滕利強， 王文山， 劉藝寧， 余書秀

(航空工業(yè)慶安集團有限公司， 陜西 西安 710077)

引言

隨著飛行控制技術的發(fā)展，國內(nèi)外先進直升機的飛行控制系統(tǒng)已普遍采用電傳操縱技術，與應用傳統(tǒng)助力機械操縱技術的飛行控制系統(tǒng)相比，采用電傳操縱技術的飛行控制系統(tǒng)可極大地改善直升機的飛行品質(zhì)，減輕飛行員的操縱負擔[1]，并為主動控制技術和綜合飛行控制技術的直升機領域應用奠定基礎。

飛控作動系統(tǒng)是飛控系統(tǒng)的子系統(tǒng)，主要由控制單元和作動器組成。在直升機領域，該系統(tǒng)可根據(jù)飛控計算機(FCC)的指令調(diào)節(jié)槳距或驅(qū)動舵面，而常規(guī)直升機具有操縱面少、槳葉間耦合度高、作動器故障后無法重構等特點，故該系統(tǒng)可直接影響飛行安全，是機上的重要子系統(tǒng)。

當前，國外主流直升機公司所生產(chǎn)的先進直升機已普遍采用電傳操縱技術，相關機型的飛控作動系統(tǒng)有采用集中式架構、分布式架構、電液伺服作動技術和直接驅(qū)動作動技術等[2-4]，在技術應用上呈現(xiàn)出多樣性。

而我國直升機領域由于受相關技術的發(fā)展限制，現(xiàn)役絕大多數(shù)國產(chǎn)直升機的飛控作動系統(tǒng)仍然采用傳統(tǒng)的液壓助力作動技術，僅某型直升機實現(xiàn)了電傳作動技術的工程應用，與國外現(xiàn)狀相比技術單一性，沒有呈現(xiàn)出技術多樣性。

基于上述因素，本研究在對比分析國外先進直升機飛控作動系統(tǒng)的基礎上，總結(jié)相關技術特點，以國內(nèi)某型直升機為目標應用平臺，對飛控作動系統(tǒng)進行架構設計和部分關鍵技術研究，并借鑒相關系統(tǒng)的研制經(jīng)驗[5-6]，以建模仿真和工程試驗的方法對系統(tǒng)特性進行驗證。計劃通過本項研究為我國直升機電傳飛控作動系統(tǒng)領域的技術多樣性進行有益探索。

1 國外典型先進直升機飛控作動系統(tǒng)對比

目前國外先進的直升機生產(chǎn)公司主要集中在歐洲和美國，典型代表公司有空客直升機公司和美國西柯斯基公司等，所生產(chǎn)的先進直升機體現(xiàn)了當今直升機領域所使用的新技術和發(fā)展方向。因此，本研究將對前述兩家公司所生產(chǎn)的典型先進直升機在飛控作動系統(tǒng)方面進行對比分析，并結(jié)合我國相關領域的技術現(xiàn)狀開展研究工作。

1.1 NH-90直升機

NH-90是空中客車直升機公司研制的一款雙發(fā)中型單旋翼多用途直升機。該機是全球首款采用電傳操縱技術的投入使用機型[4]，被譽為歐洲直升機工業(yè)實力的新標桿。該機飛控作動系統(tǒng)的架構如圖1所示，系統(tǒng)具有以下特點：

(1) 系統(tǒng)采用分布式架構，作動控制器獨立于FCC，通過電纜與FCC進行信息傳輸；

(2) 系統(tǒng)整體采用電氣四余度、液壓機械雙余度構型，由2臺作動器控制器，3臺主槳作動器和1臺尾槳作動器組成；

(3) 主槳作動器和尾槳作動器均為液壓雙余度串聯(lián)構型，主-主工作，采用旋轉(zhuǎn)式直接驅(qū)動閥(R-DDV)技術，由電氣四余度電機共軸驅(qū)動2個R-DDV，實現(xiàn)雙系液壓的作動筒油液分配；

圖1 NH-90直升機飛控作動系統(tǒng)架構

(4) 控制器采用模擬伺服控制技術，具有較強的抗干擾能力，單臺控制器內(nèi)有2個伺服控制通道，單通道采用指令+監(jiān)控構型，以保證飛控作動系統(tǒng)具有電氣三次故障-工作的容錯能力。

1.2 RAH-66直升機

RAH-66“科曼奇”直升機是美國波音公司和西科斯基公司合作研發(fā)的一款雙發(fā)單旋翼隱身武裝/攻擊直升機，是美國首款采用電傳操縱技術的直升機。自該機開始美國先進直升機進入了電傳操縱時代，通過該機所掌握的三余度電傳操縱技術被用于后續(xù)多個機型，例如，S-92直升機和最新改進型CH-53K與UH-60M直升機等。該機的飛控作動系統(tǒng)具有以下特點[2]：

(1) 系統(tǒng)采用集中式架構，作動器的控制單元以板卡形式集成在FCC中；

(2) 系統(tǒng)整體采用電氣三余度、液壓機械雙余度構型，由3臺FCC中的3個獨立作動器控制單元，3臺主槳作動器和1臺尾槳作動器組成；

(3) 主槳作動器為液壓機械雙余度并聯(lián)單耳輸出構型，尾槳作動器為液壓雙余度串聯(lián)構型，均為主-主工作，采用電液伺服閥(EHV)技術，由2臺獨立的電氣三余度EHV，實現(xiàn)雙系液壓的作動筒油液分配。

1.3 S-92直升機

S-92直升機是美國西科斯基飛機公司研制的一款雙發(fā)中型單旋翼多用途直升機，且是全球首款通過美國和歐洲適航認證的直升機，具有很高的安全性。該機采用電傳操縱技術，飛控作動系統(tǒng)的架構、余度配置和作動技術等特點均與RAH-66直升機相同，系統(tǒng)架構如圖2所示[3]。

圖2 S-92直升機飛控作動系統(tǒng)架構

該型直升機的作動器控制單元采用模擬伺服控制技術，具有較強的抗干擾能力，單臺FCC內(nèi)有1個伺服控制通道，由于FCC采用主控+監(jiān)控構型，因此，可以保證飛控作動系統(tǒng)具有電氣二次故障——工作的容錯能力。

1.4 對比分析

根據(jù)上述三種采用電傳操縱技術的國外典型先進

表1 國外典型先進直升機飛控作動系統(tǒng)對比

直升機介紹，梳理出相關飛控作動系統(tǒng)的技術特點，如表1所示。

對表1所示進行分析，可以得以下結(jié)論：

(1) 常規(guī)單旋翼直升機具有操縱面少、槳葉間耦合度高、飛控作動器故障后無法重構等特點，因此，為了保證飛行安全，飛控作動系統(tǒng)多采用電氣三余度或四余度；

(2) 在液壓余度方面，飛控作動器的液壓余度多為兩余度；

(3) 與機上其他系統(tǒng)相比，飛控作動系統(tǒng)具有較高的頻響要求，且為了提高作動系統(tǒng)的抗電磁干擾能力，系統(tǒng)通常采用模擬控制技術；

(4) 三型直升機中，NH-90直升機的飛控作動器采用DDV，與EHV相比，該類型閥雖具有抗油液污染能力強的特點，但是驅(qū)動電流通常為安培級，遠大于伺服閥工作所需的毫安級電流，電功耗和發(fā)熱量也更大。其他兩型直升機的飛控作動器則采用EHV，且從目前所檢索到的資料來看，現(xiàn)役采用電傳操縱技術的大多數(shù)固定翼飛機和直升機飛控作動器多采用EHV，并且隨著EHV技術的發(fā)展，EHV的抗油液污染能力已經(jīng)提升。

綜上所述，并結(jié)合當前國產(chǎn)直升機飛控作動系統(tǒng)的技術現(xiàn)狀，本研究以國內(nèi)某型直升機為設計使用平臺，確定所研究的直升機飛控作動系統(tǒng)設計目標為：

(1) 集中式架構；

(2) 電氣四余度、液壓機械雙余度配置；

(3) 伺服控制采用模擬控制技術；

(4) 采用EHV進行作動器油液控制。

計劃通過上述研究，以期實現(xiàn)電液伺服作動系統(tǒng)和相關技術的直升機飛控領域應用拓展。

2 系統(tǒng)關鍵技術研究

根據(jù)上述設計目標，并結(jié)合飛控作動系統(tǒng)的組成和特點，將從系統(tǒng)架構設計、伺服控制和伺服作動等三方面開展相關技術研究。

2.1 高安全系統(tǒng)架構設計技術

根據(jù)確定的直升機電傳飛控作動系統(tǒng)設計目標，設計的系統(tǒng)架構如圖3所示，系統(tǒng)由4塊伺服控制板卡、3臺主槳作動器和1臺尾槳作動器組成。其中，單塊伺服控制板卡上設計有4個伺服控制支路，分別控制4臺作動器的1個電氣余度。主、尾槳作動器均設計為液壓機械雙余度串聯(lián)構成。

圖3 飛控作動系統(tǒng)架構

根據(jù)上述系統(tǒng)架構，并結(jié)合系統(tǒng)工作原理，在參考《民用機載系統(tǒng)和設備安全性評估過程的指南和方法》[7]的基礎上，對系統(tǒng)進行功能危險性分析，確定“飛控作動系統(tǒng)喪失伺服功能”為災難性事故，同時采用故障樹分析的方法對已確定的災難性事故進行定量分析，故障樹的底事件數(shù)據(jù)來源于《非電子零件可靠性數(shù)據(jù)》[8]和《電子設備可靠性預計手冊》(GJB/Z 299C—2006)，其中電子器件的可靠性數(shù)據(jù)是根據(jù)手冊中的相關失效率預計模型計算，在確定公式中的相關系數(shù)時考慮了產(chǎn)品的使用環(huán)境，并借鑒了前期相似產(chǎn)品計算可靠性數(shù)據(jù)時的選定系數(shù)。這里僅從設計角度確定產(chǎn)品的可靠性數(shù)據(jù)，以此對系統(tǒng)架構進行初步安全性分析。

據(jù)此建立的“飛控作動系統(tǒng)喪失伺服控制功能”故障樹如圖4所示，經(jīng)計算采用該架構的直升機飛控作動系統(tǒng)發(fā)生喪失伺服功能的失效概率約為6.734×10-10/FH，而民用直升機安全性風險分類中要求的發(fā)生災難性事故的概率應不大于1×10-9/FH[9]，因此，所設計的直升機飛控作動系統(tǒng)架構滿足安全性設計目標，具有高安全的特性。

采用該架構的系統(tǒng)電氣部分至少具有電氣二次故障-工作的容錯能力，由于采用集中式架構，若FCC部分采用主控+監(jiān)控架構，并完善相應的余度管理策略，則系統(tǒng)具備電氣三次故障-工作的容錯能力。對于飛控作動器由于采用獨立的液壓機械雙余度設計，故可以保證系統(tǒng)液壓機械部分具有一次故障-工作的容錯能力。

圖4 飛控作動系統(tǒng)喪失伺服功能故障樹

2.2 高可靠伺服控制技術

伺服控制單元作為飛控作動器的位移控制和余度管理部分，其可靠性直接影響到飛控作動系統(tǒng)的可靠性，甚至整個飛控系統(tǒng)的可靠性。同時伺服控制單元作為機上電子單元，所處電磁環(huán)境較為復雜，且飛控作動系統(tǒng)具有較高的頻響要求。

因此，為了提高伺服控制單元的抗電磁環(huán)境干擾，滿足系統(tǒng)的高頻響要求，并結(jié)合第1節(jié)的對比分析結(jié)果，系統(tǒng)的伺服控制和故障監(jiān)控等功能單元采用模擬技術實現(xiàn)，而本系統(tǒng)為電氣四余度，故障監(jiān)控信號較多，若仍采用模擬技術實現(xiàn)余度管理，則相關邏輯電路規(guī)模較為復雜，因此，本方案采用FPGA(現(xiàn)場可編程門陣列)，利用其可編程、運行快、集成度高和靈活性強等特點[10-11]，實現(xiàn)系統(tǒng)余度管理和邏輯信號處理，以期降低伺服控制單元的硬件復雜度，滿足系統(tǒng)對伺服控制單元的高可靠性需求，該單元的功能原理框圖如圖5所示。

圖5 伺服控制單元功能原理框圖

2.3 高安全伺服作動技術

作動器作為飛控作動系統(tǒng)的末端執(zhí)行單元，可在伺服驅(qū)動單元的控制下調(diào)節(jié)槳葉槳距，在系統(tǒng)中具有不可替代性，產(chǎn)品失效后將無法進行作動器間的重構，特別是主槳作動器，其安全性可直接影響直升機的飛行安全。

設計的作動器功能原理框圖如圖6所示，液壓控制模塊1上的伺服閥2可根據(jù)控制單元發(fā)出的驅(qū)動電流實現(xiàn)油液的流量和流向控制，電磁閥3可根據(jù)控制單元發(fā)出的驅(qū)動電壓通過控制高壓油液實現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換閥4的開啟，從而使伺服閥負載口的油液經(jīng)模態(tài)轉(zhuǎn)換閥與作動筒5的2個負載腔溝通，最終實現(xiàn)作動器活塞桿的輸出位移控制。

圖6 作動器功能原理框圖

根據(jù)第1節(jié)的對比分析結(jié)果，并結(jié)合有關電液伺服閥的技術特點[12]，本方案作動器采用高可靠性的射流管式電液伺服閥。該類型伺服閥抗污染能力強，比傳統(tǒng)噴嘴擋板式伺服閥的抗污染能力提高一個數(shù)量級，可在油液清潔度NAS8級條件下長期可靠工作，且在電氣失效或射流管堵塞后，主控閥能夠在反饋桿的作用下自動復位，避免發(fā)生伺服閥故障所導致的滿舵現(xiàn)象。同時，為了提高伺服閥的故障-安全能力， 伺服閥的主控閥安裝了線位移傳感器監(jiān)控閥芯位移，通過與控制器中的伺服閥模型輸出位移比對可及時發(fā)現(xiàn)伺服閥潛在的液壓機械故障，并通過控制電磁閥的斷電，使模態(tài)轉(zhuǎn)換閥復位，此時故障伺服閥的負載口油液被堵住，而作動筒的進回油口被旁通，該側(cè)活塞桿做跟隨運動，以避免影響正常伺服閥側(cè)的活塞桿運動。該方式提升了作動器的故障容錯能力，并且液壓控制模塊采用了分體式設計，可避免單側(cè)殼體的結(jié)構故障發(fā)生雙側(cè)蔓延。上述措施均可有效提升作動器的安全性。

3 系統(tǒng)仿真建模與分析

本系統(tǒng)工作所需的控制指令已由飛控系統(tǒng)控制律解耦，所以可單獨對主、尾槳作動系統(tǒng)進行建模仿真分析。因2個子系統(tǒng)中的被控作動器工作原理相同，僅本體參數(shù)存在差異，故這里僅以主槳作動系統(tǒng)為例進行建模仿真分析說明。

3.1 主槳作動系統(tǒng)仿真建模

根據(jù)系統(tǒng)架構、控制原理和作動器組成原理，選取AMESim軟件液壓模型庫、機械模型庫和信號與控制模型庫中自帶的基礎模型[13]，并借鑒相關系統(tǒng)的建模經(jīng)驗[14-15]。據(jù)此搭建的電氣四余度、液壓機械雙余度主槳作動子系統(tǒng)的仿真模型，如圖7所示，并根據(jù)系統(tǒng)的設計結(jié)果對仿真模型進行參數(shù)設置，主要參數(shù)如表2所示，設置的系統(tǒng)仿真時間為1 s，通信間隔為0.01 s。

圖7 主槳作動子系統(tǒng)仿真模型

表2 主槳作動子系統(tǒng)主要參數(shù)

3.2 系統(tǒng)動態(tài)特性分析

因系統(tǒng)采用電氣四余度設計，故這里關注系統(tǒng)在不同余度下的動態(tài)特性，且為了方便對比分析，保證系統(tǒng)在不同余度下的仿真輸入指令相同，輸入的階躍指令和正弦指令幅值均為1 V(10%F.S)，其中系統(tǒng)的四余度階躍響應曲線和伯德圖如圖8和圖9所示，系統(tǒng)在不同余度下的動態(tài)特性指標如表3所示。

圖8 四余度主槳作動子系統(tǒng)階躍響應

圖9 四余度主槳作動子系統(tǒng)伯德圖

3.3 仿真結(jié)果對比分析

根據(jù)上述仿真結(jié)果可知，系統(tǒng)在相同指令和控制參數(shù)，不同電氣余度工況下時，四余度和三余度工作時的響應時間均滿足不大于0.1 s的設計要求；系統(tǒng)雙余度工作時的響應時間雖有所延長，但不大于0.12 s，屬于電氣余度降級后的可接受范圍；且系統(tǒng)在三種工況下對階躍信號的響應穩(wěn)定，無超調(diào)和振蕩現(xiàn)象。

表3 主槳作動子系統(tǒng)不同電氣余度動態(tài)特性

當系統(tǒng)處于電氣四余度與三余度工作時，幅值衰減到-3 dB的頻寬均滿足不小于8 Hz的設計要求，雙余度工作時的頻寬為4.7 Hz，屬于電氣余度降級后的可接受范圍，并且系統(tǒng)在三種工況下的相位滯后均小于60°，滿足相應的設計要求。

通過上述三種工況下的仿真結(jié)果分析可知，系統(tǒng)電氣四余度、三余度工作時，均具有良好的動態(tài)性能，可以保證直升機在飛控作動系統(tǒng)發(fā)生電氣單余度故障時，仍具有較好的機動性，不增加飛行員的操縱負擔。當系統(tǒng)工作于電氣雙余度時，系統(tǒng)頻寬不小于4 Hz，此時系統(tǒng)仍具有較好的動態(tài)性能，可以滿足電傳飛控作動系統(tǒng)電氣二次故障時的飛行員操縱需求。

4 系統(tǒng)實物驗證與分析

在完成系統(tǒng)方案設計、關鍵技術研究和性能仿真分析后，對直升機電傳飛控作動系統(tǒng)所涉及的伺服控制單元和主、尾槳電液伺服作動器進行了實物加工與驗證，其中，主槳作動子系統(tǒng)的試驗現(xiàn)場如圖10所示。

圖10 主槳作動子系統(tǒng)試驗現(xiàn)場

相關試驗分為功能試驗和性能試驗，其中功能試驗主要驗證余度管理功能，該試驗通過模擬液壓失效故障、伺服控制單元斷電故障和控制與作動器間的斷線故障等方式進行驗證；性能試驗的主要測試項和測試結(jié)果如表4所示，由表4經(jīng)分析可以得出，所研制的主槳作動子系統(tǒng)主要技術指標均滿足設計要求，達到了研制目標。

表4 主槳作動子系統(tǒng)主要測試結(jié)果

5 結(jié)論

本研究在對比分析國內(nèi)外典型先進直升機電傳飛控作動系統(tǒng)技術特點的基礎上，以某型直升機為目標使用平臺，設計并實現(xiàn)了一種基于FPGA和射流管式伺服閥的電氣四余度、液壓機械雙余度直升機電傳飛控作動系統(tǒng)，通過本研究可以得出以下結(jié)論：

(1) 相較于數(shù)字伺服控制技術，采用模擬伺服控制技術的飛控作動系統(tǒng)能夠快速響應FCC指令，并具有較強的抗干擾能力；同時，結(jié)合系統(tǒng)特點采用FPGA實現(xiàn)邏輯信號處理和余度管理，簡化了控制電路的復雜度，提升了伺服控制部分的可靠性；

(2) 在直升機飛控作動方面，實現(xiàn)了國外直升機飛控作動器所常采用的電液伺服作動技術實物應用研究，并通過射流管式伺服閥和伺服閥模型監(jiān)控的方式提升了作動器的可靠性與安全性；

(3) 基于FPGA和射流管式電液伺服閥的電氣四余度、液壓機械雙余度直升機電傳飛控作動系統(tǒng)的成功研制，為我國直升機電傳飛控作動系統(tǒng)領域的技術選擇提供了多選項。