現(xiàn)代飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)余度設(shè)計(jì)和維修性分析

劉藝濤

(廣州民航職業(yè)技術(shù)學(xué)院，廣東廣州510403)

早期民用飛機(jī)的飛行控制系統(tǒng)全部采用機(jī)械桿系來(lái)控制操縱面的偏轉(zhuǎn)，作動(dòng)器為機(jī)械液壓作動(dòng)器。1983年首架空客A320 飛機(jī)成功采用全電傳飛控系統(tǒng)后，民用飛機(jī)進(jìn)入了電傳控制時(shí)代。目前除了空客公司的A320，A330/340，A380 和A350 飛機(jī)，波音公司的B777 和B787 飛機(jī)也采用電傳飛控系統(tǒng)。與B737 等飛機(jī)的機(jī)械操縱系統(tǒng)采用鋼索傳遞飛行員指令、機(jī)械液壓伺服作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)操縱面不同，電傳飛控系統(tǒng)通過(guò)駕駛桿(側(cè)桿) 的位移傳感器將飛行員動(dòng)作指令轉(zhuǎn)換為電信號(hào)并發(fā)送給飛控計(jì)算機(jī)，由控制律計(jì)算后將控制指令傳送到作動(dòng)系統(tǒng)，最后由電液伺服作動(dòng)器根據(jù)電流指令來(lái)驅(qū)動(dòng)操縱面運(yùn)動(dòng)。

當(dāng)前，隨著A380 和B787 等多電飛機(jī)的出現(xiàn)，今后民用飛機(jī)飛控系統(tǒng)的發(fā)展趨勢(shì)是將會(huì)采用功率電傳的新型作動(dòng)器。但目前此類(lèi)作動(dòng)器一般作為備份使用，傳統(tǒng)的電液伺服作動(dòng)系統(tǒng)依然處于主導(dǎo)地位。

1 飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)余度設(shè)計(jì)

一般來(lái)說(shuō)，提高系統(tǒng)可靠性的方法有兩種: (1)通過(guò)提高系統(tǒng)的基本可靠性實(shí)現(xiàn)(如選用高質(zhì)量等級(jí)元器件) ，這種方法付出的代價(jià)高昂，而可靠性提高并不顯著，工程中也往往達(dá)不到可靠性要求指標(biāo);(2) 采用余度技術(shù)提高系統(tǒng)任務(wù)可靠性。余度技術(shù)就是利用硬件或軟件冗余來(lái)提高系統(tǒng)運(yùn)行可靠性的一種方法，這種方法雖然會(huì)降低系統(tǒng)的基本可靠性，但可以提高系統(tǒng)容錯(cuò)能力，能夠達(dá)到提高系統(tǒng)的任務(wù)可靠性的目的。

目前，現(xiàn)代飛機(jī)電傳飛控系統(tǒng)均采用余度設(shè)計(jì)技術(shù)提高系統(tǒng)可靠性。飛控計(jì)算機(jī)一般為三余度或四余度容錯(cuò)計(jì)算機(jī)，采用相似的或非相似的余度設(shè)計(jì)技術(shù)。作為飛控系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，作動(dòng)系統(tǒng)是飛控系統(tǒng)的重要組成部分，其系統(tǒng)性能及可靠性的好壞，直接影響到飛控系統(tǒng)乃至飛機(jī)的性能及可靠性。由于飛機(jī)上操縱面眾多，不同操縱面重要性不同，可靠性要求也不同，因此不同的操縱面，其作動(dòng)系統(tǒng)會(huì)采用不同的余度設(shè)計(jì)。下面選取空客A320 和波音B777 兩型飛機(jī)，對(duì)照分析飛控作動(dòng)系統(tǒng)的余度設(shè)計(jì)技術(shù)。

1.1 A320 作動(dòng)系統(tǒng)

A320 飛控系統(tǒng)采用三余度/二余度(相似硬件，非相似軟件) 技術(shù)，飛控計(jì)算機(jī)采用雙通道配置，一個(gè)通道為命令通道，另一個(gè)通道為監(jiān)控通道，兩個(gè)通道采用相同的CPU 芯片，軟件采用不同的算法實(shí)現(xiàn)。A320 包括7 個(gè)飛控計(jì)算機(jī): 兩個(gè)升降舵副翼計(jì)算機(jī)(ELAC) 、3 個(gè)擾流片升降舵計(jì)算機(jī)(SEC) ，兩個(gè)飛行增穩(wěn)計(jì)算機(jī)(FAC) ，其中ELAC 和SEC 為主飛控計(jì)算機(jī)。它們根據(jù)正常、備用或直接法則處理飛行員和自動(dòng)駕駛儀的輸入。另外增加兩個(gè)飛控?cái)?shù)據(jù)集中器(FCDC) ，用于主飛控計(jì)算機(jī)和其他飛控系統(tǒng)之間進(jìn)行通信。A320 飛機(jī)飛控計(jì)算機(jī)結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 A320 飛機(jī)飛控計(jì)算機(jī)結(jié)構(gòu)

飛控計(jì)算機(jī)的指令傳送到電液伺服作動(dòng)系統(tǒng)，利用液壓力驅(qū)動(dòng)操縱面偏轉(zhuǎn)。其中每個(gè)副翼有兩個(gè)作動(dòng)器，每個(gè)作動(dòng)器受不同計(jì)算機(jī)控制，由不同液壓驅(qū)動(dòng)。正常狀態(tài)只有一個(gè)作動(dòng)器工作，稱(chēng)為主動(dòng)狀態(tài);另一個(gè)作動(dòng)器隨動(dòng)，稱(chēng)為阻尼狀態(tài)。當(dāng)主動(dòng)狀態(tài)作動(dòng)器的計(jì)算機(jī)或液壓失效時(shí)，會(huì)切換到阻尼狀態(tài); 原來(lái)阻尼狀態(tài)的作動(dòng)器則切換到主動(dòng)狀態(tài)，接管對(duì)副翼操縱面的控制。升降舵作動(dòng)系統(tǒng)與副翼的類(lèi)似，但控制計(jì)算機(jī)余度增多，每個(gè)作動(dòng)器由2 個(gè)計(jì)算機(jī)控制。方向舵由2 臺(tái)計(jì)算機(jī)控制，由3 個(gè)不同液壓源的作動(dòng)器共同驅(qū)動(dòng)，當(dāng)某個(gè)液壓失效時(shí)，對(duì)應(yīng)的作動(dòng)器轉(zhuǎn)為阻尼隨動(dòng)狀態(tài)。擾流板沒(méi)有采用余度設(shè)計(jì)，每個(gè)擾流板只有1 個(gè)計(jì)算機(jī)控制和1 個(gè)液壓力作動(dòng)。除擾流板以外的所有操縱面的作動(dòng)器，在某一時(shí)刻只有1 臺(tái)計(jì)算機(jī)有控制權(quán)，當(dāng)前計(jì)算機(jī)失效時(shí)控制權(quán)會(huì)切換到備用計(jì)算機(jī)。A320 飛機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)的計(jì)算機(jī)和液壓分布如圖2 所示。

圖2 A320 飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)布局

下面以副翼作動(dòng)系統(tǒng)為例，分析系統(tǒng)故障時(shí)計(jì)算機(jī)和作動(dòng)器的切換過(guò)程。副翼系統(tǒng)共有4 個(gè)作動(dòng)器(如圖2 所示) ，正常情況下，左外和右內(nèi)兩個(gè)作動(dòng)器處于主動(dòng)模式，左內(nèi)和右外兩個(gè)作動(dòng)器處于阻尼模式; 左外和右外兩個(gè)作動(dòng)器由藍(lán)液壓驅(qū)動(dòng)，左內(nèi)和右內(nèi)兩個(gè)作動(dòng)器由綠液壓驅(qū)動(dòng)。系統(tǒng)一切正常時(shí)，ELAC 1 控制左外和右內(nèi)兩個(gè)作動(dòng)器工作。如圖3 所示，ELAC 1 控制作動(dòng)器內(nèi)部電磁閥通電，閥門(mén)打開(kāi)，液壓力進(jìn)入到模式選擇閥，閥芯在液壓力作用下移到左邊。計(jì)算機(jī)控制信號(hào)傳至伺服閥，控制液壓力來(lái)驅(qū)動(dòng)作動(dòng)筒運(yùn)動(dòng)的方向和幅度，從而帶動(dòng)副翼的偏轉(zhuǎn)，此時(shí)作動(dòng)器處于主動(dòng)模式。模式選擇閥位置和作動(dòng)筒位置分別通過(guò)傳感器信號(hào)反饋傳回計(jì)算機(jī)，構(gòu)成閉環(huán)控制系統(tǒng)。

當(dāng)ELAC 1 計(jì)算機(jī)故障時(shí)，如圖4 所示，電磁閥斷電，閥門(mén)把液壓切斷，模式選擇閥在彈簧力作用下移到右邊，此時(shí)作動(dòng)器處于阻尼模式(旁通狀態(tài)) ，副翼由相鄰作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)?；钊麠U反過(guò)來(lái)被操縱面帶動(dòng)，使得作動(dòng)筒兩個(gè)腔室里的油液受迫流過(guò)節(jié)流孔而產(chǎn)生阻尼力。如果作動(dòng)器失去液壓力時(shí)，模式選擇閥也會(huì)移到右邊，作動(dòng)器處于阻尼模式。不論何種情況，只要模式選擇閥處于阻尼模式位置(右邊) ，其位置傳感器將信號(hào)反饋回ELAC 1，則控制邏輯會(huì)讓ELAC 2 給原來(lái)處于阻尼模式的作動(dòng)器電磁閥通電，將其轉(zhuǎn)換成主動(dòng)模式，接管對(duì)副翼的控制。因此，只要有計(jì)算機(jī)或者液壓故障，副翼作動(dòng)系統(tǒng)的兩個(gè)作動(dòng)器會(huì)隨即切換模式，作動(dòng)器切換時(shí)其電控計(jì)算機(jī)和液壓源隨即也切換，保證副翼能正常工作。

圖3 副翼作動(dòng)器主動(dòng)模式

圖4 副翼作動(dòng)器阻尼模式

1.2 B777 飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)

B777 飛機(jī)在三余度的飛控計(jì)算機(jī)(PFC) 當(dāng)中采用了非相似余度技術(shù)，它的3 套液壓能源和伺服作動(dòng)系統(tǒng)均是相似余度的。飛控制計(jì)算機(jī)包括3 個(gè)相同的主飛控計(jì)算機(jī)(左PFC、中PFC 和右PFC) ，每個(gè)主飛控計(jì)算機(jī)中有3 個(gè)非相似的計(jì)算機(jī)通道。飛控計(jì)算機(jī)根據(jù)控制律和飛行包線保護(hù)計(jì)算操縱面的控制指令，計(jì)算指令信號(hào)通過(guò)ARINC 629 總線再發(fā)送到4 個(gè)作動(dòng)筒控制電子裝置ACE (L1，L2，C，R) ，ACE 將這些數(shù)字信號(hào)轉(zhuǎn)換為模擬信號(hào)，并將它們發(fā)送到動(dòng)力控制組件 (PCU) ，再由CPU 控制操縱面的偏轉(zhuǎn)。B777 飛機(jī)飛控計(jì)算機(jī)結(jié)構(gòu)如圖5 所示。

圖5 B777 飛機(jī)飛控計(jì)算機(jī)結(jié)構(gòu)

B777 飛機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)的每個(gè)操縱面由不同余度的PCU 來(lái)控制(如圖6 所示) 。

圖6 B777 飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)布局

例如: 每個(gè)擾流片由1 個(gè)PCU 控制，每個(gè)副翼、襟副翼和升降舵由2 個(gè)PCU 控制，方向舵由3 個(gè)PCU 控制。PCU 主要由液壓作動(dòng)筒、電液伺服閥和位置反饋傳感器組成，并與ACE 構(gòu)成閉環(huán)控制系統(tǒng)。在ACE 內(nèi)部有失效監(jiān)控電路，如果監(jiān)測(cè)某個(gè)PCU 發(fā)生故障，ACE 會(huì)切斷供往受影響PCU 電磁閥的電源，將其轉(zhuǎn)換為隨動(dòng)工作狀態(tài)，其他PCU 繼續(xù)工作，直到全部故障。B777 有左、中、右(L，C，R) 3 套液壓系統(tǒng)，同一操縱面的PCU 均由不同的液壓源提供壓力。當(dāng)1 套液壓源故障時(shí)，其他PCU 可以繼續(xù)工作，不會(huì)導(dǎo)致該操縱面失效。

同樣以副翼作動(dòng)系統(tǒng)為例分析其故障切換過(guò)程。副翼系統(tǒng)共有4 個(gè)相同的PCU (如圖6 所示) ，每側(cè)副翼由兩個(gè)PCU 驅(qū)動(dòng)，控制每個(gè)PCU 的ACE 均不同。PCU 的液壓源也不同，內(nèi)側(cè)2 個(gè)PCU 用中液壓，外側(cè)2 個(gè)PCU 用左液壓。每個(gè)PCU 有3 種模式: 正常模式、旁通模式和隔斷/阻尼模式(如圖7所示) 。

圖7 B777 飛機(jī)副翼作動(dòng)器原理圖

當(dāng)?shù)陀谘埠剿俣蕊w行時(shí)，相應(yīng)的ACE 控制副翼PCU 旁通電磁閥和隔斷電磁閥都通電，2 個(gè)閥門(mén)打開(kāi)，液壓力作用在模式選擇閥上，閥芯移至右邊(正常模式位置) ，單向伸展及釋壓閥也在液壓力作用下打開(kāi)。在這種情況下，電液伺服閥在ACE 模擬信號(hào)控制下，利用液壓力驅(qū)動(dòng)作動(dòng)筒伸縮，從而帶動(dòng)副翼偏轉(zhuǎn)。當(dāng)大于等于巡航速度飛行時(shí)，飛控計(jì)算機(jī)通過(guò)ACE 控制副翼鎖定以保持氣動(dòng)外形。ACE 控制所有PCU 的旁通電磁閥通電且隔斷電磁閥斷電，此時(shí)PCU 處于正常模式，飛控計(jì)算機(jī)指令信號(hào)傳到電液伺服閥，控制副翼保持在有利氣動(dòng)外形位置。

當(dāng)PCU 有單一的液壓或電路故障時(shí)，ACE 控制旁通電磁閥斷電且隔斷電磁閥通電，則旁通電磁閥打開(kāi)而隔斷電磁閥關(guān)斷。封閉在旁通單向閥和熱釋壓閥之間的液壓力作用在模式選擇閥上使其移至中間(旁通模式位置) ，同時(shí)液壓力也作用在單向伸展及釋壓閥上使其打開(kāi)。此時(shí)模式選擇閥隔斷從電液伺服閥過(guò)來(lái)的液壓力，作動(dòng)筒兩個(gè)腔室的液壓油經(jīng)單向伸展及釋壓閥和模式選擇閥自由流動(dòng)。在這種狀態(tài)下，相鄰的PCU 控制副翼偏轉(zhuǎn)，且?guī)?dòng)失效的PCU 隨動(dòng)。

當(dāng)PCU 失去電力或者飛機(jī)以大于等于巡航速度飛行時(shí)PCU 出現(xiàn)故障，ACE 控制旁通電磁閥和隔斷電磁閥都斷電，液壓力不能到達(dá)模式選擇閥，閥芯在內(nèi)部彈簧力作用下移至左邊(隔斷/阻尼模式位置) ，同時(shí)單向伸展及釋壓閥關(guān)斷。此時(shí)模式選擇閥隔斷從電液伺服閥過(guò)來(lái)的液壓力，作動(dòng)筒兩個(gè)腔室的液壓油經(jīng)單向伸展及釋壓閥和模式選擇閥節(jié)流孔能單向緩慢流動(dòng)。在這種狀態(tài)下，作動(dòng)筒不能伸出，但在氣動(dòng)力作用下能緩慢縮入。

1.3 A320 與B777 作動(dòng)系統(tǒng)比較

A320 和B777 飛機(jī)飛控系統(tǒng)均采用類(lèi)似的電液伺服作動(dòng)機(jī)構(gòu)，電控和液動(dòng)部分均采用了余度設(shè)計(jì)技術(shù)，對(duì)不同操縱面的電控邏輯和液壓力布局也基本相同。除擾流板外，其他操縱面均有兩個(gè)或以上的作動(dòng)器，不同作動(dòng)器的電控部件和液壓力都獨(dú)立，當(dāng)一個(gè)作動(dòng)器故障時(shí)，靠剩下的作動(dòng)器也能保證操縱面的控制。但具體到某個(gè)作動(dòng)器，兩個(gè)機(jī)型存在一定差異，例如就副翼作動(dòng)器來(lái)說(shuō)，B777 作動(dòng)器的結(jié)構(gòu)和功能比A320 的要復(fù)雜。B777 飛機(jī)能保證某個(gè)副翼所有作動(dòng)器全部失效時(shí)，副翼只能下偏，有利于保持機(jī)翼氣動(dòng)外形。

2 維修性分析

民航運(yùn)輸機(jī)要求高可靠性和易于維修，以盡量降低維修成本和因飛機(jī)停場(chǎng)維修造成的損失。就現(xiàn)代飛機(jī)電傳飛控作動(dòng)系統(tǒng)來(lái)說(shuō)，其故障涉及機(jī)械、液壓、電氣和電子等多方面原因，故障關(guān)系錯(cuò)綜復(fù)雜，一旦出現(xiàn)故障，飛機(jī)的易維修性具有重要意義。下面分別列舉A320 和B777 飛機(jī)各一例作動(dòng)系統(tǒng)故障進(jìn)行分析。

2.1 A320 故障案例

故障現(xiàn)象: 某航空公司A320 飛機(jī)全天多次出現(xiàn)故障信息“SEC1 MON OR WIRING TO L G ELEV SOL VL V 34CE1”，提示飛控計(jì)算SEC 1 監(jiān)控通道或者計(jì)算機(jī)至左綠(左內(nèi)側(cè)) 升降舵作動(dòng)筒(34CE1) 電磁閥之間的線路出現(xiàn)故障。

開(kāi)始排故過(guò)程: 首先根據(jù)手冊(cè)進(jìn)行側(cè)桿控制操縱面的測(cè)試。通過(guò)頭頂板斷開(kāi)ELAC 1、ELAC 2 和SEC2三臺(tái)計(jì)算機(jī)，保留SEC 1 工作，再完成2 個(gè)測(cè)試:(1) 增壓3 套液壓系統(tǒng)，此時(shí)側(cè)桿無(wú)法操縱升降舵;(2) 只增壓藍(lán)液壓系統(tǒng)，此時(shí)側(cè)桿能操縱升降舵。然后，根據(jù)排故程序進(jìn)行量線，拆卸SEC1 計(jì)算機(jī)后，測(cè)量34CE1 作動(dòng)筒上電磁閥(SOL VLV2) 電阻約為600 Ω (程序要求40 ～100 Ω) ，超出標(biāo)準(zhǔn)，更換此電磁閥。系統(tǒng)測(cè)試檢查正常，排故完畢。

排故總結(jié)。與副翼作動(dòng)系統(tǒng)相比，A320 飛機(jī)升降舵作動(dòng)系統(tǒng)余度更高，如圖2 所示，每個(gè)作動(dòng)筒可以由2 臺(tái)計(jì)算機(jī)控制。作動(dòng)筒結(jié)構(gòu)也更復(fù)雜，電控部件主要包括: 2 個(gè)電磁閥(1 個(gè)由ELAC 控制，1 個(gè)由SEC 控制) 、1 個(gè)伺服閥和2 個(gè)位置傳感器。由排故結(jié)果可知，此案例是SEC 控制的左綠電磁閥故障。當(dāng)進(jìn)行第1 個(gè)測(cè)試時(shí)，SEC 1 會(huì)給對(duì)應(yīng)的左藍(lán)電磁閥斷電使其處于主動(dòng)模式，同時(shí)給左綠電磁閥通電使其處于阻尼模式，但由于該電磁閥故障不能通電，也處于主動(dòng)模式。這時(shí)左升降舵兩個(gè)作動(dòng)筒都處于主動(dòng)模式，與飛控計(jì)算機(jī)控制邏輯不符，所以無(wú)法操縱升降舵。當(dāng)進(jìn)行第2 個(gè)測(cè)試時(shí)，由于只增壓藍(lán)系統(tǒng)，此時(shí)左綠作動(dòng)筒沒(méi)有液壓自動(dòng)處于阻尼模式，不會(huì)觸發(fā)故障，所以能正常操縱升降舵。

2.2 B777 故障案例

故障現(xiàn)象: 一架波音B777 飛機(jī)在執(zhí)行作動(dòng)器控制電子組件(ACE) 監(jiān)控測(cè)試時(shí)，發(fā)現(xiàn)有信息代碼為27-130007 的故障。根據(jù)故障隔離手冊(cè)描述，該故障代碼表示ACE-R 故障，ACE-R 控制的操縱面如圖6 所示。

開(kāi)始排故過(guò)程: 首先更換ACE，不能消除該故障信息，再檢查與ACE 相連的ARINC629 總線，也未找到故障原因。下一步檢查該ACE 控制的各操縱面的動(dòng)作和指示情況。比較12 號(hào)和對(duì)稱(chēng)的3 號(hào)擾流板，沒(méi)有發(fā)現(xiàn)兩者動(dòng)作情況有明顯差別，但12 號(hào)擾流板位置指示有較大誤差。查詢(xún)飛行記錄本時(shí)發(fā)現(xiàn)，大約兩個(gè)月前機(jī)組曾經(jīng)報(bào)告過(guò)12 號(hào)擾流板故障，可是在排故檢查工作中該故障消失，系統(tǒng)工作正常; 通過(guò)對(duì)飛行數(shù)據(jù)記錄器譯碼也發(fā)現(xiàn)，在更早的時(shí)間也出現(xiàn)過(guò)12 號(hào)擾流板PCU 故障。最后檢查12 號(hào)擾流板PCU 的電氣插頭時(shí)，發(fā)現(xiàn)存在液壓油污染問(wèn)題。將插頭清潔干凈后，接通該系統(tǒng)，故障信息27-130007消失，系統(tǒng)工作和指示恢復(fù)正常。

排故總結(jié): 此次B777 飛機(jī)擾流板PCU 故障是因PCU 組件液壓油污染，再加上PCU 周?chē)h(huán)境濕度太大而引起的。由于PCU 內(nèi)部位置傳感器的勵(lì)磁線圈采用7 V/1 800 Hz 的低壓高頻交流電，比較容易產(chǎn)生高頻漏電現(xiàn)象，在線圈受到污染和潮濕的環(huán)境下，高頻漏電現(xiàn)象將更加嚴(yán)重。在這種情況下，勵(lì)磁線圈的磁場(chǎng)強(qiáng)度會(huì)受到影響，使PCU 反饋給AEC 的擾流板位置信號(hào)出現(xiàn)誤差。AEC 內(nèi)部的監(jiān)控電路把PCU 反饋回來(lái)的位置信號(hào)與發(fā)出的控制信號(hào)進(jìn)行比較，如果發(fā)現(xiàn)偏差超限，就會(huì)判斷為系統(tǒng)故障，當(dāng)執(zhí)行AEC監(jiān)控測(cè)試時(shí)就會(huì)觸發(fā)故障信息，如27-130007。

3 結(jié)論

現(xiàn)代民用飛機(jī)廣泛采用電傳飛行控制系統(tǒng)，計(jì)算機(jī)完成大量的飛行參數(shù)和控制規(guī)律的計(jì)算。飛控及其作動(dòng)系統(tǒng)采用多余度設(shè)計(jì)，具有高可靠性，單一故障并不會(huì)影響飛機(jī)的控制; 系統(tǒng)各通道相互監(jiān)控，監(jiān)測(cè)到故障能進(jìn)行隔離和顯示，機(jī)務(wù)人員根據(jù)機(jī)載維護(hù)系統(tǒng)的故障信息就可以進(jìn)行簡(jiǎn)單有效的維修工作。

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