电传飞行控制作动系统
第27卷
2007拄
第4期
O8月
飞机设计
AIRCRAFTDESIGN
V01.27No.4
Aug2007
文章编号:1673-4599(2007)04-0053-08
电传飞行控制作动系统
张冰凌,张勇
(1.海军驻沈阳地区航空军事代表室,辽宁沈阳110035)
(2.沈阳飞机设计研究所,辽宁沈阳110035)
摘要:YF一23A战斗机具有极大的静不安定性,在不开加力的情况下可以实现超声速巡航,其设计目标是在
亚声速和超声速均具有优于对手的机动能力,上述要求使得飞行控制作动系统必须具有空前的能力和性能.
其独特的飞行和机动包线要求其作动系统在低速时具有高的舵面偏转速率和大的行程,在超声速时要具有附
加铰链力矩输出能力,为实现上述目标,开发出具有液压与电能守恒的作动系统.
关键词:作动器;直接驱动阀;变面积作动;飞行控制
中图分类号:V227.83文献标识码:A
Fly-By-WireFlightControlActuationSystem
forHighPerformanceFighter
ZHANGBing—ling,ZHANGYong
(1.Aero-NavalMilitaryRepresentativeOfficeinShengyangBranch,Shenyang110035,Chi
na)
(2.ShenyangAircraftDesign&ResearchInstitute,Shenyang110035,China)
Abstract:TheYF-23AFighterwasarevolutionarystaticallyunstableaircraftthatcruisedatsuperson-
icspeedswithoutafterburnerandwasdesignedtooutmaneuveropponentsatsubsonicandsupersonic
biningthesedemandedaflightcontrolactuationsystemofunprecedentedpowerandper-
formance.Itsuniqueflightandmaneuveringenveloprequiredhighsurfacerateandlargeactuatorex—
cursionatlowfliglitspeeds,aswellasthepowertogenerateincreasedhingemomentsatsupersonic
speeds.Toachievethesespecifications,hydraulicflowandelectricalpowerconservationtechniques
wasutilized.
Keywords:actuator;directdrivevalve;variableareaactuation;flightcontrol
YF一23A的设计目标是高机动性,超声速巡
航,武器内埋…,同时保持低的雷达和红外特
征,其主要控制面都是对称布置的包括两个全动
平尾,内外侧后缘襟翼(TEFs)和独立控制的左右
前缘襟翼(LEFs).除了前缘襟翼由电液伺服阀
(EHSV)控制之外,其他的舵面均由四余度的直
接驱动阀(DDV)控制.
收稿日期:2006—12—25:修订日期:2007—06--28
系统设计要求
基于下列的要求/约束来设计作动系统:
(1)速率/铰链力矩/刚度要求;
(2)作动器的频率响应/负载响应;
(3)发动机的功率提取和液压流量限制;
(4)在单液压系统或发动机故障的情况下,
飞第27卷
保持作动系统的性能不变;
(5)在双发熄火或双液压系统故障的情况
下,保持稳定/飞机着陆;
(6)在与液压系统故障无关的电气2次故障
(2次故障操作)时,保特系统性能不变;
(7)电源消耗限制;
(8)在丧失后缘襟翼或前缘襟翼功能的情况
下,保持飞行/飞机着陆.
极大的静不安定性使得飞行器具有优越的战
斗机动能力.然而,为保证实现精确控制,高的
舵面速率和频率响应是必须的.在严重的扰动和
侧风条件下的进近,着陆,要求舵面具有高品质
的控制响应,这对确定液压系统的流量具有重要
的影响.另一方面,要求YF一23A具有持续的超
声速巡航能力并能够进行战斗机动.大马赫数的
巡航/机动要求作动器具有足够的带载能力,高速
飞行时大负载,大铰链力矩组合作用对作动系统
提出了铰链力矩最大化的要求.
要求YF-23A的作动器在故障后仍然提供全部
性能.在单发故障或单液压系统失压后,飞机必须
保持全部机动能力,这就要求在故障之后作动系统
输出的铰链力矩,速率,刚度以及系统的频率响应
保持不变;在两个液压系统发生失压时,飞机仍然
具有起飞,着陆和高速巡航的能力;液压系统失压
后飞行包线的缩小和机动能力的降低是可以接受
的.双发熄火认为是可能发生的事件,应急动力单
元(EPU)用于在应急状态下提供必要的压力和流
量,以满足控制飞机的铰链力矩,速率,刚度和响
应要求,使飞机具有安全着陆的能力.
作动系统的电子驱动部分具有双故障一工作
能力,双液压系统具有切换能力雎J.
失去前缘襟翼或内侧后缘襟翼的功能并不影
响飞机的安全飞行或着陆,机动能力的降低是可
以接受的.作动系统的第一次电气故障或第二次?
电气/液压故障瞬态不应大于0.5g.
2系统设计的挑战及解决措施
YF一23A的独特要求对作动系统的设计提出
了挑战,飞机控制和(正常和故障状态)性能保证
所必需的液压系统功率超过任何已有的飞机液压
系统能力.
2.1液压系统的流量和输入功率限制
由于发动机提取功率和泵的尺寸限制,液压
系统采用4台流量为212—302L/min,压力为28
MPa的飞行液压泵.每台发动机驱动的飞机附件
机匣(AMAD)为两台液压泵提供动力.在发动机
处于慢车状态时液压泵的输出流量为212L/min,
发动机处于军用推力状态时液压泵的输出流量为
302L/rain.液压泵分为2个主系统泵和2个公管
系统泵如图1.每个主系统泵备有自已的蓄压器,
公管系统泵共用一个蓄压器.
如此配置液压系统(2个主操纵泵,2个公管
系统泵)是为了确保飞行安全,使得在发生单液
压系统或单台发动机故障的情况下飞行器控制性
能保持不变.关键是在包线的高动压区域,此时
如果发生单液压系统失压,将导致系统刚度的大
幅降低,引发高速颤振,导致损失飞机.典型的
解决措施是加大作动器的尺寸,以保证单液压系
统提供所需的颤振刚度,但由于受到液压系统能
力的限制,这样做是不可能的.解决办法是每个
作动器(前缘襟翼作动器除外)采用双系统供压,
在发生单系统失压时,按压力信号,通过液压系
统切换阀(HSSV)将公管系统液压泵切人,保证
系统正常供压.
2.2变面积作动
采用变面积作动的方式来解决液压系统的流
量不足问题.变面积的含义就是按飞行状态改变
作动器活塞的工作面积.低速飞行时,飞行控制
面要求具有高的速率,而控制负载却较小;高速
飞行时,气动负载较大,所需舵面偏转速率较低.
在小流量状态,按小面积配置作动器,在实现作
动器高速率运动的同时可节约60%的液压流量;
在大流量状态,为克服负载,作动器应采用最大
的活塞面积工作.
在YF一23A飞机上的平尾和后缘襟副翼采用
了变面积作动系统.前缘襟翼采用可偏置的液压
马达以达到节约流量的目的.平尾和后缘襟副翼
作动器在控制阀体中装有面积选择阀(ASV)以控
制活塞的有效工作面积.面积选择阀的概念示意
在图2.
面积选择阀是双系统供压的滑阀,依控制律
的要求接断开直接驱动阀(DDV)进人大流量
腔室的油路.在小流量状态,处于大流量腔室内
的液体处于旁通状态.2个小功率的直接驱动阀
(DDV)式指令阀(每个液压系统配备1个)用于面
积选择阀(ASV)的往复移动和定位.考虑到主飞
控系统对变面积作动系统的依赖性,要求指令阀
具有双故障/工作的能力.
第4期张冰凌等:电传飞行控制作动系统55
§?U
舡
g
斟
褂
左
左
飞控系统1公管系统飞控系统2
I冬11主飞行控制液压系统
统进人危险状态.
载荷(失稳载荷的百分比)
图2变面积作动的概念
动力进近阶段的液压流量需求是确定液压系
统最大流量的主要考虑因素之一.对于固定面积
的作动系统,这个阶段的流量需求大约是每个系
统输出为379L/min.在这个阶段依据发动机的转
速,每个液压泵的流量输出在212～302L/min之
间,考虑到系统的泄漏,每个系统的实际输出要
少于212L/min.如果是在双发熄火的条件下进
近,能得到的总流量仅有170lMmin.如果不采用
变面积作动或附加的专用液压源如辅助动力单元
(APU)是不可能满足这项要求的.对于固定面积
的作动系统,单台发动机出现故障时,会导致系
翼