民用飛機(jī)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(jī)有限責(zé)任公司 工程技術(shù)中心， 西安 710089)(2.航空工業(yè)慶安集團(tuán)有限公司 航空設(shè)備研究所， 西安 710077)

0 引 言

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

襟翼系統(tǒng)由5個部分組成：監(jiān)測系統(tǒng)、動力驅(qū)動系統(tǒng)、動力傳輸系統(tǒng)、扭矩增益系統(tǒng)、故障保護(hù)系統(tǒng)。監(jiān)測系統(tǒng)用于控制和監(jiān)測系統(tǒng)工作狀態(tài)，實現(xiàn)系統(tǒng)閉環(huán)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(dá)控制模塊(FMCM)、襟翼動力驅(qū)動裝置(FPDU)中的轉(zhuǎn)速測量傳感器組成；動力驅(qū)動系統(tǒng)提供襟翼運動動力源，包含襟翼動力驅(qū)動裝置(FPDU)；動力傳輸系統(tǒng)由扭力管組件、支撐軸承、角齒輪箱；扭矩增益系統(tǒng)實現(xiàn)大的輸出扭矩，主要由齒輪箱組成；故障保護(hù)系統(tǒng)用于當(dāng)系統(tǒng)出現(xiàn)故障時保護(hù)系統(tǒng)的完好性，包括翼尖剎車裝置、力矩限制器和馬達(dá)離合器。其中FECU是襟翼系統(tǒng)的核心。

以往的襟翼系統(tǒng)研究主要為襟翼運動機(jī)構(gòu)的形式及強(qiáng)度分析[4-5]、系統(tǒng)余度管理[6]、計算機(jī)容錯技術(shù)研究[7]、襟翼自動保護(hù)控制律設(shè)計[8]等，未針對民用飛機(jī)的研制應(yīng)遵循的SAE ARP4754A標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行研究，民用飛機(jī)研制應(yīng)采用“雙V”研發(fā)流程，從需求的角度出發(fā)進(jìn)行自上而下的需求捕獲、需求確認(rèn)、需求驗證、構(gòu)型管理、過程保證等活動。需求在系統(tǒng)的開發(fā)中至關(guān)重要,正確、完整的需求可以減少系統(tǒng)開發(fā)的迭代次數(shù),減少系統(tǒng)的開發(fā)成本超支和進(jìn)度延期[9]。

本文針對襟翼系統(tǒng)的頂層需求，從需求捕獲和系統(tǒng)設(shè)計的角度分析研究控制襟翼運動的FECU，并對其進(jìn)行仿真驗證。

1 系統(tǒng)級需求

1.1 功能需求

襟翼電子控制裝置應(yīng)具有以下功能需求：

(1) 控制襟翼收/放[10]；

(2) 襟翼系統(tǒng)監(jiān)控(通過PBIT和CBIT監(jiān)控系統(tǒng))；

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

(4) 向航電發(fā)送襟翼系統(tǒng)狀態(tài)及襟翼位置信息；

(5) 支持中央維護(hù)系統(tǒng)(CMS)進(jìn)行機(jī)上維護(hù)。

1.2 性能需求

(1) 控制需求

當(dāng)使用FCL控制時，襟翼系統(tǒng)采用分檔控制，應(yīng)能放下或收起襟翼至四個位置：0°、17°、23°和35°。

當(dāng)飛機(jī)在巡航構(gòu)型時襟翼位置精度為0°～0.5°，其他構(gòu)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(tài)下，襟翼完全收放時間為(19±1) s。

(3) 工作模式

襟翼系統(tǒng)工作模式應(yīng)包含正常工作模式、半速工作模式、故障模式和維護(hù)模式。

1.3 電氣接口需求

數(shù)字電氣接口：系統(tǒng)內(nèi)部和外部串行通信總線應(yīng)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(jìn)制數(shù)字信號。導(dǎo)線集包含所有必需的傳送離散信號的導(dǎo)線。

電氣系統(tǒng)接口：電源系統(tǒng)應(yīng)提供系統(tǒng)所有用電設(shè)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(tǒng)接口：襟翼系統(tǒng)應(yīng)向航電系統(tǒng)的DMC發(fā)送確認(rèn)的襟翼位置指令、襟翼位置、系統(tǒng)狀態(tài)、系統(tǒng)故障等信息，同時接收校準(zhǔn)空速、輪載等信息。

中央維護(hù)系統(tǒng)接口：FECU應(yīng)能通過BIT檢測系統(tǒng)設(shè)備內(nèi)部故障、存儲故障并上報中央維護(hù)系統(tǒng)，應(yīng)能通過中央維護(hù)系統(tǒng)實現(xiàn)電氣調(diào)零。

主飛控系統(tǒng)接口：FECU應(yīng)向主飛控系統(tǒng)發(fā)送襟翼位置狀態(tài)離散信號。

起落架控制系統(tǒng)接口：FECU應(yīng)能接收起落架收放控制系統(tǒng)提供的硬線輪載信息。

1.4 其他需求

襟翼系統(tǒng)應(yīng)符合CCAR-25的適航條款需求、DO-160G的環(huán)境需求、RTCA DO-178C機(jī)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(tǒng)架構(gòu)

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

圖1 襟翼系統(tǒng)架構(gòu)

襟翼系統(tǒng)的工作原理：飛行員通過FCL或襟翼超控開關(guān)(FOS)發(fā)出襟翼的目標(biāo)位置指令，襟翼電子控制裝置(FECU)將收到的手柄電氣信號轉(zhuǎn)換為FECU的目標(biāo)指令位置；同時FECU結(jié)合航電系統(tǒng)發(fā)送給襟翼系統(tǒng)的空速、輪載、維護(hù)請求指令等交聯(lián)信號以及系統(tǒng)內(nèi)部的當(dāng)前FPSU的信號，綜合判斷后將指令發(fā)送給FMCM，F(xiàn)MCM經(jīng)解算后發(fā)送馬達(dá)控制指令給FPDU中的馬達(dá)；兩個馬達(dá)通過齒輪組構(gòu)成的行星減速器實現(xiàn)大扭矩、低轉(zhuǎn)速的輸出扭矩，再通過由扭力管和萬向節(jié)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(zhuǎn)運動轉(zhuǎn)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(xiàn)襟翼的收起、下放運動。當(dāng)襟翼運動到指令位置或出現(xiàn)失效時，系統(tǒng)通過斷電剎車裝置(POB)和翼尖剎車裝置(WTB)將襟翼把持在當(dāng)前位置。

襟翼控制計算機(jī)機(jī)箱內(nèi)包含命令通道和監(jiān)控通道兩個功能通道．襟縫翼控制計算機(jī)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(shù)據(jù)鏈路(CCDL)實現(xiàn)數(shù)據(jù)共享[7]。襟翼系統(tǒng)以襟翼構(gòu)型控制為主，不需要依據(jù)飛行條件和飛機(jī)狀態(tài)進(jìn)行調(diào)參，控制相對簡單，但系統(tǒng)的狀態(tài)繁多，邏輯控制和轉(zhuǎn)換異常復(fù)雜[2]。襟翼系統(tǒng)需采用雙通道架構(gòu)。在正常模式下，雙通道驅(qū)動襟翼；當(dāng)出現(xiàn)任一通道失效，系統(tǒng)進(jìn)入降級工作模式，單通道驅(qū)動襟翼，收放速度減半；當(dāng)系統(tǒng)的雙通道都喪失驅(qū)動襟翼的能力，系統(tǒng)將處于無法工作模式。

3 襟翼運動控制邏輯

3.1 模塊設(shè)計

為符合“控制襟翼收/放”和“襟翼系統(tǒng)監(jiān)控(通過PBIT和CBIT監(jiān)控系統(tǒng))”需求，F(xiàn)ECU應(yīng)設(shè)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(jiān)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(jiān)控通道對交聯(lián)設(shè)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(fā)功能及上報系統(tǒng)狀態(tài)，即根據(jù)FCL、FOS和FPSU數(shù)據(jù)通過向FMCM和WTB發(fā)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(rèn)的故障并建立傳輸?shù)紺MS的故障報告，控制維護(hù)BIT的執(zhí)行。監(jiān)控通道模塊需完成系統(tǒng)監(jiān)控功能，即對系統(tǒng)進(jìn)行監(jiān)控并對故障進(jìn)行制裁(重置或激活POB和WTB)，監(jiān)控FECU和襟翼系統(tǒng)的狀態(tài)，提供給I/O模塊以進(jìn)行綜合，并上報給機(jī)組人員以警示。

從安全性的角度考慮，應(yīng)避免共模故障導(dǎo)致系統(tǒng)失效，因此需采用非相似設(shè)計，一般控制通道模塊采用軟件(CPU)實現(xiàn)，監(jiān)控通道采用硬件(FPGA或PLD等)實現(xiàn)。二者控制算法相同，物理實現(xiàn)方式不同。本文對控制通道模塊(COM CPU)進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計以符合上述相關(guān)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(jìn)行信號處理、控制律解算、系統(tǒng)狀態(tài)監(jiān)控、系統(tǒng)保護(hù)、系統(tǒng)管理等子功能的劃分，現(xiàn)將COM CPU分為以下5個功能模塊：

(1) 上電自檢測及持續(xù)BIT子模塊

該模塊將I/O模塊傳遞的的數(shù)字信號進(jìn)行檢測并持續(xù)性監(jiān)控，判斷FCL、FOS、FPSU、WTB、FMCM及FPDU的健康狀態(tài)；Simulink模型中對輸入信號的有效性進(jìn)行綜合判斷，得出交聯(lián)設(shè)備的健康狀態(tài)。

(2) FECU模式管理子模塊

為了使系統(tǒng)能夠更好、更安全、可靠地運行，基于Matlab/Simulink設(shè)計了各個工作模式之間的轉(zhuǎn)換條件，實現(xiàn)了工作模式的管理，F(xiàn)ECU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(hù)模式[11]，模式之間的轉(zhuǎn)換條件如圖2所示。本文用Simulink的Stateflow模塊進(jìn)行FECU的模式轉(zhuǎn)換的仿真，依據(jù)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(zhuǎn)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(jīng)I/O模塊處理后傳送到COM CPU為數(shù)字信號，該模塊根據(jù)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(tài)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(tǒng)的核心。當(dāng)各個部件均正常工作，該模塊先根據(jù)系統(tǒng)可接受的檔位和FECU的工作模式計算出系統(tǒng)需求的襟翼指令位置，且依據(jù)FPSU旋轉(zhuǎn)變壓器的電壓與襟翼角度的對應(yīng)比例解算出當(dāng)前的襟翼位置，對指令位置和當(dāng)前襟翼位置的差值進(jìn)行閉環(huán)控制，位置的閉環(huán)控制通過控制FPDU的電機(jī)轉(zhuǎn)速實現(xiàn)。

系統(tǒng)正常剎車時，電機(jī)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(jī)速度控制律如圖3所示。

圖3 FPDU電機(jī)速度控制律

控制律參數(shù)的設(shè)計依賴于整個作動系統(tǒng)的設(shè)計，某民用飛機(jī)的襟翼運動形式為鉸鏈?zhǔn)?，即襟翼通過與其相連的搖臂繞轉(zhuǎn)軸上的鉸鏈點作圓弧運動[4]，依據(jù)性能要求——襟翼最大運動角度35°及對應(yīng)FBSA的運動行程，結(jié)合FBSA的減速比，可得整個驅(qū)動線系的轉(zhuǎn)動全行程轉(zhuǎn)數(shù)：

=120.915 rev

當(dāng)19 s作動時，假設(shè)系統(tǒng)勻加速時間和勻減速時間為2 s，傳動軸的轉(zhuǎn)速：

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

FPDU的控制律設(shè)計邊界如下：

①FPDU的兩個電機(jī)分別由兩個FECU進(jìn)行控制，傳動軸到單個電機(jī)經(jīng)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(yōu)工作區(qū)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(dá)速度控制律設(shè)計需要根據(jù)假設(shè)的速度變化起始位置容差選擇最優(yōu)的方案，選擇時根據(jù)最小額定速度的運轉(zhuǎn)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(jù)主減速階段與加速階段的加速度絕對值相等，參數(shù)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(zhuǎn)換邏輯，具體轉(zhuǎn)換條件如圖4所示，F(xiàn)PDU的馬達(dá)速率控制律框圖如圖5所示。

圖4 FPDU電機(jī)速度轉(zhuǎn)換條件

圖5 馬達(dá)速率控制框圖

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

當(dāng)系統(tǒng)發(fā)生故障，滿足系統(tǒng)保護(hù)的條件，F(xiàn)ECU應(yīng)發(fā)送緊急制動命令以觸發(fā)POB和WTB，進(jìn)而停止襟翼運動或保持襟翼在當(dāng)前位置，目的是在系統(tǒng)發(fā)生故障時保護(hù)系統(tǒng)。保護(hù)條件為：

(a) 觸發(fā)襟翼控制能力保護(hù)的情況

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

②喪失兩個驅(qū)動通道。

③喪失襟翼位置指令(FCL和FOS均失效，即：FCL出現(xiàn)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(xiàn)機(jī)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(fā)襟翼超速保護(hù)的情況

當(dāng)空速超出載荷極限時，限制襟翼偏轉(zhuǎn)或使襟翼向小偏度收回，以防止襟翼結(jié)構(gòu)的損壞。FECU實現(xiàn)襟翼手柄的操縱指令和飛機(jī)飛行速度的比較，當(dāng)飛行速度高于載荷門限時間[12]，則滿足襟翼超速的條件，F(xiàn)ECU向航電發(fā)出CAS告警信息，提示飛行員應(yīng)給飛機(jī)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(dāng)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(fā)襟翼不對稱保護(hù)的情況

如果所有FPSU的健康狀態(tài)均正常，兩側(cè)FPSU信號差值超過襟翼最大不對稱閾值或任一側(cè)FPSU信號的變化率超過閾值[13]，F(xiàn)ECU發(fā)送指令停止動力驅(qū)動裝置運動, 并發(fā)送信號POB 和WTB，將機(jī)翼鎖定到當(dāng)前位置；并向航電發(fā)出FLAP FAIL的告警信息[3]。

此外，F(xiàn)ECU需將用于顯示襟翼系統(tǒng)狀態(tài)、指令及位置的信號、進(jìn)行MBIT的信號傳送航電系統(tǒng)，信號處理的邏輯駐留在FECU中。

3.3 Simulink仿真結(jié)果

在Simulink仿真模型中，用GUI建立了良好的襟翼系統(tǒng)操作界面(如圖6所示)，建立了S函數(shù)，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(jié)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(jìn)近放下階段正常收放17°～23°進(jìn)近放下階段正常收放23°～35°著陸放下階段正常收放35°～23°復(fù)飛收起階段復(fù)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(fù)飛

圖8 半速下放襟翼

圖9 地面收放襟翼

圖10 S函數(shù)實時仿真過程中

從圖7～圖10可以看出：模型實現(xiàn)了飛行員操縱FCL的界面，能在要求的時間內(nèi)收放襟翼到指令位置，以及實時仿真襟翼運動的過程。另外，F(xiàn)ECU的指令控制回路會出現(xiàn)超調(diào)，穩(wěn)態(tài)誤差為0，實現(xiàn)了襟翼收放控制。出現(xiàn)超調(diào)是由于未加載電機(jī)及機(jī)械傳動部件，后續(xù)將研究電機(jī)的速度及電流的閉環(huán)控制問題。

4 結(jié) 論

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

(2) 本文所設(shè)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(shè)計合理，馬達(dá)的加速、勻速、減速階段的控制律設(shè)計參數(shù)合理。