某型飛機電傳飛行控制系統設計與研究

【摘要】：本文針對某型飛機飛控系統機械操縱技術相對落后，擴展性差，難以解決出現的穩定性不足及重量超重等問題，提出某型飛機改電傳飛行控制系統（FBW），并根據某型飛機的實際情況，設計出一套符合某型飛機的三軸電傳飛行控制系統方案。

【關鍵詞】：某型飛機 電傳飛行控制系統

1.概述

目前的某型飛機采用純機械操控或可逆助力操縱，機械操縱系統比較笨重，且還存在固有的摩擦、間隙和滯后等非線性因素的不良影響；最關鍵的是，隨著某型飛機作為特種飛機載機平臺的擴展，其穩定性等問題無法在純機械操縱或機械可逆助力操縱系統范圍內解決。而電傳飛行控制系統（FBW）不但能避免上述機械操縱系統的不足，還具有良好的擴展性：可以此為平臺實現主動控制技術等功能，電傳飛行控制系統在使用飛行包線內能保證飛機具有良好的穩定性和操控性。

2.電傳飛行控制系統主要功能

某型飛機電傳飛行控制的功能如下：

2.1.提高飛機的性能

2.2.擴大飛機的使用包線

2.3.增強飛機的穩定性

2.4.改善飛機的飛行品質，使某型飛機主要的飛行品質滿足GJB185標準1要求

2.5.自動防尾旋和人工改尾旋

2.6.機內自動檢測功能，包括飛行前自檢測（PBIT），上電自檢測（UPBIT）、飛行中自檢測（IFBIT）和維修自檢測（MBIT）

2.7.輔助模態功能

3.系統組成及余度確定

電傳飛行控制系統由若干個硬件分系統組成，分系統是在全系統范圍內根據功能的依存性和作用的相關性予以劃分的。分系統的劃分與確定，既有利于分系統的設計，又便于全系統功能的分配和性能指標的管理。根據對某型機飛行控制系統結構的統籌安排，該型飛機三軸電傳飛行控制系統主要由飛控計算機分系統、伺服作動器分系統、傳感分系統與控制顯示分系統組成。

根據飛行控制系統的要求，飛行控制系統出現Ⅰ類事故的概率應小于10-9，電傳飛行控制系統必須滿足故障-工作/故障-工作/故障-安全（FO/FO/FS）的容錯能力要求和可靠性要求，結合各子系統（部件）的作用和關鍵性確定各子系統的余度數和自檢測要求。選定系統的余度管理方案及自監控要求和表決、監控面如下；選定三余度帶自監控的電傳飛行系統，各傳感器設置自檢測；在飛控計算機輸入端設置表決面，在輸出端設置表決、監控面；在飛控伺服作動器設置監控面，通道間交叉監控與各子系統自監控相結合。

4.分系統方案

4.1.飛控計算機

飛控計算機是電傳飛行控制系統的控制器，通常有兩種；模擬計算機和數字計算機。本方案飛控計算機分系統將飛控計算機與伺服控制回路綜合在一起，采用3×2余度配置，由3臺計算機組成，主/備/備工作，技術成熟。

每臺計算機有兩個通道；

工作通道：根據輸入信號計算機控制面偏轉指令，并且驅動相應的控制面；包括CPU模塊、輸入輸出控制模塊、總線模塊、伺服回路模塊與電源模塊等；

監控通道：用于檢測計算機指令的正確性；包括CPU模塊、輸入輸出控制模塊、總線模塊與電源模塊等。

4.2.作動器

升降舵、副翼和方向舵均采用電液伺服作動器，電液伺服作動器具有故障監控功能和旁通功能，在故障失效后自動轉入旁通功能，不影響其它作動器工作。單個舵面所有電液伺服作動器均失效后，轉入旁通功能，保持一定的阻尼，該舵面處于阻尼浮動狀態。

4.2.1.升降舵作動器

每個升降舵面采用2臺臺電液伺服作動器并聯安裝，同步工作，具有力均衡功能。每臺電液伺服作動器具有單獨控制單個升降舵面的能力，左右兩個升降舵面共采用4個電液伺服作動器，需3套液壓系統提供動力，升降舵作動器接受飛控計算機指令，控制升降舵偏轉。

4.2.2.副翼作動器

每個副翼采用2臺電液伺服作動器并聯安裝，同步工作，具有力均衡功能。每臺電液伺服作動器具有單獨控制單個副翼的能力，左右兩個副翼共采用4個電液伺服作動器，需3套液壓系統提供動力，副翼作動器接受飛控計算機指令，控制副翼偏轉。

4.2.3.方向舵作動器

在方向舵上并聯安裝3臺電傳控制的電液伺服作動器，同步工作，具有力均衡功能。方向舵作動器接受飛控計算機指令，控制方向舵偏轉，實現對飛機航向控制，需3套液壓系統提供動力。

4.3.傳感分系統

傳感器分系統是飛行控制系統的重要組成部分，基于飛行控制系統基本控制回路所需要的傳感器大體分為三大類；駕駛員指令傳感器、飛行運動傳感器和大氣數據傳感器。

駕駛員指令傳感器是把駕駛員對于飛機實施操控的指令（力或移位）加以敏感，并以電信號形式傳輸給飛控計算機的傳感裝置。由于某型飛機為中央操控桿（盤）布局，根據歐洲及我國的實踐經驗，此種布局選擇位移敏感型指令傳感器較好，考慮到飛控計算機為3×2余度配置及指令傳感器安全性要求等，綜合權衡駕駛員指令傳感器采用三余度位移敏感型傳感器，航向通道采用三余度腳蹬位移傳感器，縱向通道采用三余度桿位移傳感器，橫向通道采用三余度盤位移傳感器。

飛機運動傳感器包括三軸角速率陀螺（俯仰、滾轉、偏航）、法向加速度計、側向加速度計、仰角/側滑角傳感器。三軸角速率傳感器、法向加速度計及側向加速度計為三余度，可以借用機上激光慣導（兩余度），將激光慣導來的角速率信號和加速度信號作為主信號，另配置一套角速率傳感器作為備信號源，這樣可減少傳感器的數量。

激光慣導、大氣系統與飛行控制系統之間的信號傳輸不能使用機上的航電總線，需要專門的飛控總線，以保證信號的實時性。

4.4.控制顯示分系統

控制系統主要為系統工作狀態設置于轉換控制，是直接為飛行控制系統而設計的控制機構，包括：系統的投入與切除（正常控制與應急控制）、工作狀態轉換（如控制增穩、自動駕駛儀和模擬備份超越控制等各工作模態之間的轉換）、各種控制模式的設置與變換、地勤檢查與維護用操縱（BIT設置與項目選擇）等。

顯示信息包括系統對人工控制/操縱的應答響應（系統投入/切除指示、工作模式的進入與退出、狀態的轉換顯示）、系統狀態指示與故障顯示（系統狀態級別指示、工作模式自動進入顯示、故障提示與警告、關鍵故障顯示）、系統狀態與故障咨詢信息顯示（系統狀態描述、故障咨詢、故障定位、故障影響及嚴酷度提示、對駕駛員采取下一步措施提醒）、BIT檢測及維護信息提示等。顯示終端借用機上的電子飛行儀表系統（EFIS）。

5.控制律設計概略

電傳飛行控制系統實現了駕駛員操縱指令（桿位移或桿力）與飛機運動參量響應相對應的控制，從而使飛行控制“目標”由原機械操縱系統的舵面偏角操縱，變成了對飛機響應的控制。作為某型飛機電傳飛行系統控制模態包括基本模態和自動飛行控制模態。基本模態包括主控制模態、獨立備份模態及主動控制功能；其中主控制模態與獨立備份模態是系統必須具備的兩個基本控制模態。主控制模態包括控制增穩、中性速度穩定性、飛行參數（法向過載，迎角限制和滾轉速率等）邊界限制與慣性耦合抑制等功能；其中控制增穩功能是電傳飛行控制系統最基本的工作模態，在整個飛行包括內全時、全權應用。獨立備份模態是電傳飛行控制系統的備份模態，是獨立于所有的其他控制律模態的應急工作模態。