某型飛機(jī)電傳飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與研究

【摘要】：本文針對某型飛機(jī)飛控系統(tǒng)機(jī)械操縱技術(shù)相對落后，擴(kuò)展性差，難以解決出現(xiàn)的穩(wěn)定性不足及重量超重等問題，提出某型飛機(jī)改電傳飛行控制系統(tǒng)（FBW），并根據(jù)某型飛機(jī)的實(shí)際情況，設(shè)計(jì)出一套符合某型飛機(jī)的三軸電傳飛行控制系統(tǒng)方案。

【關(guān)鍵詞】：某型飛機(jī) 電傳飛行控制系統(tǒng)

1.概述

目前的某型飛機(jī)采用純機(jī)械操控或可逆助力操縱，機(jī)械操縱系統(tǒng)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(guān)鍵的是，隨著某型飛機(jī)作為特種飛機(jī)載機(jī)平臺的擴(kuò)展，其穩(wěn)定性等問題無法在純機(jī)械操縱或機(jī)械可逆助力操縱系統(tǒng)范圍內(nèi)解決。而電傳飛行控制系統(tǒng)（FBW）不但能避免上述機(jī)械操縱系統(tǒng)的不足，還具有良好的擴(kuò)展性：可以此為平臺實(shí)現(xiàn)主動控制技術(shù)等功能，電傳飛行控制系統(tǒng)在使用飛行包線內(nèi)能保證飛機(jī)具有良好的穩(wěn)定性和操控性。

2.電傳飛行控制系統(tǒng)主要功能

某型飛機(jī)電傳飛行控制的功能如下：

2.1.提高飛機(jī)的性能

2.2.擴(kuò)大飛機(jī)的使用包線

2.3.增強(qiáng)飛機(jī)的穩(wěn)定性

2.4.改善飛機(jī)的飛行品質(zhì)，使某型飛機(jī)主要的飛行品質(zhì)滿足GJB185標(biāo)準(zhǔn)1要求

2.5.自動防尾旋和人工改尾旋

2.6.機(jī)內(nèi)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(tài)功能

3.系統(tǒng)組成及余度確定

電傳飛行控制系統(tǒng)由若干個硬件分系統(tǒng)組成，分系統(tǒng)是在全系統(tǒng)范圍內(nèi)根據(jù)功能的依存性和作用的相關(guān)性予以劃分的。分系統(tǒng)的劃分與確定，既有利于分系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，又便于全系統(tǒng)功能的分配和性能指標(biāo)的管理。根據(jù)對某型機(jī)飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的統(tǒng)籌安排，該型飛機(jī)三軸電傳飛行控制系統(tǒng)主要由飛控計(jì)算機(jī)分系統(tǒng)、伺服作動器分系統(tǒng)、傳感分系統(tǒng)與控制顯示分系統(tǒng)組成。

根據(jù)飛行控制系統(tǒng)的要求，飛行控制系統(tǒng)出現(xiàn)Ⅰ類事故的概率應(yīng)小于10-9，電傳飛行控制系統(tǒng)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(jié)合各子系統(tǒng)（部件）的作用和關(guān)鍵性確定各子系統(tǒng)的余度數(shù)和自檢測要求。選定系統(tǒng)的余度管理方案及自監(jiān)控要求和表決、監(jiān)控面如下；選定三余度帶自監(jiān)控的電傳飛行系統(tǒng)，各傳感器設(shè)置自檢測；在飛控計(jì)算機(jī)輸入端設(shè)置表決面，在輸出端設(shè)置表決、監(jiān)控面；在飛控伺服作動器設(shè)置監(jiān)控面，通道間交叉監(jiān)控與各子系統(tǒng)自監(jiān)控相結(jié)合。

4.分系統(tǒng)方案

4.1.飛控計(jì)算機(jī)

飛控計(jì)算機(jī)是電傳飛行控制系統(tǒng)的控制器，通常有兩種；模擬計(jì)算機(jī)和數(shù)字計(jì)算機(jī)。本方案飛控計(jì)算機(jī)分系統(tǒng)將飛控計(jì)算機(jī)與伺服控制回路綜合在一起，采用3×2余度配置，由3臺計(jì)算機(jī)組成，主/備/備工作，技術(shù)成熟。

每臺計(jì)算機(jī)有兩個通道；

工作通道：根據(jù)輸入信號計(jì)算機(jī)控制面偏轉(zhuǎn)指令，并且驅(qū)動相應(yīng)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(jiān)控通道：用于檢測計(jì)算機(jī)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(jiān)控功能和旁通功能，在故障失效后自動轉(zhuǎn)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(zhuǎn)入旁通功能，保持一定的阻尼，該舵面處于阻尼浮動狀態(tài)。

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(lián)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(dú)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(tǒng)提供動力，升降舵作動器接受飛控計(jì)算機(jī)指令，控制升降舵偏轉(zhuǎn)。

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(lián)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(dú)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(tǒng)提供動力，副翼作動器接受飛控計(jì)算機(jī)指令，控制副翼偏轉(zhuǎn)。

4.2.3.方向舵作動器

在方向舵上并聯(lián)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(jì)算機(jī)指令，控制方向舵偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)航向控制，需3套液壓系統(tǒng)提供動力。

4.3.傳感分系統(tǒng)

傳感器分系統(tǒng)是飛行控制系統(tǒng)的重要組成部分，基于飛行控制系統(tǒng)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(yùn)動傳感器和大氣數(shù)據(jù)傳感器。

駕駛員指令傳感器是把駕駛員對于飛機(jī)實(shí)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(jì)算機(jī)的傳感裝置。由于某型飛機(jī)為中央操控桿（盤）布局，根據(jù)歐洲及我國的實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)，此種布局選擇位移敏感型指令傳感器較好，考慮到飛控計(jì)算機(jī)為3×2余度配置及指令傳感器安全性要求等，綜合權(quán)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(jī)運(yùn)動傳感器包括三軸角速率陀螺（俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航）、法向加速度計(jì)、側(cè)向加速度計(jì)、仰角/側(cè)滑角傳感器。三軸角速率傳感器、法向加速度計(jì)及側(cè)向加速度計(jì)為三余度，可以借用機(jī)上激光慣導(dǎo)（兩余度），將激光慣導(dǎo)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(shù)量。

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

4.4.控制顯示分系統(tǒng)

控制系統(tǒng)主要為系統(tǒng)工作狀態(tài)設(shè)置于轉(zhuǎn)換控制，是直接為飛行控制系統(tǒng)而設(shè)計(jì)的控制機(jī)構(gòu)，包括：系統(tǒng)的投入與切除（正?？刂婆c應(yīng)急控制）、工作狀態(tài)轉(zhuǎn)換（如控制增穩(wěn)、自動駕駛儀和模擬備份超越控制等各工作模態(tài)之間的轉(zhuǎn)換）、各種控制模式的設(shè)置與變換、地勤檢查與維護(hù)用操縱（BIT設(shè)置與項(xiàng)目選擇）等。

顯示信息包括系統(tǒng)對人工控制/操縱的應(yīng)答響應(yīng)（系統(tǒng)投入/切除指示、工作模式的進(jìn)入與退出、狀態(tài)的轉(zhuǎn)換顯示）、系統(tǒng)狀態(tài)指示與故障顯示（系統(tǒng)狀態(tài)級別指示、工作模式自動進(jìn)入顯示、故障提示與警告、關(guān)鍵故障顯示）、系統(tǒng)狀態(tài)與故障咨詢信息顯示（系統(tǒng)狀態(tài)描述、故障咨詢、故障定位、故障影響及嚴(yán)酷度提示、對駕駛員采取下一步措施提醒）、BIT檢測及維護(hù)信息提示等。顯示終端借用機(jī)上的電子飛行儀表系統(tǒng)（EFIS）。

5.控制律設(shè)計(jì)概略

電傳飛行控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了駕駛員操縱指令（桿位移或桿力）與飛機(jī)運(yùn)動參量響應(yīng)相對應(yīng)的控制，從而使飛行控制“目標(biāo)”由原機(jī)械操縱系統(tǒng)的舵面偏角操縱，變成了對飛機(jī)響應(yīng)的控制。作為某型飛機(jī)電傳飛行系統(tǒng)控制模態(tài)包括基本模態(tài)和自動飛行控制模態(tài)?；灸B(tài)包括主控制模態(tài)、獨(dú)立備份模態(tài)及主動控制功能；其中主控制模態(tài)與獨(dú)立備份模態(tài)是系統(tǒng)必須具備的兩個基本控制模態(tài)。主控制模態(tài)包括控制增穩(wěn)、中性速度穩(wěn)定性、飛行參數(shù)（法向過載，迎角限制和滾轉(zhuǎn)速率等）邊界限制與慣性耦合抑制等功能；其中控制增穩(wěn)功能是電傳飛行控制系統(tǒng)最基本的工作模態(tài)，在整個飛行包括內(nèi)全時、全權(quán)應(yīng)用。獨(dú)立備份模態(tài)是電傳飛行控制系統(tǒng)的備份模態(tài)，是獨(dú)立于所有的其他控制律模態(tài)的應(yīng)急工作模態(tài)。