试论直升机飞行参数记录系统设计及典型故障

试论直升机飞行参数记录系统设计及典型故障

作者：孙久才

来源：《智富时代》2018年第09期

【摘 要】飞行参数记录系统能有效提高飞行训练的安全性。根据直升机飞行安全需要，结合工程经验，对直升机加装飞行参数记录系统进行分析研究，介绍飞行参数记录系统的基本组成和原理、加装原则和相关标准以及飞行参数的校准方法；对飞行参数记录系统两个典型故障进行诊断分析，并提出解决方案。飞行参数记录系统相关设计的研究能够为工程技术人员在进行设计应用时提供一种思路和参考。

【关键词】飞行参数记录系统；记录器；标校；故障诊断；直升机 一、系统组成与工作原理 （一）系统组成

国外生产飞参系统的公 司很 多，例如美国的L3公司、Honeywell公司、洛克希德 · 马丁公司、联信公司，英国的史密斯公司等。不论是国外还是国内的飞参系统，其原理基本一致，组成相似。飞参系统由机载设备、地面维护设备以及专用采集处理软件组成。机载设备包括飞行参数采集器、记录器、快取记录器和音频监控器，地面维护设备包括卸载校验器和地面站。 （二）系统工作原理

飞参系统采用大规模集成电路、固态存贮及抗坠毁等技术，可以完成机上模拟量、开关量、数字量、频率/周期量等信号的采集，这些参数经过采编器进行采样、量化，并按照一定的帧格式对信号进行编码，所有信号以数字量（ARINC717或 HDLC）的形式存入记录器和快取记录器中。存储在记录器和快取记录器内的参数信息，由卸载校验器读取，通过数据回放译码设备，即地面站将原始码还原成物理量，以数据表格、曲线、图形报表和三维仿真等方式显示或打印输出，供飞行相关人员分析使用。 二、飞参系统加装基本原则及相关标准

国外的固定翼飞机和直升机最先应用飞参系统，随着国内直升机交付用户数量的增多，军、民用市场的拓展，直升机在国防力量建设和生产、生活中发挥越来越重要的作用。随着使用的频繁，事故征候、

等级事故不断发生，造成很大损失，若不加装飞参系统，事故真正原因将难以查证。

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（一）飞参系统加装原则

不同用户对直升机的飞行参数记录系统使用需求也不尽相同。民用航空用户按要求需要对直升机强制加装，部队用户使用的直升机需满足国家军用标准要求，特殊用户使用的直升机必须满足用户提出的额外加装要求。 1.中国民用航空局强制要求

中国民用航空局（CAAC）响应国际民用航空组织要求，分别在 CCAR-27-R1《正常类旋翼航空器适航规定》和 CCAR-29-R1《运输类旋翼航空器适航规定》中对安装的记录器作出了一系列强制要求，例如选择最可靠的汇流条为其供电，记录的空速、高度、航向等数据精度等必须满足要求，记录器的颜色为国际橙，记录器的外表面必须带有反射条及水下定位装置等。CCAR-91-R2《一般运行和飞行规则》也进行了相关规定，例如自2005年1月1日后首次颁发适航证、最大审定起飞质量超过3180kg的旋翼机，应安装满足附录 F 规范的IVA 型飞行数据记录器，所有类型的飞行数据记录器应能保留运行过程中至少最后10小时所记录的信息。 2.国家军用标准要求

国家军用标准没有明确要求强制装配飞参系统，但 GJB 2883-1997《机载飞行数据记录器通用规范》和 GJB 6346-2008《军用直升机飞行参数采集要求》明确了记录参数。 3.用户的特殊使用要求

针对不同用户需求，以及直升机上任务系统的不同，记录参数的选择上稍有差别，有的用户对罗盘等电子设备没有进行数据采集。 三、通道标校及数据处理

飞参系统加装完成后，必须进行数据的标校工作，确保记录的数据可靠、准确。飞行参数采集通道标校通过建立或修正“参数校准曲线”，达到减少飞行参数采集器的采集误差，间接检验每个通道工作是否正常，同时还可以检测同一个传感器通道的仪表指示是否超差，间接判断仪表通道的性能。 （一）通道标校方法

飞行参数采集通道标校分为插值点标校和验证性标校两种方法。插值点标校是建立飞行参数的物理量工程值与二进制代码之间的关系——参数校准曲线。参数校准曲线是飞行参数记录系统解码的依据。

插值点标校主要对象是模拟量参数，例如液压压力、滑油压力、燃油压力、发动机排气温度和大气总温等参数。

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验证性标校是根据飞行参数的物理量工程值与二进制代码之间确定的函数关系，例如频率量、开关量、数字量和辅助参数等，检查输 入对应的输出。

在实际标校时一定要注意参数值的极性。飞行参数采集通道标校结束后，飞行数据管理人依据“飞参标准工艺卡”按权限修改飞行数据地面站软件相关通道的参数校准曲线，如果发现个别参数标校的数据有异议，需要对相关通道进行重新校准，必要时对直升机相关系统进行技术排故。

四、典型故障诊断分析

飞参系统在通电检查过程中，会遇到地面联试不易出现的一些问题，下面就两个典型故障进行，以便更深入地了解飞参系统。 （一）阻抗不匹配

故障现象：未接通飞行参数记录系统断路器前，发动机扭矩表和滑油压力表不指示，接通后指示正常。

原因分析：经采集器线路检查和测试分析，扭矩传感器信号和滑油压力传感器信号均为电桥形式的信号输出，在采集器不上电时，采集器模拟采集通道阻抗过低，使扭矩传感器信号和滑油压力传感器信号电桥阻 抗不匹配，相应传感器不输出信号，造成了上述故障现象。 解决措施：将连线更换到采集器里高阻抗的通道上进行采集，经过地面检查和飞行试验验证，发动机组合仪表上的扭矩和滑油压力显示参数和飞行参数记录系统记录的数据正确，故障排除。

（二）总线信号故障

故障现象：发动机发参采集单元（EECU）输出给飞行参数记录系统的 ARINC429 总线信号，不能被其接收到。

原因分析：这一故障可能是由于 EECU 负载能力不足、总线数据格式定义不匹配、线路原因或飞行参数记录系统故障造成的。 （1）EECU 负载能力不足

EECU 同时与发参显示器和飞行参数采集器通过 ARINC429总线进行交联，理论上1路ARINC429总线发送端可 以有20路接收端，而ARINC429总线只有发参显示器和飞行参数采集器这两个接收设备，不存在带载能力问题。 （2）总线数据源端与目标端格式不一致

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借用发动机 EECU 检测设备，从 EECU 的输出端测量发出的数据，结果显示数据正常，并按照接口控制文件中的规定，详细核对目标接收端的定义，确定源端与目标端格式一致。 五、结束语

通过对直升机加装飞参系统的研究以及在某型直升机上的实际应用，验证了飞行参数系统设计时依据的标准规范、飞行参数的标校方法、飞行参数数据的判读方法等满足飞参系统设计、生产及日常维护保障的需求；通过对飞参系统故障分析及解决，改进了飞参系统的技术设计方案，提高了飞参系统加装在直升机上的适应性，同时为工程技术人员设计及加装飞参系统提供了一定的帮助和指导。 【参考文献】

[1]潘永生，张凤梅，张录龙.直升机飞行参数记录系统设计及典型故障分析研究[J].航空工程进展，2017，8（01）：109-114.

[1]王奇，诸新刚，杨笃伟.飞行参数记录系统综合智能检测设备的设计[J].计算机自动测量与控制，2002（01）：47-49.