典型民機電傳飛控系統(tǒng)架構分析

0  引言                                                            

飛控系統(tǒng)作為現(xiàn)代民用客機的關鍵系統(tǒng) ,其正常工作與否直接關系到整個飛機的安全性、可靠性以及航班運營的經(jīng)濟性 。整個民用飛機飛控系統(tǒng)經(jīng)歷過多個發(fā)展階段:從早期的單純機械操控到增穩(wěn)與控制增穩(wěn)系統(tǒng) ,再發(fā)展到當前的電傳飛控系統(tǒng)^[1]。整個系統(tǒng)由純機械式控制發(fā)展到結合液壓助力及功率作動器的控制系統(tǒng) ,演變到基于模擬電子的飛控系統(tǒng) ,再發(fā)展到全權限的數(shù)控電傳飛控系統(tǒng)。其中機械配液壓助力系統(tǒng)的典型代表為波音公司開發(fā)的B707客機的飛控系統(tǒng) ,裝配有模擬電子飛控計算機的典型機型有空客A300、波音B727/B737 Classic/B747、洛克希德L1011、麥道DC9/DC10、圖-144以及協(xié)和飛機等,基于電傳飛控系統(tǒng)的典型客機有空客A320/A330/ A350/A380、波音B777/B787等 ?？v觀整個飛控系統(tǒng)發(fā)展過程 ,系統(tǒng)的安全性與可靠性不斷提高 ,同時整個飛控系統(tǒng)向著集成化、綜合化、智能化的方向發(fā)展。
本文對國內(nèi)外主流民用客機的飛控系統(tǒng)架構進行了分析 ,同時梳理了當前飛控系統(tǒng)研發(fā)過程中的熱點問題,可為后續(xù)研制提供支持與參考。

1    民機飛控系統(tǒng)的基本功能和組成

1.1    民機飛控系統(tǒng)的基本功能

現(xiàn)代民機飛行控制系統(tǒng)可以定義為將飛行員的飛行控制指令傳遞到飛機相應的操縱舵面實現(xiàn)對飛機的姿態(tài)/模態(tài)等控制的系統(tǒng)。典型的民機飛行控制功能主要是穩(wěn)定和控制飛機的剛體運動 ,解決飛機的穩(wěn)定性和操縱性問題。
飛行控制系統(tǒng)通常分為人工飛行控制系統(tǒng)和自動飛行控制系統(tǒng) 。按照ATA100 (Air Transportation  Administration,航空運輸協(xié)會)對飛機內(nèi)部系統(tǒng)分類的編排 ,人工飛行控制系統(tǒng)屬于ATA100-27章節(jié) ,自動飛行控制系統(tǒng)歸屬ATA100-22章節(jié) ,人工飛行控制系統(tǒng)又分為主飛行控制系統(tǒng)和高升力飛行控制系統(tǒng)。其中主飛行控制系統(tǒng)通過駕駛側桿或駕駛盤等感知駕駛員的指令 ,經(jīng)過控制律計算 ,指令作動器動作 ,控制副翼、升降舵、方向舵、擾流板、水平安定面等舵面運動 ,最終實現(xiàn)飛機的橫滾、俯仰、偏航控制及配平;高升力飛行控制系統(tǒng)通過襟縫翼手柄感知駕駛員指令 ,經(jīng)計算機計算 ,指令作動器動作 ,調(diào)節(jié)襟翼、縫翼的位置 ,最終實現(xiàn)增加飛機在起飛、降落過程中的升力 。自動飛行控制系統(tǒng)通過飛行模式控制面板感知駕駛員指令 ,經(jīng)過控制律計算 ,使得飛機能夠按設定的航向、航跡、速度以及高度飛行。

1.2    民機飛控系統(tǒng)的主要組成

通常而言 ,現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)中包括控制與顯示裝置、傳感器裝置、計算機裝置、作動器和自檢裝置以及專有的信息傳輸鏈和接口 ,形成了一條閉環(huán)反饋回路 ,具體如圖1所示^[2]。

類似地 ,現(xiàn)代民機飛控系統(tǒng)各子系統(tǒng)也囊括了顯示告警、計算、作動、傳感等模塊。主飛行控制系統(tǒng)主要包括控制顯示裝置、飛行控制計算機、伺服作動裝置、直接模式運動傳感器等;高升力系統(tǒng)主要由襟縫翼控制計算機、襟縫翼操縱桿、襟縫翼驅(qū)動裝置、襟縫翼驅(qū)動裝置等組成;自動飛行控制系統(tǒng)是由控制系統(tǒng)來代替駕駛員操縱 ,其核心就是自動飛行控制計算機^[3]。

2    國內(nèi)外典型民機飛控系統(tǒng)介紹

當前 ,我國民航領域運營較廣泛的為空客系列和波音系列飛機以及剛剛投入商業(yè)運營的中國商飛研制的干線飛機 ,本章簡要介紹其代表機型空客A320、波音B777等的飛控系統(tǒng)架構。

2.1   A320客機

空客飛機作為大型民用電傳飛機的代表 ,推出過多個機型 ,從早期的A320 、A330 、A340到最新的A350和A380 ,最為經(jīng)典的是A320系列。
A320系列飛機是空客公司研制生產(chǎn)的150座級單通道雙發(fā)中短程干線客機 ,包括A320、A321、A319、A318、A320 NEO等?？湛虯320系列客機的整體尺寸與波音737系列客機相當 ,其兩側機翼上布置有一對副翼、五對擾流板以及前緣縫翼、后緣襟翼等增升裝置 ,尾翼布置有一塊水平安定面、一對升降舵和一塊方向舵。其舵面布置如圖2所示^[4]。

A320客機作為世界上第一架應用電傳飛控系統(tǒng)的民用大型客機 ,具有以下設計特點:飛控系統(tǒng)采用了先進的控制律進行全時間控制 ,保留了常規(guī)系統(tǒng)良好的特性;在駕駛艙創(chuàng)新性地引入被動側桿 ,替代傳統(tǒng)的駕駛盤 ,它是世界上第一架采用側桿控制的電傳控制系統(tǒng)的民機;空客飛控系統(tǒng)的設計理念為盡可能簡化飛行員的駕駛操縱 ,降低人工操縱的工作負荷 ,轉而由飛控計算機來實現(xiàn)控制 ,所以飛控計算機是系統(tǒng)的核心 ,通過處理飛行員的輸入 ,經(jīng)過控制律計算后輸出飛控作動器的控制指令;此外 ,空客飛機的飛控系統(tǒng)在俯仰和滾轉軸向設計有包線保護功能 ,計算機可以阻止飛行員進行超越飛行包線的操縱;空客A320飛控系統(tǒng)在水平安定面和方向舵控制中均設計了機械裝置 ,作為終極備份系統(tǒng)的一部分。

A320飛控系統(tǒng)的物理架構如圖3所示 ,整個系統(tǒng)由9臺計算機和相應的作動器組成 ,包括2個升降舵副翼計算機(ELAC),控制副翼 、升降舵和水平安定面作動器;3個擾流板和升降舵計算機(SEC),控制所有擾流板作動器 ,同時也作為升降舵和水平安定面控制的備份;2個飛行增穩(wěn)計算機(FAC),提供偏航阻尼、配平和行程限制功能;2臺襟縫翼計算機(SFCC)專門用來處理襟翼和縫翼的控制^[5]。

A320飛行控制系統(tǒng)設計有三種控制模式:正?？刂颇Ｊ健⒔导壙刂颇Ｊ?、直接控制模式。其中 ,正常控制模式包括實現(xiàn)基本的三軸控制 、飛行包線保護控制等功能 ,當出現(xiàn)故障時 ,整個系統(tǒng)將自動降級為降級控制模式。當A320的部分飛控計算機失效后 ,系統(tǒng)將按照既有的邏輯進行故障重構 ,當所有飛控計算機失效后 ,終極備份啟用 ,飛行員可通過腳蹬直接控制方向舵 ,通過平尾人工配平手輪實現(xiàn)水平安定面控制 ,為飛機提供一定的俯仰和偏航控制能力 ,直到電傳飛控系統(tǒng)重新啟動。

2.2    B777客機

美國波音公司作為歷史最為悠久的民機主制造商 ,其主要的系列機型有B707 、B727 、B737 、B747 、B777、B787 ,其中B777是一款由波音研制的中遠程雙發(fā)寬體客機。B777系列飛機包括777—200、777—200ER、777—200LR、777—300 、777—300ER、777F 、777X等 ,其飛控系統(tǒng)采用了較為傳統(tǒng)的外型布局 ,兩側機翼上布置了一對外側副翼、一對襟副翼、七對擾流板以及前緣縫翼、后緣襟翼等增升裝置 ,尾翼布置了一塊水平安定面、一對升降舵和一塊方向舵。具體的舵面布置如圖4所示^[6]。

作為波音公司第一款采用電傳飛行操控系統(tǒng)的飛機 ,B777的電傳飛控系統(tǒng)具有以下設計特點:控制面采用先進的控制律進行全時間控制 ,同時改進了控制特性 ,保留了常規(guī)系統(tǒng)的良好特性 ,進一步提高了可靠性和維修性;在設計中采用了包線保護設計 ,在系統(tǒng)的余度設計中采用了“主—主”設計理念。

B777飛控系統(tǒng)物理架構如圖5所示 ,整個系統(tǒng)主要由以下部件構成:3余度主飛行控制計算機PFC、4余度作動器控制電子裝置ACE、動力控制單元PCU、駕駛桿/盤、腳蹬、ARINC629總線等。其中ACE是一種模擬設備 ,其功能是與飛行員控制傳感器接口 ,并以模擬伺服回路控制作動器。ACE將駕駛員控制器位置和舵面位置信號轉換為數(shù)字量 ,然后通過ARINC629總線傳給PFC ,PFC的主要作用是將系統(tǒng)采集到的大氣數(shù)據(jù)以及各類傳感器的輸入信號進行處理并結合預先寫入PFC中的控制律 ,基于位置反饋信號計算舵面指令 ,將舵面指令通過ARINC629總線回傳給ACE,由ACE轉換成模擬信號 ,用來控制作動器。

B777的飛控系統(tǒng)有正常模式、次級模式和直接模式三種控制模式 ,駕駛員可通過直接模式開關實現(xiàn)模式切換。B777依然保留了一套機械控制機構 ,以控制水平安定面和兩對多功能擾流板作為整個飛控系統(tǒng)的終極備份。

3    飛控系統(tǒng)技術熱點問題

現(xiàn)代民機電傳飛控系統(tǒng)作為一個高復雜度的系統(tǒng)需要實現(xiàn)多項關鍵功能 ,整個飛控系統(tǒng)研發(fā)過程涉及系統(tǒng)工程、軟件工程、電子電氣工程、機械工程等多個工程 ,此外 ,嚴苛的安全性需求也給飛控系統(tǒng)的工程研制提出了不少挑戰(zhàn)。國內(nèi)外的民機主要承制商以及飛控系統(tǒng)供應商在電傳飛控系統(tǒng)的研發(fā)中投入了大量的成本去解決技術難點 ,國外飛機主制造商以及系統(tǒng)供應商憑借其多年的工程經(jīng)驗已經(jīng)攻克了諸多技術難點 ,這部分已經(jīng)被攻克的技術難點也都受到專門的知識產(chǎn)權保護 。我國作為自主研發(fā)民機的后進者 ,雖然部分技術難點已經(jīng)被突破 ,但一些較為核心的技術難點還未被完全攻克 ,本節(jié)簡要梳理了目前民機電傳飛控系統(tǒng)研發(fā)過程中的技術難點 ,以供參考。

3.1    系統(tǒng)技術熱點

民機飛控系統(tǒng)的架構設計受安全性需求 、功能需求、成本、重量等諸多條件的約束 ,而安全性需求始終是民機研發(fā)首先要考慮的需求 ,在系統(tǒng)層級 ,主要通過獨立性、非相似設計以及完整性監(jiān)控等三個方面來提高整個系統(tǒng)的安全性 。通過系統(tǒng)設計確保在系統(tǒng)內(nèi)不同通道電氣、物理以及功能上的彼此獨立 ,防止故障的蔓延;系統(tǒng)設計過程中要求同一功能的冗余單元采取兩種或多種控制方式;對于執(zhí)行復雜邏輯運算的飛控計算機 ,設計監(jiān)控通道以實現(xiàn)對指令的完整監(jiān)控 。目前主流的先進民機飛控系統(tǒng)普遍采用了無機械備份的全權限電傳飛控系統(tǒng) ,但當所有的計算機均發(fā)生故障而失效時 ,如何才能確保飛控系統(tǒng)仍然實現(xiàn)對飛機安全穩(wěn)定的控制?目前 ,在工程實踐上的一種解決思路是在原有的飛控系統(tǒng)架構上添加一套額外的、能夠?qū)崿F(xiàn)最小可接受控制能力的系統(tǒng)作為終極備份系統(tǒng) 。但是如何保證終極備份系統(tǒng)在需要掌握控制權限時可以快速接權安全操控 ,又要在處于備份等待的過程中不能影響或干擾原主控系統(tǒng)功能的正常使用 ,是目前業(yè)內(nèi)的研究熱點之一。

3.2    基于模型的系統(tǒng)開發(fā)技術

飛控系統(tǒng)作為一個具有數(shù)十個功能的大系統(tǒng) ,其中某些功能的喪失或者錯誤的執(zhí)行都會直接導致災難級事件的發(fā)生 ,所以這些功能都具有最高的安全性等級 。此外 ,這些功能還涉及多個外部交聯(lián)系統(tǒng) ,其綜合系統(tǒng)架構往往比較復雜 ,主要體現(xiàn)在多個系統(tǒng)的集成工作量龐大、多系統(tǒng)接口的數(shù)量巨大、多系統(tǒng)協(xié)同工作的邏輯復雜。

傳統(tǒng)的系統(tǒng)工程設計主要是基于設計文檔和制圖的方法開展 ,文檔的非形式化特征使得不同的工程設計人員會對文檔形式的設計方案產(chǎn)生理解偏差 ,增加了不同系統(tǒng)成員之間協(xié)同工作的溝通成本 。隨著產(chǎn)品設計的不斷深入 ,實際設計與設計文檔之間的同步會耗費大量的時間和人力成本 ,甚至也會增加設計差錯出現(xiàn)的概率。針對上述問題 ,基于模式的系統(tǒng)工程開發(fā)方法將提供一個解決途徑 ,通過統(tǒng)一的系統(tǒng)建模語言對復雜的飛控系統(tǒng)開展建模 ,將不同專業(yè)領域的描述集中到完整的系統(tǒng)中 ,這樣就最大程度地減少了在需求定義階段對需求理解的歧義 ,在設計開發(fā)到樣機實現(xiàn)再到驗證的后續(xù)階段 ,整個研發(fā)過程中 ,以模型為數(shù)據(jù)傳遞的介質(zhì) ,如此便提高了研發(fā)效率^[7]。目前的工程實踐中 ,基于模型的系統(tǒng)工程與傳統(tǒng)基于文檔的設計并存 ,基于模型的系統(tǒng)工程方法只是應用于一些簡單系統(tǒng)中 ,如何將基于模型的系統(tǒng)工程方法合理應用于復雜的飛控系統(tǒng)研發(fā)活動中?另外 , SYSML作為一門系統(tǒng)建模語言 ,其本身的學習難度不小 ,如何能夠通過優(yōu)化建模語言來實現(xiàn)更為形式化的建模 ,都是目前研究的熱點。

3.3    形式化軟件驗證技術

飛控系統(tǒng)中的飛控計算機 、作動控制計算機中存在著大量的機載軟件 ,是實現(xiàn)飛控控制律計算的重要核心。軟件的質(zhì)量和可靠性相比硬件更低 ,更易發(fā)生故障 ,此類故障會對飛機的運營安全產(chǎn)生很大的負面影響 ,甚至造成災難性后果 。2009年 ,法航空客A330客機由于空速傳感器發(fā)生故障 ,飛控系統(tǒng)發(fā)出了錯誤的爬升指令 ,飛控系統(tǒng)的機載軟件中未設置爬升升限高度 ,最終導致了墜機事故 。所以 ,進一步提高飛控機載軟件代碼的安全性和可靠性 ,愈發(fā)成為提高民機飛控系統(tǒng)安全性的關鍵所在。雖然DO—178制定了嚴格的軟件開發(fā)和驗證流程 ,但傳統(tǒng)的軟件驗證手段如測試、模擬及仿真 ,究其本質(zhì) ,都是在力求尋找軟件的BUG ,而被測的軟件是否有BUG是無法證明的 ,因此難以完全保證軟件代碼的可靠性和安全性^[8]。業(yè)內(nèi)近來開始使用的軟件形式化驗證方法通過嚴格的數(shù)學語義進行推演 ,可從邏輯上證明軟件是沒有BUG的 。然而目前基于形式化的軟件驗證技術大部分還處在理論層面上 ,如何將理論研究的成果更好地應用于飛控系統(tǒng)軟件驗證工程 ,也是當前業(yè)內(nèi)關心的技術熱點。

3.4    適航技術

民機適航取證是確保大型客機滿足按公眾要求制定的、可接受的最低安全標準的管理和技術實現(xiàn)過程 。民機產(chǎn)品在研制過程中包含了設計、制造和驗證等活動 ,而針對每項開展的活動 ,申請人都需要用客觀記錄反映活動真實發(fā)生的詳實可靠的數(shù)據(jù)來表明所研制民機產(chǎn)品以及系統(tǒng)對適航規(guī)章的符合性^[9]。

對于運輸類飛機,現(xiàn)行有效的適航標準是CCAR25R4、CCAR25R4中的條款 ,涵蓋了對于不同設計特征飛機和預期使用條件的飛機適航要求。因此 ,在確定審定基礎時 ,需根據(jù)飛機的設計特點和預期使用條件梳理合適的適航條款。但是 ,鑒于適航條款制定之時的技術現(xiàn)狀、對于安全性理解程度以及由于適航標準不可能窮盡也不可能遇見所有可能的情況 ,適航標準本身就存在一定的局限性 ,所以適航標準制定本身也是當前業(yè)內(nèi)研究的熱點之一。

此外 ,目前民機飛控系統(tǒng)的設計已經(jīng)完全由機械式轉向了電傳飛控系統(tǒng) ,如此便出現(xiàn)了許多新的設計特征 ,包括駕駛艙內(nèi)側桿技術、陣風緩解和顫振抑制等主動控制技術、飛行包線保護技術等 ,大量新技術的使用也給申請人開展適航符合性驗證活動帶來了諸多挑戰(zhàn) ,而如何制定匹配當前技術成熟度的 民機電傳系統(tǒng)的適航條款符合性驗證路徑也是當前 研究的熱點。

4    結束語

本文簡要敘述了現(xiàn)代民機飛控系統(tǒng)的主要功能及構成 ,并分析了國內(nèi)外主流民機的飛控系統(tǒng)架構 ,意圖通過分析不同型號飛機的飛控系統(tǒng)組成以及各自的特點總結出現(xiàn)代民機飛控系統(tǒng)架構設計中共有的設計特征 。隨著人工智能技術、先進控制理論、微電子集成電路等技術的迅猛發(fā)展 ,現(xiàn)代民機飛控系統(tǒng)也在向著系統(tǒng)重量進一步降低、功能更強大、性能更優(yōu)的方向不斷優(yōu)化 。目前廣泛使用的電傳飛控系統(tǒng)也存在著一些弱點:首先 ,設計本身存在高增益的問題 ,而高增益很容易誘發(fā)振蕩;其次 ,電信號在傳輸過程中容易受到電磁干擾;再者 ,為保證電傳系統(tǒng)的可靠性 ,設計通常都會采用余度技術及自檢測技術 ,這兩種技術的引入會使得系統(tǒng)的復雜度提高。而光傳飛控系統(tǒng)為解決上述問題提供了一種思路 ,光傳飛控系統(tǒng)是利用光導纖維數(shù)據(jù)傳輸技術 ,在飛控控制操縱器件、飛行控制計算機和飛行控制伺服作動器之間傳輸控制指令和傳感器信號 ,用以代替電傳飛控系統(tǒng) 。光傳飛控系統(tǒng)相比電傳飛控系統(tǒng)可以有效防止電磁干擾 ,此外 ,光傳飛控系統(tǒng)也具有良好的抗腐蝕性和優(yōu)良的故障隔離能力 。目前 ,光傳飛控系統(tǒng)已經(jīng)應用于國外的軍機型號中 ,后續(xù) ,在其技術的安全性和可靠性水平進一步提高后 ,可以作為先進民機飛控的重要發(fā)展方向。

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2024年第19期第18篇