抑制狀態(tài)，即故障注入裝置的接入不可破壞飛控系統(tǒng)指令通道及監(jiān)控通道的完整性，飛控系統(tǒng)要能夠識別作動回路工作在正常狀態(tài)。本文提出的故障試驗方法是通過阻抗匹配的方式來規(guī)避前端飛控計算機中故障監(jiān)控器的觸發(fā)。在電磁開關(guān)上電后，故障注入裝置接入系統(tǒng)，電液伺服閥由等效電阻替代，飛控系統(tǒng)識別作動系統(tǒng)回路工作正常，注入的振蕩故障信號直接作用到伺服閥，控制作動器運動。

（2）注入的伺服閥電流可直接驅(qū)動作動器運動，注入的故障電流過大容易破壞舵面或損壞設(shè)備，故需要調(diào)節(jié)電流初始偏置并設(shè)置最大電流幅值來保證試驗安全。在舵面中立位、5度、-5度位置（根據(jù)試驗需求確認）時，可以從前端飛控計算機的接口中獲取電流初始偏置，故障注入裝置在初始偏置的基礎(chǔ)上疊加振蕩信號注入舵回路，檢測遠程控制單元中振蕩故障監(jiān)控器觸發(fā)情況。

3 故障注入裝置

本文提出的故障注入裝置如圖1所示，其工作原理為：當12V直流電壓未接入時，繼電器處于圖示位置，故障注入裝置未接入系統(tǒng)，飛控系統(tǒng)所有監(jiān)控器處于抑制狀態(tài)；當12V直流電壓打開后，故障注入裝置接入，作動系統(tǒng)回路由等效電阻替代，信號發(fā)生器將已測試的初始偏置電流值發(fā)送給電液伺服閥EHSV，飛控系統(tǒng)執(zhí)行復位操作保證所有監(jiān)控器處于抑制狀態(tài)，此時需要額外引入一路28V直流穩(wěn)壓電源為遠程控制單元供電保證其處于正常工作狀態(tài)，避免前端飛控計算機識別故障后切斷遠程控制電子電源。

4 應(yīng)用

在某型號鐵鳥飛控系統(tǒng)地面模擬試驗中使用本文提出的故障注入方法開展了振蕩故障試驗，以幅值7.5mA及頻率10Hz的振蕩故障試驗為例，具體的試驗過程如下：

試驗要求：被測對象為方向舵作動系統(tǒng)；試驗構(gòu)型要求方向舵三個作動器均工作在主動模式，對其中一路下方向舵作動器回路中注入振蕩故障信號；系統(tǒng)振蕩故障信號要求為幅值7.5mA，頻率10Hz；系統(tǒng)檢測需求為振蕩故障信號注入0.4s內(nèi)，遠程控制單元中的振蕩故障監(jiān)控器觸發(fā)。

試驗過程：根據(jù)電液伺服閥EHSV的電流檢測結(jié)果，幅值7.5mA及頻率為10Hz的故障信號需要設(shè)置信號發(fā)生器的輸出幅值3.35V（已疊加初始偏置），輸出頻率為10Hz，檢測遠程控制單元中監(jiān)控器觸發(fā)情況并記錄。

試驗結(jié)果：振蕩故障試驗如圖2所示，在振蕩信號發(fā)送后0.19s，系統(tǒng)檢測到振蕩故障，下方向舵作動器的工作模式切換到阻尼模式，滿足系統(tǒng)檢測需求。

5 結(jié)論

本文提出了一種故障試驗注入方法，根據(jù)型號試驗中的應(yīng)用證明該試驗方法可行且獲得的試驗數(shù)據(jù)可靠。該方法具有通用性，在工程領(lǐng)域具有較高的實用價值，可以支持振蕩故障、瞬態(tài)故障及力紛爭故障等試驗，可廣泛應(yīng)用于作動系統(tǒng)的設(shè)備研制或飛控系統(tǒng)的綜合驗證試驗中。

參考文獻

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