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    自动飞行与电传操纵一体化设计分析.pdf

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    自动飞行与电传操纵一体化设计分析.pdf

    第 20 卷增刊 系 统 仿 真 学 报 Vol. 20 Suppl2009 年 8 月 Journal of System Simulation Aug., 2009 213 自动飞行与电传操纵一体化设计分析 赵淑利 , 李 鑫 (飞行自动控制研究所 飞行器控制一体化技术国防科技重点实验室,西安 710065) 摘 要 对自动飞行控制系统和电传操纵系统的关联功能、结构关系进行了深入分析。在对自动飞行控制系统组成构架和电传飞控系统体系结构进行研究的基础上, 对二者的一体化设计和分离设计方案进行了对比分析,并结合发达国家现役飞机的装备现状和先进飞机的发展趋势,给出了研究结论。 关键词 自动飞行;电传操纵;一体化 中图分类号 TP391.9 文献标识码 A 文章编号 1004-731X 2009 S-0213-03 The Integrated Design of Automatic Flight and Fly-by-Wire Control ZHAO Shu-li, LI Xin National Key Laboratory on Flight Vehicle Control Integrated Technology, Flight Automatic Control Research Institute, Xi’an 710065, China Abstract This paper analyze the associate function and structure connection of Automatic fight control system and Flight-by-Wire control system. On the basis of the study of the structure of automatic fight control system and Fly-by-Wire flight control system, with the actuality of developed country airplane and the development trend of advanced airplane, it make a contrastive analysis of the integrated design and separate design , then give a conclusion. Key words Automatic flight; Flight-by-Wire control; integrated 引 言1早期的有人驾驶飞机完全由驾驶员通过机械操纵机构操纵飞机就能完成飞行任务。 随着飞行包线的不断扩大和机动性的持续增强, 很多飞行任务仅靠驾驶员人工操纵已经很难或者不可能完成。因此,自动增稳、自动驾驶系统应运而生。许多机械式操纵系统的飞机纷纷加装自动驾驶系统,其间形成了许多自动飞行控制系统开发商。 后来发展的电传操纵的飞机, 或者是由于模拟式电传操纵系统难以进行大规模集成, 或者是由于数字计算机的运算速度和存储容量等原因也难以进行大规模集成化设计,或者是由于供应商的不同,其中有相当一部分飞机的电传操纵系统和自动飞行控制系统是完全分开的两套系统。但是,随着电传操纵系统的发展成熟和数字电子技术的发展, 在许多先进的战斗机和大型运输机上,已经把电传操纵和自动飞行集成于一体。 本文分别从自动飞行系统与电传操纵系统的功能依存关系、结构互补关系、资源共享(包括信号源、传输总线、执行机构等)关系等方面,对电传操纵系统与自动飞行系统一体化设计和分离设计方案进行了对比分析。 1 国际先进运输机飞控计算机现状与趋势 飞行控制系统的发展经历了机械操纵, 在机械操纵系统基础上加装阻尼器或者增稳系统和加装自动驾驶仪系统, 再收稿日期 2008-07-28 修回日期 2008-10-10 作者简介赵淑利 1957-, 女 , 陕西省长安县 , 研究员 , 副总工程师;李鑫 1981-, 男,吉林省白城市 , 硕士 , 助理工程师 , 研究方向为导航、制导与控制。 到电传操纵系统的发展过程。因此,在早期的飞机中,有一部分在机械操纵系统中加装了自动驾驶仪系统。 在电传操纵系统发展的初期, 人们仍然沿用了早期的人工操纵与自动驾驶仪分开设计的做法, 这就使得有一部分早期的电传操纵飞机也另外配置了自动驾驶仪系统。 随着科学技术的发展和电传操纵技术的应用,人们开始放弃了传统的分离设计的做法,转而采用了先进的一体化设计技术。在我国现役的多个型号的飞机中,这两种状况并存,在此不一一细列。 国际先进军用、 民用运输机飞行控制计算机配置现状与发展趋势分别列于表 1、 2。 从表 1、表 2 可以看出,自动飞行控制功能地实现,经历了由专用的 AFCS 计算机实现到纳入到飞行控制计算机来实现的转变过程。这主要得益于数字技术的发展,如数字处理器运算速度的大幅度提高和存储器存储容量的扩大, 使得计算机集成度更高,运算速度更快,处理能力更强,为多功能一体化设计奠定了基础。 表 1 军用运输机飞控计算机配置现状与发展趋势 机型 C-17 A400M 安 -70 首飞 1991 年 2006 1994 飞控系统功能简介三轴控制增稳 包线保护 飞行导引 自动飞行 三轴控制增稳 包线保护 飞行导引 自动飞行 三轴控制增稳 包线保护 飞行导引 自动飞行 计算机 配置四余度飞控计算机含自动飞行控制 二余度襟翼计算机四余度飞控计算机 二余度 AFCS 计算机 二余度襟翼计算机 四余度飞控计算机二余度 AFCS计算机DOI10.16182/j.cnki.joss.2008.s2.006第 20 卷增刊 Vol. 20 Suppl 2009 年 8 月 系 统 仿 真 学 报 Aug., 2009 214 表 2 民用运输机飞控计算机配置现状与发展趋势 机型 B777 B787 A340 A380 首飞 1994 2001 2004 飞控 系统 功能 三轴控制增稳 包线保护 飞行导引 自动飞行 三轴控制增稳 包线保护 飞行导引 自动飞行 三轴控制增稳 包线保护 飞行导引 自动飞行 三轴控制增稳包线保护 飞行导引 自动飞行 计算机 配置 33 余度电传控制计算机 三余度 AFCS计算机 二余度襟翼计 算机 3 余度电传控制计算机 含自动飞行控制 二余度襟翼计算机 3 主 2 辅余度飞控计算机 二余度 AFCS计算机 二余度襟翼计算机 3主 3辅余度飞控计算机(含自动飞行控制) 二余度襟翼计算机 可以说, B787、 A380 飞控系统中自动飞行控制功能与电传操纵功能一体化设计代表着飞行控制系统发展的方向。 2 自动飞行控制系统构架及其分析 随着航空技术的发展, 自动飞行控制系统的功能在不断的增强和完善, 包括飞行指引、 自动驾驶仪、 自动油门控制、边界保护等功能。 自动飞行控制系统的某些故障和功能异常, 可能导致飞机长周期发散,使安全余度严重下降,造成飞机操纵困难,甚至造成机毁人亡的灾难性事故, 尤其是在着陆阶段。 因此,航空工程师们为了提高自动飞行系统的安全可靠性, 一般把自动飞行系统设计成多余度系统。 典型的自动飞行控制系统构架有 3 种方案,参见图 2、图 3、图 4。 3 种构型方案的主要差别在于 AFCS 计算机的余度配置及其物理布置不同。 方案 1, AFCS 计算机与主飞控计算机分离, AFCS 计算机采用 3 余度配置。如 B777 飞机配置 3 余度的自动飞行与导引计算机。 方案 2, AFCS 计算机与主飞控计算机分离, AFCS 计算机采用 2 余度配置,采用两个机箱。如 A-70、 A340 等飞机,配置 2 余度的自动飞行计算机。 方案 3, AFCS 计算机与主飞控计算机物理集成,功能独立。如 B787 飞机、 A380 飞机等均将自动飞行控制与电传操纵功能的计算与控制全部集中在一套计算机中。 为了对比分析 3 种方案的优劣, 首先介绍 AFCS 与电传操纵系统以及飞行管理系统的功能关系、 资源关系和对外接口关系,参见图 1。 由图 1 可以看出 1 AFCS 计算机的输入指令有两类不同的来源一个是来自于驾驶员座舱操纵,包括模态选择板上的开关、按钮、旋钮以及座舱中的其他开关; 另一类是来自于航电系统的飞行管理计算机。 2 AFCS 计算机的输出指令要发送给主飞行控制计算机,主飞行控制计算机将其与控制增稳回路指令综合后,作为伺服作动器控制指令输出。 图 1 自动飞行控制与电传操纵以及飞行管理 的功能关系和接口关系 3 FCS 控制律计算和电传操纵控制律计算需要相同的测量系统信息,并且都需要向座舱显示系统提供必要的指示、警戒与告警信息。因此, AFCS 计算机和航电系统的各个设备交联的关系与主飞行控制计算机几本相同,例如 a 大气数据系统; b 惯性导航系统; c 无线电高度表; d 左右主飞行指示器; e 左右多功能显示器; f EICAS 等。 2.1 方案 1 分析 AFCS 计算机与主飞控计算机分离, AFCS 计算机采用3 余度配置。 3 余度计算机至少需要配置数字处理器板、总线通信板、电源板等。 3 余度 AFCS 计算机若放置在一个机箱之内,存在区域安全性问题。 若 3 余度 AFCS 计算机分别放置在三个机箱之内,则区域安全性要求符合要求,但是增加了 LRU 数量,增加了计算机之间的信号传递量, 增加了重量, 增加了成本。 图 2 自动飞行控制系统构型方案 1 3 余度 AFCS 计算机与典型的四余度主飞行控制计算机以及典型的两余度航电系统总线的接口匹配性差。 另外, AFCS 计算机与主飞控计算机分离,整个飞控系统与航电系统交联的节点数增加,总线传输信息量增加。 若主飞行控制计算机也采用 3 余度配置, 航电系统总线第 20 卷增刊 Vol. 20 Suppl 2009 年 8 月 赵淑利 , 等 自动飞行与电传操纵一体化设计分析 Aug., 2009 215 也采用 3 余度配置,则该方案可取。 但是,就目前的技术基础,如何配置 3 余度主飞控计算机,使其能够满足飞控系统的安全可靠性要求,是我们面临的新课题。 2.2 方案 2 分析 AFCS 计算机与主飞控计算机分离, AFCS 计算机采用两余度配置,采用两个机箱。 图 3 自动飞行控制系统构型方案 2 AFCS 计算机需要配置数字处理器板、总线通信板、电源板等。 该方案与方案 1 比较,区域安全性稍好一些。与典型的四余度主飞行控制计算机以及两余度航电系统总线的接口匹配性较好。 但是,随着自动飞行控制系统的功能不断的增强和完善,尤其是运输类飞机,自动飞行系统包括飞行指引、自动驾驶仪、自动油门控制、边界保护等功能,从机场起飞到航线飞行, 以及到目的地机场进场与着陆的全部由自动飞行系统完成。因此,人们比以往更加关心自动飞行系统对飞机飞行安全的影响,尤其是在着陆阶段。从这一角度出发,两余度自动飞行控制系统似乎不能完全满足飞机安全可靠性要求。 另外, 这一方案也存在着飞控系统与航电系统交联的节点数增加,总线传输信息量增加的问题。 2.3 方案 3 分析 AFCS 计算机与主飞行控制计算机进行一体化设计,AFCS 与主飞控公用同一套计算机,主处理器实现所有的飞行控制功能,包括电传操纵功能和自动飞行功能。或者在主飞行控制计算机中插入 AFCS 数字处理器计算模块, 总线通信板等其他资源可以与主飞控计算机公用。 该方案与方案 1、方案 2 比较,具有下列优点 1 提高了 AFCS 余度等级, 利于满足安全可靠性要求; 2 四个计算机机箱分置于机上不同的位置,更符合区域安全性要求; 3 与传统的四余度主飞行控制计算机以及两余度航电系统总线的接口匹配性更好; 4 减少了 AFCS 专用的总线通信板、电源板、机箱和部分机上电缆,降低了成本,节省了重量和空间; 5 减少了功率损耗; 6 减少了航电总线的节点数, 减少了数据总线的负荷; 7 利于 AFCS 控制律开发与验证,减少设计与验证的反复。 图 4 自动飞行控制系统构型方案 3 3 自动飞行与电传操纵一体化设计可行性分析 如前所述,随着数字电子技术的发展,数字计算机的运算速度和存储容量有了大幅度的提高。 数字计算机在实现复杂系统的综合控制、信息交换等方面有着明显的优势。基于串行总线的网络化信息耦合的计算机的体系结构, 具有良好的开放性和扩展性,每个模块是功能独立的组件,以资源节点的形式挂接在总线上, 任何功能板的故障不影响其它模块的工作。 先进的高可靠性软件体系结构(参见图 5),支持复杂系统中不同安全等级或者不同功能软件模块的分层、分区、分时管理, 大幅度提高了软件的安全性、 维护性和可扩展性。 图 5 先进软件体系结构 随着电传操纵技术的成熟与广泛使用, 人们对电传操纵系统和自动飞行系统的设计积累了丰富的工程经验。 对影响系统的安全性关键因素有了深刻认识, 形成了一套能够指导工程实现的系统可靠性、 安全性设计理论与分析、 验证方法。制定了较为完整的安全性评估体系、方法和过程控制机制,以保证系统的安全可靠性,降低风险。 总之,硬件技术的发展和软件设计技术的发展,以及电传操纵技术的发展, 为 AFCS 与电传操纵一体化设计奠定了基础。在近几年新研制的电传操纵飞机上,大都采用了一体化设计,如 B787、 A340 等。 (下转第 224 页)第 20 卷增刊 Vol. 20 Suppl 2009 年 8 月 系 统 仿 真 学 报 Aug., 2009 224 图 9 PIO 准则鲁棒性评估结果 4 结论 通过基于优化的鲁棒评估方法 OBA与基于概率的鲁棒评估方法 MCA的对比研究,可以发现 1 OBA 可以利用各种最优化算法,按照指标函数及不确定边界,进行全局搜索寻优,得到最坏的情况,然后根据各项评估准则进行鲁棒性评估与确认。 然而由于优化算法本身精度和效率的原因, 在多维参数搜索过程中可能陷入局部最优解(如图 6,相位储备) ,存在评价保守性问题。 2 MCA 为随机抽样 /概率统计试验方法,能够很好解决参数不确定性问题,不受系统多维、多因素等复杂性的限制,评估过程与实际的物理系统有很好的相关性,使得评估结果更接近实际情况,同时 MCA 程序结构清晰简单,应用灵活, 为控制系统的鲁棒性评估与确认提供了很好的解决方法。 MCA 方法主要弱点是误差的概率性质,其概率误差反比于样本空间,为了减小误差,必须提供足够的样本空间,导致计算量较大。 通过两种方法的综合评估可以解决 MCA 的小概率问题和 OBA 保守性问题,提高了鲁棒性评估可靠性,对实际飞行控制系统的鲁棒性评估起到很好的指导作用。 参考文献 [1] M Selier, C Fielding, U Korte, R Luckner. 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USA IEEE, 1992. aGibson 平均相位准则 MCMB bSmith-Geddes 绝对幅值准则 MCMBaGibson 平均相位准则 OMB bSmith-Geddes 绝对幅值准则 OMB平均相位频率准幅值、相位准则平均相位频率deg/Hz250 200 150 100 50 0 相位符合 100 度处的频率 Hz 1.5 2 2.5 3姿态角开环特性相位(deg)姿态角开环特性幅值(dB)0 -20 -30 -60 -90 -100 -200 -180 -160 -140 -120 -100 -80L3 L2 L1 -29dB -80 -70 -50 -40 -10 101 0.5 0

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