电传飞行控制作动系统
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电传飞行控制作动系统
第27卷
2007拄
第4期
O8月
飞机设计
AIRCRAFTDESIGN
V01.27No.4
Aug2007
文章编号:1673-4599(2007)04-0053-08
电传飞行控制作动系统
张冰凌,张勇
(1.海军驻沈阳地区航空军事代表室,辽宁沈阳110035)
(2.沈阳飞机设计研究所,辽宁沈阳110035)
摘要:YF一23A战斗机具有极大的
静不安定性,在不开加力的情况下可以实现超
声速巡航,其设计目标是在
亚声速和超声速均具
有优于对手的机动能力,上述要求使得飞行控制作动系统必
须具有空前的能力和性能.
其独特
的飞行和机动包线要求其作动系统在低速时具有高的舵面偏转速率和大
的行程,在超声速时要具有附
加铰链力矩输出能力,为实现上述目标,开发出具有液压与电能守恒的作动系统.
关键词:作动器;直接驱动阀;变面积作动;飞行控制
中图分类号:V227.83文献标识码:A
Fly-By-
WireFlightControlActuationSystem
forHighPerformanceFighter
ZHANGBing—ling,ZHANGYong
(-NavalMilitaryRe
presentativeOfficeinShengyangBranch,Shenyang110035
,Chi
na)
(ngAircraftDesign&
ResearchInstitute,Shenyang110035,China)
Abstra
ct:TheYF-23AFighterwasarevolutionarystaticallyunst
ableaircraftthatcruisedats
uperson-
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servationtec
hniques
wasutilized.
Keywo
rds:actuator;directdrivevalve;variableareaactuatio
n;flightcontrol
YF一23A的设计目标是高机动性,超声速巡
航,武器内埋…,同时保持低的雷达和红外特
征,其主要控制面都是对称布置的包括两个全动
平尾,内外侧后缘襟翼(TEFs)和独立控制的左右
前缘襟翼(LEFs).除了前缘襟翼由电液伺服阀
(EHSV)控制之外,其他的舵面均由四余度的直
接驱动阀(DDV)控制.
收稿日期:2006—12—25:修订日期:2007—06--28
系统设计要求
基于下列的要求约束来设计作动系统:
(1)速率铰链力矩刚度要求;
(2)作动器的频率响应负载响应;
(3)发动机的功率提取和液压流量限制;
(4)在单液压系统或发动机故障的情况下,
飞第27卷
保持作动系统的性能不变;
(5)在双发熄火或双液压系统故障的情况
下,保持稳定飞机着陆;
(6)在与液压系统故障无关的电气2次故障
(2次故障操作)时,保特系统性能不变;
(7)电源消耗限制;
(8)在丧失后缘襟翼或前缘襟翼功能的情况
下,保持飞行飞机着陆.
极大的静不安定性使得飞行器具有优越的战
斗机动能力.然而,为保证实现精确控制,高的
舵面速率和频率响应是必须的.在严重的扰动和
侧风条件下的进近,着陆,要求舵面具有高品质
的控制响应,这对确定液压系统的流量具有重要
的影响.另一方面,要求YF一23A具有持续的超
声速巡航能力并能够进行战斗机动.大马赫数的
巡航机动要求作动器具有足够的带载能力,高速
飞行时大负载,大铰链力矩组合作用对作动系统
提出了铰链力矩最大化的要求.
要求YF-23A的作动器在故障后仍然提供全部
性能.在单发故障或单液压系统失压后,飞机必须
保持全部机动能力,这就要求在故障之后作动系统
输出的铰链力矩,速率,刚度以及系统的频率响应
保持不变;在两个液压系统发生失压时,飞机仍然
具有起飞,着陆和高速巡航的能力;液压系统失压
后飞行包线的缩小和机动能力的降低是可以接受
的.双发熄火认为是可能发生的事件,应急动力单
元(EPU)用于在应急状态下提供必要的压力和流
量,以满足控制飞机的铰链力矩,速率,刚度和响
应要求,使飞机具有安全着陆的能力.
作动系统的电子驱动部分具有双故障一工作
能力,双液压系统具有切换能力雎J.
失去前缘襟翼或内侧后缘襟翼的功能并不影
响飞机的安全飞行或着陆,机动能力的降低是可
以接受的.作动系统的第一次电气故障或第二次?
电气液压故障瞬态不应大于0.5g.
2系统设计的挑战及解决措施
YF一23A的独特要求对作动系统的设计提出
了挑战,飞机控制和(正常和故障状态)性能保证
所必需的液压系统功率超过任何已有的飞机液压
系统能力.
2.1液压系统的流量和输入功率限制
由于发动机提取功率和泵的尺寸限制,液压
系统采用4台流量为212—302Lmin,压力为28
MPa的飞行液压泵.每台发动机驱动的飞机附件
机匣(AMAD)为两台液压泵提供动力.在发动机
处于慢车状态时液压泵的输出流量为212Lmin,
发动机处于军用推力状态时液压泵的输出流量为
302Lrain.液压泵分为2个主系统泵和2个公管
系统泵如图1.每个主系统泵备有自已的蓄压器,
公管系统泵共用一个蓄压器.
如此配置液压系统(2个主操纵泵,2个公管
系统泵)是为了确保飞行安全,使得在发生单液
压系统或单台发动机故障的情况下飞行器控制性
能保持不变.关键是在包线的高动压区域,此时
如果发生单液压系统失压,将导致系统刚度的大
幅降低,引发高速颤振,导致损失飞机.典型的
解决措施是加大作动器的尺寸,以保证单液压系
统提供所需的颤振刚度,但由于受到液压系统能
力的限制,这样做是不可能的.解决办法是每个
作动器(前缘襟翼作动器除外)采用双系统供压,
在发生单系统失压时,按压力信号,通过液压系
统切换阀(HSSV)将公管系统液压泵切人,保证
系统正常供压.
2.2变面积作动
采用变面积作动的方式来解决液压系统的流
量不足问题.变面积的含义就是按飞行状态改变
作动器活塞的工作面积.低速飞行时,飞行控制
面要求具有高的速率,而控制负载却较小;高速
飞行时,气动负载较大,所需舵面偏转速率较低.
在小流量状态,按小面积配置作动器,在实现作
动器高速率运动的同时可节约60%的液压流量;
在大流量状态,为克服负载,作动器应采用最大
的活塞面积工作.
在YF一23A飞机上的平尾和后缘襟副翼采用
了变面积作动系统.前缘襟翼采用可偏置的液压
马达以达到节约流量的目的.平尾和后缘襟副翼
作动器在控制阀体中装有面积选择阀(ASV)以控
制活塞的有效工作面积.面积选择阀的概念示意
在图2.
面积选择阀是双系统供压的滑阀,依控制律
的要求接断开直接驱动阀(DDV)进人大流量
腔室的油路.在小流量状态,处于大流量腔室内
的液体处于旁通状态.2个小功率的直接驱动阀
(DDV)式指令阀(每个液压系统配备1个)用于面
积选择阀(ASV)的往复移动和定位.考虑到主飞
控系统对变面积作动系统的依赖性,要求指令阀
具有双故障工作的能力.
第4期张冰凌等:电传飞行控制作动系统55
§?U
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左
左
飞控系统1公管系统飞控系统2
I冬11主飞行控制液压系统
统进人危险状态.
载荷(失稳载荷的百分比)
图2变面积作动的概念
动力进近阶段的液压流量需求是确定液压系
统最大流量的主要考虑因素之一.对于固定面积
的作动系统,这个阶段的流量需求大约是每个系
统输出为379Lmin.在这个阶段依据发动机的转
速,每个液压泵的流量输出在212～302Lmin之
间,考虑到系统的泄漏,每个系统的实际输出要
少于212Lmin.如果是在双发熄火的条件下进
近,能得到的总流量仅有170lMmin.如果不采用
变面积作动或附加的专用液压源如辅助动力单元
(APU)是不可能满足这项要求的.对于固定面积
的作动系统,单台发动机出现故障时,会导致系
翼
翼
变面积作动使得液压流量减少50%～60%,
从而使得单个液压泵的流量就可以满足系统的工
作要求,与此同时系统留有足够的储备能力,其
好处是可以使伺服阀的尺寸减小50%以上,最终
是节约阀体的质量和电力消耗.
面积选择阀(ASV)是由飞行器管理计算机
(VMCs)控制的,面积选择阀的指令阀接收来自
控制律的驱动指令.控制律依据静压和马赫数来
计算面积选择阀的指令,当需要大流量时,2个
指令阀被施加四余度的电气指令,使得面积选择
阀由小流量状态转换为大流量状态,除了顺序相
反外,从大流量返回到小流量状态的过程是相似
的.当飞机在面积选择阀的切换点附近飞行时,
为避免控制滑阀的有害往复运动,在控制律中采
用了磁滞环节.指令阀采用低功率的力马达,其
所需功率最小(每个指令阀的驱动电流小于0.5
A),对于减小飞行器管理计算机的发热也是具有
重大意义的.
2.3二级直接驱动阀
YF一23A的平尾作动系统是由二级直接驱动
阀控制的,之所以采用这种类型的直接驱动阀是
因为在电功率消耗极低的同时,具有优异的性能,
这也是二级直接驱动阀首次在战斗机上得到飞行
应用.
飞机设计第27卷
平尾作动器的大流量消耗是源于作动器的较
大面积,而面积的大小是由其刚度确定的.为抵
抗舵面铰链力矩,作动器必须具有一定的刚度.
颤振裕度以及地面低速共振的因素同样要求增加
作动器的刚度,因而要采用较大的活塞面积.作
动器所需的液压流量是与其运动速率和活塞面积
成正比的,这就导致作动器必须具有大的液压流
量.尽管采用变面积作动的设计手段,平尾作动
器的流量仍然在液压系统的总流量中占有重要的
份额.
电液伺服阀(EHSV)曾经是战斗机飞控主舵
面的优选计量阀.电液伺服阀是由电驱动的指令
阀和主控滑阀组成,指令阀负责主控滑阀的定位.
指令级一般采用力矩马达驱动的喷嘴挡板阀或射
流喷嘴,挡板或射流喷嘴偏离零位后导致主控阀
两端的压力不平衡,使滑阀移动.主控阀的精
确定位是依靠滑阀与挡板(射流喷嘴)之间的机械
弹簧反馈杆来实现的,这项技术保证主控阀的位
置与力矩马达输入电流成正比.
电液伺服阀在过去和现在得以广泛应用的主
要原因是:主控阀在控制流向舵面作动器的高速
液流的同时具有免受负载扰动和液动力影响的特
性;电气闭环控制简单,它不需要高频的阀芯位
置反馈.最主要的是电液伺服阀具有成本低,高
可靠的特点.困扰它的问题是:指令级复杂,静
态泄漏以及仅能计量流过主控阀的单个液压系统
的流量.当采用多液压系统作动单个作动器时会
造成主控阀设计复杂.
直接驱动阀(DDVs)取消了电液伺服阀的液压
放大级,采用力或力矩马达直接定位主控阀,降
低了控制阀设计的复杂性,但为了完成对主控阀
的定位需要较大的电动力.正是因为如此导致直
接驱动阀最初并没有在主飞控中得到应用,电机
材料,液动力的补偿以及位置反馈电传感器的发
展减少了直接驱动阀的应用风险.
二级直接驱动阀巧妙的解决了液压流量和功
率消耗问题,流过主控阀的液体计量与电液伺服
阀相似.由于一,二级之间的高压放大作用使得
主控阀免受液动力和扰动力的影响.正是因为如
此,主控阀可以通过很大的流量,不必考虑切削
力,液动力或扰动的影响.同电液伺服阀采用的
中心弹簧直接耦合方式相比,二级直接驱动阀的
液压耦合,粘性阻尼的作用使得主控阀的稳定性
也得到了改善,其频率响应特性很高,远远满足
平尾作动器的使用要求.
2.4平尾的共振控制
YF一23A采用的是全动平尾,面积很大,其
总面积比F一5机翼的的面积还要大.选择平尾转
轴位置的主要考虑因素是颤振要求,表现在作动
器上就是存在大的惯性负载.大惯性与低刚度
(由于活塞面积的减小造成的)的复合会引起低速
飞行的稳定性问题.在零速度或低速度时,由于
缺乏气动阻尼会诱导出舵面共振(大流量状态的
共振频率是27Hz,小流量状态是23Hz,应急状态
是2OHz),共振又会与作动控制系统相互耦合,
这种共振状态就其本质而言是低阻尼,发散的.
对此问题原始的解决办法是增加作动器的刚度,
导致必须增加作动器的面积,为此在质量和液压
系统上要付出重大代价.
液压系统的刚度是正常工作液压系统数量和
作动器工作活塞数量的函数.反过来,整个系统
的刚度和惯性又确定了控制面,作动器和支撑结
构三者的共振频率.采用飞行器管理计算机
(VMC)中的电子陷波器来消除共振,效果良好.
依据正常工作的液压系统的数量和正常工作的活
塞的数量接人不同的陷波器;根据液压系统的故
障情况,可用的电气通道数量以及工作活塞的数
量由飞行器管理计算机调节整个回路的增益.
3舵面作动器设计
3.1总体设计
内侧后缘襟翼,外侧后缘襟翼和前缘襟翼作
动器是根据偏转速率和铰链力矩设计的,而平尾
作动器是依据刚度(颤振和共振要求)来设计的.
尽管变面积作动的设计方法可以解决流量受限这
个问题,但作动器活塞的面积不应仅由流量确定,
应该考虑作动器在机体的安装空间以及液压系统
故障后应维持的控制能力等因素综合确定.作动
系统故障以后出现力纷争和活塞杆回缩都是不允
许的.
3.2平尾作动器设计
平尾作动器采用的是共用阀体双活塞杆并联
的结构方式图3.作动器活塞是由二级直接驱动
阀定位的,在小流量状态是通过指令4个活塞中
的后端2个来实现流量守恒的,在大流量状态由
面积选择阀再将余下的前端2个活塞接人,面积
选择阀仅能实现单液压系统的切换.作动器由3
套液压系统供压:2个主系统,1个备份(公管)
第4期张冰凌等:电传飞行控制作动系统57
系统.如果2个主液压系统之一被敏感到失压,
由系统切换阀将备份液压系统接人.电控指令阀
用于液压系统切换阀(HSSV)的状态保持,为实
现双液压系统失压或双发动机熄火后的飞机着陆,
备份
供
舒份系统
供压
液压系统切换阀保证作动器仅有单个活塞工作
(保证系统的最大流量).由于只有1个双系统二
级直接驱动阀,所以在设计中并没有使用旁通阀.
平尾是飞行关键舵面,不能将其转为旁通状态.
图3平尾作动器原理结构图
3.3后缘襟翼作动器设计
内外侧襟翼作动器的设计思路是相似的,内
侧襟翼作动器是单腔的,外侧襟翼作动器是双腔
串列作动器.作动器系统由一对活塞简体组件及
其控制阀体组成如图4.
控制阀体组件由单级直接驱动阀,面积选择
阀以及面积选择阀的指令阀组成.双余度主液压
系统负责提供压力源,在小流量状态由每个组件
的内侧活塞工作(为最大面积的50%),高速飞行
大流量状态时,余下的外部活塞通过面积选择阀
供压工作.由作动器的直接驱动阀实现精确的流
量匹配,精心设计的油路可以保证,甚至在故障
状态,消除液动力的影响.图4后缘襟翼作动系统结构图
58飞机设计第27卷
3.4前缘襟翼作动器设计
每侧的前缘襟翼是由动力驱动单元(PDU)和
变速驱动单元(GDU)独立控制的,参见图5.动
力驱动单元由单余度液压源供压,负责前缘襟翼
的定位;变速驱动单元负责舵面运动和力矩的传
送.动力驱动单元是变轴心的液压马达,其轴心
由小型电液伺服阀控制的活塞定位.之所以采用
这种设计是为了实现流量守恒,液压马达的偏心
角度保证实现所需要的舵面偏转速率和力矩.传
统的作法是采用固定的液压马达与大流量的电液
伺服阀,以满足偏转速率和力矩的需要.此时的
系统供压
液压马达是按最大力矩设计的,为实现所有的运
动速率,需要附加的流量,其效率不高.YF一23A
的设计方法可以节约30%的流量,液压马达的转
速是通过转速计来控制的,其轴的定位是依靠旋
转式变位移传感器(RVDT)实现的.系统中还设
置有液压制动阀,在发生灾难性故障时用于前缘
襟翼的锁死.为实现扭矩管破坏状态下对前缘襟
翼的定位,采用了余度扭矩轴.采用扭矩监控器
检测系统的故障并将系统转入应急状态,此时飞
行员可以使用座舱内的开关以较低的速度控制襟
翼的偏转.
4闭环控制
图5前缘襟翼作动系统结构图
图6,图7分别是用于平尾后缘襟副翼前
缘襟翼作动系统的闭环控制电路.平尾后缘襟翼
作动系统的内环,外环分别由直接驱动阀的伺服
电流反馈,主控阀位置反馈和活塞杆的位置反馈
组成.前缘襟翼闭环控制与之不同,采用的是电
液伺服阀的电流反馈,摇板控制活塞的位置反馈,
液压马达的速度反馈以及液压马达的位置四重反
馈.
闭环控制电路驻留在飞行器管理计算机的模
拟电路板上.平尾后缘襟翼的闭环控制是以模拟
电路的方式实现的;前缘襟翼的内环控制是以模
拟方式实现的,其外环是以数字控制方式实现的.
活塞杆的位置闭环控制是以传统的方式实现的:
将位置指令与活塞杆的实际值相比较,形成位置
偏差,按偏差控制.主控阀的指令与位置误差成
正比,主控阀的指令转化为驱动主控阀运动的力
矩马达电流并与流入作动器活塞的流量成比例,
最终使活塞运动.作动器活塞持续运动直到位置
误差等于零,此时,主控阀关闭,活塞运动停止.
主控阀和活塞的位置均由四余度的线性可变位移
传感器(LVDTs)感测.
作动器设计时,其机械行程和运动速率都留
有余量,为实现精确的速率控制,在软件控制律
中设置有电子缓冲器和速率限制器以免除采用作
动器舵面机械硬限位的必要.由于缓冲器的采
用,降低了脉冲测试的要求,减轻了作动器的设
计质量.
变面积控制设计方法的采用要求改变作动器
位置控制前向回路的增益以适应作动器工作面积
的变化.当从一个动压区转入到另一个动压区飞
行时,为保证位置控制回路的增益不变,需要按
比例调节回路的电增益.为实现平尾作动器的负
载共振控制,针对不同的负载状况需要采用不同
的陷波器,从而增加了平尾作动器设计的复杂性.
第4期张冰凌等:电传飞行控制作动系统59
位置
指令
变面积状态
祭萋
故障字
益选
开关
补偿器
伺
服
放
大
器
活塞杆位置
图6平尾和后缘襟翼闭环控制电路
图7前缘襟翼闭环控制电路
平尾作动器采用的是二级直接驱动阀,然而,其他通道的表决电流以消除通道电流
的失配.
所用的闭环控制逻辑与后缘襟翼作动器单级直接前缘襟翼的闭环控制是混合系
统:内回路为
驱动阀却是相似的.平尾作动器的第一级驱动阀模拟控制,位置控制是数字控制.
位置控制之所
流量很小,依靠机械弹簧反馈就可以实现精确的以采用数字方式是为了便于实现
全速率限制.前
定位,第二级或主控阀为保证精确的定位使用的缘襟翼的位置控制是通过数字位
置指令与液压马
是四余度线性可变位移传感器(LVDTs)反馈.后达输出轴(RVDT)的实际位置相比
较
,按偏差信
缘襟翼作动器仅为单级直接驱动阀,其闭环位置号闭环控制的.偏差信号经过滤波,
速率限制之
控制是依靠四余度线性可变位移传感器(LVDTs)后形成舵面的偏转速度指令.液
压马达的
实际速
反馈实现的.度是由电液伺服阀控制的马达摇板位置决定的.
驱动主控阀(MCV)运动的力马达在4个独力摇板控制活塞的位移形成摇板的偏
角,液压马达
线圈的作用下工作.每个飞行器管理计算机仅向的旋转速率是与摇板的偏角成比
例的.前缘襟翼
1个线圈提供控制电流,4个线圈磁通综合后形成持续运动,直到实际的传感器位
置与指令的位
置
马达的输出力.飞行器管理计算机之间的力马达相等为止.
.
5容错机内自检(BIT)这些能量最终会转化为热量
.为此采用了电流平一一
衡电路,通过向局部电流加偏压的手段使其跟踪主作动系统按双故工作设计,然而,
对于
器一度T酴
一
第27卷
平尾控制面要求三故障后仍然有一条通路工作.
监控系统的主要关注点是在最大限度保证安全的
同时,消除虚警.精确的故障检测依赖于鲁棒监
控系统的使用.系统设计时将单点故障限定为小
概率事件,同时肖除系统的级联故障.
作动系统利用四余度的飞行器管理计算机
(VMCs)实现电气控制和故障检测.每个飞行器
管理计算机中含有作动器控制以及交叉通道数据
连接(CCDL)所必需的软件和硬件,通过交叉通
道数据连接可以实现飞行器管理计算机之间的数
据比较.
利用交叉通道监控器实现作动器传感器的故
障检测和隔离.本通道的传感器反馈信号与来自
其他通道的3个信号(经过交叉通道数据连接得
到)进行比较,如果本通道的信号与其他3个通
道的信号不一致,超出预设的门限值且持续一定
时间,则判定本通道故障,断开相应的作动器通
道.采用交叉通道监控器的有线性可变位移传感
器(LVDT),角度可变位移传感器(RVDT),转速
计,前缘襟翼伺服电流.
在监控系统中使用在线监控器有多种原因:
一
是通道问的误差比较大,无法使用交叉通道监
控,采用较高的电子增益时就会造成这种状况.
有些时候,为了验证某项功能,需要同时比较不
同的传感器输出时就要采用在线监控;最后是系
统运行在双通道状态,而且两者的输出之间又存
在差异,此时为了确定通道的状态(良好与否),
必须采用在线监控.乎尾和后缘襟翼作动器的伺
服控制电流采用的是在线监控,前缘襟翼在线监
控包括电液伺服阀,四余度传感器的失效,变速
箱的卡死,液压马达超速以及变速驱动单元
(GDU)的扭矩监控器.伺服放大器监控器将本通
道的电流与模型电流相比完成监控.利用实际的
位置指令以及传感器的反馈值进行模型电流的计
算,如果电流的实际值与计算值之问的差值过大
将断开电流驱动.在线监控器也用于断开相关的
连接,线性可变位移传感器(INDT)的和值差值
监控器就是完成这种功能的.每个通道的线性可
变位移传感器(LVDT)通过检查其和值及差值电
压来决定传感器的工作正常与否,如果传感器出
现故障,本通道自行断开.
当作动器的某个驱动通道故障断开后,剩余
通道的前向同路增益相应的要增加,以便保持系
统的性能不变j.力马达内部线圈电流的磁通综
合工作方式,使这种概念成为现实.
BIT功能是确保飞行前每个通道的作动系统
工作都是正常的.飞行前BIT是在每次飞行前起
动工作,确保所有的作动器及其闭环控制电路的
工作正常.维护BIT是飞行前BIT的扩展,检测
的内容最全面,负责对每个通道的动态验证,确
保作动器工作正常.维护BIT所消耗的时间比飞
行前BIT要长些,但却是故障诊断的极好工具.
6结论
YF一23A的飞行控制作动系统所采用的流量
守恒,二级直接驱动阀以及变面积作动的概念,
成功地解决了大流量作动系统中的剪切力,液动
力等问题,实现了单泵大流量作动控制.
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[4]胡寿松.冉动控制原理(修订版)上册[M].北京:国防工业
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作者简介
张冰凌(1964一),男,吉林柳河人,硕士,高级工程师,主要从
事仪表与传感器设计,自动控制系统设计技术研究等.
张勇(1966一),男,辽宁沈阳人,硕士,高级工程师,主要从
事飞行控制系统设计与工程开发工作,感兴趣的领域包括:控制
律设计方法,系统仿真等.