李艺海 巩鹏潇 方自力

摘  要：某型机在左转弯下降高度过程中突发飞控系统“双通道故障”，飞行员在改平姿态过程中飞机出现了俯仰方向增幅振荡现象，飞参数据显示飞机瞬时负过载超出该机限制值。针对此次事件，文章通过分析飞参数据，并开展地面试验对飞机故障进行了定位分析。结合仿真手段，对故障期间飞机的飞行品质进行了评估，对故障期间飞机出现俯仰振荡现象给出了合理的解释。文章的研究分析方法对类似飞行故障原因的定位分析具有一定的借鉴意义。

关键词：飞控系统故障;俯仰振荡;低阶等效拟配

中图分类号：V249.1 文献标志码：A         文章编号：2095-2945（2020）24-0057-03

Abstract： In the process of turning left to descend altitude， the flight control system of a certain type of aircraft suddenly suffered a "double channel failure". During the process of leveling attitude， the phenomenon of increasing oscillation happened to the pilot in the pitching direction， and the flight parameter data showed that the instantaneous overload of the aircraft exceeded the limit value of the aircraft. Aiming at this incident， the aircraft fault location analysis is carried out by analyzing the flight parameter data and conducting the ground test. Combined with the means of simulation， the flight quality of the aircraft during the fault is evaluated， and a reasonable explanation for the pitching oscillation of the aircraft during the fault is given. The research and analysis method of this paper has a certain reference significance for the location and analysis of similar flight fault causes.

Keywords： flight control system failure; pitching oscillation; low-order equivalent matching

引言

某型機在左转弯下降高度过程中，在气压高度约5800m时飞控系统突发“双通道故障”（B、C通道）。飞行员改平飞机过程中飞机出现急剧的俯仰增幅振荡现象，飞参数据显示瞬时负过载超出了飞机的负过载限制。飞行员操纵飞机改出了振荡状态，并复位了故障，飞机安全返场着陆。

针对此次事故，本文通过分析飞参数据，并开展飞控系统相关设备地面试验，确定了故障是由于飞控系统两个通道俯仰角速度传感器发生故障引起的。最后，通过仿真手段对故障时飞机的飞行品质进行了评估，结果显示故障时飞机的飞行品质急剧下降，飞机极易发生俯仰振荡现象。

1 故障定位分析

1.1 飞参数据分析

图1为飞机发生故障时飞行状态参数的时间历程曲线。故障发生时刻飞机高速速度为：气压高度5800m、校正空速600km/h。

故障发生后，飞机俯仰方向随即出现小幅振荡现象。约9s后，俯仰振荡呈现增幅现象，并在随后数秒内发展为急剧振荡趋势。急剧振荡过程中，飞参记录的瞬时负过载超出了飞机允许的最大负过载限制值。急剧振荡过程持续了约7s。随后飞机状态趋于稳定，故障被复位，飞机恢复可控状态。整个故障过程持续了约40s，飞机的飞行高度下降了约2700m。

1.2 故障定位分析

根据故障期间飞机俯仰方向出现了振荡现象，重点考虑电传控制计算机和俯仰角速度传感器发生故障的可能性。首先检查俯仰角速度传感器是否存在故障。从飞机上拆下4个通道的俯仰角速度传感器，放置于角速率转台上进行检查，分别给定角速度±8°/s，±10°/s，测量传感器和俯仰Ⅰ表决的出入口输出电压，测量结果如表1所示。

由表1可知，在给定俯仰速率条件下，A、D通道俯仰传感器输出电压几乎都为零，B、C通道俯仰传感器输出电压接近理论值，由此可确定A、D通道传感器已故障损坏，B、C通道传感器正常。但是，电传系统却报出B、C通道故障，这与电传系统俯仰通道俯仰Ⅰ表决监控逻辑有关。

俯仰Ⅰ表决监控逻辑是这样的：纵向杆位移、俯仰角速率和法向角速度传感器输出通过加权求和后作为俯仰Ⅰ表决入送入俯仰Ⅰ表决。正常情况下，俯仰Ⅰ表决出是四个通道表决入的平均值。每个通道的表决出与本通道表决入电压求差，当差值超过一定阈值时申报本通道故障。地面试验中，由于A、D通道传感器故障，其输出电压几乎为零，拉低了四个通道的平均值。同时，由于四个通道求均值是通过电路实现，其所得均值通常要较算术均值偏小，使得B、C通道的俯仰Ⅰ表决出入之间的差值要相对A、D通道的俯仰Ⅰ表决出入之间的差值更大。当飞机俯仰速率达到一定值时，触发了B、C通道俯仰Ⅰ表决出和表决入的差值超过阈值，电传系统申报B、C通道故障。

另外，通过串件的方式对电传控制计算机故障的可能性进行排查。将机上连接俯仰角速度传感器的电缆插头A和B通道互换，C和D通道互换，再次通电并给定角速度10°/s，此时故障通道发生转移，A、D通道报故。由此可以确定，电传控制计算机工作正常，电传系统报出的“双通道故障”正是由A、D通道俯仰角速度传感器故障损坏导致的。

2 俯仰方向出现振荡现象分析

该型机的俯仰通道是4余度模拟电传控制系统，控制律中引入了俯仰角速率和法向过载反馈。俯仰角速率度反馈主要用于改善飞机俯仰阻尼特性;法向过载反馈主要用于调整飞机俯仰频率特性，补偿静稳定性。飞机发生故障时，B、C通道的俯仰角速度传感器输出被切除，俯仰角速度反馈值为A、D通道角速度传感器输出值的平均值，而A、D通道传感器输出电压几乎为零。这也就是说，在故障期间俯仰角速度反馈几乎为0，俯仰通道阻尼特性将会急剧变差[1，2]。这种情况下，在飞行员没有意识到飞机俯仰阻尼特性发生重大变化的情况下，飞行员的任一正常操纵都极易造成飞机俯仰方向出现振荡现象。当俯仰振荡呈发散趋势时，飞机极易出现过载超限现象。

当故障被复位后，B、C通道俯仰角速度传感器输出值被重新接入反馈计算。但是值得注意的是，由于A、D通道俯仰角速度传感器输出仍然几乎为零，拉低了俯仰角速度的反馈值，此时飞机俯仰阻尼特性相对正常情况稍有下降。

3 仿真验证

为验证故障过程中飞机俯仰方向的阻尼特性，利用该型机仿真模型进行仿真计算分析。计算初始状态为：气压高度6000m，校准空速600km/h，选取纵向倍脉冲作为激励动作，分别计算了俯仰通道三种状态下的飞机响应：

（1）正常俯仰速率反馈。

（2）俯仰速率反馈为零，对应飞机故障期间的状态。

（3）俯仰速率反馈减半，对应飞机故障复位后的状态。

仿真结果见图2。由图可见，相比正常情况，俯仰速率反馈减半条件下飞机的俯仰阻尼特性略有下降，俯仰速率反馈为零的条件下飞机的俯仰阻尼特性很差，呈现极弱阻尼特点。

进一步，利用低阶等效拟配的方法[3，4]对飞机纵向短周期模态特性进行了计算。飞机三种状態下短周期模态特性如表2所示。正常情况下，飞机的纵向短周期阻尼比满足一级飞行品质标准要求;俯仰速率反馈为零情况下，飞机纵向短周期阻尼比仅为0.04，未达到三级飞行品质标准要求;俯仰速率反馈减半情况下，飞机纵向短周期阻尼比略有下降，阻尼比满足二级飞行品质标准要求。

4 结论

针对某型机飞行中突发电传系统“双通道故障”，本文通过飞参记录数据分析还原了故障过程中飞机的运动状态，通过地面试验确定了故障是由于俯仰A、D通道角速度传感器故障损坏造成的。结合该机的控制律特点，分析确定了故障期间飞机出现俯仰振荡、负过载超限等现象是由于“双通道故障”发生后飞机俯仰阻尼特性急剧变差造成的。最后，通过仿真手段验证了故障期间飞机纵向短周期模态呈现极弱阻尼状态，未达到三级飞行品质标准要求。本文的研究分析方法对类似飞行故障原因的定位分析具有一定的借鉴意义。

参考文献：

[1]方振平，陈万春，张曙光.航空飞行器飞行动力学[M].北京航空航天大学出版社，2005.

[2]吴森堂，费玉华.飞机控制系统[M].北京航空航天大学出版社，2005.

[3]方自力，韩意新，袁广田.电传飞机飞行品质低阶等效系统算法研究[J].计算机测量与控制，2018，26（11）：223-227.

[4]崔益华，韩意新，陈永亮.电传飞机低阶等效系统频域辨识方法[J].南京航空航天大学学报，2016，48（3）：432-437.