滕利強(qiáng)， 王文山， 劉藝寧， 余書秀

(航空工業(yè)慶安集團(tuán)有限公司， 陜西 西安 710077)

引言

隨著飛行控制技術(shù)的發(fā)展，國(guó)內(nèi)外先進(jìn)直升機(jī)的飛行控制系統(tǒng)已普遍采用電傳操縱技術(shù)，與應(yīng)用傳統(tǒng)助力機(jī)械操縱技術(shù)的飛行控制系統(tǒng)相比，采用電傳操縱技術(shù)的飛行控制系統(tǒng)可極大地改善直升機(jī)的飛行品質(zhì)，減輕飛行員的操縱負(fù)擔(dān)[1]，并為主動(dòng)控制技術(shù)和綜合飛行控制技術(shù)的直升機(jī)領(lǐng)域應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。

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

當(dāng)前，國(guó)外主流直升機(jī)公司所生產(chǎn)的先進(jìn)直升機(jī)已普遍采用電傳操縱技術(shù)，相關(guān)機(jī)型的飛控作動(dòng)系統(tǒng)有采用集中式架構(gòu)、分布式架構(gòu)、電液伺服作動(dòng)技術(shù)和直接驅(qū)動(dòng)作動(dòng)技術(shù)等[2-4]，在技術(shù)應(yīng)用上呈現(xiàn)出多樣性。

而我國(guó)直升機(jī)領(lǐng)域由于受相關(guān)技術(shù)的發(fā)展限制，現(xiàn)役絕大多數(shù)國(guó)產(chǎn)直升機(jī)的飛控作動(dòng)系統(tǒng)仍然采用傳統(tǒng)的液壓助力作動(dòng)技術(shù)，僅某型直升機(jī)實(shí)現(xiàn)了電傳作動(dòng)技術(shù)的工程應(yīng)用，與國(guó)外現(xiàn)狀相比技術(shù)單一性，沒有呈現(xiàn)出技術(shù)多樣性。

基于上述因素，本研究在對(duì)比分析國(guó)外先進(jìn)直升機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，總結(jié)相關(guān)技術(shù)特點(diǎn)，以國(guó)內(nèi)某型直升機(jī)為目標(biāo)應(yīng)用平臺(tái)，對(duì)飛控作動(dòng)系統(tǒng)進(jìn)行架構(gòu)設(shè)計(jì)和部分關(guān)鍵技術(shù)研究，并借鑒相關(guān)系統(tǒng)的研制經(jīng)驗(yàn)[5-6]，以建模仿真和工程試驗(yàn)的方法對(duì)系統(tǒng)特性進(jìn)行驗(yàn)證。計(jì)劃通過本項(xiàng)研究為我國(guó)直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)系統(tǒng)領(lǐng)域的技術(shù)多樣性進(jìn)行有益探索。

1 國(guó)外典型先進(jìn)直升機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)對(duì)比

目前國(guó)外先進(jìn)的直升機(jī)生產(chǎn)公司主要集中在歐洲和美國(guó)，典型代表公司有空客直升機(jī)公司和美國(guó)西柯斯基公司等，所生產(chǎn)的先進(jìn)直升機(jī)體現(xiàn)了當(dāng)今直升機(jī)領(lǐng)域所使用的新技術(shù)和發(fā)展方向。因此，本研究將對(duì)前述兩家公司所生產(chǎn)的典型先進(jìn)直升機(jī)在飛控作動(dòng)系統(tǒng)方面進(jìn)行對(duì)比分析，并結(jié)合我國(guó)相關(guān)領(lǐng)域的技術(shù)現(xiàn)狀開展研究工作。

1.1 NH-90直升機(jī)

NH-90是空中客車直升機(jī)公司研制的一款雙發(fā)中型單旋翼多用途直升機(jī)。該機(jī)是全球首款采用電傳操縱技術(shù)的投入使用機(jī)型[4]，被譽(yù)為歐洲直升機(jī)工業(yè)實(shí)力的新標(biāo)桿。該機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)的架構(gòu)如圖1所示，系統(tǒng)具有以下特點(diǎn)：

(1) 系統(tǒng)采用分布式架構(gòu)，作動(dòng)控制器獨(dú)立于FCC，通過電纜與FCC進(jìn)行信息傳輸；

(2) 系統(tǒng)整體采用電氣四余度、液壓機(jī)械雙余度構(gòu)型，由2臺(tái)作動(dòng)器控制器，3臺(tái)主槳作動(dòng)器和1臺(tái)尾槳作動(dòng)器組成；

(3) 主槳作動(dòng)器和尾槳作動(dòng)器均為液壓雙余度串聯(lián)構(gòu)型，主-主工作，采用旋轉(zhuǎn)式直接驅(qū)動(dòng)閥(R-DDV)技術(shù)，由電氣四余度電機(jī)共軸驅(qū)動(dòng)2個(gè)R-DDV，實(shí)現(xiàn)雙系液壓的作動(dòng)筒油液分配；

圖1 NH-90直升機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)

(4) 控制器采用模擬伺服控制技術(shù)，具有較強(qiáng)的抗干擾能力，單臺(tái)控制器內(nèi)有2個(gè)伺服控制通道，單通道采用指令+監(jiān)控構(gòu)型，以保證飛控作動(dòng)系統(tǒng)具有電氣三次故障-工作的容錯(cuò)能力。

1.2 RAH-66直升機(jī)

RAH-66“科曼奇”直升機(jī)是美國(guó)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(jī)，是美國(guó)首款采用電傳操縱技術(shù)的直升機(jī)。自該機(jī)開始美國(guó)先進(jìn)直升機(jī)進(jìn)入了電傳操縱時(shí)代，通過該機(jī)所掌握的三余度電傳操縱技術(shù)被用于后續(xù)多個(gè)機(jī)型，例如，S-92直升機(jī)和最新改進(jìn)型CH-53K與UH-60M直升機(jī)等。該機(jī)的飛控作動(dòng)系統(tǒng)具有以下特點(diǎn)[2]：

(1) 系統(tǒng)采用集中式架構(gòu)，作動(dòng)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(jī)械雙余度構(gòu)型，由3臺(tái)FCC中的3個(gè)獨(dú)立作動(dòng)器控制單元，3臺(tái)主槳作動(dòng)器和1臺(tái)尾槳作動(dòng)器組成；

(3) 主槳作動(dòng)器為液壓機(jī)械雙余度并聯(lián)單耳輸出構(gòu)型，尾槳作動(dòng)器為液壓雙余度串聯(lián)構(gòu)型，均為主-主工作，采用電液伺服閥(EHV)技術(shù)，由2臺(tái)獨(dú)立的電氣三余度EHV，實(shí)現(xiàn)雙系液壓的作動(dòng)筒油液分配。

1.3 S-92直升機(jī)

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

圖2 S-92直升機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)

該型直升機(jī)的作動(dòng)器控制單元采用模擬伺服控制技術(shù)，具有較強(qiáng)的抗干擾能力，單臺(tái)FCC內(nèi)有1個(gè)伺服控制通道，由于FCC采用主控+監(jiān)控構(gòu)型，因此，可以保證飛控作動(dòng)系統(tǒng)具有電氣二次故障——工作的容錯(cuò)能力。

1.4 對(duì)比分析

根據(jù)上述三種采用電傳操縱技術(shù)的國(guó)外典型先進(jìn)

表1 國(guó)外典型先進(jìn)直升機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)對(duì)比

直升機(jī)介紹，梳理出相關(guān)飛控作動(dòng)系統(tǒng)的技術(shù)特點(diǎn)，如表1所示。

對(duì)表1所示進(jìn)行分析，可以得以下結(jié)論：

(1) 常規(guī)單旋翼直升機(jī)具有操縱面少、槳葉間耦合度高、飛控作動(dòng)器故障后無法重構(gòu)等特點(diǎn)，因此，為了保證飛行安全，飛控作動(dòng)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(dòng)器的液壓余度多為兩余度；

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

(4) 三型直升機(jī)中，NH-90直升機(jī)的飛控作動(dòng)器采用DDV，與EHV相比，該類型閥雖具有抗油液污染能力強(qiáng)的特點(diǎn)，但是驅(qū)動(dòng)電流通常為安培級(jí)，遠(yuǎn)大于伺服閥工作所需的毫安級(jí)電流，電功耗和發(fā)熱量也更大。其他兩型直升機(jī)的飛控作動(dòng)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(shù)的大多數(shù)固定翼飛機(jī)和直升機(jī)飛控作動(dòng)器多采用EHV，并且隨著EHV技術(shù)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(dāng)前國(guó)產(chǎn)直升機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)的技術(shù)現(xiàn)狀，本研究以國(guó)內(nèi)某型直升機(jī)為設(shè)計(jì)使用平臺(tái)，確定所研究的直升機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)目標(biāo)為：

(1) 集中式架構(gòu)；

(2) 電氣四余度、液壓機(jī)械雙余度配置；

(3) 伺服控制采用模擬控制技術(shù)；

(4) 采用EHV進(jìn)行作動(dòng)器油液控制。

計(jì)劃通過上述研究，以期實(shí)現(xiàn)電液伺服作動(dòng)系統(tǒng)和相關(guān)技術(shù)的直升機(jī)飛控領(lǐng)域應(yīng)用拓展。

2 系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)研究

根據(jù)上述設(shè)計(jì)目標(biāo)，并結(jié)合飛控作動(dòng)系統(tǒng)的組成和特點(diǎn)，將從系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)、伺服控制和伺服作動(dòng)等三方面開展相關(guān)技術(shù)研究。

2.1 高安全系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)

根據(jù)確定的直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)目標(biāo)，設(shè)計(jì)的系統(tǒng)架構(gòu)如圖3所示，系統(tǒng)由4塊伺服控制板卡、3臺(tái)主槳作動(dòng)器和1臺(tái)尾槳作動(dòng)器組成。其中，單塊伺服控制板卡上設(shè)計(jì)有4個(gè)伺服控制支路，分別控制4臺(tái)作動(dòng)器的1個(gè)電氣余度。主、尾槳作動(dòng)器均設(shè)計(jì)為液壓機(jī)械雙余度串聯(lián)構(gòu)成。

圖3 飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)

根據(jù)上述系統(tǒng)架構(gòu)，并結(jié)合系統(tǒng)工作原理，在參考《民用機(jī)載系統(tǒng)和設(shè)備安全性評(píng)估過程的指南和方法》[7]的基礎(chǔ)上，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行功能危險(xiǎn)性分析，確定“飛控作動(dòng)系統(tǒng)喪失伺服功能”為災(zāi)難性事故，同時(shí)采用故障樹分析的方法對(duì)已確定的災(zāi)難性事故進(jìn)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(shè)備可靠性預(yù)計(jì)手冊(cè)》(GJB/Z 299C—2006)，其中電子器件的可靠性數(shù)據(jù)是根據(jù)手冊(cè)中的相關(guān)失效率預(yù)計(jì)模型計(jì)算，在確定公式中的相關(guān)系數(shù)時(shí)考慮了產(chǎn)品的使用環(huán)境，并借鑒了前期相似產(chǎn)品計(jì)算可靠性數(shù)據(jù)時(shí)的選定系數(shù)。這里僅從設(shè)計(jì)角度確定產(chǎn)品的可靠性數(shù)據(jù)，以此對(duì)系統(tǒng)架構(gòu)進(jìn)行初步安全性分析。

據(jù)此建立的“飛控作動(dòng)系統(tǒng)喪失伺服控制功能”故障樹如圖4所示，經(jīng)計(jì)算采用該架構(gòu)的直升機(jī)飛控作動(dòng)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(jī)安全性風(fēng)險(xiǎn)分類中要求的發(fā)生災(zāi)難性事故的概率應(yīng)不大于1×10-9/FH[9]，因此，所設(shè)計(jì)的直升機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)滿足安全性設(shè)計(jì)目標(biāo)，具有高安全的特性。

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

圖4 飛控作動(dòng)系統(tǒng)喪失伺服功能故障樹

2.2 高可靠伺服控制技術(shù)

伺服控制單元作為飛控作動(dòng)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(dòng)系統(tǒng)的可靠性，甚至整個(gè)飛控系統(tǒng)的可靠性。同時(shí)伺服控制單元作為機(jī)上電子單元，所處電磁環(huán)境較為復(fù)雜，且飛控作動(dòng)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(duì)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(shù)實(shí)現(xiàn)，而本系統(tǒng)為電氣四余度，故障監(jiān)控信號(hào)較多，若仍采用模擬技術(shù)實(shí)現(xiàn)余度管理，則相關(guān)邏輯電路規(guī)模較為復(fù)雜，因此，本方案采用FPGA(現(xiàn)場(chǎng)可編程門陣列)，利用其可編程、運(yùn)行快、集成度高和靈活性強(qiáng)等特點(diǎn)[10-11]，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)余度管理和邏輯信號(hào)處理，以期降低伺服控制單元的硬件復(fù)雜度，滿足系統(tǒng)對(duì)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(dòng)技術(shù)

作動(dòng)器作為飛控作動(dòng)系統(tǒng)的末端執(zhí)行單元，可在伺服驅(qū)動(dòng)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(jìn)行作動(dòng)器間的重構(gòu)，特別是主槳作動(dòng)器，其安全性可直接影響直升機(jī)的飛行安全。

設(shè)計(jì)的作動(dòng)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(dòng)電流實(shí)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(dòng)電壓通過控制高壓油液實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換閥4的開啟，從而使伺服閥負(fù)載口的油液經(jīng)模態(tài)轉(zhuǎn)換閥與作動(dòng)筒5的2個(gè)負(fù)載腔溝通，最終實(shí)現(xiàn)作動(dòng)器活塞桿的輸出位移控制。

圖6 作動(dòng)器功能原理框圖

根據(jù)第1節(jié)的對(duì)比分析結(jié)果，并結(jié)合有關(guān)電液伺服閥的技術(shù)特點(diǎn)[12]，本方案作動(dòng)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(qiáng)，比傳統(tǒng)噴嘴擋板式伺服閥的抗污染能力提高一個(gè)數(shù)量級(jí)，可在油液清潔度NAS8級(jí)條件下長(zhǎng)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(dòng)復(fù)位，避免發(fā)生伺服閥故障所導(dǎo)致的滿舵現(xiàn)象。同時(shí)，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(duì)可及時(shí)發(fā)現(xiàn)伺服閥潛在的液壓機(jī)械故障，并通過控制電磁閥的斷電，使模態(tài)轉(zhuǎn)換閥復(fù)位，此時(shí)故障伺服閥的負(fù)載口油液被堵住，而作動(dòng)筒的進(jìn)回油口被旁通，該側(cè)活塞桿做跟隨運(yùn)動(dòng)，以避免影響正常伺服閥側(cè)的活塞桿運(yùn)動(dòng)。該方式提升了作動(dòng)器的故障容錯(cuò)能力，并且液壓控制模塊采用了分體式設(shè)計(jì)，可避免單側(cè)殼體的結(jié)構(gòu)故障發(fā)生雙側(cè)蔓延。上述措施均可有效提升作動(dòng)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(dú)對(duì)主、尾槳作動(dòng)系統(tǒng)進(jìn)行建模仿真分析。因2個(gè)子系統(tǒng)中的被控作動(dòng)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(dòng)系統(tǒng)為例進(jìn)行建模仿真分析說明。

3.1 主槳作動(dòng)系統(tǒng)仿真建模

根據(jù)系統(tǒng)架構(gòu)、控制原理和作動(dòng)器組成原理，選取AMESim軟件液壓模型庫(kù)、機(jī)械模型庫(kù)和信號(hào)與控制模型庫(kù)中自帶的基礎(chǔ)模型[13]，并借鑒相關(guān)系統(tǒng)的建模經(jīng)驗(yàn)[14-15]。據(jù)此搭建的電氣四余度、液壓機(jī)械雙余度主槳作動(dòng)子系統(tǒng)的仿真模型，如圖7所示，并根據(jù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)結(jié)果對(duì)仿真模型進(jìn)行參數(shù)設(shè)置，主要參數(shù)如表2所示，設(shè)置的系統(tǒng)仿真時(shí)間為1 s，通信間隔為0.01 s。

圖7 主槳作動(dòng)子系統(tǒng)仿真模型

表2 主槳作動(dòng)子系統(tǒng)主要參數(shù)

3.2 系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性分析

因系統(tǒng)采用電氣四余度設(shè)計(jì)，故這里關(guān)注系統(tǒng)在不同余度下的動(dòng)態(tài)特性，且為了方便對(duì)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(yīng)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(dòng)態(tài)特性指標(biāo)如表3所示。

圖8 四余度主槳作動(dòng)子系統(tǒng)階躍響應(yīng)

圖9 四余度主槳作動(dòng)子系統(tǒng)伯德圖

3.3 仿真結(jié)果對(duì)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(shí)，四余度和三余度工作時(shí)的響應(yīng)時(shí)間均滿足不大于0.1 s的設(shè)計(jì)要求；系統(tǒng)雙余度工作時(shí)的響應(yīng)時(shí)間雖有所延長(zhǎng)，但不大于0.12 s，屬于電氣余度降級(jí)后的可接受范圍；且系統(tǒng)在三種工況下對(duì)階躍信號(hào)的響應(yīng)穩(wěn)定，無超調(diào)和振蕩現(xiàn)象。

表3 主槳作動(dòng)子系統(tǒng)不同電氣余度動(dòng)態(tài)特性

當(dāng)系統(tǒng)處于電氣四余度與三余度工作時(shí)，幅值衰減到-3 dB的頻寬均滿足不小于8 Hz的設(shè)計(jì)要求，雙余度工作時(shí)的頻寬為4.7 Hz，屬于電氣余度降級(jí)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(yīng)的設(shè)計(jì)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(shí)，均具有良好的動(dòng)態(tài)性能，可以保證直升機(jī)在飛控作動(dòng)系統(tǒng)發(fā)生電氣單余度故障時(shí)，仍具有較好的機(jī)動(dòng)性，不增加飛行員的操縱負(fù)擔(dān)。當(dāng)系統(tǒng)工作于電氣雙余度時(shí)，系統(tǒng)頻寬不小于4 Hz，此時(shí)系統(tǒng)仍具有較好的動(dòng)態(tài)性能，可以滿足電傳飛控作動(dòng)系統(tǒng)電氣二次故障時(shí)的飛行員操縱需求。

4 系統(tǒng)實(shí)物驗(yàn)證與分析

在完成系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)、關(guān)鍵技術(shù)研究和性能仿真分析后，對(duì)直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)系統(tǒng)所涉及的伺服控制單元和主、尾槳電液伺服作動(dòng)器進(jìn)行了實(shí)物加工與驗(yàn)證，其中，主槳作動(dòng)子系統(tǒng)的試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)如圖10所示。

圖10 主槳作動(dòng)子系統(tǒng)試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)

相關(guān)試驗(yàn)分為功能試驗(yàn)和性能試驗(yàn)，其中功能試驗(yàn)主要驗(yàn)證余度管理功能，該試驗(yàn)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(dòng)器間的斷線故障等方式進(jìn)行驗(yàn)證；性能試驗(yàn)的主要測(cè)試項(xiàng)和測(cè)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(dòng)子系統(tǒng)主要技術(shù)指標(biāo)均滿足設(shè)計(jì)要求，達(dá)到了研制目標(biāo)。

表4 主槳作動(dòng)子系統(tǒng)主要測(cè)試結(jié)果

5 結(jié)論

本研究在對(duì)比分析國(guó)內(nèi)外典型先進(jìn)直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)系統(tǒng)技術(shù)特點(diǎn)的基礎(chǔ)上，以某型直升機(jī)為目標(biāo)使用平臺(tái)，設(shè)計(jì)并實(shí)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(jī)械雙余度直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)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(shù)，采用模擬伺服控制技術(shù)的飛控作動(dòng)系統(tǒng)能夠快速響應(yīng)FCC指令，并具有較強(qiáng)的抗干擾能力；同時(shí)，結(jié)合系統(tǒng)特點(diǎn)采用FPGA實(shí)現(xiàn)邏輯信號(hào)處理和余度管理，簡(jiǎn)化了控制電路的復(fù)雜度，提升了伺服控制部分的可靠性；

(2) 在直升機(jī)飛控作動(dòng)方面，實(shí)現(xiàn)了國(guó)外直升機(jī)飛控作動(dòng)器所常采用的電液伺服作動(dòng)技術(shù)實(shí)物應(yīng)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(dòng)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(jī)械雙余度直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)系統(tǒng)的成功研制，為我國(guó)直升機(jī)電傳飛控作動(dòng)系統(tǒng)領(lǐng)域的技術(shù)選擇提供了多選項(xiàng)。