民用飛機電傳飛控系統供電設計

申海榮

摘 要：電傳飛控系統設計中供電設計是重要的一部分，供電設計的關鍵在于滿足飛控系統安全性要求、電源品質要求、測試要求和適航要求等。該文整理分析了適航規章及相關規范文件對配電的具體要求，分析了國內外主流民用飛機飛控系統架構和供電配置，以及多電趨勢下飛控系統供電方法，總結了飛控系統供電設計的發展趨勢和設計思路。

關鍵詞：飛控系統 供電 安全性 多電

中圖分類號：V24 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2017）06（b）-0009-03

飛機飛控系統已從機械操縱發展到現在的數字電傳飛控系統。相對于機械操縱系統，電傳飛控系統最大的難點在于解決安全性的問題，解決思路通常是余度配置，這意味著飛控系統需要使用大量的數字計算機、電子控制器等電子設備，而這些設備的供電也逐漸成為飛控系統設計的一個重要因素。

多電飛機是目前民用大飛機發展的趨勢，飛控系統作動器也逐步由液壓能源轉為功率電傳作動器，A350、A380、B787等新研制的飛機使用了部分功率電傳作動器[1]。這對飛控系統配電提出了新的要求。

1 供電要求

1.1 適航要求

FAR25-1351（d）和CCAR25-1351（d）“無正常電源時的運行”中要求“當正常電源（除蓄電池之外的電源）不工作、燃油（從熄火和重新起動能力考慮）為臨界狀態，且飛機最初處于最大審定高度的情況下，飛機能按目視飛行規則安全飛行至少5 min”[2]。該要求使機組有能力在嘗試識別電氣失效原因、需要時重新起動發動機以及重建某些發電能力的同時，保持對飛機的控制。

CS25 1351（d）“無正常電源時的運行”中要求：“應當有措施確保在所有正常發電電源失效的情況下，為完成飛行并安全著陸所必需的設施充分供電。該備用電源的所有組部件和布線應當在物理上和電氣上與正常系統隔離，并且使得沒有單項失效會同時影響正常供電和備用供電，包括起火、電纜線束切斷、接線盒或控制板喪失功能。在有關備用電源持續性和完整性以確保充分供電的問題上，應當對采用電傳操縱那樣的飛機給予特別考慮，這類飛機在供電完全喪失后可能導致立即失控”[3]。這里備用電源包括時限電源（如蓄電池）和非時限電源（如RAT）。

上述條款對非正常供電的要求主要可總結為以下幾條：（1）在僅有RAT和蓄電池供電時，飛機應能完成飛行并安全著陸；（2）在僅有蓄電池供電情況下，飛機應能安全飛行5 min；（3）備用電源應與正常系統物理和電氣上隔離。作為保證飛行安全的基本系統，CS25 1351（d）提出對電傳飛控系統應給與特別考慮。

1.2 其他要求

相對于機械或者模擬電子控制，數字電傳飛控系統采用的FCM、ACE等數字設備，受供電中斷及其它電氣特性的影響很大。DO-160對壓降、電壓尖峰和供電中斷等電氣特性，以及測試環境、測試程序等提出了要求。飛控系統配電設計首先應滿足DO-160的相關要求。

DO-160是對航空電子設備的基本要求，當飛控系統及設備要求高于DO-160時，必須滿足型號設計更高的要求。

2 飛控系統架構及供電

2.1 分布式供電

空客飛機采用非相似軟硬件的多余度飛控計算機，每個計算機能夠完成控制律運算和對作動器的控制，舵面由對應的計算機控制，主要舵面在控制計算機故障時可轉由其它計算機控制[4，5]。這種類型飛機可采用分布式供電，飛控計算機直接由飛機匯流條供電，部分計算機供電由基本匯流條提供或可以轉接到基本匯流條上，保證應急狀態下計算機可工作。

以采用分布式供電飛控系統的某型飛機為例，共采用6臺飛控計算機，3臺主飛行控制計算機，3臺輔飛行控制計算機。主要舵面按照規定的順序可接受4臺計算機的控制（主飛控計算機優先于輔飛控計算機），即4臺計算機同時故障才會導致對應的舵面失去控制。6臺計算機分別由三個匯流條供電，其中2臺由DC ESS供電，2臺由DC2供電，2臺由DC 1供電，如圖1所示。DC ESS在僅RAT供電或電氣緊急形態時也工作；DC2在失去2套液壓系統或電氣緊急形態時由DC ESS供電；DC1為普通直流匯流條，由4個發電機之一供電。另外，DC1、DC2、DC ESS均可由相應的蓄電池供電。

2.2 集中式供電

波音飛機飛控架構與空客不同，自動飛行及高級控制律計算一般由FCM完成，基本的控制律計算和作動器的控制由ACE完成。ACE接受飛行員控制指令，通過內部總線發送給FCM運算，運算完成后控制指令傳給ACE，ACE將指令發給REU控制作動器工作[4，5]。這類飛機控制鏈路包含了FCM、ACE和REU等多種電子控制器件，可采用集中式供電，即通過電源調節模塊接收多余度的電源輸入，再為飛控設備進行二次配電。

以采用集中式供電飛控系統的某型飛機為例，兩臺發動機每臺帶動兩個VFG（交流變頻發電機），每個VFG附加一個PMG。PMG、飛機匯流條、主蓄電池和飛控蓄電池給PCM供電，再由PCM為飛控系統FCM、ACE和REU等設備供電。每個PCM采用3余度供電輸入，PMG的交流電源為主電源，備用電源有飛機電網28V直流匯流條、主蓄電池和飛控蓄電池，如表1所示。PCM除了進行電源交直流轉換、優化電源品質、監控電源故障外，也是飛控系統執行控制的一部分，系統可通過PCM可切斷故障通道的電源。

2.3 飛控系統供電考慮

飛控系統與飛機飛行安全直接相關，也是1351（d）主要考慮的對象。應急供電時要能滿足安全飛行和著陸的要求，供電方式必須與飛控系統整體架構結合考慮，各個型號配電方法不同，但都采用了余度配電的思路保證系統安全性，為飛控系統配電設計提供了參考；除此之外，蓄電池需滿足飛機安全飛行5 min的要求；用電設備需滿足相關規范的要求和系統設計要求。

3 功率電傳作動器供電

隨著多電飛機的發展和功率電傳作動器技術的成熟，民用飛機飛控作動系統將由液壓作動器逐漸轉變為電功率作動器。EHA（電靜液作動器）和EBHA（電備份的液壓作動器）首先在軍用飛機上使用，新研制民用大飛機A380和B787部分作動器也采用了功率電傳作動器[6]。

使用電功率作動器后，飛控系統增加交流電的使用。以某型多電飛機為例，功率電傳作動器使用2套應急狀態可用的電源以及1套普通電源，液壓能源系統由3套減少為2套。功率電傳作動器供電如圖2所示，E1由直流基本匯流條和交流基本匯流條組成；E2由EHA直流匯流條和EHA交流匯流條組成，正常工作時分別與DC2和AC3相連，當失去兩套液壓系統時分別與DC ESS和AC ESS相連；E3由DC1和AC1組成。

傳統飛控作動系統采用液壓能源，飛控系統供電只需直流電的配置。多電飛機飛控系統采用部分功率電傳作動器，還需考慮交流電的配置以及與直流電配置相結合。如果液壓能源系統減少為2套，使用部分功率電傳作動器，供電配置需考慮以下幾方面：（1）失去2套液壓系統時，功率電傳作動器及相應的電子控制可保證飛機安全飛行和著陸；（2）功率電傳作動器交流供電、電子控制設備直流供電以及飛控系統架構的匹配性；（3）對交流電源功率以及電源品質的要求。

4 結語

電傳飛控系統采用大量的數字控制設備，實現與飛行安全直接相關的功能，除了系統架構及設備可靠性外，供電也是影響系統安全的重要因素。飛控系統配電應與系統架構相配合，來保證系統安全性要求。在多電飛機的趨勢下，飛控系統也將逐漸采用功率電傳作動器，減少液壓能源系統的使用，通過交直流電源的適當配置可使飛控系統達到更高的安全標準。

參考文獻

[1] 李哲.干線客機飛控系統的多電趨勢分析[J].系統仿真學報，2008（S2）：205-208.

[2] CCAR 25中國民用航空規章第25部運輸類飛機適航標準R4[S].

[3] CS 25 Certification Specifications and Acceptable Means of Compliancefor Large AeroplanesAmdt11[Z].

[4] 黃子林，劉宏明，馬勇.多電飛機飛控系統的技術應用[J].航空制造技術，2014（S1）：199-200.

[5] 王永，中國一航.民機電傳飛行控制系統體系結構研究[A].中國航空學會年學術年會[C].2007.

[6] 齊海濤，付永領，郎燕.大型客機飛控作動系統配置方案設計[J].液壓與氣動，2014（4）.