电传飞行控制作动系统
电传飞行控制作动系统
第27卷
2007拄
第4期
O8月
飞机设计
AIRCRAFTDESIGN
V01.27No.4
Aug2007
文章编号:1673-4599(2007)04-0053-08
电传飞行控制作动系统
张冰凌,张勇
(1.海军驻沈阳地区航空军事代表室,辽宁沈阳110035)
(2.沈阳飞机设计研究所,辽宁沈阳110035)
摘要:YF一23A战斗机具有极大的静不安定性,在不开加力的情况下可以实现超声速巡航,其设计目标是在
亚声速和超声速均具有优于对手的机动能力,上述要求使得飞行控制作动系统必须具有空前的能力和性能.
其独特的飞行和机动包线要求其作动系统在低速时具有高的舵面偏转速率和大的行程,在超声速时要具有附
加铰链力矩输出能力,为实现上述目标,开发出具有液压与电能守恒的作动系统.
关键词:作动器;直接驱动阀;变面积作动;飞行控制
中图分类号:V227.83文献标识码:A
Fly-By-WireFlightControlActuationSystem
forHighPerformanceFighter
ZHANGBing—ling,ZHANGYong
(1.Aero-NavalMilitaryRepresentativeOfficeinShengyangBranch,Shenyang110035,Chi
na)
(2.ShenyangAircraftDesign&ResearchInstitute,Shenyang110035,China)
Abstract:TheYF-23AFighterwasarevolutionarystaticallyunstableaircraftthatcruisedatsuperson-
icspeedswithoutafterburnerandwasdesignedtooutmaneuveropponentsatsubsonicandsupersonic
biningthesedemandedaflightcontrolactuationsystemofunprecedentedpowerandper-
formance.Itsuniqueflightandmaneuveringenveloprequiredhighsurfacerateandlargeactuatorex—
cursionatlowfliglitspeeds,aswellasthepowertogenerateincreasedhingemomentsatsupersonic
speeds.Toachievethesespecifications,hydraulicflowandelectricalpowerconservationtechniques
wasutilized.
Keywords:actuator;directdrivevalve;variableareaactuation;flightcontrol
YF一23A的设计目标是高机动性,超声速巡
航,武器内埋…,同时保持低的雷达和红外特
征,其主要控制面都是对称布置的包括两个全动
平尾,内外侧后缘襟翼(TEFs)和独立控制的左右
前缘襟翼(LEFs).除了前缘襟翼由电液伺服阀
(EHSV)控制之外,其他的舵面均由四余度的直
接驱动阀(DDV)控制.
收稿日期:2006—12—25:修订日期:2007—06--28
系统设计要求
基于下列的要求/约束来设计作动系统:
(1)速率/铰链力矩/刚度要求;
(2)作动器的频率响应/负载响应;
(3)发动机的功率提取和液压流量限制;
(4)在单液压系统或发动机故障的情况下,
飞第27卷
保持作动系统的性能不变;
(5)在双发熄火或双液压系统故障的情况
下,保持稳定/飞机着陆;
(6)在与液压系统故障无关的电气2次故障
(2次故障操作)时,保特系统性能不变;
(7)电源消耗限制;
(8)在丧失后缘襟翼或前缘襟翼功能的情况
下,保持飞行/飞机着陆.
极大的静不安定性使得飞行器具有优越的战
斗机动能力.然而,为保证实现精确控制,高的
舵面速率和频率响应是必须的.在严重的扰动和
侧风条件下的进近,着陆,要求舵面具有高品质
的控制响应,这对确定液压系统的流量具有重要
的影响.另一方面,要求YF一23A具有持续的超
声速巡航能力并能够进行战斗机动.大马赫数的
巡航/机动要求作动器具有足够的带载能力,高速
飞行时大负载,大铰链力矩组合作用对作动系统
提出了铰链力矩最大化的要求.
要求YF-23A的作动器在故障后仍然提供全部
性能.在单发故障或单液压系统失压后,飞机必须
保持全部机动能力,这就要求在故障之后作动系统
输出的铰链力矩,速率,刚度以及系统的频率响应
保持不变;在两个液压系统发生失压时,飞机仍然
具有起飞,着陆和高速巡航的能力;液压系统失压
后飞行包线的缩小和机动能力的降低是可以接受
的.双发熄火认为是可能发生的事件,应急动力单
元(EPU)用于在应急状态下提供必要的压力和流
量,以满足控制飞机的铰链力矩,速率,刚度和响
应要求,使飞机具有安全着陆的能力.
作动系统的电子驱动部分具有双故障一工作
能力,双液压系统具有切换能力雎J.
失去前缘襟翼或内侧后缘襟翼的功能并不影
响飞机的安全飞行或着陆,机动能力的降低是可
以接受的.作动系统的第一次电气故障或第二次?
电气/液压故障瞬态不应大于0.5g.
2系统设计的挑战及解决措施
YF一23A的独特要求对作动系统的设计提出
了挑战,飞机控制和(正常和故障状态)性能保证
所必需的液压系统功率超过任何已有的飞机液压
系统能力.
2.1液压系统的流量和输入功率限制
由于发动机提取功率和泵的尺寸限制,液压
系统采用4台流量为212—302L/min,压力为28
MPa的飞行液压泵.每台发动机驱动的飞机附件
机匣(AMAD)为两台液压泵提供动力.在发动机
处于慢车状态时液压泵的输出流量为212L/min,
发动机处于军用推力状态时液压泵的输出流量为
302L/rain.液压泵分为2个主系统泵和2个公管
系统泵如图1.每个主系统泵备有自已的蓄压器,
公管系统泵共用一个蓄压器.
如此配置液压系统(2个主操纵泵,2个公管
系统泵)是为了确保飞行安全,使得在发生单液
压系统或单台发动机故障的情况下飞行器控制性
能保持不变.关键是在包线的高动压区域,此时
如果发生单液压系统失压,将导致系统刚度的大
幅降低,引发高速颤振,导致损失飞机.典型的
解决措施是加大作动器的尺寸,以保证单液压系
统提供所需的颤振刚度,但由于受到液压系统能
力的限制,这样做是不可能的.解决办法是每个
作动器(前缘襟翼作动器除外)采用双系统供压,
在发生单系统失压时,按压力信号,通过液压系
统切换阀(HSSV)将公管系统液压泵切人,保证
系统正常供压.
2.2变面积作动
采用变面积作动的方式来解决液压系统的流
量不足问题.变面积的含义就是按飞行状态改变
作动器活塞的工作面积.低速飞行时,飞行控制
面要求具有高的速率,而控制负载却较小;高速
飞行时,气动负载较大,所需舵面偏转速率较低.
在小流量状态,按小面积配置作动器,在实现作
动器高速率运动的同时可节约60%的液压流量;
在大流量状态,为克服负载,作动器应采用最大
的活塞面积工作.
在YF一23A飞机上的平尾和后缘襟副翼采用
了变面积作动系统.前缘襟翼采用可偏置的液压
马达以达到节约流量的目的.平尾和后缘襟副翼
作动器在控制阀体中装有面积选择阀(ASV)以控
制活塞的有效工作面积.面积选择阀的概念示意
在图2.
面积选择阀是双系统供压的滑阀,依控制律
的要求接断开直接驱动阀(DDV)进人大流量
腔室的油路.在小流量状态,处于大流量腔室内
的液体处于旁通状态.2个小功率的直接驱动阀
(DDV)式指令阀(每个液压系统配备1个)用于面
积选择阀(ASV)的往复移动和定位.考虑到主飞
控系统对变面积作动系统的依赖性,要求指令阀
具有双故障/工作的能力.
第4期张冰凌等:电传飞行控制作动系统55
§?U
舡
g
斟
褂
左
左
飞控系统1公管系统飞控系统2
I冬11主飞行控制液压系统
统进人危险状态.
载荷(失稳载荷的百分比)
图2变面积作动的概念
动力进近阶段的液压流量需求是确定液压系
统最大流量的主要考虑因素之一.对于固定面积
的作动系统,这个阶段的流量需求大约是每个系
统输出为379L/min.在这个阶段依据发动机的转
速,每个液压泵的流量输出在212～302L/min之
间,考虑到系统的泄漏,每个系统的实际输出要
少于212L/min.如果是在双发熄火的条件下进
近,能得到的总流量仅有170lMmin.如果不采用
变面积作动或附加的专用液压源如辅助动力单元
(APU)是不可能满足这项要求的.对于固定面积
的作动系统,单台发动机出现故障时,会导致系
翼
ATA_27_操纵系统
90 ATA27 操纵系统 飞机操纵系统用于机组对飞机的控制，系统包括主飞行操作系统及辅助操作系统。A320飞机系列采用先进的侧操纵杆及电传操纵系统，驾驶舱的操纵杆同舵面之间并没有直接的连接，系统通过电信号控制，液力/机械完成操纵，与老式飞机有本质的区别（图27-1、）。所以又叫电子飞行控制系统（EFCS），控制方式为：操纵杆——计算机——舵面。 一、 主操纵系统组成 a) 计算机（图27-2） 用于副翼及升降舵控制的ELAC（升降舵及副翼计算机）2台；主要用于控制扰流板的SEC（扰流板及升降舵计算机）3台；用于方向舵控制的FAC（飞行增稳计算机）2台。 b) 其他接口（图27-3、27-4）
91 ELAC及SEC并不是直接向EIS提供数据用于显示，他们是通过FCDC向EIS提供数据，而FAC则直接向EIS提供数据去显示。 c) 系统控制及ECAM页面显示 图27-5液力系统
92 图27-6副翼（偏航控制）：每个副翼有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2控制，正常情况下一个工作另外一个随动。 图27-7升降舵（短时间的俯仰控制）：每个升降舵有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2控制（SEC备用），正常情况下一个工作另外一个随动。侧操纵杆向ELAC发送指令。 图27-8 全动式水平安定面THS（长时间的俯仰控制）：依然由ELAC控制，与升降舵不同的是，两台计算机同时对舵面进行控制，两个液力系统也同时完成操作，若计算机或液力有一个失效则舵面半速工作。若电控制失效，则还可以利用纯机械控制来完成俯仰操作（指令由机组通过位于中央操纵台的THS控制手轮输入）。 在工作中具体由THS还是升降舵完成控制则由ELAC计算后发出指令。 27-9 方向舵（偏航控制）3个作动筒分别由3套液力系统提供动力，3个作动筒同时工作，由FAC1控制，FAC2备用。FAC接受方向舵配平旋钮的指令。
93 系统在ECAM系统显示器的页面显示（图27-10、27-11）
A320机型介绍ATA27
90 ATA27 操纵系统
飞机操纵系统用于机组对飞机的控制，系统包括主飞行操作系统及辅助操作系统。A320飞机系列采用先进的侧操纵杆及电传操纵系统，驾驶舱的操纵杆同舵面之间并没有直接的连接，系统通过电信号控制，液力/机械完成操纵，与老式飞机有本质的区别（图27-1、）。所以又叫电子飞行控制系统（EFCS），控制方式为：操纵杆——计算机——舵面。
一、 主操纵系统组成
a) 计算机（图27-2）
用于副翼及升降舵控制的ELAC（升降舵及副翼计算机）2台；主要用于控制扰流板的SEC（扰流板及升降舵计算机）3台；用于方向舵控制的FAC（飞行增稳计算机）2台。
b) 其他接口（图27-3、27-4） 91
ELAC及SEC并不是直接向EIS提供数据用于显示，他们是通过FCDC向EIS提供数据，而FAC则直接向EIS提供数据去显示。
c) 系统控制及ECAM页面显示
图27-5液力系统
92 图27-6副翼（偏航控制）：每个副翼有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2控制，正常情况下一个工作另外一个随动。
图27-7升降舵（短时间的俯仰控制）：每个升降舵有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2控制（SEC备用），正常情况下一个工作另外一个随动。侧操纵杆向ELAC发送指令。
图27-8 全动式水平安定面THS（长时间的俯仰控制）：依然由ELAC控制，与升降舵不同的是，两台计算机同时对舵面进行控制，两个液力系统也同时完成操作，若计算机或液力有一个失效则舵面半速工作。若电控制失效，则还可以利用纯机械控制来完成俯仰操作（指令由机组通过位于中央操纵台的THS控制手轮输入）。
在工作中具体由THS还是升降舵完成控制则由ELAC计算后发出指令。
27-9 方向舵（偏航控制）3个作动筒分别由3套液力系统提供动力，3个作动筒同时工作，由FAC1控制，FAC2备用。FAC接受方向舵配平旋钮的指令。 93
多电飞机飞行控制系统可靠性分析
多电飞机飞行控制系统可靠性分析
研究了采用“2H/2E”（两套液压源/两套电源）双体系结构作动系统的多电飞行控制系统可靠性分析。应用可靠性框图的方法对飞机的作动系统、飞控计算机、三轴控制系统进行了可靠性分析。在此基础上继而计算出飞控系统的可靠性，计算得出的可靠性符合安全性要求。
标签：2H/2E；可靠性框图；作动系统；飞行控制系统
1 绪论
从20世纪80年代以来，电传操纵系统获得了极大发展，空客A320飞机采用的是带有机械备份的数字式电传操纵系统。该系统采用五套数字计算机，而每套计算机中又有两个非相似的处理器。综合飞控系统重量和可靠性等方面的考虑，在研究飞行控制系统可靠性时，拟采用四余度非相似数字电传飞控系统。
2 系统可靠性分析
2.1 液压伺服作动器（SHA）可靠性框图模型
根据液压伺服作动的系统原理图，双通道的液压伺服作动器SHA属于双余度作动系统，可靠性框图属于并联形式，两个伺服控制器并联，两个电磁阀并联，伺服控制器、电磁阀与液压缸组成串联模式。
2.2 电动静液作动器（EHA）可靠性框圖模型
根据电动静液作动器的系统原理图，双通道的电动静液作动器EHA可靠性框图属于并联形式，两个电机泵并联，两个蓄能器并联，两个单向阀并联，两个旁通阀并联，电机泵、蓄能器、单向阀、旁通阀与液压缸组成串联模式。
2.3 作动系统可靠性计算
作动系统元部件的故障率（表1）。
单通道SHA的故障率为λSHA=8.2×10-4/h。单通道EHA的可靠度为λEHA=3.7×10-5/h。
2.4 飞行控制计算机FCC可靠性分析
每个主飞行计算机从四余度的ARINC629总线上接收信息，并完成控制律及余度管理的计算。每套主飞行计算机又包含有4条非相似数字计算机处理器通道。正常情况下，其中一个通道输出作为备份，其余三个由多数表决来决定输出。一旦当前三个通道检测出一个故障通道后，该通道立即被断开，由备用通道代替。
3 飞机三轴控制系统可靠性分析
某型飞机电传操纵系统典型故障分析
《装备制造技术））２０１２年第８期
某型飞机电传操纵系统典型故障分析
楚至濮
（中国飞机试验研究院机务中队，陕西阎良７１００８６）
摘要：简要介绍了飞机电传操纵系统的发展过程，电传的优、缺点，重点叙述了电传操纵系统在飞机中应用的一些典 型故障的分析。 关键词：电传；操纵；控制；飞行
ｅ０ ｍ￣：Ｖ２２７．８３ 文献标识码：Ｂ 文章编号：１ ６７２—５４５Ｘ（２０１ ２）０８—０１ ０３—０３
人类社会的生产活动，是一步又一步由低级向 高级发展。飞机的操纵系统，也是由低级向高级逐步
发展的。自从１９０３年莱特兄弟采用机械操纵在基蒂 霍克完成首次飞行以来，９Ｏ多年过去了。在这漫长的
岁月中，科学技术得到了飞速发展，飞机的操纵系统 也随之有了很大发展。到目前为止，先进飞机已经采
用了一种全新的操纵系统——电传操纵系统。
１ 电传操纵系统的发展概况
２０世纪前半期，采用闭环反馈原理的自动控制
技术，作为机械操纵系统的辅助手段，其主要作用， 是针对已经设计好的飞机钢体动力学特性的缺陷进
行补偿，实现精确的姿态和航迹控制，减轻驾驶员长
期、紧张工作的负担。
到了２Ｏ世纪６Ｏ年代，飞机的发展遇到了一些重
大难题。例如：大型飞机绕性机体动弹性模态问题，进
一步提高战斗机机动性能和战斗生存性问题等。这些
问题仅靠气动力、结构和动力装置协调设计技术，已
经不能解决，或者要在性能、净质量、复杂性和成本方
面付出巨大代价，才能得到某种折衷的解决方案。
研制设计者将注意力转向采用闭环反馈原理的
自动控制技术，通过对一系列单向技术和组合技术
的研究、开发和验证，产生了两个具有划时代意义的
飞行控制概念：主动控制技术（ＡＣＴ）和电传飞行控制
（ＦＢｗ）系统，这两项新技术的出现，对飞机的发展产 生了巨大的影响。
２ 基本组成与简单的工作原理
与机械操纵类似，电传操纵系统分为俯仰、横滚 和航向等通道。
典型单通道电传操纵系统，主要由侧杆控制器、杆 力（位移）传感器、飞行控制、陀机及其作动器、速度陀
民用飞机电传操纵系统设计浅析
龙源期刊网
民用飞机电传操纵系统设计浅析
作者：张大伟
来源：《科技创新导报》2011年第30期
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
中图分类号:V249.1 文献标识码:A 文章编号:1674-098X(2011)10(c)-0056-02
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。
电传飞行控制系统的余度设计技术
刘小雄，章卫国，李广文：电传飞行控制系统的余度设计技术 ・３５・ 文章编号：１６７３—４５９９（２００６）０１—００３５—０４ 电传飞行控制系统的余度设计技术
刘小雄，章卫国，李广文 （西北工业大学自动化学院，陕西西安７１００７２） 摘要：余度设计是提高电传飞行控制系统安全性与任务可靠性的一种重要手段。对电传飞行控制系统中的 余度设计内容进行了介绍，探讨了这一领域的一些重要问题。主要内容包括相似余度，非相似余度，解析余 度，功能冗余设计技术。对其核心技术和研究难点进行了分析，为进一步研究打下了基础。 关键词：余度管理；相似余度；非相似余度；解析余度；功能冗余 中图分类号：Ｖ２４９．１ 文献标识码：Ａ Ｒｅｄｕｎｄａｎｃｙ Ｔｅｃｈｎｉｑｕｅｓ ｆｏｒ Ｆｌｙ－Ｂｙ－Ｗｉｒｅ Ｆｌｉｇｈｔ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｙｓｔｅｍｓ
ＬＩＵ Ｘｉａｏ－ｘｉｏｎｇ，ＺＨＡＮＧ Ｗｅｉ－ｇｕｏ，ＬＩ Ｇｕａｎｇ－ｗｅｎ （Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆ Ａｕｔｏｍａｔｉｏｎ，Ｎｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎ Ｐｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ ａｎ ７１００７２，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｒｅｄｕｎｄａｎｃｙ ｍａｎａｇｅｍｅｎｔ ｉｓ ａ ｋｅｙ ｍｅａｎｓ ｏｆ ｉｍｐｒｏｖｉｎｇ ｔｈｅ ｒｅｌｉａｂｉｌｉｔｙ ｏｆ ｓａｆｅｔｙ－ｃｒｉｔｉｃａｌ ｆｌｙ－ｂｙ— ｗｉｒｅ ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍｓ．Ｔｈｅ ｒｅｄｕｎｄａｎｃｙ ｍａｎａｇｅｍｅｎｔ ｄｅｓｉｇｎ ｆｏｒ ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍｓ ａｎｄ ｉｍｐｏｒｔａｎｔ ａｓｐｅｃｔｓ ｉｎ ｔｈｅ ｆｉｅｌｄ ａｒｅ ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ ａｎｄ ｄｉｓｃｕｓｓｅｄ，ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ ｓｉｍｉｌａｒ ｒｅｄｕｎｄａｎｃｙ，ｎｏｎ－ｓｉｍｉｌａｒ ｒｅｄｕｎｄａｎ— ｃｙ，ａｎａｌｙｔｉｃａｌ ｒｅｄｕｎｄａｎｃｙ，ａｎｄ ｆｕｎｃｔｉｏｎａｌ ｒｅｄｕｎｄａｎｃｙ．Ｔｈｅｉｒ ｃｒｉｔｉｃａｌ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ ａｎｄ ｐｒｏｂｌｅｍｓ ｔｏ ｂｅ ｓｏｌｖｅｄ ａｒｅ ａｎａｌｙｚｅｄ．Ｔｈｅ ｗｏｒｋｓ ｒｅｐｏｒｔｅｄ ｉｎ ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｐｒｏｖｉｄｅ ａ ｂａｓｉｓ ｆｏｒ ｆｕｔｕｒｅ ｒｅｓｅａｒｃｈｅｓ．
运输类飞机电传飞控系统终极备份方法分析
运输类飞机电传飞控系统终极备份方法分析
2海军装备部 陕西省汉中市 723000
摘要：为解决运输类飞机电传飞控系统终极备份方法设计环节存在的安全性、可靠性不足问题，规避由此引发的响应滞后、共模故障隐患，保障电传飞控系统的平稳、高效运行，文章进行了深入、系统研究。先简要阐述运输类飞机电传飞控系统终极备份方法研发必要性，然后梳理运输类飞机电传飞控系统终极备份方法应用现状，深入对比较为典型的波音系列机型、空客 A380机型终极备份方案异同点。在此基础上设计开展仿真试验，结果发现俯仰+滚转、俯仰+偏航的备份设计思路能够满足可操纵需求，但在具体的实现效果上又存在一定差异。实践中要结合飞机电传飞控系统运行设计特征进行分析，灵活选择机械备份方式或电气备份方式，灵活设定电传飞控系统终极备份目标，处理好安全性、复杂性之间的关系，同时采取一定的共模故障防范措施，确保飞机电传飞控系统运行效率的提升。
关键词：运输类飞机；电传飞控系统；终极备份方法
引言：运输类飞机是我国航空航天运输事业的重要依托和载体工具，其设计安全性、运行稳定性直接影响着运输事业的发展前景。近年来我国运输类飞机产业崛起迅速，以电传飞控系统为代表的各种新技术、新装置被应用到飞机设计中来，促进了运输类飞机性能的完善。但从现有发展状况看，很多运输类飞机电传飞控系统采用的终极备份方法还存在诸多不足之处，紧急状态下很难保证可操纵性和安全性，亟需通过深入系统分析进行优化完善。
1运输类飞机电传飞控系统终极备份研发必要性
电传飞控系统是现代飞机产业持续发展的产物，在大型运输类飞机中尤为常见，其中集成配备了驾驶员操纵机构、主飞行控制计算机，以及各类作动器控制电子单元、飞行控制传感器等，具有精密性、先进性的显著特征。现阶段我国飞机行业设计制造标准不断完善，行业内部对飞机安全性能也提出了更高要求，在“运输类飞机适航标准”中，更是明确强调了飞机失效问题。提出飞机系统设计时，要最大限度降低灾难性失效风险，确保其“极不可能发生”，且绝不能够由单点失效引发。由于电传飞控系统重要性显著，功能危害性分析中，更是将该系统故障列为灾难性等级，因此提升电传飞控系统安全系数，强化设计可靠性是非常关键的，只有确保其失效概率小于1e-9，才能保障飞机运行安全性[1]。为达成该种目标，很多运输类飞机电传飞控系统中均配备了终极备份系统，其中A380机型设计主飞控系统时，采用了3+3冗余方案，主飞控计算机、辅助飞控计算机各三台。波音机型设计时，则采用了非相似硬件通道方案、作动器电子冗余配置方案等。但这些做法均无法保证绝对安全，物理结构的冗余设计甚至还会造成连带性的共模故障问题，最终导致电传飞控系统整体失效，带来严重的威胁和隐患。以三余度飞控系统为例，其中集成了3台相同主飞控计算机，搭配3台相同作动器电子，常规运行状态下，飞控计算机会实时接收驾驶舱内外部指令信号，为飞机正常控制律计算提供依据，当主飞控丧失时，作动器接管计算任务进行简单分解和处理，确保飞机安全着陆。但受到架构共模特征影响，故障发生时很容易出现连带丧失问题，进而造成完全失控的灾难级故障。基于此，除冗余设计之外，还需要切实考虑电传系统失效后的应急控制方法，以完善终极备份方案，保证对飞机的持续控制，降低电传飞控系统完全失效可能造成的危险。
民机电传飞行控制系统测试性设计
第４３卷第２期 ２０１３年３月 航空计算技术 Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ Ｃｏｍｐｕｔｉｎｇ Ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ Ｖｏ１．４３ Ｎｏ．２ Ｍａｒ．２０１３
民机电传飞行控制系统测试性设计
路宽，张文杰，解庄
（中航工业飞行自动控制研究所，陕西西安７１００６５）
摘要：相比于军机，民机电传飞行控制系统对测试性提出更高要求，希望通过测试性建模手段，提前发现和检测
出所有故障，并将故障隔离，进而提高飞机系统可测试性，降低产品寿命周期费用。分析了典型电传飞行控制系统 的结构，构建了民机电传飞行控制系统的测试性设计和诊断策略，并以作动器控制电子为例，采用计算机辅助设计
软件完成模型验证，其结果满足相关测试性指标要求。 关键词：电传飞行控制系统；测试性设计；验证；民机 中图分类号：Ｖ２４９ 文献标识码：Ａ 文章编号：１６７１。６５４Ｘ（２０１３）０２—０１３１—０４
Ｔｅｓｔａｂｉｌｉｔｙ Ｄｅｓｉｇｎ ｏｎ Ｆｌｉｇｈｔ ｂｙ Ｗｉｒｅ ｏｆ Ｃｉｖｉｌ Ａｉｒｃｒａｆｔ
ＬＵ Ｋｕａｎ，ＺＨＡＮＧ Ｗｅｎ—ｊｉｅ，ＸＩＥ Ｚｈｕａｎｇ
（Ｆｌｉｇｈｔ Ａｕｔｏｍａｔｉｃ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，ＡＶＩＣ，Ｘｉ ａｎ ７１００６５，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｃｏｍｐａｒｅｄ ｔｏ ｍｉｌｉｔａｒｙ ａｉｒｃｒａｆｔ，ｃｉｖｉｌ ａｉｒｃｒａｆｔ ｆｌｉｇｈｔ ｂｙ ｗｉｒｅ（ＦＢＷ）ｄｅｍａｎｄｓ ｈｉｇｈｅｒ ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓ
ｆｏｒ ｔｅｓｔａｂｉｌｉｔｙ，ｈｏｐｅｓ ｔｈａｔ ｔｈｒｏｕｇｈ ｍｅａｎｓ ｏｆ ｔｅｓｔａｂｉｌｉｔｙ ｍｏｄｅｌｉｎｇ ｔｏ ｄｅｔｅｃｔ ａｎｄ ｉｓｏｌａｔｅ ａｌｌ ｆａｕｌｔｓ ｅａｒｌｙ，ｉｍｐｒｏ－
ｖｉｎｇ ａｉｒｃｒａｆｔ ｓｙｓｔｅｍ ｔｅｓｔａｂｉｌｉｔｙ，ｒｅｄｕｃｉｎｇ ｔｈｅ ｃｏｓｔ ｏｆ ｔｈｅ ｐｒｏｄｕｃｔ ｌｉｆｅ ｃｙｃｌｅ．Ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ａｎａｌｙｚｅｓ ｔｈｅ ｓｔｒｕｃ—
电传飞行控制系统的余度设计技术分析
技术改造
—278—
电传飞行控制系统的余度设计技术分析
孙亚南 侯培浩 朱佳琦
（石家庄海山航空电子科技有限公司，河北 石家庄 050000）
摘 要：飞行控制系统设计中将电传方式作为设计依据，在应用主动控制功能的时候更加便利。但是，单套电传飞行控制的可靠性
明显低于机械控制系统。电传飞行控制系统要提高安全可靠性，就需要进行余度设计。本论文着重于研究电传飞行控制系
统的余度设计技术。
关键词：电传；飞行控制系统；余度设计技术
引言：
为了确保电气系统的运行有较高的可靠性，就需要在飞行控
制系统的研究开发过程中将余度技术充分利用起来。现在的单套
单个电控系统运行中的安全可靠性要比机械控制系统低一万倍之
多，所以，电传控制系统提高可靠性是需要深入研究的课题，应
用余度设计技术可以获得良好的效果[1]。
一、飞行控制系统余度设计概述
从飞行控制系统的构成来看，主要包括传感器、计算机、数
据处理设备和伺服作动系统等等，计算机用于执行控制功能，伺
服作动系统用于操纵舵面。该系统是使用人机接口部件控制。
现在，国内外先进的军用飞机以及民用飞机普遍采用电子电
气部件，多数为三余度配置或者四余度配置。军用飞机的动力执
行器多采用串联双余度，对飞机油源的数量有效适应。如果为民
用飞机，要保证其结构的完整性，所使用的执行器驱动操纵面要
超过三个，以对飞机有效控制。在操纵面不同位置的情况下，功
能会相同或相似，所以，使用功能余度技术实施飞行控制是非常
必要的[2]。
为了实现飞机的飞行控制，新业态对于精确测量飞机的飞行
参数进行研究，诸如姿态角、过载、迎角、飞行的速度以及飞行
的高度等等。要对飞机的运动状态有效控制，它还需要对飞行员
的指令予以测量，比如杆的力度以及位移等等，因此有各种敏感
元件。现代飞控系统，尤其是电传飞控系统中使用的传感器，要
求都按照余度进行配置，其具有自主监测功能，在空中飞行的时
候就可以实时监测，在地面还可以自检测。因此，三个传感器组
直升机飞行控制系统作动器综述
电力与电子技术Power & Electronical Technology电子技术与软件工程Electronic Technology & Software Engineering
1 引言
随着对直升机性能需求的不断提升，直升机飞行控制技
术得到迅猛发展[1]，已从通过机械传动链，传递机械信号，
实现飞行控制的机械操纵系统；发展为通过航空电缆，传递
电气信号，实现飞行控制的电传飞控系统；在未来将发展为
通过光纤，传递光信号，实现飞行控制的光传飞控系统。先
进的电传／光传飞控系统可与航电、机电、发动机等系统集
成为一体化综合控制平台，优化直升机飞行品质，改善飞行
员操纵体验，进而提高任务效率及安全性[2-3]。
作动器属于飞行控制系统的末端执行单元，其重要性位
于飞行控制系统乃至整个直升机系统的突出位置。因现代直
升机飞行控制系统基本全部采用不可逆式助力，特点在于座
舱操纵装置不能直接操纵桨叶变距，而是操纵作动器，作动
器的伸出或缩回带动旋翼结构运动，完成桨叶变距。在设计
中，主、尾桨的铰链力矩应全部由作动器承担，不能反传到
飞行控制系统前段[3]。故作动器性能对飞行控制系统有着非
常重大的影响，直接关系到直升机安全性、操纵性和机动性。
作动器行程应在整个飞行控制系统的设计范围内考虑，
在其安装位置确定后，需按照给定的操纵量，计算作动器行
程。操纵量-作动器行程的对应关系应受到严格限制，当飞
行员产生操纵指令时，作动器应按照对应关系及时进行伸出
或缩回，准确控制桨距角变化，保证飞行员能够自由控制直
升机飞行姿态。在机械操纵系统中，操纵量-作动器行程的
对应关系由拉杆和摇臂组成的机械传动链确定，飞行员操纵
指令通过机械传动链传递到作动器；在电传飞控系统中，操
纵量-作动器行程的对应关系被编入飞控计算机，飞行员操
纵指令被传感器采集，经飞控计算机处理后的电气信号，通
过航空电缆传递到作动器；在光传飞控系统中，飞行员操纵
指令的采集与传递同电传飞控系统类似，但所有电气元件均