飞行控制技术作为最经典和发展最活跃的航空技术之一，在直升机设计周期和寿命周期内具有非常重要的作用。现代飞控系统可以定义为：用于稳定和控制航空器刚体运动、结构模态响应以及构型的功能[1]的系统。直升机的飞行控制具有极强的耦合性。

适航是民用航空的必经之路，适航的目的就是为了保证安全性，使飞行器免于导致人员伤亡、财产损失、环境污染等状况[2]。民用航空安全是全球共同关注的话题，对民用航空器的安全性分析是各国适航条款的要求，也是社会大众的要求。在适航取证时，如何将系统的控制功能对标适航标准要求，通过符合性验证方法证明设计满足经批准的安全性水平，是设计人员关注的重点。

 

1. 直升机飞行控制系统

 

与固定翼飞机不同，直升机的飞控系统的结构和和控制较为复杂。直升机由旋翼产生升力，同时由旋翼和尾桨配合共同对俯仰、横滚、航向、总距四个通道进行操纵。由于多个控制面集中在自动倾斜器中，通过舵机配合进行控制，导致控制面无法重构。同时，各通道并非由独立的舵机分别进行控制，控制通道间耦合特性极强。直升机需长期在低空环境中飞行，决定了直升机飞控系统会长时间暴露在复杂的电磁环境中，特别是对于电子设备较多的电传飞控系统来说，更加要求飞控系统需要具有很强的抗电磁干扰和抗振动能力。直升机的固有特性以及使用环境都对飞控系统的适航审定工作提出了更多要求。

飞控系统需完成直升机的基本操纵功能，即在外力作用下满足质心运动的规律，包括高速/低速边界、上升/下降性能、续航性能、起飞性能、着陆性能、机动性能。除此之外，随着技术的发展和需求的增加，飞控系统还需要实现自动飞行功能，并改善飞行性能。因使用环境有所不同，系统的功能略有差异，绝大多数包含：高度保持、速度保持、航向保持、区域导航、复飞、告警等功能。

上世纪60年代之前，机上一直使用机械操纵系统。传统机械操纵系统经历了拉杆摇臂或钢索鼓轮直接推动操纵面阶段、带液压助力器驱动阶段、增加了力臂调节器和人工载荷阶段、带有增稳器和控制增稳系统阶段[3]。

但传统机械操纵系统存在一系列的弊端：

（1）为了满足日益复杂的操纵需求，机械操纵系统增加了相关的硬件，导致自重越来越大，尺寸相对更大；

（2）存在一系列的非线性特性，系统存在自振现象；

（3）物理硬件存在热胀冷缩现象，对温度非常敏感；

（4）由于系统以硬件为主，部件间会传递一些由弹性振动引起的杆偏移，影响系统控制特性。

电传飞控系统是为了克服机械系统上述弊端而设计的。与传统飞控系统相比，电传飞控系统节省了一些笨重的机械部件，以电子元器件为主要的系统部件，将驾驶员发起的操纵指令转换成电信号，通过主飞行控制计算机的处理，将结果通过数据总线发送至各个控制面的作动器上，同时以电信号的形式将系统状态反馈。电传飞控系统包括驾驶员操纵机构、主飞控计算机、飞控系统总线、各种传感器、作动器控制装置和舵机等。

由于电子元器件全权替代机械操纵系统，一旦失效直接影响到控制系统的功能，甚至会导致灾难性事故。因此电传飞控系统必须配置多余度以保证具有不低于机械操纵系统的可靠性。同时，为了满足整机安全性需求，电传飞控的设计必须保证二次故障后控制系统依然能够稳定完成规定的工作任务。

相比较传统的机械飞控系统，电传飞控系统消除了机械结构中的空行程、滞后和摩擦问题，通过完全电子元器件的数据收集、传递和分析，能够有效的避免机械飞控系统中非线性因素可能引起的自振等反常现象。

目前，随着直升机的快速发展和广泛应用，对直升机飞控系统的要求也逐渐提高，电传飞控系统凭借其高集成、高综合、高自动化等特点逐渐成为未来直升机飞控系统的设计趋势之一。

 

2. 审定过程

 

在适航审定过程中，申请人依据确定的审定基础（一般由适航标准、环境保护要求、专用条件、等效安全、豁免）和符合性方法，遵循一定的管理程序向局方表明对适航标准的符合性。通过一系列的适航审定工作，申请人可以获得局方的设计批准和适航批准。

2.1 审定基础

对于直升机飞控系统的设计方案、设计更改的内容、设计特征和基础数据等，申请人需要与局方共同以CCAR-29-R2为标准，确定审定过程中适用的适航条款，并针对设计中的新颖点制订专用条件，形成审定基础。

其中，B分部（飞行）对系统性能（起飞、爬升、着陆）、操纵性和稳定性（配平、操纵、稳定性、失速、地面/水面操纵）以及其他特性（震动和抖振、高速特性、配平特性）进行了定性定量的规定，同时还规定了重量和重量分布限制、转速和桨距限制等，是飞控系统审定基础的核心组成部分。C分部（强度）中规定了操纵杆系等相关零部件需满足的强度和力矩要求；D分部（设计与构造）包含了部分关于操纵系统的要求；F分部（设备）对所有机载设备的安全性和电子电气设备进行了规定，是保证电子设备安全性必须满足的最低标准。

同时，因现代直升机逐步由机械操纵系统向电传飞控系统过渡，电传系统主要靠电信号传递驾驶员的操纵指令，主要的核心部件是电子部件，极易受到雷电和外界环境的干扰，对于抗电磁干扰和闪电防护等性能的符合性验证也需要高度关注。

2.2 配套文件体系

针对审定基础中所包含的适航标准，申请人与局方共同讨论决定符合性验证方法，并针对不同的符合性验证方法，给出符合性验证文件，包括但不仅限于设计说明报告、图样目录、实验分析或计算报告、试验大纲及试验报告、飞行手册、试飞报告及机组评定清单，来表明系统性能满足经批准的型号设计。同时申请人需给出功能危险分析报告、故障模式及影响分析报告、系统安全性分析报告来表明系统安全性水平满足适航标准规定的最低安全要求。

2.3 型号合格申请人的责任

航空器的设计研发部门在适航取证过程中，需履行申请人的责任：

（1）表明设计符合适航标准和环境包含要求（进行试验、分析、计算等表明符合性/提交资料给局方）；（2）在航空产品投入运营后保持其型号合格证；（3）故障、失效和缺陷报告—CCAR21.8；（4）适航指令要求的设计更改—CCAR21.99；（5）持续适航文件—CCAR21.50；（6）设计和制造人根据审定过的审定基础，表明航空器的符合性。

 

3. 直升机飞控系统适航取证

 

本文通过已通过适航审定的某型民用直升机适航取证过程来简要描述在适航取证过程中，飞控系统的设计研发部门作为申请人的责任。

3.1 飞控系统架构

3.1.1 系统内部架构

某型民用直升机飞控系统包含飞控计算机、位移传感器、并联电动舵机、惯性测量组件、飞控操纵台、总距保安装置等设备。在系统内部，杆位移传感器将飞行员操纵杆信号提供给飞控计算机，用以判断功能逻辑，同时提供给飞行参数记录系统进行数据记录；惯性测量组件采集直升机三轴角速度和三轴加速度提供给飞控计算机，用以控制律解算；飞控操纵台将飞行员的操作信号发送给飞控计算机，用以功能切换；总距保安装置在受到飞控计算机发送的启动信号后，将总距杆锁定，需飞行员上提总距杆解除锁定。系统交联框图如图1所示。

 

  

 

 

图1 某型民用直升机飞控系统交联框图

 

3.1.2 系统外部交联系统

航电系统是飞控系统外部交联的重要系统之一，能够为飞控系统提供控制律解算、空速和气高、仪表着陆、无线电高度等信息，用以执行功能。综合显示系统设置有飞控专用画面，可以通过按压综显的按键调出画面。

飞控系统还与机电、电气、结构等系统有交联接口。

3.2 审定基础及符合性验证工作

申请人需要以说明文件或者实验报告的形式，表明该飞控系统的设计满足经批准的审定基础所要求的符合性。同时，还要说明相应条款的符合性验证方法、符合性验证思路。其中，部分条款需要多个符合性验证方法表明适航性，同时一个试验可同时表明多个条款的符合性，因此，为了统筹协调条款与符合性验证方法之间的关系，申请人需根据验证思路和要求整理条款所对应的符合性检查单、符合性验证文件清单以及符合性验证试验清单。

本文拟针对29.1329（自动驾驶仪）进行符合性验证思路的分析。

经过与局方的共同商讨，决定该型直升机采用“说明性文件、地面试验和飞行试验”的方法来对该条款进行符合性验证。

主要验证思路说明：

（1）设计方案等说明性文件能够表明在使用自动驾驶仪时直升机安全可控；紧急情况时自动驾驶仪可切断，防止其干扰驾驶员的操作；安装有条款要求的自动同步装置或等效装置；与导航系统有交联时，安装有指示系统工作模式状态信息的装置；

（2）机上地面联试试验和故障模拟试飞能够表明在正常工作状态或失效状态下不会引起航空器危险或偏离，功能联锁有效；

（3）飞行试验能够获得驾驶员对功能、操纵器件的布置的评定。

其中功能试飞能够验证自动驾驶仪正常工作不会引起危险，故障模拟试飞能够验证自动驾驶仪失效时不会引起危险，是适航取证过程中比较重要的两个验证试验。申请人需要完成功能试飞大纲以及故障模拟试飞大纲，确定试飞需验证的性能。

（1）功能试飞验证的系统基本性能有：悬停静态稳定性、航向变化、航向微调、过渡到前飞时航向变化、平飞静态稳定性、平飞动态稳定性、电配平速度、协调转弯、俯仰/高度耦合；

（2）功能试飞验证的一般性能有：气压高度保持、自动区域导航、巡航无线电高度保持等；按照各性能的特点，设定不同的初始飞行条件，完成各飞行任务，观察俯仰角、滚转角、姿态角、偏航角、摆动量、地速等特征参数的变化；

（3）故障模拟试飞通过断开相应交联系统的开关或切断某部件与系统的连接来模拟该系统或部件的故障，观察系统瞬态变化，来判断该故障是否会对飞控系统产生影响并影响飞行安全。

例如通过航电控制盒上的“惯性导航系统”开关和“光纤航姿”开关依次关闭惯性导航系统和光纤航姿系统可以发现，当惯性导航系统出现故障时可以自动切换至光纤航姿系统，当光纤航姿系统出现故障时，系统此时所有的功能都自动退出，且在飞控操纵台上显示相应故障代码。当两系统发生切换时，飞控系统故障对瞬态影响非常小，对飞行安全无影响。同样，分别断开无线电高度表和大气数据系统，能够验证故障时对飞行安全无影响。

通过上述试验表明了自动驾驶仪的设计和调整，在驾驶员可以调整的范围内，在适用于自动驾驶仪的任何飞行条件下，无论正常工作还是故障情况下，均不会危及直升机的安全。

对于审定基础中的其他适航条款，申请人均需说明主要验证思路、符合性验证方法。如果涉及试验，申请人还需说明相应试验科目、试验方法、试验数据等。

 

4. 结论与展望

 

适航性是对民用航空器安全性水平的最低要求，是航空器必须满足的设计标准。飞控系统是民用直升机适航取证过程中的关键系统之一，直接决定直升机能否符合经批准的型号设计以及能否满足必要的安全性水平。目前直升机传统飞控系统已经有了一些适航取证经验，对于未来飞控系统的适航取证过程具有非常重要的指导意义。

随着民用航空器的发展，电传飞控系统逐步取代了传统的机械操纵系统，广泛地应用于先进民航客机（如空客A320/A330/A340/A380，波音B777/B787等），并取得了适航许可。但相较于固定翼飞机，直升机电传飞控系统起步较晚，设计复杂，对于电传飞控系统的安全性分析还在逐步摸索中，同时适航取证经验较少，未来对于使用电传飞控系统的民用直升机，适航审定工作将会成为新的挑战。