直升机电液伺服飞控作动系统设计与实现

Vol. 45 No. 4Apr. 2021
第45卷第4期2021年4月
液压与'动
Chinese Hydraulics & Pneumatics doi ： 10.11832//. issn. 1000-4858.2021.04.026
直升机电液伺服飞控作动系统设计与实现
滕利强，王文山，刘艺宁，余书秀
%航空工业庆安集团有限公司，陕西西安710077)
摘要：针对当前国内外典型直升机电传飞控作动系统的技术现状，设计了一种基于FPGA 和射流管
式伺服阀的电气四余度、液压机械双余度直升机飞控作动系统，并通过仿真分析和工程试验的方法，验证了
系统的关键技术和性能指标。

分析和试验结果表明，该系统具有较高的集成度、频响、安全性和可靠性，为我 国直升机电传飞控作动系统领域的技术选择提供了多选项。

关键词：直升机；电传；飞控作动系统；电液伺服系统
中图分类号:TH137；V249文献标志码：B 文章编号：1000-4858 (2021 )04-0175-08
Desian and Redization of Electro-hydraulic Serve Flight Control
Actuation System for Helicopter
TENG Li-qiang, WANG Wen-shan, LID Yi-ning, YU Shu-xiu
% AVIC QingUn Group Co., Lti., Xiin , Shaanxi 710077)
Abstract : In view of the current tchnicdl status of typicl Fly-Do-Wira % FBW) Flight Control Actuation System
% FCAS ) of helicopters at home and abroad , a FCAS based on FPGA and ju pipe seev valve with electricol quadruple /dunddcy and hydrg-mechanicol double /dunddcy fgr helicopters is designed , and vvefies the key
technology and performanco of the system through simulation analysis and enginee/ng test. The analysis and test
results show that the system has high intearation, frequenco response , safety and reliabilito , which provides
multiple options fgr the technicol selection of ChinaU helicopter FBW FCAS.
Key words : helicopter, fly-by-wire , flight control actuation system , electro-hydraulic seev system
引言
随着飞行控制技术的发展，国内外先进直升机的
飞行控制系统已普遍采用电传操纵技术，与应用传统 助力机械操纵技术的飞行控制系统相比，采用电传操
纵技术的飞行控制系统可极大地改善直升机的飞行品 质，减轻飞行员的操纵负担［1］，并为主动控制技术和
综合飞行控制技术的直升机领域应用奠定基础。

飞控作动系统是飞控系统的子系统，主要由控制
单元和作动器组成"在直升机领域，该系统可根据飞
控计算机% FCC )的指令调节桨距或驱动舵面，而常规 直升机具有操纵面少、桨叶间耦合度高、作动器故障后
无法重构等特点，故该系统可直接影响飞行安全,是机
上的重要子系统。

当前,国外主流直升机公司所生产的先进直升机
已普遍采用电传操纵技术，相关机型的飞控作动系统
有采用集中式架构、分布式架构、电液伺服作动技术和
直接驱动作动技术等#
2-4
］,在技术应用上呈现出多
样性。

而我国直升机领域由于受相关技术的发展限制，
现役绝大多数国产直升机的飞控作动系统仍然采用传 统的液压助力作动技术，仅某型直升机实现了电传作
动技术的工程应用,与国外现状相比技术单一性,没有
呈现出技术多样性。

基于上述因素，本研究在对比分析国外先进直升
收稿日期：2020-10-19 修回日期：2020-12-23
作者简介:滕利强% 1985*)，男,陕西渭南人，高级工程师，硕
士，主要从事飞控作动系统方面的研究工作。

176
液压与'动
第45 )第4期
动系统的基础上,总结
特点，以
型直升机为目标应用
，对
动系统进
行架构设计和部分关键 ，并借鉴 系统的 验[5'6
],以 仿真和工程试验的 对
系统特性进行验证。

计划通过本项
为我国直升
电传 动系统 的 样性进行有益探索。

1国外典型先
控作动系统对比
先进的直升
公司主要集中在欧洲
和
，典型代表公司
客直升机公司和
柯
斯基公司等，所 的先进直升机体
今直升机
所使用的 和 向。

，
对
述两家公司所
的典型先进直升机在 动系统方面进行对比分析，并结合我 的.现工作。

1.1 NH-90直升机
NH-90
客车直升机公司研制的一款双发中
型单旋翼多用途直升机。

球首款采用电传操纵 的投入使用机型⑷，被誉为欧洲直升机工业实
力的新标杆。

动系统的架构如图1所示,
系统 以下特点：
(1) 系统采用分 构，作动控制器独立于
FCC ，通过电缆与FCC 进行信息传输；
(2) 系统整体采用电 余度、液压械双余度 构型，由2 动器 器，3 主桨作动器和1台尾 桨作动器组成；
(3) 主桨作动器和尾桨作动器均为液压双余度串
构型，主-主工作，采用旋转式直接驱动阀(R-DDV )
技术，由电气四余度电机共轴驱动2个R-DDV ，实现
双系液压的作动筒油液分配；
cxdl |
I
指令支賂监控支路Y
z
g 1
指令支賂
雌支賂
FCC1Y
FCC 2
图1 NHP0 控作动系统架构
丁人--h i t I 」—7—J
- r -L l -l --_!T I I ^I I T --T 丄
J (4) 器采用模拟伺服 ，
的
抗干 力，单 器 2个伺服 通道，单通 道采用指令+监控构型，以 证 动系统 电
次故障-工作的容错能力。

1.2 RAH-66直升机
RAH-66“科曼奇”直升
音公司和西科
斯基公司合 的一款双发单旋翼隐身武装/攻击
直升机，
首款采用电传操纵
的直升机。

自
始
先进直升机进入了电传操纵时代，通过
所掌握的三余度电传操纵
被用于后续多个机
型，例如，S-92直升机和最新改进型CHP3K 与UH-60M 直升机等o 的 动系统 以下特点[2]:
(1) 系统采用集
构，作动器的 单元以
板卡形式集成在FCC 中；
(2) 系统整体采用电 余 、 压 械双余
构型，由3台FCC 中的3个独
动器控制单元，3 F
主桨 动器和 1 尾桨 动器组 ；
(3) 主桨作动器为液压机械双余
单耳输出 构型,尾桨作动器为液压双余度串联构型，均为主-主
工作，采用电液伺服阀(EHV ) ，由2台独 的电 气三余度EHV ，实现双系液压的作动筒油液分配。

1.3 S-92直升机
SP92 直升 科斯 公司 的
款双 型单旋翼多用途直升机，且
球首款通过
和欧洲适航认证的直升机，
的 性。

采用电传 纵 ， 动系统的 构、余 配
置和作动 特点均与RAHP6直升 同，系统
构如图2所示[3]o
动制主桨作 餾2主桨作动器3
尾桨作
动器
I
n U
II U II H I l
s m d l I I
114
二 一
_ 一 一 一
图2 S-92 控作动系统架构
型直升 的 动器 单 采用 拟伺服，
的 干 力， 单 FCC 1 个伺
服 通道，由于FCC 采用主控+监控构型， ，可
以保证
动系统 电 次故障一工作的容
错能力。

1.4对比分析
根
述三种采用电传操纵 的
型先进
2021年第4期液压与'动177
1国外典型先控作动系统对比机型系统架构电气余度液压余度控制技术作动类型
NHD90
分布42模拟DDV
RAHD66
集中32模拟EHV
S-92集中32模拟EHV 直升，梳理出相关飞控作动系统的技术特点，如表1所示。

对表1所示进行分析，可以得以下结论：
(1)常单旋翼直升纵面少、桨叶间耦合、动器故障后重构等特点，，为证飞行，动系统多采用电余
四余度；
(2)在压余面,动器的压余
为余；
(3)与其他系统相比，动系统较
的频响要求，且为动系统的抗电磁干扰能力，系统通常采用模拟；
(4)三型直升,NH-90直升机的飞控作动器采用DDV,与EHV相比，该类型阀油染力强的特点，驱动电流通常为安培级，于伺服阀工作所需的毫安级电流，电功耗和发热量也更大o 其他两型直升机的动器则采用EHV,且
所检索到的资，现役采用电传操纵的大多数固定翼飞机和直升机飞控作动器多采用EHV,并且着EHV技术的，EHV的抗油染能力：升。

综上所述，并结合直升动系统的，以型直升机为设计使用，定所的直升动系统设计
标为：
(1)集构；
(2)电气四余度、液压机械双余度配置；
(3)伺服采用拟；
(4)采用EHV进行作动器油。

计划通过上述研究，以期电液伺服作动系统和的直升 应用拓展。

2系统关键技术
根述设计标，结合动系统的组
和特点，系统构设计、伺服和伺服动
面。

2.1高安全系统架构设计技术
根定的直升机电传动系统设计目标,设计的系统架构如图3所示，系统由4块伺服板卡、3主桨作动器和1台尾桨作动器组成。

其，单块伺服板卡上设计有4个伺服路,分别控4动器的1个电气余度。

主、尾桨作动器均设计为液压机械双余度串联构成。

版
CCDL
r
—
|前主桨伺服支
|左主桨伺服支
|右主桨伺服支朗
尾桨伺服
伺服控制板卡
FCC1
FCC3]
FCC4
左拯
作动器
飞控作动承统
图3飞控作动系统架构
根述系统架构,并结合系统工作原理，在
《用系统和设备性评估过程的指南和方》#"的础上,对系统进行功能危险性分析，确定“动系统伺服功能”为难性，同时采用故障树分析的对定的灾难性进行定量分析，故障的底事件数源于《非电件可靠性数据＞[8]和《电设备可靠性预计手册》(GJB// 299C—2006),其电子器件的可靠性数根据手的计模型计算，在定公的相系数时品的使用环境，并借鉴期相似品计算可靠性数据时的选定系数。

这里设计角定产品的可靠性数据，以对系统架构进行初步性分析。

的“动系统伺服功能”
障树如图4所示，经计采用构的直升】动系统伺服功能的约为6.734hlO-10//H,而民用直升机安全性风险分类中要求的发生灾难性事故的概率应不大于1x10-9//H[9],，所设计的直升动系统架构满足安全性设计目标，的特性。

采用构的系统电分电次故障-工作的容错能力，由于采用集构，若FCC部分采用主控+监构，
并完善相应的余度管理策略,
178液压与'动第45卷第4期
前主桨作动器丧尖伺朋
作动功能
尾桨作动器丧尖伺服作
动功能右主桨作动器丧尖伺月艮
作动功能左主桨作动器丧尖伺朋
作动功能
丧尖伺服控制功能
G2 | 1.683E-010 匚
G8 1.683E-0W c G14 1.683E-010 [ e G20 1.683E-010 e G26 | 1.600E-019 c
zx 庄
H
图4飞控作动系统丧失伺服功能故障树
F 我尖油液分旣功能
G85
F ■筒体组件功能丧尖
G90
G3 2347E-012 e
G6 1.660E-010 e
壳体组件1丧失油液分
配功能
壳体组件2丧失油液分 配功能G4 L532曰）06 匚G5 | 1.532E-006 匚
丧尖前主桨作动器伺服
丧矢左主桨作动器伺朋
丧尖右主桨作动器伺服
丧尖尾桨作动器伺朋控
控制功能控制功能控制功能
制功能
G27 4.000E-020 e G36 | 4.000E-020 | e G45 4.000E-020 e G54 | 4.000E-020 e
bl
l±l
Z\
Ehl
丧失前主桨作动器位置 闭环控制功能
丧尖电蹴阀驱动功能
G28 4.000E-020 | e
G33 | 0 E
PID 模块功能失效电子开关模块功能失效
作动筒:調蹑周模块
LDO 电源善块功能失
鸥眄区动模块功能尖效X81 4.927E-006
X82 2.000E-006
X83 3.689E-006
X84 4.389E-007
X85 3.258E-C06
则系统具备电 次故障-工作的容错能力。

对于飞
动器由于采用独立的液压机械双余度设计，故可
以保证系统液压机械部分
次故障-工作的容错
能力。

2.2 高可靠伺服控制技术
伺服 单 为 动器的位移 和余度
管 分,其可靠性直接影响到 动系统的可靠
性， 整个
系统的可靠性。

同时伺服 单元
为
电子单元，所 电磁环境较为复杂，且
动系统 的频响要求。

，为 伺服
单元的抗电磁环境干扰,
系统的高频响要求，并结合第1节的对比分析结 果，系统的伺服 和故障监 功能单元采用模拟
，而 系统为电
余度，故障监控信号较
，
采用模拟
余度管理，则 电路
为复杂， ，本方案采用FPGA （ 可编程
列），利用其可编程、运行快、集 和灵活性
特点#10 一⑴，
系统余度管理和 信号 ，以期降低伺服 单元的硬件复杂度，
系统对伺
服 单元的高可靠性需求，该单元的功能原理框图
如图5所示。

图5伺服控制单元功能原理框图
2. 3 高安全伺服作动技术
动器作为 动系统的末端执行单元，可在
伺服驱动单元的 下调节桨叶桨距,在系统中具有 不可替代性，产品 后
进行作动器间的重构,
特别是主桨作动器，其 性可直接影响直升机的飞
行 。

设计的作动器功能原理框图如图6所示,
液压控
2021年第4期
液压与'动
179
块1上的伺服阀2可根
单 出的驱动电
流 油液的流量和流向 ，电磁阀3可根据控制 单 出的驱动电压通过 压油 态转换
阀4的启，从而伺服阀 口的油 态转换阀与作动筒5的2个 腔沟通，最终 动器活
塞杆的输出位移 。

图6作动器功能原理框图
「i
^1
根据第1节的对比分析结果,并结合 电液伺
服阀的 特点# 12$ , 案动器采用高可靠性的射
流管式电液伺服阀。

该类型伺服阀 染能力强,比
传统
板式伺服阀的 染能力
个数量
级，可在油液清 NAS8级条件下长期可靠工作,且
在电 流管堵塞后，主 阀 在反馈杆的
用下自动复位， 伺服阀故障所导致的满舵
"同时，为
伺服阀的故O P
力，伺服
阀的主控阀 移传感器监控阀芯位移，通过
与
器中的伺服阀模型输出位移比对可及时
伺
服阀潜在的液压机械故障,并通过 电磁阀的断电,
态转换阀复位，此时 障伺服阀的 口油液被
，而 动筒的进回油口被旁通，该侧活塞杆做跟随
运动,以 影响正常伺服阀侧的活塞杆运动。

该方
升 动器的故障容错能力，并且压 块
采用了分体式设计，可
单侧壳体的结构故障
、
双侧蔓延。

上述措施均可
升作动器的
性。

3系统仿真建模与分析
系统工作所需的 指 由 系统控制律
，所以可单独对主、尾桨作动系统进行 仿真分
o 2个 系统中的被 动器工作原 同，仅 体参数存在差异， 里以主桨作动系统为例进
行
仿真分析说明o
3.1主桨作动系统仿真建模
根据系统架构、 原 和作动器组成原理，选取 AMESic 软件液压模型库、机械 型库和信号与 |
模型 自带的基础模型#13$,借鉴 系统的
验#14_15$o 搭 的电 余度、液压 械双余度
主桨作动子系统的仿真模型，如图7所示，并根 系统 的设计结果对仿真模型进行参数设置,主要参数如表2 所示，设置的系统仿真时间为1 s ,通信间隔为0.01 s o
图7
主桨作动子系统仿真模型
180液压与'动第45卷第4期
表2主桨作动子系统主要参数
参数数值参数数值进油压力/MPs21作动固定质量/kg10.1回油压力/MPa0.5作动活动质量/kg 4.9
阀驱动电流/mA40作动行程/mm±70阀额定流量//-min-122作动外载/N5200
3.2系统动态特性分析
系统采用电余度设计，里系统在不同余度下的动态特性,且为对比分析,保证系统在不同余度下的仿真输入指同,输入的阶跃指令和正弦指令幅值均为1V(10%F.S),其中系统的四余度阶跃响应曲线和图如图8和图9所示，系统在不同余度下的动态特性指标如表3所示。

图8四余度主桨作动子系统阶跃响应
图9四余度主桨作动子系统伯德图
3.3仿真结果对比分析
根述仿真结果可知，系统在相同指令和
参数，不同电气余度工况下时，四余和三余度工作时的响应时间均不大于0.1s的设计要求;系统双余度工作时的响应时间所延长，但不于0.12s，于电气余度降级后的可范围;且系统在三种工况下对阶跃信号的响应稳定，调和振。

表3主桨作动子系统不同电气余度动态特性余度频率特性阶跃特性
四余度
-3dB频宽10.3Hz,上升时间62ms,
相位滞后65.1。

无超调三余度
-3dB频宽8.1Hz,上升时间77ms,
相位滞后为54.3。

无超调二余度
-3dB频宽4.7Hz,上升时间113ms,
滞后为49.7。

无超调
系统处于电余度与三余度工作时，幅值衰减到-3dB的频宽均不小于8Hz的设计要求，双余度工作时的频宽为4.7Hz，属于电气余度降级后的可范围，并且系统在三种工况下的滞后均小于60。

，应的设计要求。

通过上述三种工况下的仿真结果分析可知，系统电余度、三余工作时，均的动态性能，可以保证直升机在动系统发生电气单余度故障时，的机动性，不行员的操纵。

当系统工作于电气双余度时，系统频宽不小于4Hz，时系统的动态性能，可以电传:作动系统电次故障时的飞行员操纵需求。

4系统实物验证与分析
在完成系统方案设计、关键和性能仿真分析后，对直升机电传动系统所涉及的伺服单元和主、尾桨电液伺服作动器进行；物工与验证，其中，主桨作动子系统的试验如图10所示。

图10主桨作动子系统试验现场
相关试验分为功能试验和性能试验，其中功能试验主要验证余度管理功能,该试验通过模拟液压:
2021年第4期液压与'动181
故障、伺服控制单元断电故障和控制与作动器间的断
线故障等方式进行验证;性能试验的主要测试项和测
试结果如表4所示，由表4经分析可以得出，所研制的
主桨作动子系统主要技术指标均满足设计要求，达到
了研制目标。

表4主桨作动子系统主要测试结果
数设计目标测试结果
最大输出力/kN%3440.2
最大输出速度/mm-s1%175208
控制精度/%#2 1.4
滞环/%#0.50.3
-3dB频宽/Hz%89.6(四余度) 8.5(三余度)
1V阶跃输入特性：
上升时间/ms 超调量/%#50
#2
46
调
5结论
本研究在对比分析国内外典型先进直升机电传飞控作动系统技术特点的基础上，以某型直升机为目标使用平台，设计并实现了一种基于FPGA和射流管式伺服阀的电气四余度、液压机械双余度直升机电传飞控作动系统，通过本研究可以得出以下结论：
(1)相较于数字伺服控制技术，采用模拟伺服控制技术的飞控作动系统能够快速响应FCC指令，并具有较强的抗干扰能力；同时，结合系统特点采用FPGA 实现逻辑信号处理和余度管理,简化了控制电路的复杂度，提升了伺服控制部分的可靠性；
(2)在直升机飞控作动方面，实现了国外直升机飞控作动器所常采用的电液伺服作动技术实物应用研究,并通过射流管式伺服阀和伺服阀模型监控的方式提升了作动器的可靠性与安全性；
(3)基于FPGA和射流管式电液伺服阀的电气四余度、液压机械双余度直升机电传飞控作动系统的成功研制，为我国直升机电传飞控作动系统领域的技术选择提供了多选项。

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引用本文：
滕利强，王文山，刘艺宁，等.直升机电液伺服飞控作动系统设计与实现[J].液压与气动,2021,45(4):175-182.
TENG Liqiang,WANG Wenshan,LIA Yining,et al.Design and Realization of Electro-hydraulic Serve Flight Control Actuation System for Helicopter[J].Chinese Hydraulics&Pneumatics,2021,45(4)：175-182.
振兴人机交互促进社会进步—
—三、工作的未来(六)
4-日本案例研究：就业的未来
目前已经出现了一种现象，就是将一系列任务分解为由机器执行的任务和由人类执行的任务。

随着这种分解的深入，人类收到的任务都是些必须由人来完成的任务。

这类任务通常非常精细，是非常规性任务，需要创造性。

因此，人类需要掌握更高的技能。

几年来,AI工程师一直在开发技术来进行一些具有艺术性、文化性和感性的活动，这类活动被认为是人类创造力的产物。

但仔细观察这些活动，我们发现它们包含许多常规性的(认知和手动)任务。

随着技术的进步，机器已经能够承担一些以往只能由人来完成的常规性的(手动)任务、体力劳动和苦工。

这就是技术发展的历史，未来还会延续。

为了应对这些变化，人类必须终生进行自我培训。

日本经济产业研究所(RIETI)高级研究员K.Iwamote对一些日本企业进行了多次采访，就机器取代人类的过程提出了以下假设：
(1)第一阶段，由机器代替人来完成一些人类不愿做的艰苦劳动。

使用机器的目的是为了帮助人，人们
受此激励而去创造更好的机器；
(2)随着使用的机器越来越多，人们需要从事技能水平更高的工作，各企业也要在人力资源开发方面增
；
(3)机器使用率不断提高，管理层开始更换人手，企业裁员；
(4)最终，所有的人都被机器取代。

(未)。