高清可复制 HB 8616-2021 飞机自动刹车系统通用要求

　　ICS 49.080 V 38

　　HB 8616-2021

　　飞机自动刹车系统通用要求

　　General requirements of automatic braking system for 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《标准化工作导则 第 1 部分：标准的结构和编写》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：航空工业第一飞机设计研究院、中国航空综合技术研究所。

　　本标准起草人：刘泽华、徐鹏国、李振水、谢 彦、秦 成、赵兴平、贾爱绒。

　　飞机自动刹车系统通用要求

　　1 范围

　　本标准规定了飞机自动刹车系统的一般要求、详细要求和验证要求。

　　本标准适用于飞机的自动刹车系统的设计及验证。

　　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。

　　《中国民用航空规章第 25 部(运输类飞机适航标准)》(CCAR-25-R4) 中国民用航空局 2011 年11 月 7 日 中国民用航空局令第 209 号

　　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)

　　RTCA/DO-254 机载电子硬件的设计保证指南(Design assurance guidance for airborne electronic hardware)

　　3 术语和定义

　　下列术语和定义适用于本文件。

　　3.1

　　自动刹车系统 automatic braking system

　　在飞机着陆或中止起飞过程中，根据驾驶员预先选定的减速率自动施加刹车压力，对飞机实施制动的整套机电液压装置。

　　3.2

　　自动刹车选择开关 auto brake selector switch

　　一种进行自动刹车减速预设定和解除的开关。

　　3.3

　　减速率等级 deceleration level

　　在飞机着陆或中止起飞过程中，飞机达到不同减速效果的减速率数值区间。

　　4 一般要求

　　4.1 组成

　　自动刹车系统一般包括自动刹车选择开关、电子控制单元和液压模块等。自动刹车系统典型组成如

　　图 1 所示。

　　图 1 自动刹车系统框图

　　4.2 功能

　　飞机自动刹车系统一般应具备以下功能，具体飞机的功能可根据总体要求确定：

　　a) 自动刹车功能由驾驶员在地面(起飞前)或空中(着陆前)进行设定，在着陆或中止起飞过程中，对所有刹车机轮可自动施加相应刹车压力，无需使用刹车脚蹬。

　　b) 飞机着陆后，自动刹车系统应具备自动施加刹车压力的能力，并控制飞机平稳减速，与驾驶员选择的减速率等级相同，通过防滑(刹车)控制阀调节刹车压力，维持所选定的减速率水平。

　　c) 在着陆过程中，自动刹车系统具备补偿扰流板、发动机反推和气动阻力等因素引起的减速率变化的能力。

　　d) 自动刹车系统应具备完全刹停飞机的能力。

　　e) 飞机起飞高速滑跑，全部油门杆回收到慢车位置后，自动刹车应能迅速施加满刹车，对飞机进行减速。

　　f) 自动刹车系统工作不应影响防滑系统正常工作，在防滑系统工作正常时，自动刹车系统才能工作。

　　g) 脚蹬超控自动刹车时，自动刹车不应影响脚蹬刹车工作。

　　h) 任何附件故障引起自动刹车失效或性能下降时，都应对驾驶员进行告警提示。

　　4.3 尺寸

　　自动刹车系统及其附件尺寸应与安装空间协调，并应符合详细规范规定。电子控制单元采用标准机箱时，其几何尺寸应符合型号专用规定。

　　4.4 重量

　　自动刹车系统及其附件重量应满足飞机重量限制要求，并应符合专用规范规定。

　　5 详细要求

　　5.1 设计与结构

　　5.1.1 系统及附件

　　系统应符合 HB 7117 的相关要求，附件及导管、连接件等应符合 HB 7471、HB 8460 和 HB 8461的规定。

　　5.1.2 电连接器

　　电连接器应选用型号规范规定的形式，能快速分离、锁紧防松，且是耐环境型。

　　5.1.3 导线和电缆

　　导线和电缆的绝缘、电容、老化、抗应力、浸渍和弯曲等特性应符合相关标准的规定。电连接线一般采用绞合芯线的导线，只有引线长度小于 150mm，且连接端相互不运动，允许使用实芯导线。

　　5.1.4 电子元器件

　　电子元器件应选用优选目录内元器件，且应有可靠性指标，集成电路器件及分立元器件均应进行二次筛选，半导体器件应密封，不应使用塑料封装。

　　5.1.5 电路板组件

　　印制电路板材料选用、性能、标志及加工质量应符合有关标准的规定。

　　5.1.6 绝缘电阻

　　未连接可触及导电件的电路(电源开关置于断开位置)、电源输入端子(电源开关置于接通位置)、有绝缘要求的外部带电端子与机壳之间的绝缘电阻值在常规大气条件下应不小于 20MΩ,并应符合专用规范的规定。

　　5.2 接口

　　自动刹车系统及其附件需满足规定的机械、液压、电气及电子设备接口。

　　5.3 性能

　　5.3.1 减速率等级

　　5.3.1.1 着陆过程

　　着陆过程自动刹车应至少提供三个减速率等级，并根据其使用要求应能选定减速率：

　　a) 低：0.98m/s2～1.96m/s2;

　　b) 中：1.96m/s2～2.94m/s2;

　　c) 高：2.94m/s2～3.92m/s2。

　　5.3.1.2 中止起飞过程

　　中止起飞过程自动刹车应提供一个减速率等级，减速率应能选定为可使用最大值。

　　5.3.2 运行逻辑

　　5.3.2.1 着陆过程运行逻辑

　　5.3.2.1.1 预位

　　自动刹车选择开关闭锁在所选择的着陆档位(低或中或高)，应满足下列全部条件。

　　a) 减速率手动选择(自动刹车选择开关置于相应的减速档位);

　　b) 自动刹车系统无故障;

　　c) 防滑系统处于工作状态，且无故障。

　　5.3.2.1.2 激活

　　自动刹车处于预位状态，应满足下列全部条件时，才能按所选择的减速率迅速平稳地连续施加刹车，直到解除条件出现或自动刹车选择开关人工旋转到关闭档位。

　　a) 油门杆处于慢车位置;

　　b) 飞机处于地面状态(轮载指示地面状态);

　　c) 机轮充分旋转。

　　5.3.2.1.3 解除

　　当满足下列任一条件时，自动刹车应迅速平稳地解除，并有自动刹车解除提示。

　　a) 任一刹车脚蹬行程大于预先设定的着陆状态下的超控行程;

　　b) 当飞机接地后，任一发动机油门杆位置加大到大于慢车位置;

　　c) 地面扰流板回收;

　　d) 检测到自动刹车系统故障;

　　e) 防滑系统处于关闭状态或故障;

　　f) 自动刹车选择开关人工旋转到关闭档位。

　　5.3.2.2 中止起飞过程运行逻辑

　　5.3.2.2.1 预位

　　自动刹车选择开关闭锁在中止起飞档位，应满足下列全部条件。

　　a) 自动刹车选择开关置于中止起飞档位;

　　b) 飞机处于地面状态;

　　c) 自动刹车系统无故障;

　　d) 防滑系统处于工作状态，且无故障。

　　5.3.2.2.2 激活

　　自动刹车处于预位状态，当下列条件全部出现时，迅速施加满刹车，并持续作用，直到解除条件出现。

　　a) 飞机加速使其速度超过预先设定的地面速度(通常为 110km/h～185km/h);

　　b) 在达到预定的速度之后，所有油门杆回收到慢车位置。

　　5.3.2.2.3 解除

　　当满足下列任一条件时，自动刹车须能自动解除，并有自动刹车解除提示。

　　a) 任一刹车脚蹬行程大于预先设定的中止起飞状态下超控行程;

　　b) 当飞机处于地面状态，任一发动机油门杆位置加大到大于慢车位置;

　　c) 地面扰流板处于回收状态(地面状态);

　　d) 自动刹车系统故障(例如无法施加满刹车);

　　e) 防滑系统处于关闭状态或故障;

　　f) 自动刹车选择开关人工旋转到关闭档位;

　　g) 飞机轮载信号离开地面。

　　5.3.3 指示和告警

　　5.3.3.1 指示

　　待命/解除状态指示包括自动刹车系统及其关联系统(例如防滑状态、油门杆位置等)， 自动刹车应有信息指示。

　　5.3.3.2 告警

　　自动刹车系统出现故障或系统解除时，应有告警指示。

　　5.4 输入信号特性

　　5.4.1 油门杆位置

　　油门杆位置通过安装在油门杆上位置传感器或开关获取，安装尽可能接近油门杆慢车位置，允许其有适当公差。当飞机油门杆数量不超过 3 个时，每个油门杆应安装多个位置传感器或开关。

　　5.4.2 刹车脚蹬

　　着陆模式下，当左或右刹车脚蹬行程大于预先设定值，应解除自动刹车。预先设定值应适当，以排除误操作引起的解除，并保证人为解除时平稳。

　　中止起飞模式下，预先设定的中止起飞状态下超控行程应接近于满刹车行程。

　　5.4.3 空/地状态

　　空/地模式通过安装在主起落架上空/地(位置)传感器获取，除专用控制逻辑用以处理前起落架触地反弹外，空/地传感器、其关联逻辑或其两者，应用于判断自动刹车空/地逻辑。

　　5.4.4 地面速度/机轮转动

　　至少应提供两个独立的地面速度、机轮转动或其两者信号，用于自动刹车使用逻辑和故障监控逻辑判断。机轮转动信号宜选用与其固有精度(相对于地面速度)相关的信号，而不是从防滑系统获取(轮间保护的机轮相对速度)。不宜使用对高度、温度和风速敏感的空速信号。

　　5.4.5 减速率

　　至少应提供两个独立的飞机减速率信号，用于自动刹车减速控制和故障监测，自动刹车控制宜选用直接测量的纵向加速度信号，而不宜采用其他方式(例如采用间接测量加速度，系统最小延迟/误差所获得的机轮转动差动信号)。

　　5.5 环境适应性

　　5.5.1 自然环境

　　系统及其附件应符合 RTCA/DO-160G 中规定的相关要求，并能承受专用规范规定的温度、压力、霉菌、盐雾、湿热和砂尘等自然环境条件，并在使用寿命期间内能够正常工作。

　　5.5.2 机械环境

　　系统及其附件应符合 RTCA/DO-160G 中规定的相关要求，并能在专用规范规定的振动、冲击和加速度等机械环境条件下，应保证系统能够正常工作。

　　5.5.3 电磁环境效应

　　5.5.3.1 电磁干扰防护

　　自动刹车系统所属的电子/电气设备与控制装置的设计和安装应保证机上所有电子/电气设备与控制装置同时工作都不受电磁干扰和不利影响。

　　5.5.3.2 闪电防护

　　5.5.3.2.1 金属和非金属组件

　　自动刹车系统应具有防止闪电引起的灾难性后果的如下保护措施：

　　a) 金属组件应设计成不致因闪击而危及飞机，或者金属组件合适地搭接到飞机机体上;

　　b) 非金属组件的设计使闪击的后果减至最小，或者非金属组件具有可接受的分流措施，能将产生的电流分流而不致危及飞机。

　　注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.581 的要求协调。

　　5.5.3.2.2 电子/电气设备

　　每一执行关键或重要功能的电子/电气设备的设计和安装，在飞机遭遇闪电环境时，应保证执行这些功能的设备的工作与工作能力不受不利影响。

　　5.5.3.3 高强度辐射场防护

　　电子/电气设备的设计和安装应满足 CCAR25.1317 的要求。

　　5.5.3.4 电搭接和防静电保护

　　电搭接和防静电保护的设计应使造成人员电击受伤、点燃可燃蒸汽或者干扰安装的电子/电气设备的静电积聚最小。

　　注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.899(a)的要求协调。

　　5.5.4 供电特性

　　自动刹车系统及其附件应与飞机的供电特性兼容，任一故障或保护时不应导致飞机供电系统或其他系统故障：

　　a) 在飞机规定的供电特性条件下，自动刹车系统及其附件应能正常工作，并在承受电压尖峰和瞬态、瞬变等，不发生任何故障;

　　b) 在符合规定的任何非正常供电条件下，用电设备一定不能损坏或引起不安全状态，并符合专用规范的规定;供电恢复正常后，用电设备应能恢复正常的工作性能。

　　5.6 可靠性

　　自动刹车系统及其附件可靠性应满足专用规范的规定。

　　5.7 维修性

　　维修性设计应考虑以下设计原则：

　　a) 系统各部件在安装、使用、拆装及试验时应具有良好的可达性;

　　b) 采用外场可更换单元和内场可更换单元的结构形式;

　　c) 采取防差错设计措施;

　　d) 产品拆装尽量采用标准工具，并减少工具的种类和规格，不用或少用专用工具。

　　自动刹车系统维修性指标应符合专用规范的规定。

　　5.8 测试性

　　5.8.1 通则

　　自动刹车系统应具备状态监控、故障检测隔离和维护管理功能，可将故障隔离到外场可更换单元(LRU)或模块，并符合专用规范的规定。

　　5.8.2 自检测

　　自检测应满足如下要求：

　　a) 自检测准备和测试操作，应提供完整程序用以验证系统的完整性;

　　b) 用于自检测的硬件或软件的增加不应影响系统的功能;

　　c) 故障监控应能存储连续的、间断的故障，且地面维护设备应能将其读出;

　　d) 自检测应能进行控制和评估;

　　e) 自检测时间、断电时间不大于 600ms。

　　5.8.3 故障检测率

　　自动刹车系统上电、周期自检测，故障检测率不小于 90%，维护自检测率不小于 95%。

　　5.8.4 故障隔离率

　　故障隔离率一般应满足下列要求：

　　a) 自检测，故障隔离到外场可更换单元的概率不小于 95%。检测设备检测， 故障隔离到外场可更换单元的概率不小于 98%。

　　b) 启动自检测加检测设备检测，故障隔离到一个内场可更换单元(SRU)的概率至少为 85%，隔离到两个内场可更换单元的概率至少为 95%，隔离到三个外场可更换单元的概率应为 100%。

　　5.8.5 虚警率

　　自检测和检测设备检测的虚警率不大于 2%。

　　5.9 保障性

　　自动刹车系统应与保障需求协调一致。各种接口标准化，应尽量减少对保障资源需求。

　　自动刹车系统的保障资源应符合专用规范的规定。

　　5.10 安全性

　　5.10.1 通则

　　在单独和与其他系统一同考虑的情况下，自动刹车系统及其部件的设计应满足下列要求：

　　a) 妨碍飞机继续安全飞行与着陆的任何灾难性失效状态应是极不可能的(失效概率不大于 1× 10-9)，单一故障不会导致灾难性的失效;

　　b) 极大降低飞机运行能力或安全裕度的任何危险失效状态应是极微小的(失效概率不大于 1× 10-7 但大于 1×10-9);

　　c) 较大降低飞机运行能力或安全裕度的任何主要失效状态应是微小的(失效概率不大于 1× 10-5 但大于 1×10-7);

　　d) 较轻降低飞机运行能力或安全裕度的任何次要失效状态应是和可能的(失效概率不大于 1×

　　10-5)。

　　5.10.2 纠正措施

　　应提供告警，向机组之处系统的不安全工作情况并能使机组成员采取适当的纠正动作，系统、控制器件和有关的监控与告警装置的设计应尽量减少可能增加危险的机组失误。

　　注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.1309(c)的要求协调。

　　5.10.3 软、硬件

　　系统的软、硬件的研发应参照 RTCA/DO-178C 中 2.2 和 RTCA/DO-254 中第 2 章的规定，合理地确定系统的软件危险等级和硬件设计保证等级。

　　5.11 耐久性

　　自动刹车系统及其附件应能在规定的工作环境下、寿命周期内正常工作， 并应符合专用规范的规定。

　　5.12 互换性

　　同一型号的自动刹车系统及附件产品及零、组件在功能和性能等方面应能互换。

　　5.13 运输性

　　自动刹车系统及其附件应适应铁路、公路、航空和水路运输条件，不应松动、损坏，并应符合专用规范的规定。

　　5.14 人机工程

　　系统操作和指示简单、便于操作， 提供的操作空间、界面应舒适、适宜，易于观察，操作错误的风险应能减至最小，并应符合专用规范的规定。

　　5.15 经济性

　　系统的研制应保证在整个飞机生命周期内的费效比最佳，并与飞机总的经济性要求相一致。

　　6 验证

　　6.1 概述

　　通过试验室试验、机上地面试验和飞行试验验证飞机自动刹车系统是否满足功能、性能和环境适应性等要求。

　　应通过本标准规定的验证方法验证自动刹车系统满足本标准第 4、5 章规定的各项要求。

　　常用的符合性方法根据实施的符合性工作的形式分为四大类 10 种方法，详见表 1。10 种符合性方法可以单独使用，亦可以组合起来使用，这主要取决要验证的适航条款内容。一般而言，涉及面广的比较重要的条款往往需要使用多种符合性方法来验证。

　　表 1 符合性方法表

　　表 1 符合性方法表(续)

　　通常 MC0 用符合性检查单来表明符合性的条款，MC1 用符合性说明报告来表明符合性的条款， MC2 用于需要进行分析/计算来表明符合性的条款，MC3 用于要求进行安全性分析的条款，MC4、MC5、 MC6、MC8 主要适用于需要进行试验来表明符合性的条款，MC7 适用于无具体测量方法规定的条款， MC9 一般用于装机设备(或材料)的符合性验证。一般选用原则如下：

　　a) 通过说明文件和试验都可以进行符合性验证时，优选说明性文件;

　　b) 通过试验室试验、地面试验、飞行试验都可以进行符合性验证时， 优选实验室试验或地面试验;

　　c) 通过试验和检查都可以进行符合性验证时，优选检查;

　　d) 通过试验进行符合性验证时，优选能验证尽可能多的适航要求的试验方法。

　　6.2 试验室试验

　　6.2.1 计算机仿真试验

　　根据飞机对刹车系统要求以及自动刹车系统方案，搭建自动刹车系统数学模型，进行自动刹车系统性能初步计算，验证自动刹车系统方案和控制律设计的合理性。

　　6.2.2 半物理仿真试验

　　自动刹车系统半物理仿真试验中，自动刹车选择开关、电子控制单元可采用飞机上相应的配套产品，飞机及刹车作动装置等可采用数学模型，建立虚拟视景系统，以自动刹车过程中主仿真机上输出的飞机运动姿态及航向速度等参数为输入，控制模拟飞行员所能看到的舱外虚拟视景播放速度，可根据需要实现各种环境下的视景播放。试验应覆盖飞机所有的实际工作条件及各种跑道状态，试验结果用于检验自动刹车人机功效、控制律设计对要求的满足情况。

　　6.2.3 惯性台试验

　　自动刹车系统惯性台动态模拟试验中，机轮、刹车装置与轮胎等自动刹车系统之外的附件应采用飞机上相应的配套产品;系统所属各类附件应按飞机上的相互关系配置连接，液压管路长度及导管弯曲半径宜接近飞机上的实际情况;单个机轮承受的停机载荷、每套刹车装置所吸收的动能、开始刹车速度、刹车压力等试验参数应与飞机上的真实工作参数相同，并应考虑不同的跑道表面状态。在条件允许的情况下，宜模拟气动阻力所消耗的飞机动能及飞机升力对机轮载荷的影响。

　　试验应覆盖飞机所有的实际工作条件及各种跑道状态，试验结果应满足自动刹车系统控制律设计要求及自动刹车对应的档位等级减速率要求。

　　6.2.4 附件试验

　　自动刹车系统附件功能、性能试验应满足相应要求， 除非另有规定，附件应进行环境适应性试验等，试验结果应满足专用规范的规定。

　　6.2.5 交联试验

　　自动刹车系统应在综合试验台架上完成系统交联试验，以验证自动刹车系统的功能、性能，试验结果应满足专用规范的规定。

　　6.3 机上地面试验

　　应在飞机地面状态下验证飞机自动刹车系统运行逻辑的正确性，并检查系统指示告警信号工作是否正常等。

　　6.4 飞行试验

　　自动刹车系统的性能最终检验应通过飞行试验来验证，可结合其他系统飞行试验一起进行，重点验证自动刹车系统减速率、运行逻辑以及指示告警等功能是否满足系统设计要求。