民用飞机电传操纵系统设计浅析
民用飞机电传操纵系统设计浅析
摘要:电传操纵系统是从上世纪80年代开始在民用飞机上逐步推广使用的飞行操纵系统,它取代了以钢索传动为特征的机械操纵系统,重量更轻,安全性更高。阐述了电传操纵系统的优缺点,并对飞行操纵系统设计的关键问题进行分析,给出了电传操纵系统的控制律设计和余度设计的基本要求。希望为民用飞机电传操纵系统的设计和研发提供参考与借鉴。
关键词:民用飞机 电传操纵系统
飞机操纵系统是驾驶员用来操纵飞机上各操纵面实现飞机姿态、航迹控制的系统。早期,飞机的主操纵系统只是简单的机械操纵系统。驾驶员移动驾驶杆或脚蹬,通过由连杆、摇臂、滑轮和钢索等组成的机械传动机构操纵舵面。随着飞机尺寸和重量的增加,飞行速度的提高,使得飞机舵面上产生了较大的铰链力矩,驾驶员难以用简单的机械操纵系统操纵飞机。为了克服舵面铰链力矩,20世纪40年代末开始出现了液压助力器,实现了飞机的助力操纵[1]。
然而,到了20世纪60年代,飞机性能要求越来越高,以机械操纵为主体的控制增稳系统已无法满足要求,并且由于机械系统中存在着摩擦、间隙和弹性变形,精微操纵信号传递问题始终难以解决。飞机设计者们便提出了一种全新的设计方案——电传操纵系统。
1 电传操纵系统简介 电传操纵系统是取代机械操纵系统的电飞行控制系统。它实质上是一种全权限的控制增稳系统。电传操纵系统是将驾驶员发出的操纵指令转换成电信号,并与飞机运动传感器反馈回来的信号综合,经过计算机处理,把计算结果通过电缆传输到自主式舵机的一种飞行控制系统[2]。电传操纵系统是完全取代机械操纵系统对飞机实施全时间、全权限操纵的控制增稳系统。
电传操纵系统主要由指令装置、传感器、飞控计算机和作动器等组成,并且一般电传操纵系统都采用余度备份系统,即为完成规定功能而设置的重复架构、备件等[3]。
2 电传操纵系统的优缺点
2.1 电传操纵系统主要的优点
(1)实现“无忧虑操纵”。通过迎角控制和侧滑角抑制可以实现失速和分离的自动保护。通过自动限制法向加速度和滚转角速度可以避免机体应力过大。
(2)易于改善飞机的飞行品质,实现整个飞行包线内操纵品质的优化。在飞行包线内飞机飞行速度和高度变化范围很大,为了使飞机在不同高度、不同速度下飞行性能都能达到最佳的需要,电传操纵系统可以很容易实现控制律参数按M数、高度及速压变化自动调节。
(3)减轻飞机重量,推重比增大,飞机的飞行速度和高度范围扩大,相应的使用包线扩大。
(4)操纵中没有因摩擦引起的滞后,可减少维修量,而且还可以通过放宽静稳定性、阵风减载、机动载荷控制、机翼和机身结构振型的阻尼及颤振抑制等主动控制技术提高飞机的性能。
(5)更容易对系统所采用的前馈、反馈及补偿滤波特性进行修改和调整,以满足宽范围的飞行任务和飞行品质的要求,即实现多任务、多模态的可调整的控制功能。
2.2 电传操纵系统主要的缺点
(1)电传操纵系统是一种高性能、高增益系统,因而由于种种原因容易产生飞行员诱发振荡。
(2)设计成本较高,软件系统复杂,维护难度大。
(3)电传操纵系统包括的电子设备多,系统易受雷击、电磁脉冲的干扰。
3 电传操纵系统的几个关键问题
电传操纵系统直接影响到飞行任务的完成和飞行安全,在电传操纵系统设计时,有许多问题需要特别的重视,主要有:
(1)进场着陆控制律的设计。进场着陆控制律对于保证飞机安全着陆是极其关键的。影响进场着陆的因素很多,例如时间延迟、杆力与杆位移特性、短周期阻尼比、闭环频率响应特性和轨迹响应特性等。通过对控制律的精心设计,可以有效地改善进场着陆的飞行品质,从而可确保进场着陆的飞行安全。
(2)气动特性的准确性。飞控系统是根据飞机的气动特性设计的,所以它直接影响到飞机的飞行品质与安全。例如操纵面效率就正比于系统的稳定裕度,如果由于风洞实验或静弹性误差而使稳定裕度接近于零,则飞机将出现灾难性事故。
(3)时间延迟。这是电传操纵系统所带来的唯一缺陷。对于传统飞机,如果忽略操纵杆系的惯性、间隙以及弹性,也不计助力器的动态特性,则可以认为从驾驶杆至舵面是刚性连接,所以它的操纵时延很小。对于电传操纵系统,从驾驶杆至舵面,中间有许多一阶或二阶环节,最终形成一个高阶系统并引起较大的时间延迟。这是驾驶员诱发振荡的一个重要因素之一,在设计中必须精心考虑每一环节,以减小时延。
(4)起动—伺服—弹性稳定性。这是一种新形式的颤振。由于飞机结构在非定常气动载荷作用下形成的结构振动,经传感器传递进入飞控系统,放大后使舵面跟随振动,可能加剧结构振动,最终导致此闭合回路的不稳定。
(5)传感器精度。飞控系统要使用各种传感器,如迎角、速率陀螺、过载、大气数据和驾驶员指令等传感器。它们或作为指令信号与反馈信号参与控制律计算,或作为控制增益的调整与控制模态开关信号,因此必须要有很高的测量精度才能达到满意的控制特性,并确保飞行安全。
(6)余度及故障检测、监控设计。飞控系统是由计算机、传感器、伺服作动器与驾驶员控制装置等主要部件所组成。为了达到规定的可靠性要求,通常都设计成四余度或三余度。各通道信号必须经过表决并取相同值送入控制律进行计算,还要不断地对各通道进行监控、报警、故障隔离与故障重构。此外,为了不使飞机带故障起飞,在起飞前要能对飞控系统进行自检测。所有这些都涉及到许多复杂的逻辑运算、判断和正确设置监控门限等问题,任何小的逻辑错误就可能导致灾难性事故。
(7)软件可靠性。要有一套严格的软件研制流程和管理方法,完成后还要进行严格的测试与验证,以确保该软件可靠。否则,后果是严重的。
(8)四防设计。四防即为防电源中断、防丢失液压源、防雷电和防电磁干扰。电源系统和液压系统应采用余度配置。雷电引起的峰值电流会在多重电的系统线路间产生很高的感应电压,因此防雷电和防电磁干扰是必须考虑的重要问题。
4 电传操纵系统控制律设计 控制律设计是确定飞机操纵面的规律运动,即确定在不同的飞行状态下,飞机操纵舵面受哪些变量的控制以及各自控制的程度。设计满足整个飞行包线的控制律,需要在飞行包线内选择不同的工作点网格,并按此进行设计。通过增益调节计划将基于局部参数的设计综合起来,就形成飞机的飞行控制律。初始的控制律增益一般是使用根轨迹、特征结构配置和优化控制等方法设计的。然后对设计进行评估,并利用时域和频域方法对设计进行调整,以保证满意的操纵品质和设计的鲁棒特性。
设计飞行控制律所需要的信息一般来自大气数据系统。大气数据系统的设计要能提供完整的信息,如可以提供三余度的迎角和侧滑角信息以及四余度的空速信息等。
飞控系统控制律的设计要使飞机具有良好的操纵品质,使得飞行员的工作负荷较小,对飞行员诱导振荡具有较高的抵抗能力。为了获得满意的设计,需要确定合适的设计标准。首先,进行合理的反馈设计,以获得良好的抗干扰能力;其次,提供希望的操纵特性。飞行员诱发振荡是指飞行员的操纵指令无意识地与飞机的响应正好反相。在正式飞行以前就应该对飞机的操纵品质进行验证,主要通过充分的理论分析、离线模拟、飞行员在回路中的地面模拟或飞行模拟来实现。
飞控系统的设计要保证必要的可靠性和完整性,系统要具有多路结构、相关的余度安排,以及综合的机内自检测能力。大型民用客机其飞行控制律一般是通过数字计算机实现的,这种方法可以提供最大的灵活性,可以实现很复杂的功能。对于数字化的控制律,为了使其能够反映系统的特性,避免在地面和飞行试验中出现没有预料到的结果,在系统设计和模拟中所使用的模型必须考虑数字处理的影响。为了去掉信号中的高频干扰成分,需要使用滤波器限制输入信号的带宽。
5 电传操纵系统的余度设计
应用余度技术是提高系统任务可靠性、安全可靠性和容错能力的有效手段[5]。飞控系统余度技术的研究主要在于飞控系统各个环节的余度设计上,如主飞控计算机的余度管理及冲突表决机制、液压和电源系统的余度设计、飞控传感器的余度设计、软硬件的非相似余度,在作动器故障和舵面故障情况下利用飞机的空气动力余度进行重构等。
在飞控系统设计过程中,应综合考虑飞控计算机、总线、作动器电子单元、作动器、液压源、电源、空气动力、飞控系统组合余度设计等飞控系统余度配置的关键环节,明确飞控系统余度设计各个环节的相互影响关系,从而达到飞机的高安全性和高可靠性的设计目标。
6 结语
电传操纵系统是民用飞机发展的重要里程碑,它可减轻飞行员的工作负担,提高乘坐的舒适度,优化飞机的设计。通过对电传操纵系统的优缺点、电传操纵系统设计的关键问题以及控制律设计、余度设计的简要分析,可以看出电传操纵系统设计过程中需要注意的一系列问题,对这些问题的合理解决是完成电传操纵系统设计的必要条件。我国的大型客机已经进入设计研发阶段,应注重电传操纵系统技术的研究,提升知识水平,开发出具有自主知识产权的产品。
参考文献
[1] 鲁道夫·布罗克豪斯.飞行控制[M].北京:国防工业出版社,1999.
[2] 朱妍,景海峰,高亚奎.空客飞机电传控制律设计分析[C].中国航空学会2007年学术年会,西安:第一飞机设计研究院飞行物理研究所,2007.
[3] 严雅琳.民用飞机电传飞控系统浅析[J].民用飞机设计与研究,2010,97(2):35～36
[4] A330 Flight Crew Operating Manual.
[5] 文传源.现代飞行控制[M].北京:北京航空航天大学出版社,2004.
民用飞机综合航电系统技术发展研究_孙欢庆
AERONAUTICAL SCIENCE & TECHNOLOGY2010/3 航空科学技术综 述 Overview
6随着民用飞机的飞行品质、安全性、舒适性和经济性要求的不断提高，飞机制造商应用了大量的先进技术，其中综合航电系统占有重要的地位和份额。从波音777到空客A380和波音787，民用飞机综合航电系统的技术已经达到了一个前所未有的水平，其典型特征是集成模块化航空电子设备和远程数据采集器的大量使用。这些系统的使用既体现了当今综合航电技术的最新水平，也预示了未来综合航电技术的发展趋势。 国内外发展状况当今先进民用飞机的综合航电系统都采用了开放式结构、IMA和先进数据总线等技术，系统的集成度越来越高，功能也越来越强大。以下分别对空客A380和波音787的综合航电系统进行介绍。. A380的综合航电系统A380飞机的综合航电系统使用了集成模块化航空电子设备（IMA）架构，采用了商用货价产品（CTOS）技术，使用Integrity-178B操作系统。A380共有32个IMA模块，4个用于民用飞机综合航电系统技术发展研究
摘 要:本文介绍了民用飞机综合航电系统技术的研究现状和发展趋势，从集成模块化航空电子设备、开放式结构和先进数据总线等几个方面阐述了其特点，并探讨了该系统的关键技术。关键词：综合航电；集成模块化航空电子设备；开放式结构；数据总线Research on Integrated Avionics System of Civil Aircraft 孙欢庆/中国商飞上海飞机设计研究院
显示、告警等功能，4个用于起落架，4个用于环控、引气等功能，4个用于数据管理，2个用于电气系统，14个用于电传操纵系统、自动驾驶系统、液压系统、燃油系统等，这些模块都属于外场可更换模块（LRM）。A380的核心处理和输入/输出模块称为CPIOM。每个CPIOM模块均含有1个中央处理器线路板，1个电源和输入/输出线路板，2个输入/输出线路板，1个PCI内部互联板和端系统电路。A380使用全双工网络，符合ARINC 664（AFDX）标准。数据网络是全交换、全双工和100BASE-TX快速以太网，减少了布线的需求和数据延迟时间。A380的网络系统服务器（NSS）是无纸化驾驶舱的核心，可提供设备列表、航空图表、功率计算数据和飞行日志，所有数据都可以在2块加装的LCD显示屏上显示。.2 波音8的综合航电系统波音787飞机也采用了开放式结构，其综合航电系统主要由通用核心系统(CCS)组成，包括2个通用计算设备(CCR)、10个通用数据网(CDN)和18个远程数据采集器（RDC）等。每个CCR机柜中都安插有若干个通用处理模块(GCM)、LRM以及每秒100兆字节的CDN。除了传统意义的航电系统的综合外，还综合了燃油系统、电源系统、液压系统、环控系统、防冰系统、防火系统、起落架系统、舱门系统等非传统航电系统的处理和控制功能。波音787的计算机系统是按照通用标准ARINC 653设计的，这大大降低了改变程序流程的成本，提高了系统的兼容性。在波音787综合航电系统中大量采用了与因特网相兼容的系统和网络技术，数据传递由核心网络、通用核心系统和空地数据链组成，外界数据通过核心网络进入通用核心系统。仪表板和各系统之间的数据传输采用AFDX标准，配有多功能大屏幕LCD液晶显示屏，所有显示都采用工业标准GUI图形界面。2 综合航电系统的特点从以上介绍中可以看出，民用飞机航电系统已经从机电/数字混合式系统进入全数字系统阶段，不但综合了传统航电系统的功能，还综合了许多非AERONAUTICAL SCIENCE & TECHNOLOGY航空科学技术 Overview
飞机电传操纵系统的前生今世
飞机电传操纵系统的前⽣今世
B-2
幽灵幽灵(Spirit)轰炸机⼀、机械式操纵系统
⼈
⼯操作机械操作系统⽰意图
机械操纵系统最基本的飞⾏控制系统，常见于空⽓动⼒不是很强的早期飞机或现代的⼩型飞
机。这类飞控系统利⽤各种机械部件如杆、绳索、滑轮甚⾄链条将飞⾏员的操纵⼒从驾驶舱操
纵装置传递到控制⾯上。
⼆、液压式操纵系统
1、概述
随着航空器尺⼨的增⼤和性能的提⾼，机械式飞⾏操纵系统的复杂程度和重量也⼤幅度增加，
⼤⼤限制了航空器的发展。为了克服这些限制，液压式飞⾏操纵系统出现了。液压飞⾏操纵系
统出现后，航空器的尺⼨和性能不再受驾驶员⼒量的限制，⽽只是受经济成本的限制。 液压式
飞控系统由两部分组成：
a、机械回路
⼈
⼯操作机械操作系统⽰意图
机械回路连接着驾驶舱和液压回路。如同机械式系统，机械回路也基本由各种杆、绞索、滑轮
甚⾄铰链组成。
b、液压回路
液压回路包含液压泵、液压管、液压阀门以及执⾏装置等。执⾏装置通过液压泵产⽣的流体压
⼒驱动飞机的各控制⾯。⽽伺服阀则控制着执⾏装置的动作。
飞⾏员的操纵动作通过机械回路传递到液压回路中相应的伺服阀，然后液压泵驱动执⾏机构操
纵飞机的各控制⾯。
液压式飞控系统见于⽼式的喷⽓运输机和⼀些⾼性能飞机。例如安-225运输机和洛克西德公司
的⿊鸟（SR-71）。
2、⼈⼯感觉反馈
对于机械式飞控系统，飞⾏员经由机械装置可以感受到作⽤于飞机各个舵⾯上的⽓⼒。
这种触觉反馈增强了飞⾏安全性。例如，在⽕神（Avro Vulcan）喷⽓轰炸机上，⼈们就利
⽤⼀种弹性装置来实现这种控制反馈。通过移动该装置的⽀点，⼈们可以使反馈⼒（对于升
降舵）与空速的平⽅成正⽐。这样，⾼速飞⾏时所需的操纵⼒量就迅速增加了。
3、机械助⼒
助⼒机械操作系统⽰意图
早期的飞机只是直接⼈⼯机械操纵。随着飞机的尺⼨和速度的增加，驾驶员再直接通过钢索去
拉动舵⾯感到困难，于是作为驾驶员辅助操纵装置的液压助⼒器安装在操纵系统中。它由⼀个
并联的液压作动器来增⼤驾驶员施加在操纵钢索上的作⽤⼒，⽬前液压助⼒器仍在许多飞机上
飞机地面最小操纵速度要求浅析
OAeronauticStandardization&QualityNo.233
备工作，而后用自制的模拟件进行模拟测试，历时20多天，春节期间仍坚持工作，终于，确定出了最终的试验方案，在规定时间内一次成功，完成了导弹的可靠性鉴定试验，他们的技术因此得到了研制单位的首肯和赞许。成功来之于扎实的基础工作，尤其是综合评价更是体现了积累的功力。一个完备的数据库是综合评价的有力支撑，为了掌握大量数据，他们不仅收集自己掌握的实测数据，还不遗余力走出去寻求空军的支持，获得飞行实测数据，也向相关单位收集相关数据，一个覆盖机型最全和行业内最大的数据库由此建立起来！有了数据支持，他们敢于共用一个平台通过有限数据预测确定无限状态，也可以在发展不同平台上通过基数新研设备确定另一个平台
的预测载荷……引言地面最小操纵速度（VMCG）是确定飞机起飞决断速度（V1）等特征速度的前提。进行VMCG试飞时，若临界发动机停车飞机速度太大容易造成前轮离地甚至起飞；飞机速度太小则容易造成飞机偏离跑道中心线，甚至偏离冲出跑道，由于飞机滑跑和临界发动机停车后这段时间内飞机的增速很快，这对飞行机组提出了较高操纵要求。此外大气条件、飞机气动特性、试飞员反应延迟等因素对飞机VMCG都有不同程度的影响，故VMCG试飞是型号鉴定试飞中风险较高的科目。为提高军用航空器安全水平，国内军机研制过程中引入了适航理念。军机适航理念的引入对新研军机型号的验证试飞和已有军机型号的补充验证试飞提出了新的要求，这就需要对比分析国军标和民用飞机适航要求之间的差异，重新制定试飞科目的试飞计划。为了在保证安全的前提下进行VMCG试验试飞，有必要对军民标准中VMCG试飞要求、原理、影响因素等方面进行对比分析，结合已有型号试飞经验，为军用飞机VMCG试飞提供合适的试飞方法及试验程序。1相关标准要求和理解1.1GJB34–1985《有人驾驶飞机（固定翼）飞行性能和图表资料》对VMCG要求及其理解GJB34–1985对VMCG的要求：飞机在起飞滑跑飞机地面最小操纵速度要求浅析金镭刘友丹（中航工业综合技术研究所，北京100028）[摘要]对比分析了不同标准中地面最小操纵速度的要求、原理及其影响因素，初步给出军机地面最小操纵速度试飞建议，为军机鉴定试飞提供参考和依据。[关键词]军机适航；地面最小操纵速度；民用适航要求；军机鉴定试飞[中图分类号]T－65[文献标识码]C[文章编号]1003－6660（2009）05－0027－04可靠性验证与评价综合集成技术，是可靠性思想的又一次变革，不仅实现了对航空军工产品研制全过程同步进行可靠性监控与验证的目的，还减少了物理试验量，缩短了产品研制周期，这一创新的思路，改变了航空军工领域已经延续近20年的可靠性验证思想，对促进航空军工领域可靠性技术的进步具有深远地影响。一支可靠性科研团队从几十人壮大到上百人，并非只是一夜童话，一个专业能够从可靠性的“点”做到系统的“面“也并非只是天方夜谭，这是一个发展轨迹的再现，是事物发展进程的最好演绎，无论是量级提升的概念，还是专业质的飞跃，这一切都向世人映证了一个发展的道理：创新突破是前进中不变的真理。k质量与适航·《航空标准化与质量》2009年第5期27ct.2009
飞行操纵系统-自己整理
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ATA27-飞控系统 .............................................................................................................................. 2
1. 飞机操纵系统包括哪几部分？ ............................................................................................... 2
2. 飞机的重要操纵面，各操纵什么运动？ ............................................................................... 2
3. 操纵系统的分类及各自特点？ ............................................................................................... 2
4. 飞行操纵系统的要求？ ........................................................................................................... 3
5. 软式传动与硬式传动优缺点？ ............................................................................................... 3
6. 钢索使用中的主要故障有哪些？如何彻底检查？（豆） ................................................... 4
7. 什么是钢索的“弹性间隙”，有什么危害？简述飞机操纵系统中减少“弹性间隙”采用的方法及其原因。(豆) .................................................................................................................... 4
民机电传与主动控制技术系统动态稳定储备分析
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民机电传与主动控制技术系统动态稳定储备分析
作者：王指龙 赵慧婷
来源：《数字化用户》2013年第14期
【摘 要】随着生活水平的提高，飞机成为越来越多人选择的交通方式。飞机的安全性能与稳定性成为近几年来学术界研究的热点问题。本文以电传操纵系统作为研究对象，将国内目前现有的各大航空民机电动控制分析系统进行研究，从多工作模态技术、考虑余度总线的硬件冗余技术、非相似技术等常见控制技术总结复杂的民机电动技术中选取某民用客机，将各动态模块点加入到其中，在正常飞行情况下研究电机传动技术的可靠性和稳定性。最终通过可靠性指标计算验证该分析方法的可行性。
【关键词】民机 电传操纵系统 可靠性框图 总线
一、 民机电传可靠性技术的提高
电传操纵系统在实质上所行使的作用更加倾向于对控制系统的稳定作用。因此，应该电传操纵系统也是构成完整的控制操纵系统也是必不可少的。由于不同飞机的控制稳定功能要求不同，相关硬件设计组成的部分也是不同的。
（一）民机电传与主动控制技术分析
完整的电传控制系统对于大型客机的控制安全组成还是不够的，还需要设置降级工作模式和机械备份，根据环境情况和故障发生的可能，随时对内部工作模式进行改变，以降低性能为代价来换取飞机的安全。电传操纵系统需要根据逐级模式下系统工作模式变化进行对应的改变，在建模时必须指明其所处于的工作模态。
1.直接工作模式，当PFC中三台以上的操纵系统和ACE系统失去联系后，就直接转入该模式进行工作。直接工作模式也可以人工选择。PFC则无法进行任何操作。
2.应急机械备份工作模式，当电气系统出现问题后，内部备用子操纵机械系统的扰流片会提供一定备用电气操作源，确保飞机能够有一定的时间修复电气系统。现役多数大型民机均设计有机械备份。
（二）飞控计算机硬件余度设计
波音787电传飞控系统架构介绍
波⾳787电传飞控系统架构介绍
波⾳ 787 家族
787 是波⾳公司最新型号的宽体中型客机，波⾳ 787 系列飞机包括 787-3 （因没有订单⽽取消）、787-8、787-
9、787-10。
以波⾳ 787-8 为例，飞机全长 56.69 m，⾼ 17 m，翼展 60.17 m，两级客舱布局可搭载 242⼈。
787 尺⼨略⼤于 767，⼩于 777，其主要竞争对⼿是空客 A350和A330NEO。
波⾳ 787 飞控系统在777 的基础上，全⾯采⽤电传操纵技术，将⾃动飞⾏、主飞⾏控制、⾼升⼒都整合在⼀起。
787 引⼊了 REU（Remote Electronic Unit，远程电⼦控制装置）的概念，使 REU 的位置尽可能靠近作动器
PCU，减少导线的⽤量，达到飞机减重⽬的。
787 终极备份形式与 777 类似，但采⽤了电备份的形式。此外，波⾳ 787 还可以通过襟副翼和升降舵实现垂向阵
风减缓功能，提⾼了乘坐品质。
B787 飞控舵⾯布置
波⾳ 787 飞控系统的舵⾯布置，如下图所⽰。
787 与 777 的舵⾯配置，⼤体相同。787 采⽤了传统外型布局，翼吊两台发动机。
两侧机翼上布置有⼀对外侧副翼、⼀对襟副翼、七对扰流板，以及前缘缝翼、后缘襟翼等增升装置。
尾翼布置有⼀块⽔平安定⾯、⼀对升降舵和⼀块⽅向舵。
B787 飞控系统组成
由于 787 全⾯采⽤了电传飞控技术，甚⾄终极备份也采⽤了 “电” 的形式，因此飞控系统对供电的要求⾮常严格。
787 配置了 4 台电源调节模块 PCM（Power Conditioning Module, 电源调节模块），PCM 配置了 3 个交/直流供
电余度（分别是PMG、直流汇流条、蓄电池），为飞控系统提供不间断供电。
波⾳ 787 飞控系统物理架构，如下图所⽰。
787 的飞控系统架构⽅案，与 777 较为相似（例如⼯作模式、余度管理等）。之前关于 777 的相关⽂章已经介绍
过了，这⾥不再赘述。
基于共模故障的电传飞控系统终极备份设计
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基于共模故障的电传飞控系统终极备份设计
作者：柳建锋
来源：《科技创新导报》2017年第11期
DOI：10.16660/ki.1674-098X.2017.11.016
摘 要：随着冗余技术在民用飞机电传飞控系统中应用的增加，飞控系统存在由于共模故障丧失的可用性，终极备份可被用以缓解共模故障的影响。该文在三余度飞控系统架构的基础上设计了双输入远程电子、双伺服回路作动器以及推力控制飞机三种终极备份方案，对三种方案进行了原理性的描述，同时对方案的优缺点进行了分析，分析结果可供实际设计参考。
关键词：电传飞控 冗余共模故障 终极备份
中图分类号：V24 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2017）04（b）-0016-03
飞控系统作为民机最重要的系统之一，在安全性、可靠性、维修性、可用性、稳定性以及舒适程度上对飞机都会产生直接的影响。为了提高安全性和可用性，硬件的冗余技术在电传飞控系统的设计中得到了应用。A380主飞控系统采用3台主飞控计算机和3台辅助飞控计算机的冗余配置，以提高飞控系统的可用性。Boeing777采用3台飞控计算机，每台配置3个非相似的硬件通道[1]。Boeing787飞机采用3台主飞控计算机与4台作动器电子装置的冗余配置[2]。
但是采用硬件冗余的电传飞控系统后，如果存在同时导致冗余系统或设备无法正常工作的故障，可能会导致整个系统丧失可用性，即共模故障。美国汽车工程师协会SAE的ARP4761《民用飞机机载系统和设备安全性评估过程的指南和方法》中明确，对于引起灾难性的或危险的/极其重大的失效状态的共模故障，应该被排除[3]。因此，在飞控系统方案设计初期就需要考虑如何缓解由于硬件冗余导致的共模故障。
缓解电传飞控系统共模故障的方式有很多种，采用非相似的设计可以缓解共模故障[4]，但会造成研制成本的提高；或者设计一个终极备份控制，当飞控系统由于共模故障丧失可用性后，其可以提供简单的控制。该文就以三余度计算机主飞控系统结构为基础，设计几种终极备份方案，并对这几种方案进行对比分析。
A320系列飞机飞控系统计算机及故障处理
A320系列飞机飞控系统计算机及故障处理
摘要：
A320系列飞机飞控系统采用电传飞行控制系统（fly-by-wire
control sys-tem）。电传飞行控制系统是从上世纪80年代开始在民用飞机上逐步推广使用的飞行控制系统，其实质是一种全权限的控制增稳系统。驾驶员通过操纵装置侧杆、脚蹬发出控制指令，由指令传感器将驾驶员的机械指令转换成电信号指令，并由线路传输到飞控计算机，再通过线路将操纵信号传递到舵机上的执行机构的电传飞行控制系统。电传操纵系统取代了以钢索传动为特征的机械操纵系统， 没有机械结构，重量更轻；同时因为加入了反馈控制，采取多冗余度设计，其可靠性比起传统的机械式飞行控制系统高，安全性更高，也使飞行员的操纵压力大大减小。
一、功能介绍
电子飞行操纵系统包含ELAC，SEC，飞行操纵数据集中器（FCDC）和垂直加速计。
根据下面的原理建立EFCS：
1、冗余和不同
EFCS包含二个ELAC，三个SEC，二个FCDCs和四个加速计。ELAC和SEC都能够完成飞机的横滚和俯仰控制。这2个类型的计算机的区别在于他们的内部构造，硬件，微处理器的类型，软件。对于每个计算机类型，控制和监控软件是不同的。
2、监控
按下列步骤完成每个计算机（ELAC，SEC）的监控：
监控频道：每个计算机包含二个物理和电气分离的通道，一是专用于控制功能，另一个用于监控这些控制功能。这两个通道使用不同的数字流程完成作动筒指令信号计算。监控通道一直在比较这些计算的结果并在发生偏差时禁止信号到达作动筒。
自监控能力：每个通道能够探测它接收或发射的重要信号故障，通过测试处理器探测内部故障，以及监控其内部电源。
串话：每个控制和相关的监控通道经数字总线永久地交换信息，以此巩固和确认从不同的传感器接收的信息。在没有活动舵面的情况下，自动的电源接通和压力接通安全测试执行。
3、安装
安装应考虑下面的原理：
民用飞机前轮转弯系统转弯指令设计考虑
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民用飞机前轮转弯系统转弯指令设计考虑
作者：钟科林
来源：《科技资讯》2016年第15期
摘 要：现代飞机的转弯系统大多采用电传操控-液压作动的方式，为飞机在地面提供转弯能力，而提供转向能力的器件一般为转弯脚蹬和转弯手轮。通过对典型民机前轮转弯系统中转弯脚蹬指令和转弯手轮指令相互关系的设计分析，可以为民机前轮转弯系统设计提供参考。
关键词：前轮转弯控制系统 电传操纵 转弯指令 转弯脚蹬 转弯手轮
中图分类号：V22 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2016）05（c）-0062-02
某型飞机在侧风低速滑行时，飞行员使用转弯脚蹬控制方向，在使用转弯手轮进行接管时，出现机轮回中，转弯不平滑的现象。经过调查发现，引起机轮回中，转弯不平滑的原因为该型飞机转弯手轮超控脚蹬指令，转弯手轮指令与转弯脚蹬指令不叠加，造成手轮接管时，转弯控制组件接收手轮的指令而使机轮回中的现象。由于电传操纵系统在稳定性、操纵性以及响应性的优势，大多数民航飞机的转弯系统都采用电传操纵系统。该文针对电传控制的前轮转弯系统转弯脚蹬指令和转弯手轮指令相互关系进行了分析，希望能为国内民机前轮转弯控制系统设计上提供技术支持。
1 系统原理分析
目前民机前轮转弯控制系统采用数字式电传转弯技术，由转弯手轮、转弯控制组件SCU、转弯控制阀、转弯位移传感器、齿轮齿条机构和转弯解除开关等组成，具有电控转弯、减摆及转弯解除等功能[1]。某型飞机前轮转弯系统脚蹬指令与手轮指令关系，如图1所示。
某型飞机转弯系统需求定义中，SCU控制通道处理的指令由手轮指令或脚蹬指令生成。手轮转弯优先于脚蹬转弯，转弯手轮可超控脚蹬。手轮指令与脚蹬指令不叠加。仅转弯脚蹬指令输出时，转弯系统执行脚蹬指令输出，仅转弯手轮指令输出时，转弯系统执行转弯手轮指令输出，当转弯脚蹬指令+转弯手轮指令输出时，手轮指令优先于脚蹬指令，转弯系统执行手轮指令输出。
直升机电传飞控系统技术研究
直升机电传飞控系统技术研究
摘要：
一、直升机电传飞控系统概述
二、直升机电传飞控系统关键技术研究
1.传感器技术
2.控制器技术
3.通信技术
4.故障诊断与容错技术
三、国内外研究现状及发展趋势
四、我国直升机电传飞控系统发展对策与建议
五、结论
正文：
直升机电传飞控系统技术研究
一、直升机电传飞控系统概述
直升机电传飞控系统（FBW，Flight Control System）是指采用电机传动技术，通过飞行控制器对直升机进行姿态控制、飞行轨迹控制等的一种先进飞行控制系统。电传飞控系统具有结构简单、重量轻、响应速度快、控制精度高等优点，已成为现代直升机的关键技术之一。
二、直升机电传飞控系统关键技术研究
1.传感器技术
传感器技术是电传飞控系统的基础，主要用于获取飞行器各种状态信息，如角速度、线速度、加速度等。传感器的选取和布置对飞控系统的性能至关重要。目前，常见的传感器有陀螺仪、加速度计、磁强计等。
2.控制器技术
控制器技术是电传飞控系统的核心，主要负责处理传感器采集的数据，实现对飞行器的稳定控制。常见的控制器有线性比例微分（LQ）控制器、模型预测控制器（MPC）等。近年来，随着人工智能技术的发展，采用神经网络、遗传算法等智能控制器也取得了显著成果。
3.通信技术
通信技术是电传飞控系统中各个子系统之间信息传输的桥梁。常见的通信方式有串行通信、并行通信、光纤通信等。高速、高可靠的通信技术对于保证飞控系统信息传输的实时性和稳定性具有重要意义。
4.故障诊断与容错技术
故障诊断与容错技术是电传飞控系统安全运行的保障。通过对系统进行实时监测，发现故障及时进行处理，保证飞行器在故障情况下仍能正常飞行。常见的故障诊断方法有专家系统、模糊逻辑等。容错技术则是在飞行控制器设计时考虑多种故障情况，使系统在部分部件故障时仍能正常工作。
三、国内外研究现状及发展趋势
近年来，直升机电传飞控系统技术在国内外的研究取得了显著成果。国外发达国家如美国、英国、法国等在电传飞控系统技术方面具有较高的水平，其产品在各类直升机上得到了广泛应用。我国直升机电传飞控系统研究起步较晚，但近年来也取得了突破性进展，如直-10、直-19等直升机已成功应用电传飞控系统。 发展趋势方面，直升机电传飞控系统将朝着更高性能、更智能化、更集成化的方向发展。一方面，提高传感器、控制器等关键部件的性能，实现更精确、更快速的飞行控制；另一方面，利用人工智能技术，发展智能控制器，实现飞行器的自主飞行。