民用飞机电传飞控系统供电设计

申海荣

摘 要：电传飞控系统设计中供电设计是重要的一部分，供电设计的关键在于满足飞控系统安全性要求、电源品质要求、测试要求和适航要求等。该文整理分析了适航规章及相关规范文件对配电的具体要求，分析了国内外主流民用飞机飞控系统架构和供电配置，以及多电趋势下飞控系统供电方法，总结了飞控系统供电设计的发展趋势和设计思路。

关键词：飞控系统 供电 安全性 多电

中图分类号：V24 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2017）06（b）-0009-03

飞机飞控系统已从机械操纵发展到现在的数字电传飞控系統。相对于机械操纵系统，电传飞控系统最大的难点在于解决安全性的问题，解决思路通常是余度配置，这意味着飞控系统需要使用大量的数字计算机、电子控制器等电子设备，而这些设备的供电也逐渐成为飞控系统设计的一个重要因素。

多电飞机是目前民用大飞机发展的趋势，飞控系统作动器也逐步由液压能源转为功率电传作动器，A350、A380、B787等新研制的飞机使用了部分功率电传作动器[1]。这对飞控系统配电提出了新的要求。

1 供电要求

1.1 适航要求

FAR25-1351（d）和CCAR25-1351（d）“无正常电源时的运行”中要求“当正常电源（除蓄电池之外的电源）不工作、燃油（从熄火和重新起动能力考虑）为临界状态，且飞机最初处于最大审定高度的情况下，飞机能按目视飞行规则安全飞行至少5 min”[2]。该要求使机组有能力在尝试识别电气失效原因、需要时重新起动发动机以及重建某些发电能力的同时，保持对飞机的控制。

CS25 1351（d）“无正常电源时的运行”中要求：“应当有措施确保在所有正常发电电源失效的情况下，为完成飞行并安全着陆所必需的设施充分供电。该备用电源的所有组部件和布线应当在物理上和电气上与正常系统隔离，并且使得没有单项失效会同时影响正常供电和备用供电，包括起火、电缆线束切断、接线盒或控制板丧失功能。在有关备用电源持续性和完整性以确保充分供电的问题上，应当对采用电传操纵那样的飞机给予特别考虑，这类飞机在供电完全丧失后可能导致立即失控”[3]。这里备用电源包括时限电源（如蓄电池）和非时限电源（如RAT）。

上述条款对非正常供电的要求主要可总结为以下几条：（1）在仅有RAT和蓄电池供电时，飞机应能完成飞行并安全着陆；（2）在仅有蓄电池供电情况下，飞机应能安全飞行5 min；（3）备用电源应与正常系统物理和电气上隔离。作为保证飞行安全的基本系统，CS25 1351（d）提出对电传飞控系统应给与特别考虑。

1.2 其他要求

相对于机械或者模拟电子控制，数字电传飞控系统采用的FCM、ACE等数字设备，受供电中断及其它电气特性的影响很大。DO-160对压降、电压尖峰和供电中断等电气特性，以及测试环境、测试程序等提出了要求。飞控系统配电设计首先应满足DO-160的相关要求。

DO-160是对航空电子设备的基本要求，当飞控系统及设备要求高于DO-160时，必须满足型号设计更高的要求。

2 飞控系统架构及供电

2.1 分布式供电

空客飞机采用非相似软硬件的多余度飞控计算机，每个计算机能够完成控制律运算和对作动器的控制，舵面由对应的计算机控制，主要舵面在控制计算机故障时可转由其它计算机控制[4，5]。这种类型飞机可采用分布式供电，飞控计算机直接由飞机汇流条供电，部分计算机供电由基本汇流条提供或可以转接到基本汇流条上，保证应急状态下计算机可工作。

以采用分布式供电飞控系统的某型飞机为例，共采用6台飞控计算机，3台主飞行控制计算机，3台辅飞行控制计算机。主要舵面按照规定的顺序可接受4台计算机的控制（主飞控计算机优先于辅飞控计算机），即4台计算机同时故障才会导致对应的舵面失去控制。6台计算机分别由三个汇流条供电，其中2台由DC ESS供电，2台由DC2供电，2台由DC 1供电，如图1所示。DC ESS在仅RAT供电或电气紧急形态时也工作；DC2在失去2套液压系统或电气紧急形态时由DC ESS供电；DC1为普通直流汇流条，由4个发电机之一供电。另外，DC1、DC2、DC ESS均可由相应的蓄电池供电。

2.2 集中式供电

波音飞机飞控架构与空客不同，自动飞行及高级控制律计算一般由FCM完成，基本的控制律计算和作动器的控制由ACE完成。ACE接受飞行员控制指令，通过内部总线发送给FCM运算，运算完成后控制指令传给ACE，ACE将指令发给REU控制作动器工作[4，5]。这类飞机控制链路包含了FCM、ACE和REU等多种电子控制器件，可采用集中式供电，即通过电源调节模块接收多余度的电源输入，再为飞控设备进行二次配电。

以采用集中式供电飞控系统的某型飞机为例，两台发动机每台带动两个VFG（交流变频发电机），每个VFG附加一个PMG。PMG、飞机汇流条、主蓄电池和飞控蓄电池给PCM供电，再由PCM为飞控系统FCM、ACE和REU等设备供电。每个PCM采用3余度供电输入，PMG的交流电源为主电源，备用电源有飞机电网28V直流汇流条、主蓄电池和飞控蓄电池，如表1所示。PCM除了进行电源交直流转换、优化电源品质、监控电源故障外，也是飞控系统执行控制的一部分，系统可通过PCM可切断故障通道的电源。

2.3 飞控系统供电考虑

飞控系统与飞机飞行安全直接相关，也是1351（d）主要考虑的对象。应急供电时要能满足安全飞行和着陆的要求，供电方式必须与飞控系统整体架构结合考虑，各个型号配电方法不同，但都采用了余度配电的思路保证系统安全性，为飞控系统配电设计提供了参考；除此之外，蓄电池需满足飞机安全飞行5 min的要求；用电设备需满足相关规范的要求和系统设计要求。

3 功率电传作动器供电

随着多电飞机的发展和功率电传作动器技术的成熟，民用飞机飞控作动系统将由液压作动器逐渐转变为电功率作动器。EHA（电静液作动器）和EBHA（电备份的液压作动器）首先在军用飞机上使用，新研制民用大飞机A380和B787部分作动器也采用了功率电传作动器[6]。

使用电功率作动器后，飞控系统增加交流电的使用。以某型多电飞机为例，功率电传作动器使用2套应急状态可用的電源以及1套普通电源，液压能源系统由3套减少为2套。功率电传作动器供电如图2所示，E1由直流基本汇流条和交流基本汇流条组成；E2由EHA直流汇流条和EHA交流汇流条组成，正常工作时分别与DC2和AC3相连，当失去两套液压系统时分别与DC ESS和AC ESS相连；E3由DC1和AC1组成。

传统飞控作动系统采用液压能源，飞控系统供电只需直流电的配置。多电飞机飞控系统采用部分功率电传作动器，还需考虑交流电的配置以及与直流电配置相结合。如果液压能源系统减少为2套，使用部分功率电传作动器，供电配置需考虑以下几方面：（1）失去2套液压系统时，功率电传作动器及相应的电子控制可保证飞机安全飞行和着陆；（2）功率电传作动器交流供电、电子控制设备直流供电以及飞控系统架构的匹配性；（3）对交流电源功率以及电源品质的要求。

4 结语

电传飞控系统采用大量的数字控制设备，实现与飞行安全直接相关的功能，除了系统架构及设备可靠性外，供电也是影响系统安全的重要因素。飞控系统配电应与系统架构相配合，来保证系统安全性要求。在多电飞机的趋势下，飞控系统也将逐渐采用功率电传作动器，减少液压能源系统的使用，通过交直流电源的适当配置可使飞控系统达到更高的安全标准。

参考文献

[1] 李哲.干线客机飞控系统的多电趋势分析[J].系统仿真学报，2008（S2）：205-208.

[2] CCAR 25中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准R4[S].

[3] CS 25 Certification Specifications and Acceptable Means of Compliancefor Large AeroplanesAmdt11[Z].

[4] 黄子林，刘宏明，马勇.多电飞机飞控系统的技术应用[J].航空制造技术，2014（S1）：199-200.

[5] 王永，中国一航.民机电传飞行控制系统体系结构研究[A].中国航空学会年学术年会[C].2007.

[6] 齐海涛，付永领，郎燕.大型客机飞控作动系统配置方案设计[J].液压与气动，2014（4）.