ICS 49.090 V 37
HB 8615-2021
飞机增升控制系统通用要求
General requirements for lift-enhancing control system of aircraft
2021-04-19 发布 2021-07-01 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：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所、中国航空综合技术研究所。
本标准主要起草人：高亚奎、赵朋林、任宝平、田力伟、喻杰、贺蕊亲、师振云、鹿思嘉。
飞机增升控制系统通用要求
1 范围
本标准规定了飞机增升控制系统(包括后缘襟翼控制系统和前缘缝翼控制系统)的系统要求、部件要求以及验证要求等通用要求。
本标准适用于运输类飞机增升控制系统的研制。
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。
GJB 67.3A-2008 军用飞机结构强度规范第 3 部分：其他载荷
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-178C 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)
SAE AS 1241C 飞机防火磷酸脂的液压流动性(Fire resistant phosphate ester hydraulic fluid for aircraft)
SAE AS 4059E 航空航天液压功率-液压流体的清洁分级(Aerospace fluid power-cleanliness classification for hydraulic fluids)
3 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
增升控制系统 high lift control system
提供增升装置(包括后缘襟翼、前缘缝翼)驱动控制的飞行控制系统。
4 系统要求
4.1 总则
飞机增升控制系统一般包括后缘襟翼和前缘缝翼控制系统，由从操作器件到襟、缝翼之间所有电气、机械或液压装置组成，用于传输驾驶员的操纵指令，控制动力驱动装置输出轴的运动，驱动襟、缝翼作
动线系，从而驱动襟翼或缝翼按设定的轨迹偏转，增大机翼的面积和弯度，改善低速升阻特性，增加飞机在起飞、着陆状态下的升力，以提高飞机低速、大重量下起飞或着陆下的安全性。
飞机增升控制系统一般应满足以下要求：
a) 系统布局应直接简单、便于检查和调整，并使传动和调整环节尽可能少;
b) 增升控制系统应满足型号专用规范安全性、可靠性、维护性、测试性、适航性、经济性的要求;
c) 增升控制系统应具有故障检测及保护功能，以防止故障影响继续蔓延和扩大;
d) 传动杆系在机上的布局应直接简单，便于检查和调整，并使传动和调整环节尽可能少;
e) 系统部件与结构或其他部件之间应有必要的间隙，以保证在温度效应、气动载荷、结构变形、振动、制造公差的积累或磨损等组合作用下，不会使增升控制系统的任何部分发生紧涩或卡塞，最小间隙应满足 GJB 2191-1994 中 3.2.3.1.2 或专用规范的要求。
4.2 系统功能
4.2.1 襟、缝翼收放控制功能
增升控制系统应在襟、缝翼使用包线范围内收放， 并响应飞行员的操纵指令，驱动襟翼或缝翼按设定轨迹偏转。
增升控制系统操纵面同时具有前缘缝翼和后缘襟翼，系统正常工作模式下，增升控制系统应实现襟翼和缝翼按时序收放。襟、缝翼收放过程中， 缝翼未放出或放出角度小于起飞构型角度情况下，为避免襟翼放出导致飞机失速迎角减小，襟翼放出角度不应大于起飞构型角度。
4.2.2 襟、缝翼位置把持功能
在以下情况下，增升控制系统应能将襟、缝翼把持在当前位置：
a) 当襟、缝翼运动到达指令偏度位置时，应能将襟、缝翼可靠地把持在当前偏度位置上;
b) 飞机巡航中，系统应能将襟、缝翼可靠地把持在 0 度位置;
c) 系统未上电、掉电或液压压力值低于动力驱动装置的工作压力范围， 增升控制系统应能可靠地将襟、缝翼把持在当前偏度位置上。
4.2.3 襟、缝翼安全保护功能
4.2.3.1 极限偏度限位保护功能
应设置极限偏度限位及安全保护功能。
襟、缝翼控制系统应通过设置机械限位或电气限位装置， 对襟、缝翼的极限偏度进行限制; 机械限位应设置在靠近襟、缝翼的作动机构上，电气限位应集成于动力驱动装置或靠近动力驱动装置，用于襟、缝翼运动到极限偏度位置，切断动力驱动装置的电气控制电路。
4.2.3.2 载荷限制保护功能
各部件强度设计应能涵盖飞机使用包线内的来自操纵面气动载荷和来自于驱动装置的最大载荷。
在襟、缝翼控制系统的传动杆系卡滞故障模式下， 若来自于驱动装置的最大载荷超出部件或后段结构(含襟、缝翼运动机构和襟、缝翼操纵面)强度设计使用载荷值的，则应设置载荷限制保护装置，限制由驱动装置作用到卡滞点后段的载荷值，以达到卡滞故障模式下，保护后段作动线系及结构的目的。
4.2.3.3 倾斜、不对称保护功能
襟、缝翼倾斜保护门限值与襟、缝翼操纵点自身的扭转刚度相关， 襟、缝翼倾斜导致扭转量不应导致襟缝翼塑性变形或损坏。
襟、缝翼不对称保护门限值与机上副翼的操纵效能相关， 因襟、缝翼不对称导致飞机滚转， 依靠副
翼纠偏损失副翼效能应不大于副翼操纵效能的 1/3～1/2。
襟、缝翼控制系统应设置襟、缝翼倾斜和不对称检测及保护功能。 一旦监测到襟、缝翼倾斜或不对称达到设定的门限值，应关闭襟、缝翼驱动， 将襟、缝翼保持在故障发生时的位置， 以防止故障影响继续扩大。
4.2.3.4 非指令运动保护功能
襟、缝翼控制系统应设置非指令运动监控及保护功能。 一旦监测到非指令运动，则关闭襟、缝翼驱动，将襟、缝翼制动在故障发生时的位置。
4.2.3.5 杆系断裂保护功能
在襟、缝翼控制系统的传动杆系断裂故障模式下， 系统应能将襟、缝翼保持在当前位置， 不应出现气动载荷作用下襟、缝翼松浮情况。
应通过以下两种方式之一防止襟、缝翼松浮：
a) 在传动线系的驱动端及末端同时设置离合式制动装置;
b) 在传动线系的驱动端设置离合式制动装置，同时在襟、缝翼作动机构设置防逆传装置。
4.2.3.6 收放边界保护功能
当飞行速度超出襟、缝翼收放指令偏度对应的襟、缝翼收放的速度范围时，系统应提供保护功能，应不响应操纵指令，同时进行相应的告警。
襟、缝翼收放边界保护包括以下情况：
a) 襟、缝翼巡航放出抑制：在巡航过程中，应抑制襟、缝翼放出， 巡航速度、高度门限值见专用规范要求;
b) 当襟、缝翼偏度指令超出襟、缝翼指令偏度对应的速度范围时，应不响应襟、缝翼收放指令，并进行告警。
4.2.4 自动襟、缝翼功能
系统应具备自动襟、缝翼控制功能，该功能通常应包括以下方面：
a) 当飞机迎角接近失速迎角时，前缘缝翼自动放出，以达到增大失速迎角目的;
b) 飞机巡航飞行过程中，根据设定控制律，后缘襟翼或前缘缝翼自动放出一个小角度，以达到降低燃油消耗率目的;
c) 对于具备自动着陆功能的飞机，当飞机满足着陆状态条件时，襟、缝翼自动放出到相应的着陆构型。
4.2.5 载荷减缓功能
系统应具备襟、缝翼载荷减缓功能。
当飞行速度超出襟、缝翼收放指令偏度对应的襟、缝翼收放的速度范围时， 襟、缝自动向回收一个档位，或通过控制律拟合出与当前飞行速度相适应的、小于指令偏度的安全角度。
4.2.6 状态指示及告警功能
当系统降级，或不具备不对称保护功能时，应能适时对左、右侧襟、缝翼偏度位置分别进行指示，并适时向机组人员给出襟、缝翼的偏度位置告警信息。
座舱内应提供增升控制系统的告警，告警应能清楚地指出对应的紧迫程度。
a) 警告级：要求机组立即采取干预措施，才能继续执行任务。警告级一般包括以下种类：
1) 超出襟、缝翼收放边界告警——当襟、缝翼收放速度、高度、过载等超出使用包线范围，
应提供告警;
2) 手柄偏度指令与襟、缝翼偏度不一致告警——系统初始上电完成后，襟、缝翼手柄位置与舵面偏度状态不一致;
3) 系统未能响应当前操纵指令。
b) 警戒级：要求机组中止任务，尽快返场排出故障。警戒级一般包括以下种类：
1) 襟、缝翼倾斜——系统检测到襟、缝翼倾斜达到设定的门限值时，应设置告警;
2) 襟、缝翼不对称——系统检测到襟、缝翼不对称达到设定的门限值时，应设置告警;
3) 襟、缝翼驱动故障——系统检测到襟、缝翼收放功能丧失时，应设置告警;
4) 非指令运动——系统检测到襟、缝翼非指令运动时，应设置告警。
c) 提示级：不要求立即采取措施，仅作为维护提示信息。提示级一般包括以下种类：
1) 不影响功能的性能降低;
2) 控制系统模态降级，由行程闭环控制模式转入开环控制模式;
3) 动力驱动装置的一个驱动通道功能丧失，导致襟、缝翼收放速度半速;
4) 控制余度降低。
4.2.7 状态参数记录功能
在飞行记录参数中应尽可能记录危及飞行安全的状态信息，以便于事故分析及排故。飞参记录应包括但不限于以下信息：
a) 襟翼、缝翼的偏度;
b) 系统各控制通道的状态;
c) 系统各驱动通道的状态;
d) 驾驶员操作指令;
e) 工作模态转换及系统降级。
4.3 系统性能
4.3.1 工作模式
襟、缝翼控制系统的工作模态一般包括正常模式、降级模式和应急备份模式三种工作模态， 或者正常模态、降级两种工作模态。
正常模式下，对襟、缝翼偏度控制应为闭环控制， 应具备系统全部的监控功能;降级模式下，系统的驱动功率一般为正常模态下驱动功率的 1/2～1/5;应急备份模式下，对襟、缝翼偏度控制为开环控制。
系统工作模式转换的一般顺序应为：正常→ 降级→备份，或者正常→ 降级。
4.3.2 控制精度
对各档位指令对应的襟、缝翼偏度的控制精度应满足专用规范要求。
系统控制误差应为以下两部分误差的叠加：
a) 机械传动误差，通常包括动力驱动装置的惯性转角(或惯性滑移)、传动线系的传动间隙、刚度等因素导致位置传感器检测到襟、缝翼实际偏度与指令偏度之间的差值;
b) 控制误差，通常包括由指令滞后、传感器分辨率及闭环控制门限等因素导致位置传感器检测到襟、缝翼实际偏度与指令偏度之间的差值。
4.3.3 系统零位
襟、缝翼控制系统处于电气零位时， 襟缝翼操纵面应处于气动零位，同时，襟、缝翼驱动线系， 襟、缝翼位置传感器，故障检测或襟、缝翼位置显示的传感器均应处于零位。
襟、缝翼的零位公差应满足 HB/Z 103-1986，或专用规范的要求;襟、缝翼驱动线系，襟、缝翼位置传感器，故障检测或襟、缝翼位置显示的传感器零位公差应满足专用规范的要求。
4.3.4 工作行程
机械限位或电气限位装置对应的襟、缝翼偏度，应满足襟、缝翼控制精度要求。
电气限位对应的襟、缝翼偏度范围应小于机械限位对应的襟、缝翼偏度范围，机械限位对应的襟、缝翼偏度范围应小于襟、缝翼的运动范围。
襟、缝翼各指令档位对应的襟、缝翼偏度及驱动杆系的工作行程应满足专用规范要求。
4.3.5 收放时间指标
襟、缝翼收放时间应该综合考虑减轻驾驶员负担和减小瞬态这两方面的因素，各指令档位对应的襟、缝翼收放时间应满足专用规范要求。
4.3.6 失效模式及失效概率要求
增升控制系统的失效模式及失效概率应满足以下要求，或专用规范要求。
a) 襟、缝翼收放功能失效的概率应满足飞机级 FHA 对应严酷度等级要求：有通告的襟、缝翼收放功能失效的概率应不大于 10-4/FH;无通告的襟、缝翼收放功能失效的概率应不大于10-5/FH。
b) 襟、缝翼收放功能错误的概率应满足飞机级 FHA 对应严酷度等级要求。应通过设置倾斜、不对称和非指令运动保护功能，以保证襟、缝翼倾斜， 襟、缝翼不对称和襟、缝翼非指令运动导致襟、缝翼收放功能错误对应飞机级 FHA 严酷度等级不超出Ⅲ类;其中，有通告的襟、缝翼收放功能失效的概率不大于 10-4/FH;无通告的襟、缝翼收放功能失效的失效概率不大于10-5/FH。
4.3.7 机械传动线系性能
4.3.7.1 传动杆系的机上布局
机械杆系在机上布局和安装时，应遵循以下原则：
a) 为减小机翼弯曲变形对襟翼传动线系影响，襟翼传动杆系沿后梁布置应尽量靠近后梁的中间层平面;缝翼传动杆系沿前梁布置应尽量靠近前梁的中间层平面;
b) 应尽量避免安装于气密舱的传动组件使用中拆卸，若无法避免传动组件在使用中拆卸，则对安装于气密舱的传动线系组件专门设置与密封结构永久连接的安装过渡件，过渡件与密封结构安装连接部位应进行密封处理，保证气密性要求;
c) 应尽量避免安装于机翼整体油箱的传动组件使用中拆卸，若无法避免传动组件在使用中拆卸，则对安装于机翼整体油箱的传动线系组件专门设置与密封结构永久连接的安装过渡件，过渡件与机翼整体油箱安装连接部位应进行密封处理，保证密封性要求。
4.3.7.2 轴向力
应考虑扭力杆可滑动端轴向力对连接结构的影响。
传动线系的扭力杆花键轴可滑动端的轴向力，即为内外花键啮合段的滑动摩擦力，计算公式为：
f = μ (T/ r).cos θ…………………………………………(1)
式中：
μ ——扭力杆可滑动端花键啮合的滑动摩擦系数(钢对杆钢摩擦系数一般取 0.08～0.2);
T ——作用于扭力杆可滑动端的扭矩(单位 N ·m);
r ——扭力杆可滑动端花键分度圆半径(单位 m);
θ ——扭力杆可滑动端花键的压力角(一般为 30˚)。
为减小轴向力对梁结构的附加弯矩，应尽量减小传动杆系轴线与机翼梁之间距离。
4.3.7.3 主线系转速
襟缝翼传动线系应尽量采用高速传动，尽量将减速比装置设置在靠近襟、缝翼的作动机构。
沿翼展方向扭力杆最大转速应选取 300rpm～800rpm。
主线系扭力杆转速应不大于 0.75 倍临界转速。
4.3.7.4 维修性要求
作动系统所有部件及设备，应考虑安装、拆卸维护通路。
a) 对于安装于翼身整流罩区域内的设备，应设置专门的维护口盖。
b) 对于安装于固定前缘区域内的缝翼机械传动杆系的支座组件或设备，维护口盖应尽量设置为快卸口盖。
c) 对于安装于固定后缘区域的组件或设备，若在襟翼放出状态下无法进行安装、拆卸维护， 则应设置专门的维护口盖。
d) 对于扭力杆，应考虑安装、拆卸通路。若受机上空间限制无法从机上直接拆下， 则应在扭力杆上设置专门的拆卸分离面，严禁将扭力杆的过盈配合面作为拆卸分离面。
4.3.7.5 运动同步性
襟、缝翼控制系统应能保证同侧相邻襟、缝翼同步收放，且左、右侧襟、缝翼对称收放。
对于多个作动机构共同驱动一块襟翼或缝翼情况下，应从设计上保证任意偏度位置上，同一块襟、缝翼上的各操纵点绕轴线相对零位的偏转角度一致，以保证多个作动机构共同驱动一块襟翼或缝翼的运动同步性。
4.3.7.6 机翼弯曲变形自适应性
在使用飞行包线范围内，增升控制系统的传动杆系、液压管路、电缆应能适应机翼弯曲变形，不得出现卡滞、卡死现象，传动杆系应仍能满足承载及功率传递要求。
为适应机翼受载弯曲变形，襟、缝翼作动线系在沿翼展方向应设置补偿环节。通常采用扭力杆一端或两端的花键配合长度自动伸长或缩短，以适应机翼受载弯曲变形。
扭力杆长度补偿量设计值应大于或等于以下三个因素的叠加量：
a) 机翼梁受载弯曲变形导致扭力杆两端支座距离发生变化对扭力杆长度的影响：运用强度仿真软件，仿真各种使用工况下扭力杆两端支座生根点处机翼梁的变形量，从而计算出机翼梁受载弯曲变形对扭力杆长度的最大影响量值。
b) 温度变化导致扭力杆长度发生变化量，计算公式为：
Δl = (α × Δt)× l…………………………………………(2)
式中：
Δl ——扭力杆长度变化量(mm);
α ——扭力杆 20℃的线热膨胀系数;
Δt ——杆系所处环境温度相对于为 20℃的温度变化值(℃); l ——扭力杆长度(mm)。
c) 制造、安装误差：机上安装误差包括结构梁的位置公差、生根于结构梁的扭力杆支座的安装公差、扭力杆长度公差。
4.4 系统余度配置及管理
4.4.1 容错等级
增升控制系统的设计容错等级应满足一次液压或电气故障工作、二次液压或电气故障安全， 机械线系故障安全。
4.4.2 余度配置
增升控制系统的余度配置应满足系统专用规范要求。根据系统的可靠性及容错等级要求确定子系统及相部件的余度配置和余度管理方式。
一般情况下，增升控制系统的余度配置应遵循以下原则：
a) 系统电气控制余度配置：
1) 由机上供电的电气部件的一次供电不低于双余度配置;
2) 所有的用电设备应不会影响到机上电网。
b) 驱动及传动余度配置：
1) 动力驱动装置力矩综合装置之前，一般采用双电机、双液压马达或一台液压马达+一台电机双余度配置;
2) 动力驱动装置力矩综合或速度综合装置之后的机械传动杆系，一般采用单套机械杆系;
3) 采用继电器控制的电磁离合式部件，继电器和电磁铁一般不低于双余度配置。
c) 控制余度配置：
1) 系统控制器的余度一般不低于 2;
2) 各类用于状态反馈传感器的余度应与系统控制器余度相协调一致。
4.5 信号的监控和表决
4.5.1 总线指令/状态信息的有效性
所有与系统控制器采用总线通信、具有自检功能的交联设备，应通过校验机制确认总线通信数据的有效性。
与系统控制器交联的控制器(或控制模块)对系统控制器输出指令或状态信息的响应周期应为缝翼系统控制器信息刷新周期的整数倍。
系统控制器对操纵指令的有效性判断，应引入时间判据逻辑。系统控制器在形成襟、缝翼位置差指令时，应进行淡化处理;系统控制器接收上传状态信息用于系统故障综合时，应进行淡化处理。
4.5.2 多个控制通道数据的一致性
系统控制器应对来自多个通道的数据信号进行综合，以形成控制指令、状态上报信息及告警信息。同时，系统控制器应对自身多个通道的模拟量和数字量进行综合，以保证系统控制器的输入和输出的一致性。
4.6 故障检测与隔离
增升控制系统应具备地面和空中故障检测能力，可通过硬件或软件实现。同时，设置必要的监控面，采用比较监控、在线监控或自监控等，以满足故障——安全和状态上报的要求;所有监控面的采样频率应协调一致。
系统应具备 BIT 功能，系统 BIT 功能一般应覆盖所有电气设备及具有控制、运算的功能模块。系统所有的具有运算功能的部件，应能向系统控制器实时反馈工作状态信息，支持系统 BIT 功能;BIT 自身工作逻辑或者硬件发生故障时，不应引起系统故障或者系统性能降级。
当系统发生故障时，系统应具有将故障隔离到部件(LRU)能力。故障隔离应不降低对再次故障检测、
隔离的能力。
4.7 能源配置
4.7.1 控制用电
系统由机上供电系统供电或经转换的二次电源供电的电气部件，一般不允许存在单点故障点，若确实无法避免单点故障点，其失效概率应满足专用规范要求。
机载设备应满足供电特性对用电设备的要求，供电特性对用电设备要求见专用规范的规定。
4.7.2 功率驱动能源配置
系统功率驱动能源，一般使用 115VAC、270VDC，或使用液压能源，使用余度配置。功率驱动一般采用两相对独立驱动通道力综合或速度综合形式。
在增升控制系统和主飞控系统同时需要能源期间，若出现机上能源供应不足，应优先给主飞行控制系统提供能源。
若增升控制系统仅采用液压能源作为功率驱动能源，襟、缝翼不能放出时不能安全着陆，则应使用双套液压系统提供能源，并备襟、缝翼应急能源。
4.8 系统的交联
增升控制系统应从主飞控系统获取飞行高度、速度、轮载信号等飞行状态数据，并向主飞控系统提供襟、缝翼构型信息。
增升控制系统的系统控制器与主飞控系统、告警显示系统、飞参记录、中央维护系统等之间， 一般应采用总线通信实现数据交联。
5 部件要求
5.1 总则
飞机增升控制系统的部件一般应满足以下要求：
a) 系统的每个部件上应有明显可辨的永久性标记，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;
b) 部件的设计应满足标准化要求，在系统零位状态下，部件或零件用具有相同件号的任何其他零件替换时，应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;
c) 同件号的可更换单元(包括部件、组件、分组件、元器件、零件)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;
d) 零件、部件的材料型号应满足行业、国家标准，或专用规范;
e) 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，引出线及电连接器应完整无损;
f) 部件安装后，应易于接近、检查和拆卸/安装;
g) 运动部件的设计以及所采取的适当的防护措施，应能防止外来物引起的卡阻;
h) 系统各部件的尺寸除另有规定外，应满足设计图纸及专用规范要求;
i) 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。
5.2 一般要求
5.2.1 设备标志
系统的设备应满足下列要求：
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操作说明、安全注意事项等标志;
c) 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;
d) 对于具有多种状态的设备/部件，应提供状态指示。
5.2.2 部件强度设计
部件强度设计应满足 GJB 67.3A-2008 中规定的强度、刚度和耐久性要求。
襟、缝翼传动线系各组件的强度设计应与载荷(包括来自于动力驱动装置的内载和来自襟、缝翼气动载荷的外载)相匹配，应满足：
a) 在使用包线内，正常和故障情况下，传动线系部件在承受最大外载情况下，应不发生永久变形或破坏;
b) 在使用包线内，正常和故障情况下，传动线系部件在承受最大内载(来自于襟、缝翼驱动装置的驱动扭矩)情况下，不应发生永久变形或破坏;
c) 传动线系设置力矩限制保护装置的，凡位于力矩限制保护装置之前的传动线系部件，应按来自输入端的最大力或力矩值作为限制载荷进行强度设计;凡位于力矩限制保护装置之后的传动线系部件，应按力矩限制保护门限上限值作为限制载荷进行强度设计。
5.2.3 机械部件
机械部件的设计与选用应考虑标准化和互换性，并满足下列要求：
a) 可拆卸的机械部件安装用的紧固件，如螺栓、螺钉、螺母、销钉或其他可拆卸的紧固件，应考虑采用锁紧装置;
b) 零部件表面应考虑适当的防护(如防腐蚀、防磨损等)，以防止因气候、腐蚀、磨损等引起的性能降低或强度丧失。
5.2.4 液压部件
使用液压能源的部件，则应满足以下要求：
a) 工作液——对液压能源的需求应满足机上液压系统的要求，并符合 SAE AS 1241C 中的规定，具体要求应按专用规范的规定。
b) 供油参数——系统液压部件，进油压力和回油压力在工作中的压力变化范围，以及在空载、额定载荷等工作条件下的液压流量需求应满足机上液压系统要求，具体要求应符合专用规范规定。
c) 油液污染度——在飞机液压系统规定的油液污染度等级工作液中应能正常工作。产品出厂时油液污染度等级应不高于 SAE AS 4059E 中规定的 7 级。
d) 外部密封性——液压部件的外部密封性要求包括静压密封性、进油耐压密封性、回油耐压密封性和工作密封性：
1) 静压密封性：堵住进油口，向回油口加 20kPa 的压力，在 24h 的试验过程中，不应有外部渗漏;
2) 进油耐压密封性：在液压部件进油口加 1.5 倍额定进口压力，液压部件处于两极限位置各保持 3min，液压部件不应出现永久变形和可见的外部渗漏;
3) 回油耐压密封性：堵住进油口，向回油口加进口压力或规定压力保持 3min，液压部件不应出现永久变形和可见的外部渗漏;
4) 工作密封性：液压部件的载荷由零到最大输出力/力矩条件下，做 10min 最大工作行程往
复运动后，允许表面有渗漏油膜集聚，但不得成滴落下，固定密封处不得渗漏。
e) 泄漏量——在规定试验条件下，产品通压，输入、输出保持静止， 从回油口流出的流量称为内部泄漏量。液压部件的内部泄漏量应符合专用规范规定。
5.2.5 电气部件
5.2.5.1 电搭接
系统中的电子、电气设备裸露金属机架或部件，均应进行防电击搭接，搭接到机体结构进行接地，其搭接电阻应不大于 100mΩ。
除旋转部件外，系统部件与机体结构、系统部件之间需要进行雷电防护搭接，形成低阻抗导电通路，以保证雷电电流通过时，不会损坏系统部件、机体结构及设备，避免产生火花。
搭接线和搭接方法应满足 HB 8412-2014 的要求。
5.2.5.2 绝缘电阻
电磁继电器、电机等电气设备各不相连的导电部分之间及各导电部分对壳体或外罩的绝缘电阻应符合表 1 规定。
表 1 绝缘电阻规定
注：对于有晶体元件及电容器的产品，当对绝缘电阻有特殊要求时，应由产品专用技术条件给定。
5.2.5.3 绝缘介电强度
电磁继电器、电机等电气设备各不相连的导电部分之间及各导电部分对壳体或外罩之间， 应能承受交流 50Hz 按表 2 规定的试验电压，历时 1min 的介电强度试验。试验中，不应有绝缘击穿、表面闪烁及大于 1mA 的漏电流。
表 2 试验电压
5.2.5.4 极性
系统电气开关或操纵手柄的运动方向应与襟、缝翼操纵面的运动方向一致，系统反馈信号的极性应满足行程闭环控制的要求。
5.2.5.5 电子设备
对于强迫通风冷却的机箱类设备和自然冷却的机箱类设备，应采用 HB 7390-1996 规定的 MCU规格机箱和安装架。
对于采用模块化封装的电子设备，应满足 HB 7704-2001 的要求。
5.2.6 控制器
系统控制器作为系统的控制中枢，其功能和性能要求如下：
a) 功能要求：
1) 完成系统调度与管理;
2) 完成输入信号的监控与余度表决;
3) 接收操纵指令，完成正常模态和降级模态的控制律计算;
4) 输出信号的交叉传送、表决、监控;
5) 系统状态和故障综合与申报;
6) 系统自检测控制。
b) 性能要求：
1) 应根据系统可靠性、容错与余度的要求规定计算机的余度数、 LRU 数及通道在 LRU 中的分配;
2) 为完成数字的、模拟的运算， 计算机应具有实现数模和模数转换以及离散、模拟信号的连接接口，应具有相应的总线接口。
5.2.7 操纵器件
系统正常/降级工作模态下，应通过襟、缝翼手柄在行程闭环模式下输出驾驶员操纵指令。应急备份工作模态下，应通过超控控制板输出驶员操纵指令。
襟、缝翼手柄和超控控制板应满足以下要求：
a) 襟、缝翼手柄形状及在机内布置，应符合人机功效要求;
b) 襟、缝翼手柄各档位应设置明显的卡位，以防止误操纵;
c) 手柄指令传感器的最小分辨率一般不大于全量程的 0.5%;
d) 应按系统余度设置手柄指令传感器余度，各通道之间输出的不一致性一般应小于 5%;
e) 手柄的起飞构型档位应设置为必过档位，在必过档位上需手柄上提，才能通过;
f) 手柄指令传感器应具有支持 BIT 的能力;
g) 为防止驾驶员误操作，超控控制板发出操纵指令时应设置关联操作。
5.2.8 襟、缝翼位置传感器
襟、缝翼位置传感器应满足以下要求：
a) 功能要求：测量左、右侧襟、缝翼的偏转角度;
b) 量程范围：使用量程范围一般不大于可用量程范围的 1/2，且应处于传感器的线性段;
c) 最小分辨率：一般不大于全量程的 0.5%，或满足专用规范要求;
d) 余度要求：按系统传感器余度选择手柄余度，各通道输出的不一致性一般小于 3%;
e) 应具有支持 BIT 的能力。
5.2.9 倾斜检测装置
倾斜检测装置应满足以下要求：
a) 功能要求：检测同一块襟、缝翼多个作动机构运动的同步性，或相邻襟、缝翼运动同步性;
b) 应具有支持 BIT 的能力。
5.2.10 襟、缝翼动力驱动装置
襟、缝翼动力驱动装置一般应由两个独立的驱动通道按力矩综合或速度综合输出，各驱动通道应由相对独立的机上能源系统提供能源。襟、缝翼驱动装置的各驱动通道均应具备单独驱动襟、缝翼收放的能力。
襟、缝翼收放过程中， 传动线系应能克服收放过程来自襟、缝翼气动载荷对应到操纵点的力/力矩，驱动襟、缝翼收放;在飞机巡航过程中，应能克服飞机巡航过程中来自于襟、缝翼的最大气动载荷， 实现对襟、缝翼的可靠把持。
襟、缝翼动力驱动装置应具有带载起动能力，并具有顺载、逆载驱动能力。
考虑到气动载荷存在不对称性，单侧驱动力矩应按单侧襟、缝翼的最大气动载荷的 125%。
对于采用电机驱动通道的，若其输出功率大于 5kW，则电机控制应考虑顺载发电情况。
应设置力矩限制保护装置，以限制输出轴的最大力矩。力矩限制保护门限值应考虑以下方面因素：
a) 考虑传动效率下，襟、缝翼气动载荷对应到动力驱动装置输出轴的负载;
b) 起动瞬间，传动杆系及襟、缝翼自重折算到驱动装置输出轴的等效惯量加速的力矩;
c) 襟、缝翼自重及传动杆系的摩擦力矩。
5.3 软件
5.3.1 一般要求
软件计划过程、软件开发过程和软件综合过程应按 RCTA/DO-178C 或 HB/Z 295-1996 的规定。
5.3.2 软件层次
增升控制系统软件整体应采用层次化结构的软件框架设计。软件层次由低到高分为： 硬件层、操作系统层和应用层。
5.3.3 软件功能
增升控制系统软件功能应包括：系统管理功能、余度管理功能、系统 BIT 功能和控制律计算功能组成。
6 验证要求
6.1 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， 可进行分析和仿真。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，可包括人工襟、缝翼收放和自动襟、缝翼收放模拟， 并应选取其中最合适的、最恰当的方法。
a) 对系统控制精度的验证，要求在飞行包线范围内验证对襟、缝翼偏度控制精度是否满足系统设计要求。地面襟、缝翼偏度测量易实现， 而空中襟、缝翼偏度测量较困难， 因此，仅进行地面试验，与对影响控制精度的各因素进行理论计算相比较，至于空中襟、缝翼偏度则借助机上传感器的显示角度，来验证系统控制精度满足设计要求。
b) 机械杆系对机翼变形自适应补偿量的验证，要求在飞行包线范围内验证传动线系设定的补偿量是否满足系统设计要求。由于机翼量的弯曲变形下，地面或空中测量传动线系扭力杆两端支座间距离变化量较困难。通过强度分析软件模拟机翼梁空中受载工况，分析出扭力杆两端支座间距离的最大变化量，计算出扭力杆长度补偿量需求值，设计中扭力杆补偿量只要大于需求值，通过比较分析，即可验证传动线系设定的补偿量满足系统设计要求。
c) 倾斜、不对称和非指令保护功能验证，要求在飞行中验证系统的倾斜、不对称和非指令运动保
护功能是否满足系统设计要求。倾斜、不对称和非指令运动属于危及飞机安全的故障，试飞验证存在较大的风险，而地面试验中，襟、缝翼倾斜和不对称故障模拟较困难， 也易造成翼面损坏。因此， 只进行故障保护逻辑验证，并通过分析，来验证倾斜、不对称和非指令运动保护功能满足系统设计要求。
6.2 检查
应通过系统技术条件规范系统的状态，确保制造与设计的符合性。
应对增升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。
6.3 地面试验
6.3.1 部件台架试验
增升控制系统部件台架试验应包括以下试验内容：
a) 设备的功能、性能试验;
b) 设备的自然环境、机械环境、电磁环境、供电兼容性试验;
c) 系统关键部件的连接强度试验;
d) 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);
e) 部件的环境试验应按 RTCA/DO-160G 规定的试验种类和方法进行。
6.3.2 系统台架试验
增升控制系统地面台架试验应包括以下试验内容：
a) 接口、运动极性、传动比检查;
b) 系统带载起动、驱动功能、性能检查;
c) 系统工作逻辑、余度切换及管理功能检查;
d) 系统故障逻辑模拟试验;
e) 与主飞控系统、航电系统、能源系统等的系统级交联试验;
f) 模拟机翼弯曲变形作动线系自适应试验。
6.3.3 机上地面试验
机上地面试验应包括以下试验内容：
a) 系统静态参数测试，包括：系统零位，襟、缝翼极限偏度、摩擦力矩等参数检查;
b) 传动线系组件与机上结构及其他系统之间的间隙检查;
c) 系统的收放功能检查。
6.4 飞行试验
飞行试验应包括以下试验内容：
a) 使用包线内增升控制系统的飞行试验;
b) 襟缝翼收放包线内增升控制系统的飞行试验;
c) 增升控制系统工作模态切换飞行试验;
d) 有通告的襟、缝翼收放功能失效飞行试验;
e) 襟、缝翼各操纵点的测载试验。
