基于共模故障的電傳飛控系統(tǒng)終極備份設(shè)計(jì)

柳建鋒

DOI：10.16660/j.cnki.1674-098X.2017.11.016

摘 要：隨著冗余技術(shù)在民用飛機(jī)電傳飛控系統(tǒng)中應(yīng)用的增加，飛控系統(tǒng)存在由于共模故障喪失的可用性，終極備份可被用以緩解共模故障的影響。該文在三余度飛控系統(tǒng)架構(gòu)的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了雙輸入遠(yuǎn)程電子、雙伺服回路作動器以及推力控制飛機(jī)三種終極備份方案，對三種方案進(jìn)行了原理性的描述，同時對方案的優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行了分析，分析結(jié)果可供實(shí)際設(shè)計(jì)參考。

關(guān)鍵詞：電傳飛控 冗余共模故障 終極備份

中圖分類號：V24 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2017）04（b）-0016-03

飛控系統(tǒng)作為民機(jī)最重要的系統(tǒng)之一，在安全性、可靠性、維修性、可用性、穩(wěn)定性以及舒適程度上對飛機(jī)都會產(chǎn)生直接的影響。為了提高安全性和可用性，硬件的冗余技術(shù)在電傳飛控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中得到了應(yīng)用。A380主飛控系統(tǒng)采用3臺主飛控計(jì)算機(jī)和3臺輔助飛控計(jì)算機(jī)的冗余配置，以提高飛控系統(tǒng)的可用性。Boeing777采用3臺飛控計(jì)算機(jī)，每臺配置3個非相似的硬件通道[1]。Boeing787飛機(jī)采用3臺主飛控計(jì)算機(jī)與4臺作動器電子裝置的冗余配置[2]。

但是采用硬件冗余的電傳飛控系統(tǒng)后，如果存在同時導(dǎo)致冗余系統(tǒng)或設(shè)備無法正常工作的故障，可能會導(dǎo)致整個系統(tǒng)喪失可用性，即共模故障。美國汽車工程師協(xié)會SAE的ARP4761《民用飛機(jī)機(jī)載系統(tǒng)和設(shè)備安全性評估過程的指南和方法》中明確，對于引起災(zāi)難性的或危險的/極其重大的失效狀態(tài)的共模故障，應(yīng)該被排除[3]。因此，在飛控系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)初期就需要考慮如何緩解由于硬件冗余導(dǎo)致的共模故障。

緩解電傳飛控系統(tǒng)共模故障的方式有很多種，采用非相似的設(shè)計(jì)可以緩解共模故障[4]，但會造成研制成本的提高；或者設(shè)計(jì)一個終極備份控制，當(dāng)飛控系統(tǒng)由于共模故障喪失可用性后，其可以提供簡單的控制。該文就以三余度計(jì)算機(jī)主飛控系統(tǒng)結(jié)構(gòu)為基礎(chǔ)，設(shè)計(jì)幾種終極備份方案，并對這幾種方案進(jìn)行對比分析。

1 三余度飛控系統(tǒng)描述

如圖1所示，是一個三余度的飛控系統(tǒng)架構(gòu)，包含3臺相同的主飛控計(jì)算機(jī)、3臺相同的作動器電子。在正常工作狀態(tài)下，3臺飛控計(jì)算機(jī)同時根據(jù)駕駛艙輸入與外部接口信號提供飛機(jī)的正?？刂坡捎?jì)算，并在作動器電子中進(jìn)行指令表決；當(dāng)主飛控計(jì)算機(jī)喪失可用性時，作動器電子根據(jù)駕駛艙輸入提供簡單的控制律計(jì)算，可以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)安全的飛行和著陸。

由于該架構(gòu)采用三余度的飛控計(jì)算機(jī)與作動器電子，因此，飛控計(jì)算機(jī)與作動器電子均存在共模故障的可能。當(dāng)飛控計(jì)算機(jī)由于共模故障喪失可用性時，飛控系統(tǒng)可以通過作動器電子實(shí)現(xiàn)簡單的控制，能夠保證系統(tǒng)的可用性；當(dāng)作動器電子由于共模故障失效時，飛控系統(tǒng)喪失可用性，屬于災(zāi)難級故障，因此，針對作動器電子的共模故障，需設(shè)計(jì)有效的解決方式。

2 終極備份設(shè)計(jì)

該文在終極備份設(shè)計(jì)過程中，主要考慮以下幾點(diǎn)：盡可能的簡單，降低系統(tǒng)的復(fù)雜程度；盡量保證飛機(jī)的MAC要求，提高對飛機(jī)的可控性。

2.1 雙輸入遠(yuǎn)程電子設(shè)計(jì)終極備份

如圖2所示，是基于遠(yuǎn)程電子雙輸入的終極備份原理圖，其中紅線連接了增加的終極備份。該方案在原有的飛機(jī)系統(tǒng)架構(gòu)基礎(chǔ)上，增加了一套終極備份控制計(jì)算機(jī)作為飛機(jī)的終極備份控制核心。終極備份直接接收駕駛艙的輸入信號，同時根據(jù)飛控計(jì)算機(jī)與作動器電子有效性信號進(jìn)行其激活邏輯的計(jì)算，當(dāng)所有的飛控計(jì)算機(jī)和作動器電子失效后，終極備份開始控制飛機(jī)，并將計(jì)算指令發(fā)給遠(yuǎn)程電子實(shí)現(xiàn)對作動器的控制。為防止終極備份誤激活，將其設(shè)計(jì)為硬件非相似的雙通道，當(dāng)雙通道均判定為激活時終極備份才能激活。在飛控計(jì)算機(jī)中設(shè)置了對終極備份實(shí)時狀態(tài)監(jiān)控，并通過相應(yīng)的告警信息以及維護(hù)信息告知機(jī)組以及維護(hù)人員。

相比于原有的飛控系統(tǒng)架構(gòu)，該方案需要將MAC指定遠(yuǎn)程電子改裝成雙輸入模式，其可以接收來自作動器電子的指令信號與來自終極備份的指令信號，其中前者具有更高級別的優(yōu)先權(quán)。采用該設(shè)計(jì)需要在遠(yuǎn)程電子中正確的設(shè)計(jì)選擇邏輯，防止終極備份指令信號被錯誤的選擇，造成系統(tǒng)降級。

2.2 雙伺服回路作動器設(shè)計(jì)終極備份

如圖3所示，是基于雙伺服回路作動器設(shè)計(jì)的終極備份原理圖。該方案與2.1中方案區(qū)別在于，將原有的單伺服回路作動器改裝為雙伺服回路作動器，遠(yuǎn)程電子保持不變，終極備份直接通過模擬信號輸出控制伺服回路2。該方案對飛控系統(tǒng)電子部分改裝要求較小，但是由于終極備份直接通過模擬信號控制作動器，可能會增加相應(yīng)的電纜重量，同時由于采用雙伺服回路作動器，對作動器的設(shè)計(jì)有了較高的要求，其重量變化還需進(jìn)一步權(quán)衡分析。

2.3 推力控制飛機(jī)（PCA）

NASA最早在20世紀(jì)90年代就開始進(jìn)行了PCA的研究，目的是僅僅通過調(diào)節(jié)發(fā)動機(jī)的推力，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的姿態(tài)控制以及安全著陸，并在MD-11飛機(jī)上得到了驗(yàn)證[5]。

如圖4所示，是基于PCA的飛控系統(tǒng)應(yīng)急控制方案。當(dāng)共模故障導(dǎo)致作動器電子失效后，主飛控計(jì)算機(jī)切換到PCA控制律計(jì)算。駕駛員通過自動飛行控制面板輸入目標(biāo)的航跡指令，以及目標(biāo)空速。飛控計(jì)算機(jī)根據(jù)飛行模式控制板輸入的指令以及傳感器反饋當(dāng)前飛機(jī)的飛行參數(shù)實(shí)現(xiàn)對兩側(cè)發(fā)動機(jī)推力的控制，通過推力的不對稱使飛機(jī)達(dá)到目標(biāo)的航跡指令要求；飛控計(jì)算機(jī)同時通過對發(fā)動機(jī)推力大小的控制，疊加平尾運(yùn)動引起的俯仰姿態(tài)變化，實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)空速的調(diào)節(jié)。

該方案僅僅需要在主飛控計(jì)算機(jī)中進(jìn)行PCA的控制律軟件實(shí)現(xiàn)，對整體的飛控系統(tǒng)架構(gòu)硬件改裝要求較小。但由于該方案并未在民機(jī)有過應(yīng)用案例，其適航性以及單發(fā)失效疊加作動器電子共模故障的安全性分析有待進(jìn)一步研究，同時由于發(fā)動機(jī)具有延遲特性，PCA對飛機(jī)控制特性慢于正常情況。

3 結(jié)語

該文針對電傳飛控系統(tǒng)可能出現(xiàn)的共模故障情況，為了提高電傳飛行控制系統(tǒng)可用性設(shè)計(jì)了3種終極備份控制系統(tǒng)方案，并對這3種方案分別進(jìn)行了分析，分析結(jié)果在進(jìn)行飛機(jī)設(shè)計(jì)初步技術(shù)方案權(quán)衡過程有一定的參考性。后續(xù)將展開對各種方案的理論計(jì)算對比分析工作，對方案的可靠性、可用性、完整性與安全性等指標(biāo)進(jìn)行量化計(jì)算，為方案選擇提供可靠的理論依據(jù)。

參考文獻(xiàn)

[1] Yeh Y C. Triple-triple redundant 777primary flight computer[C].IEEE Aerospace Applications Conference proceedings，1996，1：293-307.

[2] 張大偉，徐東光.大型客機(jī)電傳飛控系統(tǒng)余度配置研究[J].飛機(jī)設(shè)計(jì)，2013，33（1）：59-63.

[3] SAE ARP 4761 Guideline and Methods for Conducting the Safety Assessment Process on Civil Airborne Systems and Equipment[Z]. SAE，1996：159-168.

[4] 秦旭東，陳宗基，李衛(wèi)琪.大型民機(jī)的非相似余度飛控計(jì)算機(jī)研究[J].航空學(xué)報，2008，29（3）：686-694.

[5] John J. Burken Trindel A，Maine Frank W. Burcham，Jr.Longitudinal Emergency Control System Using Thrust Modulation Demonstrated on an MD-11 Airplane[R].AIAA-96-3062，1996.