电传飞行控制系统技术的新发展

随着电子技术的发展和飞机性能的不断提高，飞机的操纵系统也发生了脱胎换骨的变化，操纵杆系和钢索已被电线所取代，飞行员操纵飞机依靠装在驾驶杆处的传感器将杆力或杆位移转换成电信号，通过电线传到舵机以驱动控制面偏转，达到操纵飞机的目的，这就是电传操纵系统。

电传操纵系统不单是用电线代替操纵杆系就可以了，它还具有计算机，计算机接收飞行员的控制输入以及传感器测得的飞机状态反馈信号来计算对舵机的指令。正因为在飞行操纵系统中引入了计算机和反馈信号，使系统性能产生了质的飞跃，因而电传操纵系统称为电传飞行控制系统似乎更为合适。

电传飞行控制系统不仅重量轻，操纵中没有因摩擦引起的滞后，可减少维修量，而且还可以通过放宽静稳定性(可提高机动性，减小配平阻力)、阵风减载、机动载荷控制、机翼和机身结构振型的阻尼及颤振抑制等主动控制技术提高飞机的性能。

最早采用电传飞行控制系统的飞机是美国的 F-16A/B，当时因数字计算机技术还未发展到一定水平，因而采用了模拟式电传系统，为保证安全可靠采用了四余度结构。但因模拟系统的计算能力有限，使飞机性能受到一定的限制。故美国后来的 F-16C/D 和国外新研制的一些飞机都采用了性能更好的数字式电传系统。据不完全统计，电传飞行控制系统已用在下列飞行器上：

战斗机—F-16A/B，F-16C/D，F/A-18，F-117，F-22，“幻影”2000，“阵风”， EF2000，JAS39，苏-27，苏-35，台湾的 IDF，印度的 LCA；

·轰炸机—B-2；

·军用运输机—C-17；

·直升机—RAH-66，V-22，NH-90；

·客机—A320，A330/A340，波音 777；

下面对国外一些新的电传飞行控制系统作一个简单的介绍。

F-117 隐身战斗机的研制因为要赶进度，所以其安装的很多设备都是从一些已有的战斗机设备拼凑起来的，其电传飞行控制系统采用 F-16A/B 的四余

度模拟式电传系统，但软件不同，输入量不像 F-16 那样采用杆力，而是杆位移。俯仰控制律基本上采用 G 指令，有一个迎角限制器。F-117 按稳定的轰炸平台作了设计优化，电传系统可使飞机更加稳定。F-117 由于要满足隐身要求，形状奇特，因而机体本身是静不稳定的，没有电传系统提供稳定就无法飞行。另外，F-117 的全功能、四轴(包括定时)自动驾驶仪系统已增加了油门控制，大大减轻了在目标上空作轰炸飞行期间飞行员的工作负荷。飞行员通常在自动驾驶仪/自动油门系统接通下进行轰炸。这些系统的定时非常精确，以保证飞机具有很高的武器投放精度。

F-22 战斗机的电传飞机控制系统称为飞行器管理系统(VMS)，它综合了飞行与推进控制，推力矢量控制也包括在内。VMS 由利尔航宇电子公司研制，取插入 F-22 航空电子机架的模块的形式，德克萨斯仪器公司为系统提供通用的1750A 处理器模块。以前的战斗机电传系统都采用四余度结构，F-22 是第一种采用三余度飞行控制计算机的战斗机，而且没有电气或机械备份模式。飞机上配备了两个 27.6×106 帕的液压系统，但每个控制面上只有一个舵机，以减轻重量和降低成本。VMS 控制 14 个控制面：水平尾翼、升降舵、副翼、襟副翼、前缘襟翼以及进气道放气门和旁路门，从而使采用许多控制重构模式成为可能，这些重构模式在出现一个舵机或液压故障时可使飞机安全飞行。此外，每个舵机上的补偿器在出现液压故障时，可为舵机提供刚度。因 F-22 是一种可作过失速机动的飞机，故其电传控制系统没有迎角限制，但过载和滚转速率作为飞行条件、燃油状态和外挂装载状态的函数受到限制，以防止结构过载。F-22 将具有整个包线范围内的全过载保护，而 F-16 只有纵向的结构过载限制，有可能在滚转方面产生过应力。

B-2 隐身轰炸机为无尾飞翼设计，其特点是机翼面积大，翼载低，升阻

比高，因而在航程和装载量方面有优势。

其主控制面由机翼后缘三组升降副翼操纵俯仰和滚转。最外一组控制面可上下分裂张开，构成阻力方向舵操纵偏航，并能作辅助俯仰滚转操纵，也可用作减速板。B-2 飞行控制系统为四余度数字电传系统，具有放宽稳定性，阵风减载和乘座品质控制等功能。除增稳外，还具有自动驾驶仪功能，以及与导航、地形跟随、发动机油门控制、火力控制和其他航空电子设备交联。B-2 的四余度飞控计算机的每个计算机包含 PACE1750A 微处理器，计算速度为每秒200 万次。

A320 客机是第一种采用电传飞行控制系统的民用运输机，所有飞行控制面由飞机三个独立的液压源驱动，而且都由电信号控制。滚转轴和升降舵单独由电控制，而可配平水平安定面(THS)和方向舵则由电和机械混合控制，故在电气全部发生故障的情况下，仍能对 A320 进行控制。飞行员的主俯仰和滚转控制无机械连接，靠侧驾驶杆实施控制。因为 A320 是客机，故对电传系统的余度设计有更高的要求。主飞行控制系统采用了 7 个数字计算机：2 个 ELAC，提供升降舵、副翼和 THS 控制，为所有轴提供正常控制律(为四通道系统)；3 个 SEC，提供扰流板、升降舵和 THS 控制，仅能计算重构的控制律；2 个 FAC，通过偏航阻尼器提供方向舵控制，也能计算方向舵行程限制和方向舵配平控制。A320 的电传系统还组合了阵风减载系统，系统的作用是把翼根处由阵风引起的总的对称向上弯曲力矩(由阵风载荷与 1G 引起)减小 15%，从而减轻机翼根部的结构。系统采用安装在机翼中心线上的垂直加速度计，加速度计信号先通过一个抗混淆滤波器，然后经飞控计算机送到阵风减载控制面(副翼和两个外侧扰流板)舵

机，通过控制面的偏转来减轻阵风载荷。

A330/A340 客机的控制律基本上与 A320 的相同，它具有正常、备用和直接三个等级，分别与不同的计算机故障相对应。正常和备用都是很精的控制，飞机处于伺服回路内，可根据实际机动性能调整反馈。备用控制律在多数场合与正常控制律相同，但正常控制律具有全飞行包线保护，备用控制律只有部分包线保护。正常和备用控制律的侧驾驶杆俯仰指令为 G 指令，在杆处于中立位置时指令为 1G。直接控制律基本上与机械操纵飞机相似，侧杆指令与舵面偏转成正比，伺服回路由飞行员闭合。A330/A340 的飞控主计算机(FCPC)基于英特尔 386 微处理器，3 个主计算机由不同部门采用互不相同的途径研制，以避免公共误差。2 个飞控辅助计算机(FCSC)基于英特尔 186 微处理器。还有两个飞行控制数据集中器(FCDC)，使飞行控制系统与其他系统接口并提供隔离。这些计算机都是赛克斯坦航空电子公司制造的。

计算机的两项主要任务是：(1)按控制律计算飞行控制或飞行控制律输入； (2)为舵面作动提供电信号。

波音 777 客机的主飞行控制系统为电传飞行控制系统，它具有以下设计特点：(1)控制面采用先进的控制律进行全时间控制。(2)改进控制特性，保留常规系统的良好特性，去掉不良特性。(3)提高可靠性和维修性。系统采用了两种电子计算机：舵机控制电子装置(ACE)和主飞行计算机(PFC)。ACE 主要是一种模拟设备，其功能是与飞行员控制传感器接口，并以模拟伺服回路控制舵机。系统有 4 个相同的 ACE，它将飞行员控制器位置和舵面位置信号转换成数字量，然后通过 ARINC629 总线传给 PFC。PFC 由英国 GEC-马可尼航空电子公司研制，其作用是计算控制律，它采用上述位置信号计算舵面指令，然后将舵面指令通过 ARINC629 总线传回 ACE，由 ACE 转换成模拟信号，用来控制舵机。系统中有三个 PFC(即 3 个通道)，每个 PFC 内有 3 组微处理器(即 3 条支路)。PFC 内部如果有一条支路发生故障，只切断那条支路，该通道仍可继续工作。如果有两条支路发生故障，则切断该通道。波音 777 的飞行控制系统采用包线保护而不是包线限制。飞行员可选用备用控制模式。扳动驾驶舱内的一个开关，就可将系统由数字系统转变为纯模拟系统。如果丧失所有电源，则飞行员可用钢索操纵水平安定面和扰流板舵机来进行基本的俯仰和滚转控制。

电传飞行控制系统的试飞至关重要，电传飞行控制系统虽然具有很好的性能，但由于它是一种高增益系统，与普通飞行操纵系统有着本质的不同，容易由于其本身的变化或外界条件的改变突然产生飞行员诱发振荡。因此在设计时不能片面追求操纵性能，更要注意使它不易产生飞行员诱发振荡。对电传飞行控制系统必须进行彻底模拟和分析，找出一切隐患。电传飞行控制律在变稳飞机上试飞是发现飞行员诱发振荡的重要手段。美国在 F-22 出厂前一年多就对其电传飞行控制律在 F-16 变稳飞机上进行试飞。

目前，电传飞行控制系统正在向自适应飞行控制系统的方向发展。美国早在 60 年代初就对自适应飞行控制系统作了试飞，以后在不断进行研究和试验，但始终没有在生产型飞机上使用过，究其原因可能是性能还不够完善。

但未来随着马赫数高达 6～8 的高超音速飞机的到来，以及为减小阻力和提高隐身特性的无尾飞机的出现，飞机的气动特性变化范围很大，用常规飞行控制方法很难胜任，必须采用自适应控制。而且，军用机在作战中部分控制面被打坏或民用机个别控制面因故障而不能工作，这时也需要自适应控制系统自动诊断故障并进行重构。新一代的自适应飞控系统由于计算工作量很大，将

采用并行处理和神经网络技术，并将采用光纤来传输大量数据，由电传飞行控制系统发展成光传飞行控制系统。