王小英+呂延平

【摘 要】主飛控作動系統(tǒng)在現(xiàn)有民用飛機上采用了不同工作模式，本文作者結(jié)合自身從事國內(nèi)民機研發(fā)經(jīng)歷的從需求提出、初步設(shè)計及仿真分析確認的過程，比較了不同工作模式對主飛控作動系統(tǒng)設(shè)計和飛機的主要影響。

【關(guān)鍵詞】作動系統(tǒng)；主-主模式；主-備模式

0 引言

民用飛機主飛行控制舵面一般指控制飛機俯仰、橫滾和偏航的升降舵、副翼和方向舵舵面。根據(jù)安全性要求，同一主飛行控制舵面上一般采用2至3套獨立的對應不同能源系統(tǒng)的作動系統(tǒng)控制舵回路。目前空客系列飛機[1]，同一舵面上作動器控制舵回路主要采用了主-備（Active-Damp）模式，即一個作動器處于主動工作狀態(tài)，另一個作動器處于阻尼狀態(tài)；而波音系列飛機[2]主要采用了主-主（Active-Active）模式。本文結(jié)合主飛控作動系統(tǒng)設(shè)計過程和仿真，分析不同工作模式對舵回路產(chǎn)品設(shè)計和系統(tǒng)要求的影響。

1 主飛控作動系統(tǒng)典型架構(gòu)

民用飛機主飛行控制作動系統(tǒng)（以下簡稱主飛控作動系統(tǒng)）控制的單個舵回路一般由控制器、作動器和控制對象（飛機舵面）組成?？刂破髫撠熃邮諄碜灾黠w控系統(tǒng)輸入控制指令和作動器位置傳感器的反饋信號，形成誤差指令信號并對其進行校正和放大以控制作動器實現(xiàn)對舵面的位置閉環(huán)控制，作動器作為執(zhí)行機構(gòu)接收控制指令驅(qū)動舵面。圖1為某型號飛機使用的典型的點對點式電液伺服作動器液壓原理圖。

當電磁閥通電時，高壓油驅(qū)動模態(tài)選擇閥閥芯動作使其工作在左側(cè)位置，電液伺服閥兩個控制口經(jīng)模態(tài)選擇閥與作動筒兩腔溝通，控制活塞桿運動，此時為主動模式；當作動器進油口失壓或電磁閥斷電時，模態(tài)選擇閥閥芯在彈簧作用下工作在右側(cè)位置，電液伺服閥與作動筒油路被切斷，作動器兩腔經(jīng)模態(tài)選擇閥和（變）阻尼閥構(gòu)成阻尼回路，此時為阻尼模式。補償器對阻尼回路進行補油，確?；芈酚凶銐虻囊簤河蛠硗瓿勺枘峁δ堋τ谟腥齻€作動器控制的舵面，以某型號方向舵為例，考慮三套能源系統(tǒng)同時失效的概率小于1*10-9，作動器不再配置補償器，（變）阻尼閥改為地面突風保護用的節(jié)流孔[3]。

圖1 某型號飛機使用的典型的點對點式作動器液壓原理圖

2 主飛控作動系統(tǒng)關(guān)鍵設(shè)計及需求分析

主飛控作動系統(tǒng)主要實現(xiàn)舵面驅(qū)動控制和顫振抑制功能。驅(qū)動控制要求一般根據(jù)操穩(wěn)特性提出，結(jié)合主飛控作動系統(tǒng)同一舵面不同工作狀態(tài)可以對應不同的飛機操縱品質(zhì)要求；而顫振抑制作為影響飛機安全的關(guān)鍵要求，則須考慮舵回路（作動器安裝支架、作動器和舵面）最壞狀態(tài)，即只有一個作動器處于主動狀態(tài)或只有一個作動器連接舵面并處于阻尼狀態(tài)下時仍需滿足顫振抑制要求。在很多情況下，影響作動器設(shè)計的關(guān)鍵因素往往是剛度，因此下文對剛度進行簡要分析。

在工程設(shè)計初期，針對作動器主動工作狀態(tài)的顫振抑制要求往往先對舵面的自然旋轉(zhuǎn)頻率？棕0提出要求，初步確定作動器的設(shè)計后再根據(jù)作動器各設(shè)計參數(shù)建立的高保真模型檢查確認是否滿足動剛度需求。

3 同一舵面不同工作模式操縱性能仿真分析

根據(jù)以上需求完成主飛控作動系統(tǒng)的主動工作和阻尼狀態(tài)回路的關(guān)鍵元器件的參數(shù)設(shè)計和選擇確認后，利用Matlab/Simulink建立作動器數(shù)學仿真模型、作動器結(jié)構(gòu)支架模型和飛機舵面模型，進而建立整個作動系統(tǒng)的仿真模型用于對系統(tǒng)性能進行分析。作動系統(tǒng)仿真模型可用于分析作動系統(tǒng)的有載偏轉(zhuǎn)速率、閉環(huán)動態(tài)特性、靜剛度和動剛度等主要性能參數(shù)，結(jié)合以上分析，工作模式主要影響操穩(wěn)特性，本文僅介紹有載偏轉(zhuǎn)速率和閉環(huán)動態(tài)特性計算結(jié)果。圖3所示為整個作動系統(tǒng)仿真模型中的部分作動器模型示意圖（伺服閥、作動筒等）。

通過設(shè)置同一舵回路的兩個作動器不同工作模式，利用仿真模型計算作動系統(tǒng)有載偏轉(zhuǎn)速率和閉環(huán)動態(tài)特性等主要性能，如圖4圖5所示。

民用飛機作動系統(tǒng)對頻率的要求一般低于15Hz，但在高頻率段，可能出現(xiàn)圖6所示的“尖峰”，此時需要根據(jù)各實際情況綜合調(diào)整作動系統(tǒng)控制回路上增益以抑制“尖峰”。需要注意的是：控制器參數(shù)的調(diào)整是一個綜合權(quán)衡的過程，如果過于抑制圖6中的尖峰，會使控制單元中陷波器過多，進而影響系統(tǒng)動態(tài)性能?？刂茊卧瑯涌梢杂绊懽鲃酉到y(tǒng)動剛度，在單純調(diào)整控制參數(shù)的情況下，使動剛度變大系統(tǒng)穩(wěn)定裕度會降低，反之亦然。因此，需要在詳細分析作動系統(tǒng)性能基礎(chǔ)上建立盡可能詳細的數(shù)學仿真模型，通過大量的仿真計算，權(quán)衡各項控制參數(shù)和系統(tǒng)性能。

4 結(jié)論及展望

通過以上主飛控作動系統(tǒng)設(shè)計過程和仿真分析可知，同一舵面的多通道主飛控作動系統(tǒng)采用不同工作模式時操縱品質(zhì)略有差異，一般都能滿足民用飛機操縱的穩(wěn)定性和快速響應特性要求。作動器活塞有效面積影響著主飛控作動系統(tǒng)整個舵回路上所有元器件的設(shè)計，當操縱鉸鏈力矩作為活塞面積的決定因素時，采取主-主工作模式同時考慮一個作動器故障進入阻尼模式時降低操縱鉸鏈力矩要求，可以有效減小作動器活塞面積，從而對主飛控作動系統(tǒng)和相應舵面結(jié)構(gòu)減重帶來很大益處。由于制造安裝誤差、傳感器精度等影響，主-主工作模式的多個作動系統(tǒng)舵回路之間不能完全同步，從而產(chǎn)生多回路之間的力紛爭引起結(jié)構(gòu)局部疲勞，因此，主飛控系統(tǒng)需采取力紛爭減緩算法及增加力紛爭監(jiān)控器以保護結(jié)構(gòu)。

隨著飛機超臨界機翼的使用，主飛控作動系統(tǒng)可安裝布置的空間變小，及系統(tǒng)復雜度和可實現(xiàn)能力的提高，同一舵面的主飛控作動系統(tǒng)對應飛機不同飛行工況時分別采用主-主和主-備工作模式將可能成為后續(xù)更多飛機的選擇。

【參考文獻】

[1]Airbus Company，A319/320 AIRCRAFT MAINTENACE MANUAL[M].Toulouse：Airbus Company，2005：3-4.

[2]Boeing Company，B737-600/700/800/900 AIRCRAFT MAINTENANCE MANUAL[M].Seattle： The Boeing Company，2001：11.

[3]劉彩志，田劍波， 王永熙. 方向舵地面突風阻尼特性研究[J].民用飛機設(shè)計與研究，2005.2：15-18.

[4]王永熙.飛機飛行控制液壓伺服作動器[J].北京：航空工業(yè)出版社，2014，9.

[5]郭軍，吳亞峰，儲妮晟. AMESim仿真技術(shù)在飛機液壓系統(tǒng)中的應用[J].計算機輔助工程，2006，1（15）：42-45.

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