发信人: yongzheng()
整理人: yongzheng(2000-12-17 15:09:38), 站内信件
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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PACE 1750A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
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※ 修改:．yongzheng 于 Aug 21 18:21:52 修改本文．[FROM: 202.101.154.166]
※ 来源:．月光软件站 http://www.moon-soft.com．[FROM: 202.102.159.155]
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