民用飛機襟翼電子控制裝置需求及控制仿真

韓賽，孫軍帥，化東勝

(1.中航西飛民用飛機有限責任公司 工程技術中心， 西安 710089)(2.航空工業慶安集團有限公司 航空設備研究所， 西安 710077)

0 引 言

襟翼系統是大型民用飛機及支線民用飛機的關鍵分系統之一，對飛機的性能和安全性有重要影響[1]，不僅能有效提高飛機起飛及著陸時的升力，有效改善飛機的失速條件，而且也大大改善飛機爬升率、進場速率及進場最佳飛行姿態[2]。襟翼系統可以實現縫翼和襟翼的收放運動，縫翼系統和襟翼系統的工作原理一樣，本文僅針對襟翼系統進行研究。

襟翼系統由5個部分組成：監測系統、動力驅動系統、動力傳輸系統、扭矩增益系統、故障保護系統。監測系統用于控制和監測系統工作狀態，實現系統閉環控制[3]，由襟翼操縱手柄(FCL)、襟翼電子控制裝置(FECU)、襟翼位置傳感器(FPSU)、襟翼馬達控制模塊(FMCM)、襟翼動力驅動裝置(FPDU)中的轉速測量傳感器組成；動力驅動系統提供襟翼運動動力源，包含襟翼動力驅動裝置(FPDU)；動力傳輸系統由扭力管組件、支撐軸承、角齒輪箱；扭矩增益系統實現大的輸出扭矩，主要由齒輪箱組成；故障保護系統用于當系統出現故障時保護系統的完好性，包括翼尖剎車裝置、力矩限制器和馬達離合器。其中FECU是襟翼系統的核心。

以往的襟翼系統研究主要為襟翼運動機構的形式及強度分析[4-5]、系統余度管理[6]、計算機容錯技術研究[7]、襟翼自動保護控制律設計[8]等，未針對民用飛機的研制應遵循的SAE ARP4754A標準進行研究，民用飛機研制應采用“雙V”研發流程，從需求的角度出發進行自上而下的需求捕獲、需求確認、需求驗證、構型管理、過程保證等活動。需求在系統的開發中至關重要,正確、完整的需求可以減少系統開發的迭代次數,減少系統的開發成本超支和進度延期[9]。

本文針對襟翼系統的頂層需求，從需求捕獲和系統設計的角度分析研究控制襟翼運動的FECU，并對其進行仿真驗證。

1 系統級需求

1.1 功能需求

襟翼電子控制裝置應具有以下功能需求：

(1) 控制襟翼收/放[10]；

(2) 襟翼系統監控(通過PBIT和CBIT監控系統)；

(3) 襟翼系統保護(系統控制失效保護、不對稱保護、非指令保護、過載保護、超速保護)；

(4) 向航電發送襟翼系統狀態及襟翼位置信息；

(5) 支持中央維護系統(CMS)進行機上維護。

1.2 性能需求

(1) 控制需求

當使用FCL控制時，襟翼系統采用分檔控制，應能放下或收起襟翼至四個位置：0°、17°、23°和35°。

當飛機在巡航構型時襟翼位置精度為0°～0.5°，其他構型時襟翼位置控制精度為±0.5°。

(2) 工作時間和公差

正常狀態下，襟翼完全收放時間為(19±1) s。

(3) 工作模式

襟翼系統工作模式應包含正常工作模式、半速工作模式、故障模式和維護模式。

1.3 電氣接口需求

數字電氣接口：系統內部和外部串行通信總線應滿足CAN或ARINC429總線的要求。

離散電氣接口：離散電信號為模擬或二進制數字信號。導線集包含所有必需的傳送離散信號的導線。

電氣系統接口：電源系統應提供系統所有用電設備(FCL、FECU、FMCM、FPDU)的電源，包括28 V直流和115 V交流電源。

航電系統接口：襟翼系統應向航電系統的DMC發送確認的襟翼位置指令、襟翼位置、系統狀態、系統故障等信息，同時接收校準空速、輪載等信息。

中央維護系統接口：FECU應能通過BIT檢測系統設備內部故障、存儲故障并上報中央維護系統，應能通過中央維護系統實現電氣調零。

主飛控系統接口：FECU應向主飛控系統發送襟翼位置狀態離散信號。

起落架控制系統接口：FECU應能接收起落架收放控制系統提供的硬線輪載信息。

1.4 其他需求

襟翼系統應符合CCAR-25的適航條款需求、DO-160G的環境需求、RTCA DO-178C機載軟件的研制要求、SAE ARP4761和SAE ARP4754A的安全性要求、四性(可靠性、維修性、測試性、支援性)要求等。

2 襟翼系統架構

針對以上控制部分的需求，形成如下襟翼系統方案：通過電信號控制、機電驅動、機械作動的形式，采用襟翼電子控制裝置×2+襟翼馬達控制模塊×2+襟翼動力驅動裝置+滾珠絲杠作動器×8的體系架構，內襟翼和外襟翼均由兩個滾珠絲杠作動器驅動，架構圖如圖1所示。

圖1 襟翼系統架構

襟翼系統的工作原理：飛行員通過FCL或襟翼超控開關(FOS)發出襟翼的目標位置指令，襟翼電子控制裝置(FECU)將收到的手柄電氣信號轉換為FECU的目標指令位置；同時FECU結合航電系統發送給襟翼系統的空速、輪載、維護請求指令等交聯信號以及系統內部的當前FPSU的信號，綜合判斷后將指令發送給FMCM，FMCM經解算后發送馬達控制指令給FPDU中的馬達；兩個馬達通過齒輪組構成的行星減速器實現大扭矩、低轉速的輸出扭矩，再通過由扭力管和萬向節組成的扭力管組件后將扭矩輸入到作動器輸入端，襟翼滾珠絲杠作動器(FBSA)將扭力管(UJ)輸入的扭矩再次減速后傳遞到絲杠運動副，絲杠運動副將旋轉運動轉化為絲杠螺母的直線運動；最終通過與絲杠螺母連接的襟翼搖臂實現襟翼的收起、下放運動。當襟翼運動到指令位置或出現失效時，系統通過斷電剎車裝置(POB)和翼尖剎車裝置(WTB)將襟翼把持在當前位置。

襟翼控制計算機機箱內包含命令通道和監控通道兩個功能通道．襟縫翼控制計算機采用同步工作方式，通道分別采集傳感器信息，通道間通過專用交叉通信數據鏈路(CCDL)實現數據共享[7]。襟翼系統以襟翼構型控制為主，不需要依據飛行條件和飛機狀態進行調參，控制相對簡單，但系統的狀態繁多，邏輯控制和轉換異常復雜[2]。襟翼系統需采用雙通道架構。在正常模式下，雙通道驅動襟翼；當出現任一通道失效，系統進入降級工作模式，單通道驅動襟翼，收放速度減半；當系統的雙通道都喪失驅動襟翼的能力，系統將處于無法工作模式。

3 襟翼運動控制邏輯

3.1 模塊設計

為符合“控制襟翼收/放”和“襟翼系統監控(通過PBIT和CBIT監控系統)”需求，FECU應設計不同的功能子部件滿足需求衍生的子功能，一般FECU包含I/O模塊、控制通道模塊及監控通道模塊。I/O模塊需完成接口信號處理，即提供指令通道和監控通道對交聯設備的輸入輸出信號和非易失性存儲資源的訪問。控制通道模塊需完成控制襟翼收放的指令下發功能及上報系統狀態，即根據FCL、FOS和FPSU數據通過向FMCM和WTB發送指令來控制襟翼位置并通過A429上報和模擬輸出，存儲所有來自FECU部件確認的故障并建立傳輸到CMS的故障報告，控制維護BIT的執行。監控通道模塊需完成系統監控功能，即對系統進行監控并對故障進行制裁(重置或激活POB和WTB)，監控FECU和襟翼系統的狀態，提供給I/O模塊以進行綜合，并上報給機組人員以警示。

從安全性的角度考慮，應避免共模故障導致系統失效，因此需采用非相似設計，一般控制通道模塊采用軟件(CPU)實現，監控通道采用硬件(FPGA或PLD等)實現。二者控制算法相同，物理實現方式不同。本文對控制通道模塊(COM CPU)進行詳細設計以符合上述相關需求。

3.2 控制通道邏輯

COM CPU通道為符合“控制襟翼收/放”需求，需進行信號處理、控制律解算、系統狀態監控、系統保護、系統管理等子功能的劃分，現將COM CPU分為以下5個功能模塊：

(1) 上電自檢測及持續BIT子模塊

該模塊將I/O模塊傳遞的的數字信號進行檢測并持續性監控，判斷FCL、FOS、FPSU、WTB、FMCM及FPDU的健康狀態；Simulink模型中對輸入信號的有效性進行綜合判斷，得出交聯設備的健康狀態。

(2) FECU模式管理子模塊

為了使系統能夠更好、更安全、可靠地運行，基于Matlab/Simulink設計了各個工作模式之間的轉換條件，實現了工作模式的管理，FECU工作模式包括初始化模式、正常模式、故障模式、離線模式、維護模式[11]，模式之間的轉換條件如圖2所示。本文用Simulink的Stateflow模塊進行FECU的模式轉換的仿真，依據輸入信號選擇FECU的工作模式，作為控制襟翼收放的前提。

圖2 FECU模式轉換條件

(3) 襟翼位置指令綜合子模塊

FCL和FOS輸出的電壓信號經I/O模塊處理后傳送到COM CPU為數字信號，該模塊根據輸入信號的值判斷FCL或FOS的檔位位置，綜合FCL和FOS的健康狀態得出二者確定的指令位置。

(4) 襟翼位置控制子模塊

該模塊是整個控制系統的核心。當各個部件均正常工作，該模塊先根據系統可接受的檔位和FECU的工作模式計算出系統需求的襟翼指令位置，且依據FPSU旋轉變壓器的電壓與襟翼角度的對應比例解算出當前的襟翼位置，對指令位置和當前襟翼位置的差值進行閉環控制，位置的閉環控制通過控制FPDU的電機轉速實現。

系統正常剎車時，電機減速運動分為加速階段、最大額定速度階段、主減速階段、最小額定速度階段、減速階段2，電機速度控制律如圖3所示。

圖3 FPDU電機速度控制律

控制律參數的設計依賴于整個作動系統的設計，某民用飛機的襟翼運動形式為鉸鏈式，即襟翼通過與其相連的搖臂繞轉軸上的鉸鏈點作圓弧運動[4]，依據性能要求——襟翼最大運動角度35°及對應FBSA的運動行程，結合FBSA的減速比，可得整個驅動線系的轉動全行程轉數：

=120.915 rev

當19 s作動時，假設系統勻加速時間和勻減速時間為2 s，傳動軸的轉速：

考慮到FPDU響應時間、實際減速時間等因素的影響，定義傳動軸轉速為：(430±20) rpm。

FPDU的控制律設計邊界如下：

①FPDU的兩個電機分別由兩個FECU進行控制，傳動軸到單個電機經過兩級齒輪減速，總減速比為32.03∶1，整個FPDU減速比為16.015∶1，最大額定速度為：430×16.015=6 886 rpm；

②FPDU加速到最大速度的時間為2 s；

③加速度限制值：(±6 886 rpm-0)/2 s=±3 443 rpm/s；

④FPSU安裝在FBSA4傳動軸上，使用雙余度的Resolver，Resolver工作角度為0°～360°，使用時最優工作區間10°～350°，即Resolver總行程為340°；FPSU減速前的角度偏差不妨定為20°；減速比為128.276∶1。

FPDU的馬達速度控制律設計需要根據假設的速度變化起始位置容差選擇最優的方案，選擇時根據最小額定速度的運轉角度變化的敏感性(敏感

因子K=最小額定速度/最大額定速度)，依據主減速階段與加速階段的加速度絕對值相等，參數確定步驟如下：

①給定敏感因子K值；

②計算主減速階段的時間及FPSU的變化角度；

③計算最小額定速度階段開始時剩余的FPSU的角度；

④給定減速階段2的位置，減速階段2的總行程≈最小額定速度階段總行程

⑤計算額定速度階段及減速階段2的運動時間。

使用軟件Simulink中Stateflow模塊仿真FPDU的不同階段之間的轉換邏輯，具體轉換條件如圖4所示，FPDU的馬達速率控制律框圖如圖5所示。

圖4 FPDU電機速度轉換條件

圖5 馬達速率控制框圖

(5) 襟翼保護子模塊(襟翼控制能力保護、超速保護、不對稱保護、非指令保護)

當系統發生故障，滿足系統保護的條件，FECU應發送緊急制動命令以觸發POB和WTB，進而停止襟翼運動或保持襟翼在當前位置，目的是在系統發生故障時保護系統。保護條件為：

(a) 觸發襟翼控制能力保護的情況

①喪失一個驅動通道：每個驅動通道中包括1個獨立的FECU，1個FMCM，1個馬達和制動器以及1個WTB通道、FCL、FOS和FPSU的傳感器通道，當任一設備的健康狀態為假，則喪失該通道的控制能力。

②喪失兩個驅動通道。

③喪失襟翼位置指令(FCL和FOS均失效，即：FCL出現單個通道電壓范圍的真實性故障、兩個通道之間的一致性故障、FCL出現機械卡阻故障、FOS雙通道之間的一致性故障)。

④喪失襟翼位置(襟翼位置傳感器失效，即傳感器的接口故障、真實性故障、一致性故障、完整性故障)。

(b) 觸發襟翼超速保護的情況

當空速超出載荷極限時，限制襟翼偏轉或使襟翼向小偏度收回，以防止襟翼結構的損壞。FECU實現襟翼手柄的操縱指令和飛機飛行速度的比較，當飛行速度高于載荷門限時間[12]，則滿足襟翼超速的條件，FECU向航電發出CAS告警信息，提示飛行員應給飛機減速。

①襟翼位置超速：如果在襟翼伸出過程中檢測到襟翼超空速條件，則將襟翼停止在下一檔位。

②襟翼指令超速：當襟翼把持在指令襟翼位置時檢測到襟翼超空速條件，則拒絕下放襟翼。

(c) 觸發襟翼不對稱保護的情況

如果所有FPSU的健康狀態均正常，兩側FPSU信號差值超過襟翼最大不對稱閾值或任一側FPSU信號的變化率超過閾值[13]，FECU發送指令停止動力驅動裝置運動, 并發送信號POB 和WTB，將機翼鎖定到當前位置；并向航電發出FLAP FAIL的告警信息[3]。

此外，FECU需將用于顯示襟翼系統狀態、指令及位置的信號、進行MBIT的信號傳送航電系統，信號處理的邏輯駐留在FECU中。

3.3 Simulink仿真結果

在Simulink仿真模型中，用GUI建立了良好的襟翼系統操作界面(如圖6所示)，建立了S函數，實時并仿真了襟翼收起、放下的運動過程，手柄指令變化過程如表1所示，仿真結果如圖7～圖10所示。

圖6 GUI界面

FCL檔位變化飛行子階段飛行階段0°～17°起飛放下階段正常收放17°～0°起飛收起階段正常收放0°～17°進近放下階段正常收放17°～23°進近放下階段正常收放23°～35°著陸放下階段正常收放35°～23°復飛收起階段復飛階段0°～35°地面放下地面收放35°～0°地面收起地面收放

圖7 襟翼正常收放和復飛

圖8 半速下放襟翼

圖9 地面收放襟翼

圖10 S函數實時仿真過程中

從圖7～圖10可以看出：模型實現了飛行員操縱FCL的界面，能在要求的時間內收放襟翼到指令位置，以及實時仿真襟翼運動的過程。另外，FECU的指令控制回路會出現超調，穩態誤差為0，實現了襟翼收放控制。出現超調是由于未加載電機及機械傳動部件，后續將研究電機的速度及電流的閉環控制問題。

4 結 論

(1) 襟翼電子控制裝置工作模式設計能夠很好地實現邏輯轉換，本文工作模式之間的約束條件合理。

(2) 本文所設計的襟翼收放時間能滿足襟翼收放速度的性能需求，襟翼收放的控制律設計合理，馬達的加速、勻速、減速階段的控制律設計參數合理。