高清可复制 HB 8437-2014(2017) 民用飞机飞行控制系统通用要求

　　ICS 49.090 V 37

　　HB 8437-2014

　　民用飞机飞行控制系统通用要求

　　General requirements for flight control system of civil aircraft

　　2014-05-19 发布 2014-10-01 实施

　　中华人民共和国工业和信息化部 发 布

　　前 言

　　本标准按照 GB/T 1.1-2009 给出的规则起草。

　　本标准由中国航空综合技术研究所归口。

　　本标准起草单位：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院、中国航空综合技术研究所。

　　本标准主要起草人：李 中、刘彦生、赵京洲、田力伟、李 佳、余圣晖。

　　民用飞机飞行控制系统通用要求

　　1 范围

　　本标准规定了民用飞机飞行控制系统(以下简称飞行控制系统)的尺寸、重量、材料、性能、环境适应性、电磁兼容性、安全性、可靠性、维修性、测试性、互换性等技术要求以及相应的验证要求。

　　本标准适用于民用飞机飞行控制系统的研制。

　　2 规范性引用文件

　　下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件， 仅所注日期的版本适用于本文

　　件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。

　　HB 5802 航空液压舵机通用规范

　　HB 5940 飞机系统电磁兼容性要求

　　HB 6096 SZ-01 数字信息传输系统

　　HB 6486 飞机飞行控制系统名词术语

　　HB 7390 民用飞机电子设备接口要求

　　HB/Z 295 机载系统和设备合格审定中的软件考虑

　　AC 25-19 合格审定维修要求(Certification maintenance requirements)

　　AC 25.1329-1B 飞行导引系统的批准(Approval OfFlight Guidance Systems)

　　AC 120-28D III 类着陆最低气象条件的批准规范(Criteria for approval of category III landing weather minima)

　　AC 120-29A FAR121 部营运人的第 I 类和第 II 类最低着陆飞行的批准规范(含更改 1、2、 3) (Criteria for approving category I and category II landing minima for FAR 121 operators (reprint includes changes 1-3))

　　ARINC 404A 运输机设备机箱和机架(Air transport equipment cases and racking)

　　ARINC 429 数字信息转换系统(DITS) (Digital information transfer system(DITS))

　　ARINC 600 运输机电子设备接口(Air transport avionics equipment interfaces)

　　ARINC 664 飞机数据网络(Aircraft data network)

　　RTCA/DO-160G 机载设备环境条件和试验程序(Environmental conditions and test procedures for airborne equipment)

　　RTCA/DO -178B 机载系统和设备合格审定中的软件考虑(Software considerations in airborne systems and equipment certification)

　　RTCA/DO-236B 最低航空系统性能标准：区域导航的所需导航性能(Minimum aviation system performance standards: required navigation performance for area navigation)

　　RTCA/DO - 325 自 动 飞 行 导 引 控 制 系 统 和 设 备 最 低 操 作 性 能 标 准 (Minimum Operation Performance Standards (MOPS) for Automatic Flight Guidance and Control Systems and Equipment)

　　SAE ARP 4761 民用飞机机载系统和设备安全性评估过程的指南和方法(Guidelines and methods for conducting the safety assessment process on civil airborne systems and equipment)

　　SAE AS 94900 军用有人驾驶飞机飞行控制系统设计、安装和试验通用规范(Flight control systems

　　- design ，installation and test of piloted military aircraft ，general specification)

　　3 术语和定义

　　HB 6486 界定的以及下列术语和定义适用于本文件。

　　3.1

　　飞行控制 flight control

　　通过某种手段、使用一定的设备，从而实现对飞机的飞行运动和模态变化所进行的控制。

　　3.2

　　飞行控制系统 flight control system

　　通过驾驶员操纵或其他信号源发出的指令进行一项或多项与飞机飞行相关的控制的飞机系统。

　　3.3

　　机械飞行控制系统 mechanical flight control system

　　通过机械方式组成的操纵各气动舵面、从而实现对飞机进行飞行控制目的的机构。也称作“机械操纵系统 ”。

　　3.4

　　电传飞行控制系统 fly by wire

　　驾驶员的控制指令完全以电信号方式传递，并应用反馈控制原理使飞机的运动成为被控参量的飞行控制系统。

　　3.5

　　电子飞行控制系统 electronic flight control system

　　通过数字计算机作为控制器的电传飞行控制系统，由数字计算机进行控制律的解算及余度管理的逻辑判断与运算。也称作“数字式电传飞行控制系统 ”。

　　3.6

　　人工飞行控制系统 manual flight control system

　　由驾驶员提供控制指令，并能够转换、传递、放大该控制指令的飞行控制系统。

　　3.7

　　自动飞行控制系统 automatic flight control system

　　能够产生和传输为驾驶员提供协助或减轻其工作负担的自动控制指令，并能够自动完成给定控制功能的飞行控制系统。

　　3.8

　　主飞行控制系统 primary flight control system

　　由人工进行控制飞机主操纵面(包括升降舵、副翼、方向舵、扰流板等)的飞行控制系统。

　　3.9

　　辅助飞行控制系统 secondary flight control system

　　对主操纵面以外的其他操纵面(包括襟翼、缝翼、减速板、可配平的水平安定面等)进行控制的飞行

　　控制系统。

　　3.10

　　高升力系统 high lift system

　　提供驱动增升装置(包括襟翼、缝翼)控制的飞行控制系统。

　　3.11

　　正常控制模式(正常工作状态) normal control mode

　　飞行控制系统性能、可靠性和安全性处于正常状态下的控制模式。

　　3.12

　　辅助控制模式(有限制的工作状态) secondary control mode

　　设备运行和性能正常的状态下，当涉及设计规定中某一或几个飞行控制系统内部的非关键部分丧失或者所需的外部输入丧失时，飞行控制系统将进入减少一定功能和降低一定性能的状态，但拟定的任务可以完成的辅助模式。

　　3.13

　　直接控制模式(最低安全工作状态) direct control mode

　　飞行控制系统性能、可靠性或安全性降级的状态。飞行控制系统不通过飞行控制计算机对操纵面进行比例的直接控制模式。

　　3.14

　　俯仰、滚转和偏航操纵 pitch ，roll and yaw control

　　为分别产生俯仰、滚转和偏航力矩，驾驶员对中央杆盘或侧杆、脚蹬施加的操纵。

　　3.15

　　俯仰操纵力 pitch control force

　　驾驶员进行驾驶杆(侧杆)操纵时施加的作用力分量。此力在飞机对称面内或平行于对称面， 作用在驾驶杆(侧杆)手柄或驾驶盘的中心，其方向与驾驶杆手柄中心至驾驶杆铰接点的连线或驾驶盘中心至盘的操纵柱铰接点的连线相垂直。

　　3.16

　　滚转操纵力 roll control force

　　对杆式操纵，驾驶员施加的与飞机对称面相垂直的平面内操纵力分量，作用于杆柄的中心，其方向是与杆柄中心至杆的铰接点的连线相垂直;对盘式操纵，驾驶员在驾驶盘平面内，对驾驶盘转轴所施加的总力矩除以从盘的铰接点到驾驶员手柄的平均半径。

　　3.17

　　偏航操纵脚蹬力 yaw control pedal force

　　驾驶员施加于偏航操纵脚蹬上的推力分量之差。

　　3.18

　　操纵效能 control effectiveness

　　操纵面对作用于飞机上的力和力矩的效率。

　　4 要求

　　4.1 尺寸

　　除另有规定外，系统各部件的尺寸应满足专用规范要求。

　　4.2 重量

　　在保证强度、刚度、实现所要求和安全性的功能、性能的条件下，应使系统和各部件的重量最小。

　　4.3 外观质量

　　系统各部件外表面不应有目视可见的影响外观质量的锈蚀、划伤、压痕、漆层脱落、变形、气孔、裂纹等缺陷，引出线及连接器应完整无损。

　　4.4 标志和代号

　　4.4.1 总则

　　设备和零部件上的标志(包括文字、符号、代号、图形、颜色等)应按产品规范的规定，且简明、清晰、耐久、明显、易读，标志不应影响设备的机械和电气性能。

　　应至少有一个主要设备和零部件上的标志是易读的和永久的，并且包含 4.4.2 和 4.4.3 要求的所有相关信息。标志应包括序列号和与其功能相对应的功能设备等级。

　　如果设备和零件包含替代或等效符合性方法造成与标准的偏离，标志应包括表明批准的偏离方法。

　　4.4.2 设备标志

　　系统的设备标志应满足下列要求：

　　a) 设备标牌应标有设备名称、型号、生产厂、出厂编号、出厂时间等内容;

　　b) 在许可的条件下，在设备上应尽量提供产品的接线图、电路图、润滑和操作说明、安全注意事项等标志。

　　4.4.3 部件标志

　　系统的部件标志应满足适航要求，一般应包括件号、软件版本号、生产序列号等。

　　4.5 材料

　　当使用的材料型号有批准的标准(如行业或国家军用标准，或专用规范)时，应采用符合这些标准的材料。对于非标准的材料，只有当其能表明比批准的标准的材料更适用才可以使用。

　　当使用的材料用于预定用途时，对人体的健康应无有害的影响。

　　对于损坏可能会对安全性产生不利影响的零部件，其所使用材料的适用性和耐久性应满足下列要求：

　　a) 建立在经验或试验的基础上。

　　b) 符合经批准的标准(如工业或军用标准，或专用规范)，保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其他性能。

　　c) 考虑服役中预期的环境条件，如温度和湿度的影响。

　　d) 应采用经批准的标准材料，材料的强度性能应以足够的材料试验为依据。

　　e) 因材料偏差而引起结构破坏的概率应降至最小，并且除经过批准可使用的特定材料外，应通过选择确保材料强度具有下列概率来表明其符合性：

　　1) 如果所加的载荷最终通过组件内的单个元件传递，因而该元件的破坏会导致部件失去结构完整性，则概率为 99%，置信度 95%;

　　2) 对于单个元件破坏将使施加的载荷安全地分配到其他承载元件的静不定结构，概率为90%，置信度 95%。

　　4.6 结构完整性

　　4.6.1 强度

　　飞行控制系统及相关的部件的强度应满足下列要求：

　　a) 相关的航空专用技术条件的强度和变形要求。

　　b) 结构应能够承受限制载荷而无有害的永久变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下， 变形不得妨害安全运行。

　　c) 应表明每一临界受载情况下均符合强度和变形的要求。只有在经验表明某种结构分析方法对某种结构是可靠的情况下，对于同类的结构，才可用结构分析来表明结构的符合性。

　　4.6.2 刚度

　　飞行控制系统及相关的部件的刚度应满足下列要求：

　　a) 飞行控制系统应具有足够的刚度，以提供令人满意的工作，能承受工作载荷而不失效或没有过度的变形，并能使飞机满足飞机总体设计规范中规定的稳定性、操纵性和颤振要求;

　　b) 正常的结构变形不应引起不希望的飞行控制系统的输入和输出;

　　c) 飞控作动器和/或作动器-操纵系统的阻抗特性及自然频率、伺服作动器支撑结构的刚度、安装配合间隙要求(包括轴承径向间隙)应满足专用规范的要求。

　　4.6.3 耐久性

　　飞行控制系统及相关的部件的耐久性应满足下列要求：

　　a) 考虑了地面和飞行载荷循环总数的飞机机体主要结构的耐久性要求;

　　b) 材料的耐久性应满足 4.5 的要求。

　　4.6.4 间隙

　　飞行控制系统机械操纵机构之间、操纵机构与结构之间、操纵机构与其他系统机械结构之间等的安装配合间隙应满足专用规范的要求。

　　4.7 设计与结构

　　4.7.1 总则

　　除另有规定外，民用飞机飞行控制系统一般应由主飞行控制系统、辅助飞行控制系统和自动飞行控制系统组成。

　　民用飞机飞行控制系统应为飞机提供良好的操纵性、飞行品质和足够的安定性。

　　4.7.2 主飞行控制系统

　　4.7.2.1 总则

　　主飞行控制系统一般应满足下列要求：

　　a) 主飞行控制系统应通过对飞机状态的闭环反馈提供增稳控制，同时控制飞机满足飞行任务的飞行品质要求;

　　b) 主飞行控制系统应提供载荷限制或结构模态控制，以及配平控制;

　　c) 主飞行控制系统的操纵性应满足飞机的飞行安全性和可接受的飞行品质;

　　d) 主飞行控制系统的基本控制方向为纵向和横航向，通过中央操纵杆盘或侧杆和脚蹬控制操纵面

　　实现，如移动升降舵、副翼、方向舵等。

　　4.7.2.2 设计要求

　　在整个飞行循环中，飞行控制系统的性能应满足飞机飞行安全和飞行品质的要求，与飞机的运动特性相适应，不应产生驾驶员诱发振荡，并满足下列要求：

　　a) 飞行控制系统应能从一种飞行状态平稳地过渡到任何其他飞行状态，而不需要特殊的驾驶技巧、机敏或体力，并且在任何可能的使用条件下没有超过飞机限制载荷系数的危险。

　　b) 在飞行各阶段的临界结冰条件下，飞行控制系统应有足够的安全操纵性能和机动能力。

　　c) 飞行控制系统应满足适航规定的最大允许操纵力。

　　d) 当飞机在下述构型改变时，飞行控制系统应使飞机的飞行不会产生较为明显的扰动：

　　1) 起落架在放下位置，在机动中不需要改变配平操纵，并且不需要施加超过适航规定的操纵力(即用一只手易于施加的最大短时作用力);

　　2) 在定常直线水平飞行中，当增升装置从任一位置开始完全放下或收起时，应无需特殊的驾驶技巧就可能防止掉高度。

　　e) 飞行控制系统应能控制飞机满足在临界发动机不工作时的偏航和横滚的响应，使飞机能作正常机动。

　　4.7.2.3 机械飞行控制(机械操纵)系统

　　机械飞行控制系统的设计应符合专用规范的飞行品质要求，并应满足相应的稳定性和操纵性要求。

　　4.7.2.4 电子飞行控制系统

　　电子飞行控制系统一般应满足下列要求：

　　a) 电子飞行控制系统应根据本系统部件及相关系统失效状态，或者根据功能要求设计为几个降级模式来保证在各种状态下的可操纵性(如正常控制模式、辅助控制模式、直接控制模式)， 并且根据操纵模式的降级，其可靠性水平应相应提高;

　　b) 电子飞行控制系统应根据可靠性及容错性等级规定系统、子系统(部件)及相关系统的余度配置和余度管理方式，可采用备份以满足安全性要求;

　　c) 电子飞行控制系统的设计应满足专用规范的规定。

　　4.7.3 辅助飞行控制系统

　　4.7.3.1 总则

　　辅助飞行控制系统是完成飞机良好性能控制的基础。当辅助飞行控制系统有故障时， 可通过主飞行控制系统或自动飞行控制系统对其进行补偿以保证必要的飞行安全。

　　辅助飞行控制系统一般应包括下列组成部分：

　　a) 高升力系统;

　　b) 减速板控制装置;

　　c) 可配平的水平安定面。

　　4.7.3.2 高升力系统

　　高升力系统一般应满足下列要求：

　　a) 高升力系统应包括襟翼和/或缝翼控制;

　　b) 除非演示证明非同步工作没有造成危险的飞行姿态，高升力装置应通过机械交连或经批准的等效手段保持同步;

　　c) 高升力系统可具有自动载荷减缓功能;

　　d) 高升力系统可具有失速保护功能——当飞机接近失速时，自动放出缝翼;

　　e) 高升力系统不运动时，应将舵面锁定在当前位置。

　　4.7.3.3 减速板(扰流板)控制装置

　　减速板(扰流板)控制装置的设计应使在减速板放出时不会对飞机的结构产生不利的影响。减速板的设计应有防止减速板非对称工作产生的不可控气动力矩。减速板的应急回收应是气动载荷的作用。

　　4.7.3.4 可配平的水平安定面

　　对于设计有可调整水平安定面的飞机，水平安定面的角度可用于进行俯仰配平，其水平安定面配平作动器应提供下列失效性能的概率：

　　a) 任何情况下，水平安定面配平作动系统都不应出现造成不可逆转失效结果的单点故障;

　　b) 任何情况下，水平安定面配平作动系统都不应出现造成安定面运动和抑制关断功能的单点故障;

　　c) 下列非指令运动和位置完整性故障的概率应符合 SAE AS 94900 中 3.1.1.3 的要求。

　　d) 水平安定面作动系统故障导致水平安定面配平能力完全丧失的概率应符合 SAE AS 94900 中

　　3.1.2.1 的要求。

　　4.7.4 自动飞行控制系统

　　4.7.4.1 飞行指引/飞行导引

　　飞行指引/飞行导引应提供常规的飞行姿态(俯仰、横滚)、航向和航迹、下滑等导引位置指示， 还应提供经过逻辑处理与综合计算得到的控制飞机所需的控制指令，以使驾驶员或自动驾驶在起飞、巡航、进近和着陆过程中根据飞行指引提供和显示的控制指令，方便准确地控制飞机准确地切入或保持在希望的航迹上。飞行指引应具备(可不包括)下列模式：

　　a) 横向模式——滚转姿态保持、航向保持、机翼水平保持、航向/航迹选择、航向信标保持、背航道航向信标模式、半倾斜模式;

　　b) 垂直模式——航迹角保持、俯仰姿态保持、高度保持、垂直速度保持、飞行高度层改变、下滑道、AP/FD/AT 耦合空中交通防撞系统;

　　c) 多轴模式——精密进近、起飞/复飞;

　　d) 空速/马赫速——空速/马赫速选择、空速/马赫速保持;

　　e) 飞行管理系统控制功能——横向导航、垂直导航、广域增强系统、带垂直导引的航向信标性能等;

　　f) 风切变规避——风切变指引、风切变改出;

　　g) 飞行包线保护——姿态角保护、低速包线保护、高速包线保护。

　　4.7.4.2 自动驾驶

　　自动驾驶应具有自动完成飞行指引/飞行导引模式中相关的功能，并应具有偏航阻尼功能、自动配平功能(安定面配平/升降舵配平、滚转配平、偏航配平)。

　　4.7.4.3 自动油门

　　自动油门应具有推力控制模式、空速(指示空速/马赫数)控制/保持模式、油门减速模式等相关功能。

　　4.7.4.4 精密进近/自动着陆

　　自动飞行控制系统应具有精密进近导引和自动控制功能，可具有完成 I 和/或 II 类精密进近，和/或III 类自动着陆功能。

　　4.7.4.5 飞行导引控制面板/飞行模式控制面板

　　飞行导引控制面板/飞行模式控制面板应对飞行指引仪/飞行导引和/或自动飞行控制系统的每个控制指令输入提供控制方式。

　　4.7.5 子系统

　　4.7.5.1 动力源子系统的容量

　　应给飞行控制系统提供足够的电源、液压源和气源容量，并满足 SAE AS 94900 中 3.1.5.2 的要求。

　　4.7.5.2 动力源子系统余度

　　应给飞行控制系统提供满足其余度设计要求的相应余度的电源和液压源，并满足 4.14 和 SAE AS 94900 中 3.1.1 的安全性要求;余度应满足 4.9 和 SAE AS 94900 中 3.1.2.1 的要求。

　　4.7.5.3 优先权

　　在同时需要动力期间，关键的和飞行阶段关键的飞行控制系统应比非关键飞行控制系统及其他的作动功能具有优先权。

　　4.7.6 部件

　　4.7.6.1 总则

　　系统的部件(设备、组件、零件)一般应满足下列要求：

　　a) 标准化要求——部件的设计应尽量满足标准化要求，任何更换部件或零件用具有相同件号的任何其他零件替换时，不需要重新调整参数或重新调整其他部件或零件即能保持总的性能和公差。

　　b) 互换性——无论是制造或采购的相同设备、组件和可替换零件都应符合互换性要求。除非经订购方专门批准，功能上不可互换的零件、组件应是结构上不可互换的。

　　c) 规范和标准的选择——自制零件、部件或采购零件、部件应满足相应的国家标准、国家军用标准、行业标准、合适的企业标准，以及其他经批准的国内和国际标准。

　　4.7.6.2 电子设备

　　飞行控制系统的电子设备一般应包括飞行控制计算机、作动器控制电子、远程电子组件、配平开关和模式控制面板。

　　飞行控制系统的电子设备及安装应满足 ARINC 404A 中机箱、安装架及其零件的基本尺寸要求。

　　4.7.6.3 作动器

　　与飞行控制系统相关的作动器的性能、设计指标应与飞行控制系统要求相一致，并且应满足HB 5802 和 SAE AS 94900 中 3.5.5 的要求。

　　4.7.6.4 电子元器件

　　飞控电子部件中的复杂电子元器件是指不能直接提供无遗漏的测试来揭示其所有功能和故障模式的部件，应满足下列要求：

　　a) 复杂电子元器件既不应有切断主舵面控制通道的能力，也不应有将控制通道的性能降低到可接受水平以下的能力;

　　b) 复杂电子元器件的共模故障不应使任何控制轴失去控制;

　　c) 在驾驶舱到动力控制组件的模拟控制路径中不应使用复杂电子元器件。

　　4.7.6.5 机械部件

　　机械部件的设计与选用应考虑标准化和互换性，应遵循 SAE AS 94900 中的规定执行，并满足下列要求：

　　a) 应采用高质量的材料和工艺(如胶接、点焊或热处理)，并使用经过批准的和可控的生产程序，以能生产出一个始终完好的结构;

　　b) 可拆卸的机械部件(如螺栓、螺钉、螺母、销钉或其他可拆卸的紧固件)的安装应考虑采用锁定装置;

　　c) 每个结构零件应考虑适当的保护(如防腐蚀、防磨损等)以防止因任何原因(如气候、腐蚀、磨损等)引起的性能降低或强度丧失;

　　d) 对于特殊安装条件和环境条件下使用的零件，其设计指标应乘以相应的系数。

　　4.8 性能

　　4.8.1 飞行品质

　　飞行控制系统三轴控制的性能应满足专用规范中的飞行品质要求。

　　4.8.2 工作模式

　　4.8.2.1 正常控制模式(正常工作状态)

　　正常控制模式应具备飞行控制系统正常工作所有的功能。正常模式在使用飞行包线内应满足 6.3中规定的 1 级工作状态等级的要求，在可用飞行包线内满足 6.3 中规定的 2 级工作状态等级的要求。

　　4.8.2.2 辅助控制模式(有限制的工作状态)

　　辅助控制模式下，应不能再接通自动飞行控制系统。

　　辅助控制模式下，在使用飞行包线内至少满足 6.3 中规定的 2 级工作状态等级的要求，在可用飞行包线内满足 6.3 中规定的 3 级工作状态等级的要求。

　　4.8.2.3 直接控制模式(最低安全工作状态)

　　直接模式应包括飞行控制系统最基本的控制，如：三轴全时控制、方向舵行程限制、地面减速板等。

　　直接模式允许中止正常航班任务，安全下降并返航或在原定目的机场或备降机场着陆。此模式至少应满足 6.3 中规定的 3 级工作状态等级的要求。

　　4.8.2.4 备份

　　备份的形式应根据设计需求决定，应根据关键功能的配置确定所需备份点，可以采用机械备份，也可以采用电模拟备份。

　　当电子飞行控制系统的安全性足以满足飞机对系统的要求时，也可采用其他任何形式的备份。

　　此状态至少应满足 6.3 中规定的 4 级工作状态等级的要求。

　　4.8.3 配平

　　飞机配平后，在驾驶员或自动驾驶仪对主飞行控制装置或其相应的配平操纵装置不再施力，并不再将其移动时，应能使飞机满足相应的纵向、横向和航向配平要求。

　　配平调整片对操纵面设计情况的影响，只有在操纵面载荷受到驾驶员最大作用力的限制时才应计入。

　　4.8.4 操纵面载荷

　　操纵面应满足下列载荷要求：

　　a) 平行于铰链线的载荷;

　　b) 驾驶员作用力的影响;

　　c) 配平调整片的影响;

　　d) 非对称载荷;

　　e) 辅助气动力面。

　　4.8.5 飞行控制系统载荷

　　在操纵面飞行受载情况中，作用在操纵面上的空气载荷和相应的偏转量，不应超过在飞行中施加适航规定范围内的任何驾驶员作用力可能导致的值。

　　4.8.6 稳定性

　　对于机械操纵飞行控制系统，飞机应为静稳定以保证飞机的可操纵性和稳定飞行，飞行控制系统应满足飞机的静稳定性和动稳定性要求。

　　对于电传飞行控制系统，应满足飞机放宽静稳定裕度的要求。控制增稳应是电子飞行控制系统的基本工作模态，一般应包括俯仰、滚转和偏航三轴的全权限控制增稳。控制增稳模态的具体要求应在控制律的有关文件中做出具体规定。

　　4.8.7 边界限制/飞行包线保护

　　对于机械操纵飞行控制系统，应有机械限制以防止飞机飞行超过专用规范中规定的边界值。

　　对于电子飞行控制系统应以软件限制和/或机械限制以对飞机实行飞行包线保护，在飞机达到或超过专用规范中规定的边界限制时，应自动进入包线保护模态，并给出相应的警告;小于所规定的边界限制值时，则应自动退出该模态。

　　飞行控制系统的包线保护应满足下列保护要求：

　　a) 姿态角保护，包括迎角保护和滚转角保护等;

　　b) 在发生失速告警时，应给飞行员以相应的、明显的提示， 并能控制飞机机头下沉，很快加速到一所选定的配平速度;

　　c) 高速特性应满足增速特性和速度回复特性的要求;

　　d) 飞机的失配平特性。

　　4.8.8 乘坐品质改善

　　系统应通过对有关操纵面的控制，抑制紊流中飞行的飞机对扰流的响应，保证乘客乘座的舒适性。提高乘客的乘坐品质。

　　4.8.9 颤振主动抑制

　　系统应通过对有关操纵面的控制，抑制翼面、机体的颤振，提高颤振临界速度。

　　4.8.10 控制与显示

　　应按照 ARINC 429、ARINC 664、HB 6096 等标准的要求实现飞行控制系统与航空电子系统的显示控制系统实现数字传输;应通过飞控计算机的接口实现离散信号、模拟信号的通讯。

　　4.8.11 中央操纵杆盘或侧杆操纵

　　在飞机的可用操纵力和机动范围内，驾驶员应保持操纵飞机全部机动能力。

　　中央操纵杆盘/侧杆上应有自动驾驶仪断开按钮以使驾驶员能够断开自动飞行控制系统转为人工操纵，且驾驶员应可操控中央操纵杆盘/侧杆以完成飞机的最低机动要求。

　　对于被动侧杆，飞行控制系统应设置相应的指示、监控和保护装置， 以使驾驶员能准确地知道控制

　　量大小和该控制量下的飞机姿态，并有足够的警告以及飞行包线保护，使得驾驶员不会产生过操纵或者飞机飞出给定的极限飞行包线。

　　4.8.12 自动飞行

　　飞行指引/飞行导引、自动驾驶、自动油门、推力管理系统接收来自大气数据系统、惯性参照系统、伏尔导航系统、全球定位系统、仪表着陆系统等数据， 完成完整的自动飞行。自动飞行控制系统应满足AC 25.1329-1B 和RTCA/DO-325 的要求，并应满足下列要求：

　　a) 应具有提供 6.3 中规定的 1 级工作状态的能力。

　　b) 应能跟踪导航系统的导引轨迹和目标，满足导航系统的精度要求。

　　c) 应满足 AC 120-29A 中规定的一类和二类进近要求。

　　d) 应满足 AC 120-28D 中规定的 IIIa 、IIIb 、IIIc 类着陆要求。

　　e) 应满足 RTCA/DO-236B 中的所需导航性能(RNP)要求，并应满足相应的 RNP 运行规章的要求。

　　f) 应满足减小垂直飞行间隔(RVSM)运营规范要求。

　　g) 自动飞行控制系统接通或断开所引起的瞬态，以及当外部导引系统输入指令信号为零时，自动飞行控制系统内部模式转换引起的瞬态。转换瞬态不应引起安全裕度严重减少、飞行机组工作负担增加、飞行机组不适，或旅客和客舱机组身体伤害。

　　飞行控制系统应可与其他系统(如飞行管理系统、交通管制系统、发动机系统等)进行综合，以开发出飞机新的功能。

　　4.8.13 系统运行

　　4.8.13.1 总则

　　凡非关键控制或飞机其他系统与关键的或飞行阶段关键的飞行控制通道接口处都应提供分开和隔离措施，使故障扩散和共模故障的概率是“极罕见”的。

　　4.8.13.2 启动时间

　　飞行控制系统的启动时间应尽可能短，满足飞机的启动要求。

　　4.8.13.3 接通与转换

　　对于非联动的主飞行控制系统操作界面，正、副驾驶员的操纵手柄或脚蹬应具有转换开关来转换控制权限，接通转换指示和提示要求应在专用规范中规定。

　　自动飞行控制系统接通后，应保持飞机的姿态或其他相应的控制模态。

　　自动飞行控制系统应在主飞行控制系统处于正常模式下才可以接通。

　　4.8.13.4 断开

　　如果没有采用相关的备份模态，则主飞行控制系统在整个飞行阶段不应断开。

　　自动飞行控制系统在任何情况下都应能断开，在主飞行控制系统处于正常模式的情况下应能够再次接通。

　　4.8.14 控制律

　　电子飞行控制系统的控制律应与飞机性能、系统性能和飞机飞行品质相一致，并满足下列要求：

　　a) 实现多工作模态，满足飞机在各种构型下的飞行品质要求;

　　b) 实现闭环控制，满足飞机稳定性、操纵性、乘坐舒适性、经济性要求;

　　c) 依据 6.3 中规定的工作状态等级分类，实现主飞行控制系统工作模态转换和故障降级工作(包

　　括控制律重构);

　　d) 满足自动飞行控制系统控制模式和性能要求;

　　e) 满足包线保护要求，包括攻角限制、低速限制、超速限制、倾斜角限制、俯仰限制、过载限制、低能量告警;

　　f) 满足阵风减缓要求;

　　g) 满足地面破升要求;

　　h) 满足配平要求;

　　i) 在作动器止动块位置的速率限制;

　　j) 满足系统工作的稳定性、信号延迟和信号过滤要求;

　　k) 满足中央操纵杆/盘或侧杆、脚蹬及人工感觉与配平子系统特性的要求;

　　l) 确定飞行控制系统各操纵面最大偏度及最大偏转速率。

　　4.8.15 余度

　　4.8.15.1 容错等级

　　系统的容错等级应符合飞机级及系统级功能危害性评估的分配要求，并满足下列要求：

　　a) 故障—工作——在飞行控制系统及其相关设备故障的情况下，飞行控制系统保持在 6.3 中规定的 1 级工作状态或 2 级工作状态;

　　b) 故障—安全——在飞行控制系统及其相关设备故障的情况下，至少保证飞行控制系统为 6.3中规定的 3 级工作状态，该状态在任何附加故障的情况下，应保证 6.3 中规定的 4 级工作状态。

　　4.8.15.2 余度管理

　　系统应根据飞机级的可靠性要求和分配确定系统的容错等级与余度管理方式。

　　4.8.15.3 故障监控、隔离、恢复与重构

　　4.8.15.3.1 故障监控

　　飞行控制系统应具有地面和空中故障监控的能力。

　　飞行控制系统的故障监控应根据功能危害性分析设置故障监控等级和监控点，通过机内自检测实现飞行前、飞行中、维修过程中对存在故障的诊断和监控。机内自检测应该诊断和监控功能危害性分析给出的所有对飞行安全的关键功能和参数，包括所有正常模式、辅助模式、直接模式和自动飞行， 以及故障检测和故障隔离元件。

　　4.8.15.3.2 故障隔离

　　当系统发生故障时，机内自检测应将故障隔离到航线可更换组件或航线可更换模块，或更低的级别，以防止故障的蔓延，其置信度应高于 98%。机内自检测的激励信号不应超过系统任何部件的工作范围，或降低其耐久性或疲劳寿命。对作动器的激励信号不应大到驱动作动器达到的机械止动点。机内自检测结束后应保证所有激励信号全部消除，系统恢复到正常工作状态，并应具有多重措施，保证它们不会在空中接通。

　　故障隔离不应降低对再次故障检测、隔离的能力。

　　4.8.15.3.3 故障恢复

　　为防止非永久性故障的影响，系统应具备故障恢复能力。系统故障恢复应由系统给出提示(认定的确是可恢复故障)，然后由驾驶员实施“恢复”的控制。

　　可恢复故障的等级及所定义的“可恢复故障”项目应取决于功能危害性分析。

　　故障恢复不应影响有效信号或部件的表决与监控。

　　4.8.15.3.4 系统重构

　　系统发生故障后应具有对系统进行功能级与系统级重构的能力，以保证系统的容错等级和余度降级的要求。

　　重构管理由系统的软件和硬件来实现。系统重构不应引起飞机产生不可接受的瞬态。

　　4.9 软件

　　系统的软件应满足 RTCA/DO-178B 或 HB/Z 295 的要求。

　　4.10 电接口

　　系统的电接口应满足 HB 7390 或 ARINC 600 中的相关要求。

　　4.11 环境适应性

　　4.11.1 自然环境

　　飞行控制系统应能够承受温度、压力、霉菌、盐雾、湿热、砂尘和其他自然环境的极限条件， 并在使用寿命期间内能够正常工作。

　　4.11.2 诱发环境

　　在飞机诱发的振动、噪声、冲击、加速度和爆炸等机械环境条件下， 应保证飞行控制系统能够正常工作。

　　4.12 电磁兼容性

　　在电磁干扰、闪电、高能量磁场等环境下， 系统应满足 HB 5940、RTCA/DO-160G 的要求和飞机全机电磁兼容性的总要求。

　　4.13 安全性

　　4.13.1 总则

　　应根据 SAEARP 4761 对飞行控制系统进行安全性评估，评估应包括功能危害性分析、初步系统安全性分析、系统安全性分析。

　　4.13.2 特殊风险要求

　　应满足 AC 120-28D 关于发动机和 APU 转子非包容故障中将飞机的危险性降至最小的要求。飞行控制系统应表明暴露在下列特殊风险事件中的系统安全性：

　　a) 应考虑的电磁兼容性、闪电间接影响和高能磁场;

　　b) 可能由于在非常靠近关键设备处的雷击和失火造成的损坏;

　　c) 鸟的撞击或外来物损害的多重作用;

　　d) 转子爆破事件。

　　4.13.3 共模故障要求

　　共模故障不应影响飞行控制系统安全。复杂电子、软件设计应考虑非相似要求， 确保飞行控制系统最小控制构型。

　　4.14 可靠性

　　飞行控制系统的可靠性应满足飞机全机可靠性指标分配要求。

　　4.15 维修性

　　4.15.1 总则

　　飞行控制系统的维修性一般应满足下列要求：

　　a) 系统的维修性应考虑视情维护、监控维修和定期维护的要求;

　　b) 系统应能进行机上人工初始测试以确保系统部件已经正确安装;

　　c) 系统应能将故障隔离到最小的部件，包括航线可更换组件、航线可更换模块或更小的级别;

　　d) 系统应能提供机内自检测以给维护人员提供相应的数据以支持和故障诊断。

　　4.15.2 维修间隔

　　飞行控制系统的维护应尽量采用视情维修和监控维修准则，只有在对飞机勤务有明显的益处或有适航要求下才采用定期维护。在计算与失效状态相关的时间概率时， 应考虑潜在失效可能持续存在而没有被探测出来的时间。系统的例行维修间隔应尽量与飞机级的维修要求相一致，符合 AC 25-19 规定的满足安全性目标而需要的维修程序和时间间隔的合格审定维修要求。

　　飞行控制系统例行维修项目包括一般目视检查/检验、详细目视检查/检验、详细检查/检验、操作检查、功能检查和拆卸/安装、勤务等。

　　飞行控制系统及其部件应符合飞机级的平均故障间隔时间(MTBF)、平均修复时间、最大修复时间要求。

　　4.15.3 可达性

　　飞行控制系统部件应易于接近、检查和拆卸/安装。

　　4.15.4 防差错

　　飞行控制系统的电接头、管接头等设计应具有尺寸、形状等不同的防差错措施。

　　4.16 测试性

　　飞行控制系统的故障监控应根据功能危害性分析设置故障监控等级和监控点，通过机内自检测实现飞行前、飞行中、维修过程中对存在故障的诊断和监控。机内自检测应诊断和监控由功能危害性分析给出的所有对飞行安全的关键功能和参数，包括所有正常模式、辅助模式、直接模式和自动飞行， 以及故障检测和故障隔离元件。机内自检测应将故障隔离到航线可更换组件或航线可更换模块这一级，其置信度应高于 98%。

　　机内自检测的激励信号不应超过系统任何部件的工作范围，或降低其耐久性或疲劳寿命。对作动器的激励信号不应大到驱动作动器达到的机械止动点。机内自检测结束后应保证所有激励信号全部消除，系统恢复到正常工作状态，并应具有多重措施，保证它们不会在空中接通。

　　飞行控制系统应具有下列检测功能：

　　a) 上电自检测;

　　b) 飞行前自检测;

　　c) 维修性自检测;

　　d) 故障监控;

　　e) 功能性测试;

　　f) 操作性测试。

　　4.17 互换性

　　同件号的可更换单元(包括部件、组件、分组件、元器件、零件)都应满足互换性的要求，一些单元

　　进行互换时可做必要的调整，如作动器。

　　4.18 人机工程

　　飞行控制系统的控制方式、控制界面、警告等应遵循人为因素的设计准则， 符合操纵系统的控制规则。

　　4.19 指示和告警

　　飞行控制系统应能给驾驶员提供视觉、感觉和听觉的指示以保证驾驶员正确控制飞机的姿态和航迹。飞行显示器的简图页应能给驾驶员提供飞行控制系统当前状态直观信息和数据。

　　飞行控制系统应能给驾驶员提供告警、警戒、咨询信息，包括视觉、感觉和听觉信息。

　　5 验证

　　5.1 总则

　　应进行分析、检查、试验室试验、地面试验和飞行试验， 验证飞行控制系统是否满足第 4 章的要求。

　　5.2 分析

　　在检查、地面试验和飞行试验等存在危险或不能实现的地方， 可进行分析来验证是否满足第 4 章的要求。所进行的分析可以是线性的或非线性的， 确定性的或概率性的，可包括有人驾驶和无人驾驶的模拟，并应选取其中最合适的、最恰当的方法。

　　5.3 检查

　　应通过检查文件或检查实际安装，验证是否满足零件实际位置或零件间的实际相互关系的有关要求。提供的文档可包括合格部件的合格状态文件， 或注明间隙或其他实际关系的图纸。应对飞行控制系统的软件规范、文档和分析进行检查或评审以作为验证工作的一部分。

　　5.4 试验室试验

　　应进行以下试验室试验验证飞行控制系统的部件是否满足第 4 章的要求：

　　a) 各部件的单独试验;

　　b) 相似比拟(即部件的功能、工作条件与已经鉴定的部件是相似的，则可不进行该部件的试验);

　　c) 系统设计验证试验中的测试;

　　d) 上述方法的适当组合。

　　飞行控制系统部件的环境试验应按 RTCA/DO-160G 规定的试验种类和方法进行。

　　5.5 地面试验

　　应进行以下地面试验验证飞行控制系统是否满足第 4 章的要求：

　　a) 工程模拟器试验;

　　b) 地面综合试验;

　　c) 机上地面试验。

　　5.6 飞行试验

　　应进行以下飞行试验验证飞行控制系统是否满足第 4 章的要求：

　　a) 飞行控制系统正常状态下的飞行试验;

　　b) 飞行控制系统故障状态下的飞行试验;

　　c) 特殊科目的飞行试验。

　　6 说明事项

　　6.1 功能分类

　　根据实现方式分类，飞行控制系统可以分为机械飞行控制(机械操纵)系统和电子飞行控制系统。根据控制输入分类，飞行控制系统可以分为人工飞行控制系统和自动飞行控制系统。

　　根据控制对象分类，飞行控制系统可以分为主飞行控制系统、自动飞行控制系统和辅助飞行控制系统。

　　综上，民用飞机飞行控制系统一般可以分为主飞行控制系统、辅助飞行控制系统和自动飞行控制系统。

　　6.2 飞行包线分类

　　应制定飞机的飞行包线，以便于采用电传飞行控制系统的民用飞机能够依据操纵品质等级评定方法(HQRM)评定飞机的飞行品质。

　　民用飞机的飞行包线分为正常飞行包线、使用飞行包线和极限飞行包线， 根据襟翼收上和放下分别给出(如图 1 和图 2 所示)：

　　图 1 襟翼收上飞行包线

　　正常飞行包线 使用飞行包线

　　极限飞行包线

　　2.0

　　LIM

　　空速

　　NFE

　　起飞±30˚着陆±40˚

　　0.8

　　初始抖振

　　LIM

　　LIM

　　0.0

　　图 2 襟翼放下飞行包线

　　a) 正常飞行包线——正常飞行包线与实际的、常规的使用和/或规定的状态有关;

　　b) 使用飞行包线——使用飞行包线超出了正常飞行包线范围，与开始警告有关;

　　c) 极限飞行包线——极限飞行包线超出使用飞行包线范围，与飞机设计极限或电子飞行控制系统保护装置极限有关。

　　飞行包线一般用速度、高度和载荷因数来确定其边界， 还应包括其他参数的范围，如迎角、侧滑角、姿态角、加速度等。

　　注：本条要求与 AC 25-7B 附录 6 的规定一致。

　　6.3 工作状态等级分类

　　飞行控制系统工作状态等级包括以下分类：

　　a) 1 级工作状态——飞行品质能确保顺利完成各项预定的飞行任务，乘客没有不舒适的感觉;

　　b) 2 级工作状态——飞行品质适合于完成各项飞行任务，但驾驶员的工作负担有所增加(或完成任务的效果有所降低，或两者兼有)，乘客或有不舒适的感觉;

　　c) 3 级工作状态——飞行品质能满足安全地操纵飞机，但驾驶员的工作负担过重(或完成任务的

　　效果不好，或两者兼有)，飞行循环能够完成，乘客有不舒适的感觉;

　　d) 4 级工作状态——飞行控制系统降级到不能继续安全飞行的状态，但仍保留有重新起动发动

　　机，有控制地下降和立即应急着陆的足够操纵能力，乘客感觉不舒适，并有可能受伤。

　　6.4 功能关键性分类

　　6.4.1 关键功能

　　若飞行控制系统丧失此类功能将导致不安全状态，或者不能维持飞行控制系统处于 6.3 中规定的 3级和 4 级工作状态，则此类功能称为关键功能。

　　6.4.2 飞行阶段关键功能

　　只有在特定的飞行阶段丧失此功能将导致不安全的状态，或者不能维持飞控系统处于 6.3 中规定的

　　3 级和 4 级工作状态，则此类功能称为飞行阶段关键功能。

　　6.4.3 非关键功能

　　若飞行控制系统丧失此类功能不影响飞行安全，或者飞行控制系统不会造成低于 6.3 中规定的 3级工作状态的工作能力，则此类功能称为非关键功能。