李修赫 劉海清

（中國直升機(jī)設(shè)計研究所 江西省景德鎮(zhèn)市 333001）

1 引言

隨著對直升機(jī)性能需求的不斷提升，直升機(jī)飛行控制技術(shù)得到迅猛發(fā)展，已從通過機(jī)械傳動鏈，傳遞機(jī)械信號，實現(xiàn)飛行控制的機(jī)械操縱系統(tǒng)；發(fā)展為通過航空電纜，傳遞電氣信號，實現(xiàn)飛行控制的電傳飛控系統(tǒng)；在未來將發(fā)展為通過光纖，傳遞光信號，實現(xiàn)飛行控制的光傳飛控系統(tǒng)。先進(jìn)的電傳／光傳飛控系統(tǒng)可與航電、機(jī)電、發(fā)動機(jī)等系統(tǒng)集成為一體化綜合控制平臺，優(yōu)化直升機(jī)飛行品質(zhì)，改善飛行員操縱體驗，進(jìn)而提高任務(wù)效率及安全性。

作動器屬于飛行控制系統(tǒng)的末端執(zhí)行單元，其重要性位于飛行控制系統(tǒng)乃至整個直升機(jī)系統(tǒng)的突出位置。因現(xiàn)代直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)基本全部采用不可逆式助力，特點在于座艙操縱裝置不能直接操縱槳葉變距，而是操縱作動器，作動器的伸出或縮回帶動旋翼結(jié)構(gòu)運(yùn)動，完成槳葉變距。在設(shè)計中，主、尾槳的鉸鏈力矩應(yīng)全部由作動器承擔(dān)，不能反傳到飛行控制系統(tǒng)前段。故作動器性能對飛行控制系統(tǒng)有著非常重大的影響，直接關(guān)系到直升機(jī)安全性、操縱性和機(jī)動性。

作動器行程應(yīng)在整個飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計范圍內(nèi)考慮，在其安裝位置確定后，需按照給定的操縱量，計算作動器行程。操縱量-作動器行程的對應(yīng)關(guān)系應(yīng)受到嚴(yán)格限制，當(dāng)飛行員產(chǎn)生操縱指令時，作動器應(yīng)按照對應(yīng)關(guān)系及時進(jìn)行伸出或縮回，準(zhǔn)確控制槳距角變化，保證飛行員能夠自由控制直升機(jī)飛行姿態(tài)。在機(jī)械操縱系統(tǒng)中，操縱量-作動器行程的對應(yīng)關(guān)系由拉桿和搖臂組成的機(jī)械傳動鏈確定，飛行員操縱指令通過機(jī)械傳動鏈傳遞到作動器；在電傳飛控系統(tǒng)中，操縱量-作動器行程的對應(yīng)關(guān)系被編入飛控計算機(jī)，飛行員操縱指令被傳感器采集，經(jīng)飛控計算機(jī)處理后的電氣信號，通過航空電纜傳遞到作動器；在光傳飛控系統(tǒng)中，飛行員操縱指令的采集與傳遞同電傳飛控系統(tǒng)類似，但所有電氣元件均被光元件替代。

作動器性能主要分為靜態(tài)和動態(tài)兩個方面。作動器的靜態(tài)性能要求了伸縮速度、極限行程、額定行程、最大輸出力、液壓壓力和含油重量等。作動器的動態(tài)性能包括穩(wěn)定性、跟隨性和快速性，實際驗證方法為階躍響應(yīng)試驗和頻率響應(yīng)試驗。階躍響應(yīng)試驗要求了作動器的調(diào)節(jié)時間、穩(wěn)態(tài)誤差和超調(diào)量；頻率響應(yīng)試驗要求了作動器的幅值比和相位差。

新一代飛行控制系統(tǒng)理念的提出可為作動器未來研發(fā)指明方向。作動器作為直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的關(guān)鍵部件，其成熟度制約整個系統(tǒng)成熟度。正是作動器研發(fā)的突破，才使飛行控制系統(tǒng)的升級換代成為可能。下面分別介紹機(jī)械操縱系統(tǒng)、電傳飛控系統(tǒng)和光傳飛控系統(tǒng)中作動器的特點及發(fā)展現(xiàn)狀。

2 機(jī)械操縱系統(tǒng)與液壓助力器

直升機(jī)機(jī)械操縱系統(tǒng)最初由拉桿、搖臂、鋼索、鼓輪和支座等機(jī)械零件組成，通過機(jī)械桿系直接傳遞飛行員操縱指令，進(jìn)行槳葉變距。后來隨著直升機(jī)噸位，飛行速度和高度的不斷增加，僅靠人工已無法正常操縱，更無法克服機(jī)械桿系反傳的鉸鏈力矩，故發(fā)展為由作動器作動的機(jī)械操縱系統(tǒng)。

機(jī)械操縱系統(tǒng)的作動器由機(jī)械信號控制，稱為液壓助力器。直升機(jī)液壓助力器屬于機(jī)-液伺服執(zhí)行單元，對外提供作動行程、作動速度和輸出力。在液壓系統(tǒng)的支持下，飛行員通過機(jī)械桿系傳遞操縱指令，即位移信號，控制液壓助力器伸出或縮回；改變操縱速度，液壓助力器伸出或縮回速度隨之改變；飛行員產(chǎn)生操縱指令時，所需操縱力較小（一般≤10N），就可使液壓助力器完成作動，大大減輕了飛行員的操縱負(fù)荷。

液壓助力器典型結(jié)構(gòu)形式如圖1 所示。液壓助力器主要由控制閥體和作動筒體組成，作動筒體包括活塞桿和作動筒殼，控制閥體包括輸入搖臂、反饋機(jī)構(gòu)和分配閥。該型液壓助力器的作動筒采用串聯(lián)式分布，被物理分隔成上、下腔，分別由各自的分配閥控制。作動筒殼與旋翼結(jié)構(gòu)鉸接，活塞桿與主減殼體鉸接。當(dāng)操縱指令輸入時，活塞桿保持不動，作動筒殼相對運(yùn)動，實現(xiàn)液壓助力器的伸出與縮回，進(jìn)而驅(qū)動旋翼結(jié)構(gòu)，完成槳葉變距。

圖1：液壓助力器典型結(jié)構(gòu)形式

液壓助力器工作原理如圖2 所示。當(dāng)飛行員給出操縱指令，機(jī)械桿系傳遞機(jī)械信號，使得輸入搖臂偏轉(zhuǎn)角度-α，分配閥沿同樣方向旋轉(zhuǎn)角度-α。此時，作動筒A 腔與液壓進(jìn)油路連通，作動筒B 腔與液壓回油路連通，作動筒A 腔壓力高于作動筒B 腔壓力，液壓助力器完成縮回。同理，飛行員給出操縱指令，輸入搖臂偏轉(zhuǎn)角度α，液壓助力器完成伸出。

圖2：液壓助力器工作原理

液壓助力器作動行程由操縱指令的位移量決定，位移量轉(zhuǎn)化為輸入搖臂偏轉(zhuǎn)角度±α，分配閥旋轉(zhuǎn)，液壓助力器伸出或縮回；當(dāng)液壓助力器到達(dá)給定行程時，反饋機(jī)構(gòu)使得輸入搖臂回到中立位置，分配閥回到零位，完成作動。液壓助力器作動速度由操縱指令的速度量決定，速度量轉(zhuǎn)化為分配閥的旋轉(zhuǎn)角度α，控制流入A、B 的液壓油流速，進(jìn)而控制液壓助力器作動速度。液壓助力器實際輸出力由外部載荷決定，無作動時，A、B 腔對活塞桿橫截面壓力相等。最大輸出力由額定液壓壓力和活塞桿橫截面直徑確定。

3 電傳飛控系統(tǒng)與電液作動器

機(jī)械操縱系統(tǒng)會隨著直升機(jī)噸位增大而越發(fā)笨重；機(jī)械桿系不可避免地存在非線性特性，如摩擦力和傳動間隙，易引發(fā)系統(tǒng)自振；機(jī)體溫度隨飛行高度不斷變化，彈性變形會影響機(jī)械傳動鏈的準(zhǔn)確性；與控制增穩(wěn)單元在安裝位置和協(xié)調(diào)工作中經(jīng)常出現(xiàn)沖突。然而，受計算機(jī)和電氣元件的發(fā)展制約，直到20 世紀(jì)90 年代歐洲空中客車直升機(jī)公司才進(jìn)行了直升機(jī)電傳飛控系統(tǒng)裝機(jī)試驗，各國新一代直升機(jī)型號開始廣泛采用電傳飛控系統(tǒng)。

NH-90 直升機(jī)是世界上第一款采用電傳飛控系統(tǒng)的直升機(jī)，由歐洲空中客車直升機(jī)公司研發(fā)生產(chǎn)，代表了歐洲直升機(jī)技術(shù)的最高水平。NH-90 直升機(jī)自誕生以來，受到各國直升機(jī)行業(yè)的廣泛關(guān)注，長期被作為直升機(jī)設(shè)計標(biāo)桿。RAH-66 直升機(jī)是美國第一款采用電傳飛控系統(tǒng)的直升機(jī)，由美國波音公司和西科斯基公司一起研發(fā)生產(chǎn)。雖然RAH-66 項目在2004 年已被停止，但該型號電傳飛控系統(tǒng)的成功經(jīng)驗為美國后續(xù)多個直升機(jī)型號的研發(fā)奠定了技術(shù)基石。S-92 直升機(jī)是全球第一款同時在美國和歐洲的民用航空領(lǐng)域取得適航認(rèn)證的直升機(jī)，由美國西科斯基公司研發(fā)生產(chǎn)。S-92 直升機(jī)為滿足民用直升機(jī)市場對直升機(jī)安全性的需求，其采用電傳飛控系統(tǒng)的可靠性必須保證10。

電傳飛控系統(tǒng)是現(xiàn)代直升機(jī)綜合控制的紐帶, 是直升機(jī)升級換代的重要標(biāo)志, 是直升機(jī)主動控制技術(shù)的基礎(chǔ)。電傳飛控系統(tǒng)必須具備以下幾個特征：完全依靠航空電纜傳遞飛行員操縱指令，除必要的座艙操縱裝置，不再含有機(jī)械傳動鏈；全權(quán)限控制增穩(wěn)系統(tǒng)必不可少；多余度配置確保其可靠性不低于機(jī)械操縱系統(tǒng)。根據(jù)各國新一代直升機(jī)電傳飛控系統(tǒng)實際使用情況，其優(yōu)點主要為以下幾點：重量輕， 體積??；消除機(jī)械傳動鏈的異常現(xiàn)象，提高操縱精度；全權(quán)限控制增穩(wěn)提高飛行品質(zhì)；多余度通道提高可靠性。

電傳飛控系統(tǒng)的作動器由電氣信號控制，稱為電液作動器。直升機(jī)電液作動器屬于電-液伺服執(zhí)行單元，對外提供作動行程、作動速度和輸出力。電液作動器主要由舵機(jī)控制器、伺服閥體和作動筒體組成。舵機(jī)控制器接收飛控計算機(jī)發(fā)送的電信號，解算后控制伺服閥體的開閉狀態(tài)，在液壓系統(tǒng)的支持下，作動筒體進(jìn)行作動，完成槳葉變距。電液作動器因直接受電氣信號控制，可通過Amesim、Simulink 和Motion 等計算機(jī)仿真軟件直接模擬信號輸入和運(yùn)動行程，該方法能夠比較準(zhǔn)確地反映電液作動器性能，滿足直升機(jī)電液作動器數(shù)字化仿真分析需求，仿真結(jié)果能為電液作動器原型設(shè)計和參數(shù)優(yōu)化提供理論依據(jù)，具有廣闊的工程應(yīng)用前景。

目前，國主力直升機(jī)型號已普遍采用電傳飛控系統(tǒng)，其電液作動器根據(jù)控制閥體的不同，可分為電液伺服作動器和直接驅(qū)動作動器，下面分別介紹這兩種作動器的應(yīng)用。

3.1 電液伺服作動器

電液伺服作動器是指作動器控制閥體使用電液伺服閥控制液壓油流量和方向。電液伺服閥由指令閥和主控閥組成。指令閥內(nèi)的電馬達(dá)接收輸入電流，驅(qū)動噴嘴擋板或射流噴嘴工作，噴嘴擋板或射流噴嘴偏離零位，改變主控閥兩側(cè)壓力，主控閥移動，實現(xiàn)電液伺服閥的功能。主控閥與噴嘴擋板或射流噴嘴存在機(jī)械-彈簧反饋，使主控閥位移與輸入電流成正比。

電液伺服作動器工作原理如圖3 所示。作動筒體分為兩腔，具有2 套獨(dú)立的伺服閥體和液壓通道。電磁閥3 接收舵機(jī)控制器給出的電壓信號，切換或關(guān)閉油路，開啟模態(tài)轉(zhuǎn)換閥4；伺服閥體1 中的電液伺服閥2 可根據(jù)舵機(jī)控制器給出的電流信號，控制液壓油流量大小和方向；作動筒5 負(fù)載腔內(nèi)壓力與模態(tài)轉(zhuǎn)換閥4 油路壓力，即電液伺服閥2 負(fù)載口處油液壓力相同；在液壓系統(tǒng)的支持下，可以精準(zhǔn)控制活塞桿的伸出與縮回。

圖3：電液伺服作動器工作原理

該型電液伺服作動器的舵機(jī)控制器基于FPGA 技術(shù)(可編程門陣列)。飛行員的操縱指令經(jīng)飛控計算機(jī)處理，生成FCC 指令，作為舵機(jī)控制器的主輸入信號；筒體線位移傳感器反饋信號，電液伺服閥線位移傳感器反饋信號和電磁閥線位移傳感器反饋信號經(jīng)內(nèi)部模塊解算處理后，與FPGA中的可編程模型比對，能夠?qū)χ鬏斎胄盘栠M(jìn)行適當(dāng)調(diào)整。舵機(jī)控制器中共有4 條伺服支路，所有伺服支路并行工作，出現(xiàn)故障的伺服支路自動脫離，實現(xiàn)電氣四余度。正常情況，作動筒體兩腔同時工作；當(dāng)某一腔出現(xiàn)故障時，反饋信號與可編程模型比對，命令故障腔的電磁閥斷電，使模態(tài)轉(zhuǎn)換閥回到零位，伺服閥負(fù)載口關(guān)閉，作動筒進(jìn)、回油口旁通，使故障腔的活塞桿跟隨正常腔的活塞桿運(yùn)動，實現(xiàn)液壓-機(jī)械雙余度。

3.2 直接驅(qū)動作動器

直接驅(qū)動作動器是指作動器控制閥體中使用直接驅(qū)動閥控制液壓油流量和方向。

直接驅(qū)動閥由力馬達(dá)、液壓閥及閥芯控制器組成。閥芯控制器產(chǎn)生電流信號給力馬達(dá)，力馬達(dá)推動閥芯運(yùn)動，改變進(jìn)出油口大小，控制液壓油流量和方向。這種方式比電液伺服閥中依靠噴嘴擋板或射流噴嘴產(chǎn)生壓差的方式，降低了泄漏量，避免了電液伺服閥固有的內(nèi)漏較大、油液易污染、故障率高等問題。然而，直接驅(qū)動閥與電液伺服閥相比，其耗電量較大且推力較小。

直接驅(qū)動作動器工作原理如圖4 所示。作動筒體分為兩腔，具有2 套獨(dú)立的伺服閥體和液壓通道。電磁閥（SOV1、SOV2）接收舵機(jī)控制器給出的電壓信號，切換或關(guān)閉油路，開啟模態(tài)轉(zhuǎn)換閥（BPV1、BPV2）；直接驅(qū)動閥可根據(jù)舵機(jī)控制器給出的電流信號，控制液壓油流量大小和方向；作動筒負(fù)載腔內(nèi)壓力與模態(tài)轉(zhuǎn)換閥油路壓力，即直接驅(qū)動閥負(fù)載口處油液壓力相同；在液壓系統(tǒng)的支持下，可以精準(zhǔn)控制活塞桿的伸出與縮回。

圖4：直接驅(qū)動作動器工作原理

該型直接驅(qū)動作動器的舵機(jī)控制器基于DSP 技術(shù)，由3 個回路構(gòu)成：外回路，內(nèi)回路和電流回路。外回路和內(nèi)回路采用數(shù)字電路，電流回路采用模擬電路滿足高頻響要求。飛行員的操縱指令經(jīng)飛控計算機(jī)處理，生成FCC 指令，作為舵機(jī)控制器的主輸入信號，與作動筒體線位移傳感器反饋信號構(gòu)成外回路，能夠?qū)χ鬏斎胄盘栠M(jìn)行適當(dāng)調(diào)整；外回路誤差信號，直接驅(qū)動閥位移傳感器反饋信號和電流調(diào)節(jié)信號構(gòu)成內(nèi)回路，可以改善力馬達(dá)非線性特征造成的作動器性能下降；電流回路提升了力馬達(dá)運(yùn)動精度，保證高頻響要求。該型直接驅(qū)動作動器同樣具備電氣四余度和液壓-機(jī)械雙余度。

4 光傳飛控系統(tǒng)與光信號作動器

相比于機(jī)械操縱系統(tǒng)，電傳飛控系統(tǒng)擁有諸多優(yōu)勢，但自身缺陷同樣十分明顯。電傳飛控系統(tǒng)最大安全隱患在于其無法抵御閃電、電磁干擾和電磁輻射等影響。此外，隨著直升機(jī)噸位增大和余度技術(shù)逐步復(fù)雜，必然使電氣元件數(shù)量增大、線路布局繁雜，進(jìn)而導(dǎo)致各線路互相干擾、易產(chǎn)生地環(huán)流效應(yīng)，擾亂電傳飛控系統(tǒng)正常工作。

因此，克服電傳飛控系統(tǒng)自身缺陷的最有效手段，是將光纖傳輸技術(shù)應(yīng)用于飛行控制系統(tǒng)，即光傳飛控系統(tǒng)。光傳飛控系統(tǒng)基于電傳飛控系統(tǒng)發(fā)展而來，基本思路是將電傳飛控系統(tǒng)中的電氣元件，以光學(xué)元件取代，通過光纖傳遞操縱指令，控制槳葉變距。相較于電傳飛控系統(tǒng)具有獨(dú)特優(yōu)勢：抗雷擊，可防御電磁干擾、對核爆炸產(chǎn)生的電磁脈沖不敏感；光纖主材料輕便，纖芯很細(xì)，減輕重量，減小體積；不產(chǎn)生金屬導(dǎo)線固有的地環(huán)流效應(yīng)；傳輸速率高、容量大等。光傳飛控系統(tǒng)被航空界譽(yù)為繼電傳飛控系統(tǒng)后的第三代飛行控制系統(tǒng)，是新一代直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)發(fā)展的必然趨勢。

國外對直升機(jī)光傳飛控系統(tǒng)已有近40 年的研究，例如：在20 世紀(jì)80 年代，美國陸軍將先進(jìn)光傳飛控系統(tǒng)安裝在UH-60A，并試飛驗證；德國宇航院以BO-105 直升機(jī)為研究對象，完成了航向通道的光傳飛控系統(tǒng)預(yù)研工作；歐洲直升機(jī)公司對EC-135 直升機(jī)進(jìn)行光傳飛控系統(tǒng)裝機(jī)，并試飛驗證……然而，上述光傳飛控系統(tǒng)的光信號仍需通過光-電轉(zhuǎn)換，將光信號轉(zhuǎn)換成電信號，驅(qū)動電液作動器作動。這樣就無法完全克服電信號傳遞固有缺陷，仍易受閃電、電磁干擾和電磁輻射等影響。故上述直升機(jī)光傳飛控系統(tǒng)不能算作純光傳飛控系統(tǒng)。

為推動直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)向著純光傳飛控系統(tǒng)發(fā)展，克服電信號傳遞固有缺陷，需要用光信號作動器代替電液作動器，故光信號作動器的研發(fā)尤為關(guān)鍵，其難點在于如何用光信號控制光信號作動器。目前，光信號作動器技術(shù)尚不成熟，但國外研究成果展示了光信號作動器未來良好的發(fā)展前景。光信號作動器應(yīng)由激光陀機(jī)控制，激光陀機(jī)發(fā)射光信號，不經(jīng)過光-電轉(zhuǎn)換，直接被光信號作動器接收。國外已研發(fā)出小型光信號作動器，基本原理為：通過光的明暗變化，促使化學(xué)耗材反應(yīng)，產(chǎn)生的壓力差使光信號作動器工作，在液壓系統(tǒng)的支持下，完成作動。此類光信號作動器目前還不能實際應(yīng)用，但為純光傳飛控系統(tǒng)的發(fā)展進(jìn)行了良好探索。綜上所述，光信號作動器的研發(fā)和應(yīng)用是制約純光傳飛控系統(tǒng)實現(xiàn)的瓶頸。

5 結(jié)束語

作動器屬于飛行控制系統(tǒng)的末端執(zhí)行單元，對飛行控制系統(tǒng)乃至整個直升機(jī)系統(tǒng)都極為重要。作動器成熟度制約整個飛行控制系統(tǒng)成熟度，每一代作動器的研發(fā)突破才使得飛行控制系統(tǒng)的升級換代成為可能。目前，直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)作動器已經(jīng)從機(jī)械操縱系統(tǒng)的液壓助力器，向著電傳飛控系統(tǒng)的電液作動器全面過渡，未來將發(fā)展為光傳飛控系統(tǒng)的光信號作動器。