一种确定飞机飞参记录参数集合的方法

摘要

本发明一种确定飞机飞参记录参数集合的方法，包括飞机系统与标准一级参数的对应确认、系统操作参数确认、系统功能类参数确认、参数合并和分析计算五个步骤。该方法能够按照飞参功能定位，程序性的设定应该采集的参数集合，解决以往参数设定依据少、缺乏操作性强的标准化流程的困难，确定满足事故处理、装备监控和飞行训练所需的参数集合。具体来说可系统的梳理与飞参相关的、飞机及其重要系统的组成及功能，为事故调查或其他应用提供基本技术支持，此工作结合飞机顶层设计同步完成；可结合FMEA和FTA等可靠性、安全性分析工作确定参数组成；可按照流程定量计算所需最低采样率。

说明书

【技术领域】

本发明所属的技术领域是飞行安全领域。用于确定军机或民机在顶层设计 时、或使用过程中因使用需求变化而进行加改装时，飞行参数记录系统应该记 录的参数集合。适用于固定翼、直升机和无人机系统。

【背景技术】

飞行参数记录系统(简称飞参)是自动记录飞机及其机载设备工作状态的 设备。它能够在飞机上电的情况下，不间断的按照固定采样率对全机的系统工 作情况进行实时的采集和记录，并存储在防毁记录器中。飞参是飞机重要的安 全设备，在飞机上装备飞参可以追溯到1958年，受技术水平限制，当时只能记 录高度、速度、航向、时间、过载、无线电通话时刻等关键参数，随着采集、 存储和数据分析能力的提高，可以记录和处理的数据量飞速增加。同时，由于 飞参数据除了能够协助事故处理，还原事故发生前的场景，提供具有重要参考 价值的数值之外，还可以根据飞参数据中记录的机载设备信息对设备和器件的 工作状态，完成包括故障排除、性能监控、性能检测等辅助装备保障性工作， 此外，还可以根据记录下来的飞行员对飞机和机载设备的使用情况，完成飞行 员训练水平评估、制定专项训练计划、提高驾驶水平等辅助飞行训练工作。因 此无论是国内还是国外、民用航空还是军机训练领域，飞参系统在事故处理、 装备性能监控和辅助飞行训练等方面发挥了越来越重要的作用。

尽管飞行安全领域、训练领域和飞机的使用维护领域均已经认识到飞参的 重要性和这些数据蕴含的巨大价值，但仍然有如下三个因素制约着飞参系统开 发、升级工作。第一是老旧飞机设计年代久远，设计之初没有考虑飞参记录需 求，因此对这一部分飞机的飞参涉及到升级的问题，升级工作如何确定飞参参 数记录集合是最核心的问题。第二是新机开发测试试飞时，利用飞参记录系统 记录了非常多的数据，这些数据虽然对评估和验证工作十分重要，但日常使用 中并不需要如此众多的参数，并且带来了机载设备方面参数校准、卸载、维护 的困难，以及数据筛选、查看、分析的额外负担，不利于飞参使用工作，需要 重新确定飞参参数记录集合。第三是对参数集合中参数采集频率如何确定，因 为频率越高，一方面采集装置的造价高、设计复杂、可靠性降低，另一方面过 高的频率要求记录器容量大，卸载处理数据时间长。但频率低难以反映参数所 必须的动态过程，影响数据的实际使用。

虽然目前有针对固定翼、直升机两类飞机的飞参记录参数标准，为记录集 合的确定规划了基本的数据内容，但在具体落实的过程中，由于各个机型飞机 的机载设备千差万别，技术先进程度各有不同，单纯依靠抽象的标准来确定具 体的机型是无法完成的。

为解决以上制约飞参系统开发、升级工作的三个问题，本发明给出了如何 确定飞参记录参数集合和采集频率的方法，可以用于所有机型飞机的飞参记录 参数集合的确定工作。

【技术方案】

发明目的：

本发明的目的是在飞参记录参数标准的总要求下，综合利用故障树、失效 模式与效应分析、安全性分析等方法，确定具体机型的飞参参数记录集合，以 满足飞参数据在事故处理、训练评估和装备监控的需要。

技术方案：

本发明的工作过程包括飞机系统与标准一级参数的对应确认、系统操作参 数确认、系统功能类参数确认、参数合并和分析计算五个步骤。

步骤1：飞机系统与标准一级参数的对应确认

飞参记录参数标准是对固定翼和直升机两大类飞机统一制定的，为在每一 种具体机型中落实参数集合，需要将标准所要求的系统与该机的系统进行匹配， 明确应给予分析的系统类别。

飞参记录参数标准中明确的参数共分为4个级别，第一级是必须记录的， 这就意味着即使该型飞机即使没有采集这种参数的设备，也必须经过加装专用 传感器的方式落实。这些参数包括最基本的高度、速度、姿态、过载、发动机 控制与状态、飞机的操纵与舵面、电压、火警及北京时间。第二级是如果该飞 机具有此设备或专用传感器则必须记录的参数。第三级为若有传感器或设备， 建议记录。第四级为建议记录。

根据参数标准的要求，除第一外级，其它几级的参数是否记录具有较大的 灵活性，需要提供一种具有可操作、系统化分析的方法确定应记录参数集合。

因此按照标准要求，本发明步骤1是根据机载设备的工作状态确定第一级 记录参数是否已覆盖，若未覆盖，则明确需要添加的专用传感器，以满足标准 的要求。

根据第一级参数属性，在飞机的现有系统中进行匹配，按照各个系统的状 态测量能力与参数进行匹配，寻找无法落实的参数，作为优先解决的问题提出 需求。

步骤2：系统操作参数确认

飞参记录参数标准的目的是满足事故调查时三个重要需求：

2.1明确该类飞机出现等级事故的类型。这些类型包括：进入复杂状态、 严重偏离航线、可控触地、遇到雷暴或风切变等恶劣气象、飞行员部分或全部 丧失意识、重要机载设备故障、飞机结构损坏。此项工作用于确定事故发生的 分类判断所需的依据类参数。

2.2明确该类飞机重要机载设备的工作状态类型、特点、工作时机、系统 输入和输出关系。此项工作用于确定重要设备正常与异常的判断所需的依据类 参数。

2.3明确该类飞机的使用和操纵的模式分类，重要机载设备使用流程。此 项工作用于确定飞行员对飞机和设备使用流程、时机、输入量等判断所需的依 据类参数。

因此，为满足这些需求，必须明确飞机的各大系统的操作程序流程情况。

该项工作的目的是了解大系统的操作使用方法和模式，实现对飞行员的操 作使用情况进行评估。

按照标准所涵盖系统顺序，依次描述各大系统的操作使用流程，并确定可 描述系统操作量和操作顺序的参数名称。

步骤3：系统功能类参数确认

参数确定工作最灵活和最难以把握的参数是第三级和第四级参数，即建议 记录的参数。该项工作的落实是体现本发明的操纵和系统性的重要步骤。

解决该问题的方法是通过明确飞机的各大系统的功能情况及其失效模式与 效应分析，并结合安全性分析的方法进行最终参数集合的确认。

该项工作的目的是了解大系统的所有功能构成情况，明确系统内器件级别 的子功能。

针对每一种具体的机型而言，需根据系统工作原理、组成系统的各个部件 的相互依赖关系进行完备考虑，根据部件级确定参数采集集合。

飞机系统状态参数确认工作的目的是了解飞机及其大系统的构成情况，系 统间的交联关系以及系统的输入输出情况。

按照飞机所属类型的参数标准中所列举的系统名称，对照具体的飞机型号 对所涵盖系统进行逐项判断，选择可描述每一个系统的控制输入、系统的状态 输出的参数名称。对于大系统间有交联关系的，应给予明确的说明，包括系统 间信息的类型、流向和余度备份情况。

3.1明确功能

按照标准所涵盖系统顺序，依次描述各大系统的每个功能，对每个功能而 言，以系统中与该功能有关的器件为最小单位，对该器件的功能进行描述，并 确定可描述功能运行情况的参数名称。对于器件中软件含量大的系统，除确定 器件的功能所需参数外，还需要确定可描述软件重要分支判断的中间状态参数。

3.2明确飞机的各大系统的功能失效危害情况

该项工作的目的是根据大系统功能失效后的危害等级，明确应记录参数的 权重，确定参数集合。

按照标准所涵盖系统顺序，依次描述各大系统的每个功能失效时的危害， 并对危害进行分级，按照危害的严重程度以：灾难的、危险的或严重的、较重 的、较轻的、无影响的分为A-E共5类。

“灾难的”指不能继续安全飞行和着陆的失效状态；

“危险的/严重的”指降低飞机的性能和机组人员克服不利操纵状态的能力， 不利的程度包括大大降低安全性余量或功能可被执行的能力，或者身体疲劳(或 其它痛苦状况)或高负荷使飞行机组不能精确或完整地完成他们的任务，或者 对乘客的不利影响包括对少数乘客严重的或潜在的致命伤害；

“较重的”指可能降低航空器的性能和机组人员克服不利操纵状态的能力 的失效状态。不利程度包括：较大的降低安全余量或功能能力、较大地增加了 机组人员的工作量或削弱机组人员工作效率的状态，或造成乘客的不舒服，包 括可能的一定的伤害；

“较轻的”指不会严重降低航空器安全性，及机组人员能力内能很好完成 任务的失效状态。包括：稍微减少安全余量或功能能力，稍微增加机组的工作 量，如航线飞行计划更改或乘客的某些不方便；

“无影响的”指不影响飞机的工作性能或不增加机组工作量的失效状态。

上述机组人员指处于能胜任飞机驾驶和设备使用的普通水平的人员。

对各大系统的每个功能失效的危害分级在A、B、C三级的功能描述，按照 该功能以系统中与该功能有关的器件为最小单位，对该器件的功能失效对系统 对应功能失效进行描述，并确定可描述该功能失效情况的参数名称。

步骤4：确定参数集合

4.1合并参数

将步骤1形成参数称为必记类参数，将步骤2形成参数称为操作类参数， 将步骤3的参数称为重要功能类参数。合并参数即指对必记类、操作类和重要 功能类参数求并集，形成飞机安全性参数集合。

4.2筛查参数

对于涉及功能失效危害C等级的参数，若系统设计上未直接输出信息或输 出信息困难，其可靠性高且可通过其它参数间接说明的，可不采集。

总结上述工作可知：

标准制定工作得到：每型飞机待定参数集合应考虑的系统范围。

系统组成、操作流程及功能描述得到：每型飞机的系统组成情况及飞机和 机载设备的操纵使用情况，这些信息用于确定飞机和设备的输入输出关系，描 述系统状态的关键参数名称，明确飞机和设备的工作流程和使用模式以及各种 告警和指示情况，以及可正确区分和辨别上述信息的参数名称。

功能失效和功能失效影响描述得到：根据每型飞机的功能失效统计和失效 后影响分析，确定产生较重的、严重的和灾害风险的飞机功能描述所需参数名 称，功能失效后的影响描述所需参数名称。

步骤5：分析计算

分析计算指针对被调研固定翼飞机、直升机及无人机系统进行参数采集时， 确定采样率的过程。此项工作用于确定事故调查、设备性能检测与监控及飞行 训练评估时对动态的最低要求。

确定采样率的约束包括三个，第一是要能够满足最低还原飞机动态和设备 工作变化的瞬态要求；第二是能够捕捉飞行员对设备的短暂输入和设备的短暂 输出的最小时间间隔要求；第三是满足飞参采集器的记录字节对齐所需。

根据上述三个约束，具体参数的采样率设置过程分为三个步骤：

5.1利用飞机系统在设计阶段进行理论计算时采用的动态模型的降维模型， 或在风洞试验、铁鸟台、试飞阶段等情况下所安装高频参数采集装置所采集的 输入输出数据集进行系统辨识。

由于飞参系统不参与系统的控制，因此近似得到其动态情况变化规律即可 满足采集要求，衡量动态变化的频率上限选择系统幅频特性曲线右侧降至3db 的频率。系统按照2阶系统的方式进行系统辨识，高阶系统需降阶为2阶系统 以模拟系统的输入输出情况。

2阶系统的微分方程为：

$\stackrel{··}{x}+a\stackrel{·}{x}+bx=cu$

其中x为输出，u为输入，a、b和c为待定的系数。其传递函数为：

$G\left(s\right)=\frac{1}{s^2+{\mathrm{\zeta \omega }}_{n}s+{\omega }_n^2}$

利用系统辨识工具可以得到所求系统的自然频率ω_n、阻尼比ζ；得到这两 个数值后，利用其幅频特性计算公式，在幅频特性下降3dB的位置时的频率为 系统的被采最高频率ωs，根据香农采样定理，当采样频率大于2ωs时，理论 上可正确还原被测信号。

第5.1步完成后，可以获得系统状态变化所需的采样率数值。

5.2针对系统的输入，即飞行员对飞机或机载设备的输入量，因系统的输 入受驾驶杆、油门杆的固有阻尼限制，其最小采样间隔在0.1-0.2秒之间即可 满足采集要求。

5.3根据采集器记录字节对齐的约束情况，一般设定数值为1、4、8、12、 16等，若考虑AD转换精度的不同，也有设定为1,5,10等数值的情况。

通过上述5.1至5.3步工作后，即可确定对所采集参数的采样率的设定， 即首先通过辨识方法获得频率值换算为采样间隔，并根据输入信号的采样间隔 要求，结合采集器记录字节对齐的具体离散情形，选择最合适的采样率。

本发明的有益效果：

本发明的优势在于能够按照飞参功能定位，程序性的设定应该采集的参数 集合，解决以往参数设定依据少、缺乏操作性强的标准化流程的困难，根据飞 机实际运行情况、功能，以及描述功能失效等内容，与标准参数集合之间的具 体化过程，确定满足事故处理、装备监控和飞行训练所需的参数集合。具体来 说有以下三个优势：

优势1：可系统的梳理与飞参相关的、飞机及其重要系统的组成及功能， 为事故调查或其他应用提供基本技术支持，此工作结合飞机顶层设计同步完成。

优势2：可结合FMEA和FTA等可靠性、安全性分析工作确定参数组成。

优势3：可按照流程定量计算所需最低采样率。

【具体实施方式】

具体实施例一：以某型固定翼飞机的大气数据信息为例说明。

步骤一，根据参数标准要求，明确飞机的大气数据信息必记的参数；这些 参数包括气压高度、指示空速、大气总温。

步骤二，了解大气数据系统的操作。飞机的大气数据所属系统为大气机系 统，其控制输入为大气数据系统装订场压操作。描述的参数包括装订场压。了 解大气数据系统的操作，其操作顺序为：打开系统电门，系统上电后自检，自 检完毕后进行场面气压装订，使其高度显示为相对高度，开始正常工作，工作 完毕后，关闭电源，系统停止工作。描述操作顺序的参数包括：相对高度、装 订场压；

步骤三，了解大气数据系统的状态变量。飞机的大气数据所属系统为大气 机系统。其状态变量包括根据全压、静压、总温和局部攻角等信息计算得到的 真空速、指示空速、马赫数、气压高度、真攻角。描述的参数包括真空速、指 示空速、马赫数、气压高度、真攻角、装订场压。

大气数据系统与其他系统的交联关系为：向飞控系统提供静压和动压两个 模拟信号作为备用；向进气道调节系统提供两个开关信号。当马赫数大于1.2 时，控制进气道调节规律，当高度小于6.3km时，收回斜板；向发动机提供四 个开关信号，当高度大于2km，马赫数大于0.65时，通知发动机应注意防喘， 当马赫数大于1.15时断开防冰系统继电器，当指示空速大于220km/h时，控制 飞机着陆时发动机收喷口；向探头加温控制盒提供开关信号，当高度大于8km 时，接通总温传感器的加温；向场压装订提供10V的参考信号，用于场压装订； 向航电系统提供连续数字量及大气数据计算机工作状态信号即：气压高度、相 对高度、马赫数、大气静温、大气总温、校正空速、真空速、升降速度、压力 比、真攻角、静压、大气密度比，为显控、惯导、任务机、飞控、通信导航识 别系统、数传、健康监控计算机显示、控制、计算、传输。

了解大气数据系统的功能及各器件子功能。大气数据系统的功能是提供全 机使用的大气参数，其中高度、速度、升降速度、攻角信息为导航和自动驾驶 必需参数，气压高度、马赫数和指示空速为发动机系统调节必须参数。其构成 包括四部分，一是全静压受感器，包括4重备份，功能是为大气数据计算机提 供必需的大气静压、全压和攻角等信息，二是大气数据计算，功能是通过大气 信息换算高度、速度等大气信息，三是对全静压受感器的加温部件，防止全静 压受感器结冰故障，四是场压装订器，为大气机提供机场场面气压，使气压高 度指示正确。根据系统及器件功能，描述功能所必须的参数包括：全静压受感 器部分为：输入动压、全压、总温和局部攻角数值；大气数据计算部分为：气 压高度、指示空速、真空速、马赫数、升降速度、真攻角、大气密度比及其它 设备所需要的开关量信号。此外，描述加温部件工作正常与否还需加温部件故 障信号。

了解大气数据系统功能失效及其危害等级。大气数据系统提供的高度速度 等信息是最重要的飞机状态信息之一，其功能失效为A级，即灾难级；其中， 单个全静压受感器失效，并不影响系统正常工作，为E级，全部受感器失效为 A级，大气数据计算机失效为B级，加温故障为C级，装订场压器故障为C级。 因此根据上述功能失效及其危害等级分析可知，该型固定翼飞机应采集的大气 数据包括全部受感器故障；大气数据计算机输出的气压高度、指示空速、真空 速、真攻角、马赫数、升降速度、受感器全部故障、加温部件故障、装订场压。

步骤四，合并参数。将状态类参数、操作类和功能类进行合并后，得到大 气数据系统应采集参数名称。状态类包括：气压高度、指示空速、真空速、马 赫数、升降速度、真攻角、大气总温、装订场压；操作类包括：气压高度、装 订场压；功能类包括：气压高度、指示空速、真空速、真攻角、马赫数、升降 速度、全部受感器故障、大气数据计算机故障、加温部件故障、装订场压。合 并参数后应记录参数为：气压高度、装订场压；功能类包括：气压高度、指示 空速、真空速、真攻角、马赫数、升降速度、大气总温、全部受感器故障、大 气数据计算机故障、加温部件故障、装订场压。

筛查参数。所有C级以上参数均可采集，故筛查参数后，不改变合并整理 后的参数集合。

步骤五，计算采样率。处于最恶劣情况下即三级飞行品质时，其短周期振 荡和长周期振荡的带宽上限分别为5Hz和2Hz，由于真攻角反映飞机的短周期 振荡，其采样频率为10Hz，气压高度、指示空速、真空速、马赫数、升降速度 等反映的飞机长周期振荡，考虑到存储器字节对齐要求，采样频率设定为5Hz。 装订场压不是频繁调节设备，采样频率设定为最低值即1Hz。全部受感器故障、 大气数据计算机故障、加温部件故障不是频繁变化量，采样频率设定为最低值 1Hz。

具体实施例二：以另一型固定翼飞机的大气数据信息为例说明。

步骤一，根据参数标准要求，飞机的大气数据信息必需记录的参数；这些 参数包括气压高度、指示空速、大气总温。检查系统与大气有关的系统，无直 接输出大气总温的传感器，因此需要配备专用传感器，用以输出大气总温供飞 参采集。

步骤二，了解大气数据系统的控制输入。飞机的大气数据所属系统为全静 压系统，其控制输入为全静压系统装订场压操作。描述的参数包括装订场压。 了解全静压系统的操作，其操作顺序为：打开系统电门，系统上电后自检，自 检完毕后进行场面气压装订，使其高度显示为相对高度，飞行前打开空速管加 温开关，开始正常工作，工作完毕后，关闭电源，系统停止工作。描述操作顺 序的参数包括：相对高度、装订场压、空速管加温开关；

步骤三，了解大气数据系统的状态变量。飞机的大气数据所属系统为全静 压系统，其状态变量包括根据装订场压，全压、静压信息计算得到的指示空速、 气压高度。描述的参数包括指示空速、气压高度、装订场压。

全静压系统与飞机其它系统没有交联关系。

了解全静压系统的功能及各器件子功能。全静压系统的功能是为飞行员提 供飞行中需要的精密气压高度参数。其构成包括两部分，一是全静压受感器， 功能是为全静压系统计算机提供必需的大气静压、全压信息，二是大气数据计 算，功能是通过大气信息换算高度、速度信息，三是对全静压受感器的加温部 件，防止全静压受感器结冰故障。根据系统及器件功能，描述功能所必须的参 数包括：全静压受感器部分为：输入动压、全压数值、受感器结冰故障；大气 数据计算部分为：气压高度、指示空速信号。此外，描述加温部件工作正常与 否还需加温部件故障信号。

了解全静压系统功能失效及其危害等级。全静压系统提供的气压高度和指 示空速信息是重要飞机状态信息之一，为飞行员提供高度和速度信息，不参与 飞机其它系统的控制工作，其功能失效为B级，即严重级；其中，全静压受感 器失效影响全静压系统和备份机械式仪表正常工作，为B级，因有备份机械式 仪表，大气数据计算失效为C级，加温故障为C级，场压装订为C级。因此根 据上述功能失效及其危害等级分析可知，该型固定翼飞机应采集的大气数据包 括受感器故障；大气数据计算输出的气压高度、指示空速、全静压受感器失效、 加温部件故障、装订场压。

步骤四，合并参数。将状态类参数、操作类和功能类进行合并后，得到全 静压系统应采集参数名称。状态类包括：气压高度、指示空速、装订场压；操 作类包括：气压高度、装订场压、空速管加温开关打开；功能类包括：气压高 度、指示空速、装订场压、受感器故障、加温部件故障。合并参数后应记录参 数为：气压高度、指示空速、受感器故障、加温部件故障、装订场压、空速管 加温开关打开；

筛查参数。C级参数中受感器故障、加温部件故障和装订场压三个参数均 没有在飞机上单独输出的信号，由于受感器和加温部件为简单机械结构和简单 电热加温机构，可靠性高，其故障模式只有结冰堵塞，当堵塞后可通过飞行员 目视发现，且可通过空速管加温开关判断防冰系统是否投入工作，装订场压可 根据飞机处于地面滑跑时高度为0附近而间接判断是否正确装订气压高度，故 筛查参数后，应记录参数集合为气压高度、指示空速、空速管加温开关打开。

步骤五，计算采样率。根据处于最恶劣情况下即三级飞行品质时，其长周 期振荡的带宽上限为2Hz，高度、速度等反映的飞机长周期振荡，考虑到存储 器字节对齐要求，采样频率设定为4Hz。空速管加温开关不是频繁开关的设备， 因此其采样频率确定为最低频率，即1Hz。