引 言

CCAR-25 部 25.1309（a）規(guī)定，凡航空器適航標(biāo)準(zhǔn)對其功能有要求的設(shè)備、系統(tǒng)及安裝，其設(shè)計必須保證在各種預(yù)期的運行條件下完成預(yù)定功能。航電系統(tǒng)作為民用飛機的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，是飛機最重要的組成部分之一，航電系統(tǒng)在各種預(yù)期環(huán)境下能否完成其預(yù)定功能是民機飛行試驗的重要內(nèi)容。

我國幅員遼闊，自然條件差異大，西北、東北等大面積區(qū)域?qū)儆诟吆貐^(qū)，冬季最低氣溫達(dá)－ 40℃，在這種超低溫環(huán)境下，需要通過飛行試驗驗證民用飛機的航電系統(tǒng)能否正常工作。

國外民機大量的經(jīng)驗表明，盡管各零部件在實驗室中均進(jìn)行了低溫試驗，但寒冷侵透后的整機系統(tǒng)在高寒環(huán)境下并不能確保其功能達(dá)到預(yù)期要求。高寒環(huán)境對飛機的影響是系統(tǒng)性的，而不僅是對發(fā)動機或單個零部件的影響。

因此開展高寒環(huán)境對機載航電系統(tǒng)的影響分析，研究民用飛機航電系統(tǒng)高寒試驗方法，對民用飛機航電系統(tǒng)的設(shè)計和維護(hù)具有重要意義。

1 高寒環(huán)境的特點及對航電系統(tǒng)的影響

高寒地區(qū)是指常年低溫、凍土常年不化的地區(qū)。我國屬于高寒地區(qū)的有黑龍江省北部、青藏高原、甘肅、內(nèi)蒙古以及云南部分地區(qū)。高寒地區(qū)通常還伴隨著高海拔或高緯度，地形復(fù)雜、氣候惡劣且變化無常，主要特點是氣溫低且持續(xù)時間長。冬季氣溫通常在－ 20℃以下，最低氣溫可達(dá)－ 40℃。晝夜溫差較大，最大可達(dá) 20℃。如果是高海拔地區(qū)，還存在空氣密度低、日照時間長、紫外線輻射強烈、氣候干燥等環(huán)境特點。

高寒氣候環(huán)境對民用飛機航電系統(tǒng)的影響主要包括以下幾方面：

(1) 低溫會導(dǎo)致電子設(shè)備啟動困難。環(huán)境溫度過低會對電子設(shè)備的正常啟動造成影響，如暖機時間增加，嚴(yán)重時甚至無法啟動。

(2) 低溫會導(dǎo)致某些電子設(shè)備無法正常工作。當(dāng)外界環(huán)境溫度低于－ 30℃時，液晶屏等顯示設(shè)備易出現(xiàn)黑屏等現(xiàn)象， 導(dǎo)致飛行員失去飛機航向、姿態(tài)、速度等重要參數(shù)的顯示， 危及飛行安全。

(3) 低溫導(dǎo)致顯示控制延遲。當(dāng)飛行員通過CCP，DCP， RSP上各按鈕和旋鈕對顯示控制系統(tǒng)操作時，這些控制部件可能會出現(xiàn)反應(yīng)遲緩、延遲較大等現(xiàn)象。

(4) 晝夜溫差大影響電子設(shè)備的使用壽命。高寒地區(qū)白天地面在太陽強烈的輻射下溫度較高，而晚上地面溫度會迅速下降，導(dǎo)致晝夜溫差較大。若飛機長時間停放在晝夜溫差大的環(huán)境下，則電子器件短時間內(nèi)會頻繁地?zé)崦浝淇s，壽命受到影響。溫差大還會導(dǎo)致傳輸電纜、機械撐桿等橡膠、金屬部件變脆，航電系統(tǒng)零部件斷裂隱患加大。

(5) 日照長、紫外線輻射強導(dǎo)致電子設(shè)備故障率較高。高寒地區(qū)植被少、地勢高，因此空氣透明度較高。雖然氣溫低， 但太陽輻射量大，會加速傳輸電纜、波導(dǎo)密封圈等橡膠、塑料類零部件老化，易變硬、變脆，導(dǎo)致絕緣強度降低，機油、潤滑油黏度下降，造成氣象雷達(dá)等設(shè)備出現(xiàn)傳輸損耗大、零部件失靈、機械漏油等各種故障。

2 試驗前的準(zhǔn)備工作

2.1 對試驗飛機的要求

生產(chǎn)構(gòu)型飛機方可用于高寒試驗，若與生產(chǎn)構(gòu)型存在偏離，則需進(jìn)行一次差異性評審，確定偏離對試驗的影響，以及需要后續(xù)補充的高寒試驗內(nèi)容。因此需要一個特定文件用于說明該種構(gòu)型的偏離，同時說明其可接受性。該文件得到局方的評審和批準(zhǔn)后，才能開展相應(yīng)的試驗。在高寒試驗前，需要檢查飛機的航電系統(tǒng)制造符合性，該檢查用于確定飛機的設(shè)計是否適合預(yù)定的試驗。

航電系統(tǒng)的高寒試驗對飛機的飛行時間沒有明確要求， 新飛機經(jīng)過若干架次檢飛后，可開展高寒試驗。但需要對該飛機在非高寒環(huán)境下的航電系統(tǒng)功能進(jìn)行確認(rèn)，以便在高寒試飛發(fā)現(xiàn)問題時，能夠明確該問題是由高寒環(huán)境導(dǎo)致，而不是航電系統(tǒng)本身的問題。

2.2 試驗溫度和寒冷侵透時間

通過參考國外的相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)要求來確定高寒試驗的溫度和寒冷侵透時間。加拿大的國土面積中高寒地區(qū)占比高，因此加拿大對民用飛機高寒適應(yīng)性要求最高。在其咨詢通告AC500- 006 中，建議在－ 35℃條件下開展高寒適應(yīng)性試驗。飛行需要在發(fā)動機關(guān)車情況下暴露于周圍環(huán)境低于－ 35℃（含－ 35℃） 條件下進(jìn)行試驗。若替換為周圍環(huán)境能夠達(dá)到的最低溫度（該溫度高于－ 35℃）進(jìn)行該項試驗，則該溫度值需由申請人提出， 并獲得局方批準(zhǔn)。經(jīng)驗表明，－ 35℃是較易實現(xiàn)的低溫，并且在此氣溫下可達(dá)到試驗的目的。

在整個寒冷侵透周期內(nèi)，地面的環(huán)境溫度不斷變化，因此要求所有時刻溫度均低于－ 35℃是不現(xiàn)實的，建議采用寒冷侵透期間的平均值作為寒冷侵透的溫度值。

基于飛機的類型和使用環(huán)境確定飛機寒冷侵透時間，運輸類飛機建議的寒冷侵透時間至少為 10 h，通常會將飛機停放在機庫外進(jìn)行一整夜寒冷侵透。

2.3 試驗的儀器設(shè)備

整個試驗期間，系統(tǒng)操作以及顯示器的響應(yīng)等應(yīng)由攝像設(shè)備或視頻采集設(shè)備進(jìn)行記錄，時間類的統(tǒng)計需用秒表，并提供機組的使用評述，包括顯示屏的顯示亮度、操作的延遲感受等。

溫度檢測設(shè)備用于確定飛機在試驗時所處的外界溫度。如果在低溫下暴露的時間足夠長，那么當(dāng)?shù)貧庀蟛块T記錄的溫度數(shù)據(jù)足夠使用。寒冷侵透期間的溫度每小時記錄一次，地面試驗期間的溫度每分鐘記錄一次，飛行試驗期間的溫度可采用大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)給出的靜溫。

3 試驗方案設(shè)計

高寒適應(yīng)性試驗分為三個階段，分別為寒冷侵透階段、地面試驗階段和飛行試驗階段。試驗流程如圖 1 所示。

為了更好地達(dá)到高寒試驗的目的，體系化的操作檢查單是必不可少的，用于表明整機的航電系統(tǒng)能夠正常工作，并且不對安全構(gòu)成威脅。

航電系統(tǒng)的高寒試驗應(yīng)足夠詳細(xì)，并給出合理的結(jié)論， 表明飛機的航電系統(tǒng)在低溫下能夠持續(xù)正常工作，并且不對飛機的安全構(gòu)成威脅。對試驗過程中出現(xiàn)的故障或系統(tǒng)異常應(yīng)全部進(jìn)行記錄和分析，確定其對飛機設(shè)計、維護(hù)和操作程序的影響。

3.1 地面寒冷侵透試驗

按照已發(fā)布的飛機操作手冊和維護(hù)手冊中的程序進(jìn)行寒冷侵透前的準(zhǔn)備工作，特別注意維護(hù)手冊中 寒冷天氣維護(hù)要求 的章節(jié)，其中可能會有特殊的維護(hù)要求，如對發(fā)動機和空氣管路的遮蓋保護(hù)等。

寒冷侵透的時間要求為大于10 h，一般選擇 12 h。在整個寒冷侵透期間，通過當(dāng)?shù)貧庀蟛块T記錄溫度等氣象數(shù)據(jù)， 記錄時間間隔為 1 h。除了溫度，建議同時記錄風(fēng)速和風(fēng)向。取寒冷侵透期間的溫度平均值，低于－ 35℃方可進(jìn)行后續(xù)試驗。某型機寒冷侵透期間的溫度曲線如圖 2 所示。

圖 2 寒冷侵透期間的溫度曲線

3.2 寒冷侵透后的地面試驗

完成寒冷侵透且溫度滿足要求后，進(jìn)行航電系統(tǒng)的高寒適應(yīng)性地面試驗，主要試驗內(nèi)容和方法如下：

(1) 顯示器暖機時間

依次開啟左 PFD， 左 MFD， 右 PFD， 右 MFD，ED， ISI，左CDU，右CDU，左RTU，右RTU，記錄上述設(shè)備整個開機過程的總時間（即暖機時間，單位為分鐘），并記錄試驗時刻的溫度值。

(2) EICAS和EFIS顯示控制功能檢查

通過操作 CCP，DCP，RSP 上各按鈕和旋鈕，觀察顯示器的顯示響應(yīng)，試驗人員給出使用評述。

EICAS 評述的內(nèi)容包括但不限于下列內(nèi)容 ：CAS 信息翻頁和隱藏，ED 轉(zhuǎn)換到MFD上顯示，燃油簡圖頁，防冰簡圖頁， 監(jiān)控簡圖頁，艙門簡圖頁，飛控簡圖頁，液壓簡圖頁，概要頁和電源簡圖頁等。

EFIS 評 述 的 內(nèi) 容 包 括：PFD 導(dǎo) 航 源 切 換，PFD FORMAT 控制，PFD 氣壓設(shè)置，PFD 菜單控制，PFD 速度基準(zhǔn)， PFD 氣象雷達(dá)，PFD 地形，PFD 氣象，PFD 交通，PFD 導(dǎo)航范圍顯示，MFD 菜單選擇和控制，MFD STAT 按鈕，MFD NAV DATA 顯示，MFD 操縱桿控制，MFD 地形，MFD 氣象， MFD 交通，左MFD 切換，右MFD 切換，大氣數(shù)據(jù)源切換， 航姿源切換等。

EICAS 和 EFIS 的檢查內(nèi)容以快速檢查單的形式列表， 包括機務(wù)具體實施和操作，試飛工程師記錄試驗結(jié)果和試驗時刻的溫度。重點關(guān)注功能是否正常，是否出現(xiàn)黑屏，是否存在操作延時等。

3.3 高寒適應(yīng)性飛行試驗

完成高寒適應(yīng)性地面試驗且功能正常后，飛機起飛，進(jìn)行高寒適應(yīng)性飛行試驗。飛行過程中檢查并評估飛行管理系統(tǒng)、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)、航姿系統(tǒng)等工作情況。主要檢查內(nèi)容包括：

（1）飛行管理系統(tǒng) ：飛機按飛行計劃執(zhí)行。

（2）大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng) ：觀察高度、速度。

 （3）航姿系統(tǒng) ：觀察俯仰、橫滾、航向。

（4）自動定向儀 ：觀察方位。

（5）空管應(yīng)答機 ：與地面通信檢查代碼和高度。

（6）甚高頻全向信標(biāo) ：觀察方位。

（7）測距器 ：觀察距離。

（8）集成式備用儀表 ：與 PFD 比較高度、速度、姿態(tài)。

（9）EFIS ：切換畫面。

（10）EICAS ：切換畫面。

（11）通信：不帶氧氣面罩和帶氧氣面罩兩種狀態(tài)下，與 地面塔臺進(jìn)行話音通信。

（12）儀表著陸：觀察截獲情況。

（13）指點信標(biāo) ：收聽識別音。

4 試驗結(jié)果分析

在某型民機的高寒試驗過程中，發(fā)現(xiàn)了兩類問題，分別采用對應(yīng)的解決方案，具有一定的代表性，是解決高寒適應(yīng)性問題的典型途徑。

一種解決方案是通過修改飛行操作程序或維護(hù)程序，通過特殊的操作程序達(dá)到設(shè)備在高寒環(huán)境下正常工作的目的。例如，在某高寒試驗過程中，幾乎所有電子設(shè)備在寒冷侵透后， 無法正常啟動，而在短時間內(nèi)要求這些設(shè)備適應(yīng)－ 35℃的低溫是不現(xiàn)實的。因此補充完善機務(wù)維護(hù)程序，增加了 寒冷天氣維護(hù)要求 ，明確規(guī)定 ：在寒冷條件下，采用空調(diào)車對 E/E 艙和駕駛艙進(jìn)行加溫，駕駛艙溫度達(dá)到－ 15℃以上方可供電，啟動航空電子設(shè)備。但該解決方案可能會增加操作的復(fù)雜性、維護(hù)成本和飛機再次出動的準(zhǔn)備時間。

另一種解決方案是對設(shè)備本身進(jìn)行改進(jìn)。例如，在某型民機的高寒試驗過程中，修改了機務(wù)維護(hù)程序后，按照 寒冷天氣維護(hù)要求 ，采用空調(diào)車對E/E 艙和駕駛艙進(jìn)行加溫，駕駛艙溫度達(dá)到－ 15℃以上后，航電設(shè)備依次供電。左 PFD， 左 MFD 等 9 個設(shè)備的暖機時間均能滿足使用要求， 而右RTU的暖機時間超標(biāo)。因此需要設(shè)備本身進(jìn)行優(yōu)化改進(jìn)，以滿足高寒適應(yīng)性的要求。

5 結(jié) 語

本文基于我國自行研制的新支線飛機 ARJ21-700展開研究并在試飛中成功應(yīng)用，可為后續(xù)其他新研民用飛機（如 C919 大型客機、新舟－ 700飛機）的航電系統(tǒng)高寒適應(yīng)性試飛提供重要的借鑒和參考。

高寒對航空電子設(shè)備的影響除功能以外，還體現(xiàn)在使用壽命和可靠性等方面，僅靠若干架次的高寒飛行試驗遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠，還需結(jié)合飛機在高寒地區(qū)的運營，通過一定數(shù)量的統(tǒng)計分析，給出使用壽命和可靠性方面的結(jié)論。