民用飛機(jī)主飛控作動(dòng)系統(tǒng)同一舵面不同工作模式架構(gòu)設(shè)計(jì)研究

王小英+呂延平

【摘 要】主飛控作動(dòng)系統(tǒng)在現(xiàn)有民用飛機(jī)上采用了不同工作模式，本文作者結(jié)合自身從事國(guó)內(nèi)民機(jī)研發(fā)經(jīng)歷的從需求提出、初步設(shè)計(jì)及仿真分析確認(rèn)的過(guò)程，比較了不同工作模式對(duì)主飛控作動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)和飛機(jī)的主要影響。

【關(guān)鍵詞】作動(dòng)系統(tǒng)；主-主模式；主-備模式

0 引言

民用飛機(jī)主飛行控制舵面一般指控制飛機(jī)俯仰、橫滾和偏航的升降舵、副翼和方向舵舵面。根據(jù)安全性要求，同一主飛行控制舵面上一般采用2至3套獨(dú)立的對(duì)應(yīng)不同能源系統(tǒng)的作動(dòng)系統(tǒng)控制舵回路。目前空客系列飛機(jī)[1]，同一舵面上作動(dòng)器控制舵回路主要采用了主-備（Active-Damp）模式，即一個(gè)作動(dòng)器處于主動(dòng)工作狀態(tài)，另一個(gè)作動(dòng)器處于阻尼狀態(tài)；而波音系列飛機(jī)[2]主要采用了主-主（Active-Active）模式。本文結(jié)合主飛控作動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)過(guò)程和仿真，分析不同工作模式對(duì)舵回路產(chǎn)品設(shè)計(jì)和系統(tǒng)要求的影響。

1 主飛控作動(dòng)系統(tǒng)典型架構(gòu)

民用飛機(jī)主飛行控制作動(dòng)系統(tǒng)（以下簡(jiǎn)稱主飛控作動(dòng)系統(tǒng)）控制的單個(gè)舵回路一般由控制器、作動(dòng)器和控制對(duì)象（飛機(jī)舵面）組成?？刂破髫?fù)責(zé)接收來(lái)自主飛控系統(tǒng)輸入控制指令和作動(dòng)器位置傳感器的反饋信號(hào)，形成誤差指令信號(hào)并對(duì)其進(jìn)行校正和放大以控制作動(dòng)器實(shí)現(xiàn)對(duì)舵面的位置閉環(huán)控制，作動(dòng)器作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)接收控制指令驅(qū)動(dòng)舵面。圖1為某型號(hào)飛機(jī)使用的典型的點(diǎn)對(duì)點(diǎn)式電液伺服作動(dòng)器液壓原理圖。

當(dāng)電磁閥通電時(shí)，高壓油驅(qū)動(dòng)模態(tài)選擇閥閥芯動(dòng)作使其工作在左側(cè)位置，電液伺服閥兩個(gè)控制口經(jīng)模態(tài)選擇閥與作動(dòng)筒兩腔溝通，控制活塞桿運(yùn)動(dòng)，此時(shí)為主動(dòng)模式；當(dāng)作動(dòng)器進(jìn)油口失壓或電磁閥斷電時(shí)，模態(tài)選擇閥閥芯在彈簧作用下工作在右側(cè)位置，電液伺服閥與作動(dòng)筒油路被切斷，作動(dòng)器兩腔經(jīng)模態(tài)選擇閥和（變）阻尼閥構(gòu)成阻尼回路，此時(shí)為阻尼模式。補(bǔ)償器對(duì)阻尼回路進(jìn)行補(bǔ)油，確?；芈酚凶銐虻囊簤河蛠?lái)完成阻尼功能。對(duì)于有三個(gè)作動(dòng)器控制的舵面，以某型號(hào)方向舵為例，考慮三套能源系統(tǒng)同時(shí)失效的概率小于1*10-9，作動(dòng)器不再配置補(bǔ)償器，（變）阻尼閥改為地面突風(fēng)保護(hù)用的節(jié)流孔[3]。

圖1 某型號(hào)飛機(jī)使用的典型的點(diǎn)對(duì)點(diǎn)式作動(dòng)器液壓原理圖

2 主飛控作動(dòng)系統(tǒng)關(guān)鍵設(shè)計(jì)及需求分析

主飛控作動(dòng)系統(tǒng)主要實(shí)現(xiàn)舵面驅(qū)動(dòng)控制和顫振抑制功能。驅(qū)動(dòng)控制要求一般根據(jù)操穩(wěn)特性提出，結(jié)合主飛控作動(dòng)系統(tǒng)同一舵面不同工作狀態(tài)可以對(duì)應(yīng)不同的飛機(jī)操縱品質(zhì)要求；而顫振抑制作為影響飛機(jī)安全的關(guān)鍵要求，則須考慮舵回路（作動(dòng)器安裝支架、作動(dòng)器和舵面）最壞狀態(tài)，即只有一個(gè)作動(dòng)器處于主動(dòng)狀態(tài)或只有一個(gè)作動(dòng)器連接舵面并處于阻尼狀態(tài)下時(shí)仍需滿足顫振抑制要求。在很多情況下，影響作動(dòng)器設(shè)計(jì)的關(guān)鍵因素往往是剛度，因此下文對(duì)剛度進(jìn)行簡(jiǎn)要分析。

在工程設(shè)計(jì)初期，針對(duì)作動(dòng)器主動(dòng)工作狀態(tài)的顫振抑制要求往往先對(duì)舵面的自然旋轉(zhuǎn)頻率？棕0提出要求，初步確定作動(dòng)器的設(shè)計(jì)后再根據(jù)作動(dòng)器各設(shè)計(jì)參數(shù)建立的高保真模型檢查確認(rèn)是否滿足動(dòng)剛度需求。

3 同一舵面不同工作模式操縱性能仿真分析

根據(jù)以上需求完成主飛控作動(dòng)系統(tǒng)的主動(dòng)工作和阻尼狀態(tài)回路的關(guān)鍵元器件的參數(shù)設(shè)計(jì)和選擇確認(rèn)后，利用Matlab/Simulink建立作動(dòng)器數(shù)學(xué)仿真模型、作動(dòng)器結(jié)構(gòu)支架模型和飛機(jī)舵面模型，進(jìn)而建立整個(gè)作動(dòng)系統(tǒng)的仿真模型用于對(duì)系統(tǒng)性能進(jìn)行分析。作動(dòng)系統(tǒng)仿真模型可用于分析作動(dòng)系統(tǒng)的有載偏轉(zhuǎn)速率、閉環(huán)動(dòng)態(tài)特性、靜剛度和動(dòng)剛度等主要性能參數(shù)，結(jié)合以上分析，工作模式主要影響操穩(wěn)特性，本文僅介紹有載偏轉(zhuǎn)速率和閉環(huán)動(dòng)態(tài)特性計(jì)算結(jié)果。圖3所示為整個(gè)作動(dòng)系統(tǒng)仿真模型中的部分作動(dòng)器模型示意圖（伺服閥、作動(dòng)筒等）。

通過(guò)設(shè)置同一舵回路的兩個(gè)作動(dòng)器不同工作模式，利用仿真模型計(jì)算作動(dòng)系統(tǒng)有載偏轉(zhuǎn)速率和閉環(huán)動(dòng)態(tài)特性等主要性能，如圖4圖5所示。

民用飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)對(duì)頻率的要求一般低于15Hz，但在高頻率段，可能出現(xiàn)圖6所示的“尖峰”，此時(shí)需要根據(jù)各實(shí)際情況綜合調(diào)整作動(dòng)系統(tǒng)控制回路上增益以抑制“尖峰”。需要注意的是：控制器參數(shù)的調(diào)整是一個(gè)綜合權(quán)衡的過(guò)程，如果過(guò)于抑制圖6中的尖峰，會(huì)使控制單元中陷波器過(guò)多，進(jìn)而影響系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能。控制單元同樣可以影響作動(dòng)系統(tǒng)動(dòng)剛度，在單純調(diào)整控制參數(shù)的情況下，使動(dòng)剛度變大系統(tǒng)穩(wěn)定裕度會(huì)降低，反之亦然。因此，需要在詳細(xì)分析作動(dòng)系統(tǒng)性能基礎(chǔ)上建立盡可能詳細(xì)的數(shù)學(xué)仿真模型，通過(guò)大量的仿真計(jì)算，權(quán)衡各項(xiàng)控制參數(shù)和系統(tǒng)性能。

4 結(jié)論及展望

通過(guò)以上主飛控作動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)過(guò)程和仿真分析可知，同一舵面的多通道主飛控作動(dòng)系統(tǒng)采用不同工作模式時(shí)操縱品質(zhì)略有差異，一般都能滿足民用飛機(jī)操縱的穩(wěn)定性和快速響應(yīng)特性要求。作動(dòng)器活塞有效面積影響著主飛控作動(dòng)系統(tǒng)整個(gè)舵回路上所有元器件的設(shè)計(jì)，當(dāng)操縱鉸鏈力矩作為活塞面積的決定因素時(shí)，采取主-主工作模式同時(shí)考慮一個(gè)作動(dòng)器故障進(jìn)入阻尼模式時(shí)降低操縱鉸鏈力矩要求，可以有效減小作動(dòng)器活塞面積，從而對(duì)主飛控作動(dòng)系統(tǒng)和相應(yīng)舵面結(jié)構(gòu)減重帶來(lái)很大益處。由于制造安裝誤差、傳感器精度等影響，主-主工作模式的多個(gè)作動(dòng)系統(tǒng)舵回路之間不能完全同步，從而產(chǎn)生多回路之間的力紛爭(zhēng)引起結(jié)構(gòu)局部疲勞，因此，主飛控系統(tǒng)需采取力紛爭(zhēng)減緩算法及增加力紛爭(zhēng)監(jiān)控器以保護(hù)結(jié)構(gòu)。

隨著飛機(jī)超臨界機(jī)翼的使用，主飛控作動(dòng)系統(tǒng)可安裝布置的空間變小，及系統(tǒng)復(fù)雜度和可實(shí)現(xiàn)能力的提高，同一舵面的主飛控作動(dòng)系統(tǒng)對(duì)應(yīng)飛機(jī)不同飛行工況時(shí)分別采用主-主和主-備工作模式將可能成為后續(xù)更多飛機(jī)的選擇。

【參考文獻(xiàn)】

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[5]郭軍，吳亞峰，儲(chǔ)妮晟. AMESim仿真技術(shù)在飛機(jī)液壓系統(tǒng)中的應(yīng)用[J].計(jì)算機(jī)輔助工程，2006，1（15）：42-45.

[責(zé)任編輯：湯靜]