直升機電傳飛行控制系統(tǒng)操縱裝置發(fā)展分析

陳宇金

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

?

直升機電傳飛行控制系統(tǒng)操縱裝置發(fā)展分析

陳宇金

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

電傳飛行控制系統(tǒng)是先進直升機的主要技術(shù)特征之一，與傳統(tǒng)直升機飛行控制系統(tǒng)相比，其操縱裝置經(jīng)歷了顯著的發(fā)展變化。回顧了直升機電傳飛行控制系統(tǒng)操縱裝置美歐構(gòu)型發(fā)展歷程，在此基礎(chǔ)上分析了其構(gòu)型技術(shù)特點和發(fā)展趨勢，提出了國內(nèi)的發(fā)展思路。

直升機；電傳飛控；操縱裝置；發(fā)展

0 引言

直升機上通過機械傳動鏈的方式，將飛行員的操縱指令傳遞到操縱面，從而實現(xiàn)飛行控制的目的的機構(gòu)稱為機械操縱系統(tǒng)，為了同引入直升機運動信息反饋的飛行控制系統(tǒng)相區(qū)別，此類無反饋的機械操縱系統(tǒng)稱為常規(guī)飛行操縱系統(tǒng)。

直升機電傳飛行控制系統(tǒng)，是指利用電氣信號形式，通過電纜實現(xiàn)飛行員對直升機運動軌跡和姿態(tài)操縱的飛行控制系統(tǒng)。從上述定義我們可以看出：電傳飛行控制系統(tǒng)是由電纜替代機械桿系從而建立操縱信號鏈的一種特定的飛行控制系統(tǒng)。為了實現(xiàn)自飛行員到直升機操縱面(一般指旋翼系統(tǒng))的操縱鏈，必須首先將飛行員的操縱量，縱向、橫向、總距和腳蹬的操縱位移或力變換為電氣指令信號，然后再在直升機操縱面前，將該電氣指令轉(zhuǎn)換成作動機構(gòu)的機械位移，從而達到操縱直升機操縱面，控制直升機航跡和姿態(tài)的目的。電傳飛行控制系統(tǒng)利用其電氣信號易于綜合、校正和轉(zhuǎn)換的便捷性，實際上是應(yīng)用反饋控制原理而使飛行器運動成為被控參量的電氣飛行控制系統(tǒng)。電傳飛行控制系統(tǒng)的應(yīng)用的意義在于：它對直升機設(shè)計方法所產(chǎn)生的影響，以及給直升機飛行方式帶來的改變。電傳飛行控制系統(tǒng)的電氣信號傳遞特點，為主動控制技術(shù)和操縱方式的改變提供了物質(zhì)基礎(chǔ)。

本文就直升機電傳飛行控制系統(tǒng)操縱裝置的發(fā)展進行了分析，提出了我國直升機電傳飛行控制系統(tǒng)操縱裝置的發(fā)展思路。

1 操縱裝置

操縱裝置，也就是直升機座艙操縱機構(gòu)。飛行員通過操縱操縱裝置來獲得預(yù)期的直升機加速度、速度和姿態(tài)，即控制直升機的運動。傳統(tǒng)直升機操縱裝置一般包括周期變距桿、總距桿和腳蹬，一系列的機械桿系從周期變距桿、總距桿和腳蹬操縱裝置連接到主、尾槳葉或主、尾槳助力器，為了保證系統(tǒng)的魯棒性、完整性和可靠性，該復(fù)雜機械系統(tǒng)比較重，而且需要頻繁的人工檢查和維護。

現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)已將旋翼槳葉鉸鏈力矩載荷與操縱裝置進行了隔離，使飛行員無法感受槳葉操縱力的大小，為此需用人感系統(tǒng)提供必要的“人工感覺”，來模擬飛行員操縱力與槳葉操縱面位置之間的動態(tài)反饋關(guān)系。

因此直升機操縱系統(tǒng)中傳統(tǒng)操縱裝置必須具備以下功能：

1) 傳遞飛行員操縱位移指令；

2) 提供桿力、桿位移感覺；

3) 提供要求的力-位移梯度；

4) 提供要求的啟動力、空行程和遲滯特性；

5) 具有回中能力；

6) 具有操縱力配平能力。

“操縱裝置”這個術(shù)語也有可能用別的術(shù)語代替，這可能出現(xiàn)在不同的文獻之中，不同的術(shù)語也有可能代表有差異的構(gòu)型或用途?？傊倏v裝置是飛行員操縱輸入開始的地方。

在電傳飛行控制系統(tǒng)中，操縱裝置是把飛行員的操縱位移轉(zhuǎn)變?yōu)榭刂葡到y(tǒng)輸入的動態(tài)環(huán)節(jié)。電傳飛行控制系統(tǒng)操縱裝置位移轉(zhuǎn)換成電信號后進行傳遞，這就為操縱裝置新構(gòu)型提供了可能，操縱裝置的功能也相應(yīng)發(fā)生變化。主要的構(gòu)型有：傳統(tǒng)操縱裝置加位移傳感器，主動和被動電子操縱裝置。

2 國外發(fā)展動向

20世紀60起，航空技術(shù)先進國家對電傳飛行控制系統(tǒng)的技術(shù)研究逐步開展，其操縱裝置的技術(shù)研究也同步進行。美國主要開展了“戰(zhàn)術(shù)飛行器指導(dǎo)系統(tǒng)”(TAGS)、“重型運輸直升機”(HLH)、“先進搜救直升機”(ASH)、“先進數(shù)字/光傳控制系統(tǒng)”(ADOCS)、“傾轉(zhuǎn)旋翼機計劃”、“旋翼機機組系統(tǒng)概念機載試驗室”(RASCAL)、“直升機主動控制技術(shù)”(HACT)等研究項目；加拿大主要的研究項目為NRC-205、NSRA等；德國、波音伏特公司獲得了美國和加拿大政府聯(lián)合投資的TAGS(戰(zhàn)術(shù)飛行器指導(dǎo)系統(tǒng))研究項目；法國有“海豚電傳演示驗證”項目。

波音伏特公司在1967年到1972年期間，首先在直升機上研制電傳飛行控制系統(tǒng)，并在347型直升機上進行了試飛驗證。1989年貝爾直升機公司與波音公司聯(lián)合研制的V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機進行了試飛，該型機使用全數(shù)字式的三余度全權(quán)限電傳飛行控制系統(tǒng)，這標志著旋翼機電傳飛行控制系統(tǒng)開始了型號應(yīng)用。1995年NH工業(yè)集團研制的NH-90中型通用直升機進行了試飛，該型機采用全數(shù)字式的四余度全權(quán)限電傳飛行控制系統(tǒng)，這標志著完全應(yīng)用于直升機的電傳飛行控制系統(tǒng)開始了型號應(yīng)用。隨后，美國的RAH-66、S-92F、UH-60MU、CH-53K等型號均采用了電傳飛行控制系統(tǒng)。除歐美國家外，日本、俄羅斯等國家也積極開展電傳飛行控制系統(tǒng)技術(shù)研究。

在上述直升機電傳飛行控制系統(tǒng)的技術(shù)研究中開展了電傳座艙操縱裝置研究。早期主要是傳統(tǒng)操縱裝置加位移傳感器和圍繞側(cè)桿操縱裝置的不同構(gòu)型進行研究，該時期主要是研究被動操縱裝置，研究成果主要應(yīng)用型號為NH-90、RAH-66、S-92F。直升機電傳飛行控制技術(shù)發(fā)展到目前，在操縱裝置方面，開展了主動操縱裝置技術(shù)研究，主要是為了提高操縱裝置的能力，克服被動操縱裝置的局限性，研究成果主要應(yīng)用型號為UH-60MU、CH-53K。

2.1 美國

在20世紀70至80年代之間，美國操縱裝置的研究主要集中在側(cè)桿技術(shù)上。當(dāng)時側(cè)桿已陸續(xù)在其他航空器上開始了型號應(yīng)用。1967年至1972年，“武裝直升機控制系統(tǒng)”(TAGS)項目主要研究的(3+1)總距構(gòu)型(兩個數(shù)字表示操縱裝置有兩個桿，3是指一個桿實現(xiàn)3軸操縱的功能，1指的是一個桿實現(xiàn)1軸的功能，把總距標識在括號邊上表示其中只有1軸的桿是總距通道，本文后面有類似的表達)的操縱裝置，操縱裝置包括一個側(cè)桿和一個總距桿，側(cè)桿包括縱向周期變距、橫向周期變距和尾槳的操縱功能。1971年至1974年，“重型直升機”(HLH)項目主要研究了4軸構(gòu)型的操縱裝置，側(cè)桿包括了4個軸縱向周期變距、橫向周期變距、總距和腳蹬的操縱功能。1979年至1980年，“先進搜索直升機”(AHS)項目主要研究了2軸力感型周期變距側(cè)桿構(gòu)型。1981年至1985年，“先進數(shù)字/光傳控制系統(tǒng)”(ADOCS)項目主要研究了4軸，(3+1)總距，(3+1)腳蹬，2+1+1多種構(gòu)型。1984年至1985年，“傾轉(zhuǎn)旋翼機計劃”項目主要研究了(3+1)總距，2+1+1兩種構(gòu)型。研究集中于操縱裝置的構(gòu)型、控制律要求、人機功效和非正常情況下的安全性[1]。

美國陸軍在2001年啟動的“直升機主動控制技術(shù)”(HACT)項目開展了主動操縱裝置相關(guān)的構(gòu)型、性能要求等基礎(chǔ)研究，并在“旋翼機機組系統(tǒng)概念機載試驗室”(RASCAL)項目中進行飛行驗證。

基于上述研究，美國開展了電傳飛控系統(tǒng)操縱裝置的型號相關(guān)應(yīng)用。

2.1.1 V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機

20世紀80年代研發(fā)的V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機首先進行電傳操縱裝置的型號應(yīng)用，當(dāng)時由于缺乏在垂直/短距起降飛機上使用小位移側(cè)桿操縱裝置的經(jīng)驗，該型機上仍然采用常規(guī)的可配平的機械式駕駛艙操縱裝置。駕駛員的每個通道操縱都由四個位移傳感器轉(zhuǎn)換成電信號后發(fā)送到飛行控制計算機和備份計算機?？v向、橫向和航向的桿力梯度隨發(fā)動機吊艙的轉(zhuǎn)角變化而變化?？偩?功率操縱的桿力由可調(diào)節(jié)的摩擦制動裝置提供。每個操縱通道上都有一個并聯(lián)舵機，起配平和自動駕駛作用?？偩?功率摩擦裝置在并聯(lián)舵機主動工作時松開。每個操縱通道并聯(lián)舵機上還有一個電磁制動器，當(dāng)并聯(lián)舵機不主動工作時用它來配平保持。駕駛艙操縱框圖如圖1所示[2]。

圖1 V-22駕駛艙操縱框圖

圖2是總距/功率操縱通道的操縱裝置，其他通道的操縱裝置與之類似。這樣的布置使得在出現(xiàn)斷開時至少有一個駕駛員能操縱。所有的傳動鏈路和力感裝置在出現(xiàn)卡阻時都可以剪斷而斷開。如果力感裝置斷開，分離的阻尼器提供操縱感覺。各個通道都有串聯(lián)配平功能以應(yīng)對卡阻。當(dāng)斷開和外來物掉入時，交叉連接的設(shè)計使得卡阻的影響最小。第四個位移傳感器作為備用而為主操縱系統(tǒng)所共用，這使得飛行員的操縱輸入在機械和電氣故障方面具有雙故障工作能力。

圖2 V-22總距/功率操縱裝置

2.1.2 RAH-66“科曼奇”

20世紀90年代研發(fā)的RAH-66是美國第一種采用電傳飛行控制系統(tǒng)的直升機。此時側(cè)桿技術(shù)電傳操縱裝置研究已達到型號應(yīng)用的水平，同時根據(jù)偵查、攻擊、空戰(zhàn)直升機的操縱特點，RAH-66采取了(3+1)總距的構(gòu)型。RAH-66駕駛艙操縱布置圖如圖3所示。

圖3 RAH-66駕駛艙操縱布置

串列式布局的每個駕駛員座艙包含一個右手唯一配平的被動電子側(cè)桿，該操縱裝置用于縱向、橫向和航向的操縱，采用最小化的力梯度以降低飛行員在高工作負荷的情況下的疲勞，有足夠的機械阻尼以防止振動耦合到控制系統(tǒng)之中，每個操縱軸具有一個三余度的線位移傳感器。在高度保持模式下，該操縱裝置還具有有限位移的總距操縱(垂直軸)能力。兩個駕駛艙側(cè)桿操縱裝置之間沒有機械連接，操縱不聯(lián)動。針對這種操縱裝置之間沒有連接的布置，在乘員協(xié)調(diào)方面進行了大量的仿真評估，評估結(jié)果是采取雙熱配置。在操縱輸入沖突時，飛行員會得到語音告警。

總距操縱輸入通過總距桿實現(xiàn)。每個駕駛員座艙的總距桿各有個三余度轉(zhuǎn)角位移傳感器。不像側(cè)桿操縱裝置，總距桿之間有機械連接，總距操縱機械聯(lián)動。為了應(yīng)對彈擊損傷，兩個總距桿之間的機械連接具有剪斷能力，以保證單個乘員能獨立工作。此外，一個機電作動裝置提供總距操縱的力感和反驅(qū)能力。反驅(qū)能力僅應(yīng)用于高度保持模式。

能通過側(cè)桿操縱裝置手柄上的一個按鈕來取消某一駕駛員座艙的電傳飛控操縱功能。當(dāng)一個駕駛員座艙功能取消，軟件忽略該駕駛員座艙的側(cè)桿和總距桿的所有操縱輸入和按鈕輸入。采取這種策略的原因是：

1) 某一側(cè)桿操縱裝置出現(xiàn)機械損傷；

2) 側(cè)桿操縱裝置多重電子故障；

3) 總距操縱系統(tǒng)剪斷；

4) 在按鈕激活期間無意識輸入。

通過轉(zhuǎn)換評估表明，對于轉(zhuǎn)換是采取固定時間周期還是固定速率方面，飛行員傾向于固定時間周期的解決方案。由于取消某一駕駛員座艙的功能是一個瞬間的轉(zhuǎn)換(開關(guān)沒有固定的開或者關(guān)的位置)，開關(guān)狀態(tài)存儲在軟件之中，同時必須在飛控計算機啟動時相互之間細心管理[3]。

2.1.3 S-92F

21世紀初開始研制的S-92F是美國新一代采用電傳飛行控制系統(tǒng)的直升機，該機已于2007年12月20日首飛。利用RAH-66上研制電傳飛行控制系統(tǒng)的經(jīng)驗，在初步設(shè)計階段采取了RAH-66類似的(3+1)總距的構(gòu)型。隨后經(jīng)過大量的地面飛行員仿真試驗并結(jié)合其它型號電傳飛行控制系統(tǒng)的經(jīng)驗，考慮到座艙幾何尺寸和重量因數(shù)，最終選擇了更傳統(tǒng)的2+1+1構(gòu)型，即中央小位移被動式電子周期變距桿+大位移總距桿+小位移被動式電子腳蹬[4]。

總距軸操縱要求研究表明，比例位移操縱裝置對S-92F來說是最好的選擇，這是因為S-92固有的空氣動力學(xué)特性使得其使用比例位移操縱裝置時有很好的ADS-33總距操縱響應(yīng)。這種類型的操縱裝置能給飛行員提供飛行器性能狀態(tài)的直接反饋，在達到性能極限以及起飛和著陸時，這一點非常重要。這樣總距軸的相關(guān)部件用于提供人工感覺：摩擦，阻尼，外環(huán)配平，配平偏置梯度。正、副駕駛員總距桿之間機械聯(lián)動，該部分的剪斷設(shè)計類似RAH-66?？偩嗖倏v裝置如4圖所示。

圖4 S-92F總距操縱裝置

在縱向和橫向周期變距操縱上，S-92F曾經(jīng)采用小位移唯一配平的操縱裝置。該選擇降低了操縱裝置位移包線的要求，進而打開了使用側(cè)桿操縱裝置的可能性。S-92F最終沒有選擇側(cè)桿操縱裝置而采用其他構(gòu)型是由于其采用了并列式的乘員布局。中央操縱裝置布置與傳統(tǒng)的周期變距桿類似，但是該操縱裝置安裝在一個小底座上，而且集成了一個可調(diào)裝置，使得飛行員可以調(diào)節(jié)座椅位置以獲得飛行器外部最佳的視野，同時移動操縱裝置到一個飛行舒適位置。每個駕駛員艙位對應(yīng)一個操縱裝置，操縱裝置使用集成彈簧梯度和液壓阻尼器的輕質(zhì)被動機械技術(shù)，正、副駕駛員之間周期變距操縱不聯(lián)動。離開中心制動位置(唯一配平)的運動行程為±1.85英寸。周期變距操縱裝置如圖5所示。

圖5 S-92F周期變距操縱裝置

腳蹬操縱(航向)使用唯一配平腳蹬的原因同周期變距操縱。由于S-92F使用航向保持和自動協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，航向軸操縱裝置僅用于基本的懸停和低速轉(zhuǎn)彎，或在直升機高速飛行時有意地側(cè)滑。航向操縱使用腳蹬而不使用在RAH-66上應(yīng)用的右手側(cè)桿扭轉(zhuǎn)是基于仿真研究。該研究表明在低速、多軸機動時，同樣的性能情況下，使用腳蹬降低了工作負荷。S-92F腳蹬允許位置前后調(diào)節(jié)，而且就像傳統(tǒng)配置那樣集成了腳尖剎車功能。每個駕駛員艙位有一個腳蹬，與傳統(tǒng)腳蹬在非電傳S-92A上的一樣，安裝在地板同一位置上。從中間制動位置開始，運動行程為±1.25英寸。腳蹬組件是被動的，同時集成了一個彈簧裝置和液壓阻尼器，正、副駕駛員腳蹬操縱不聯(lián)動。腳蹬操縱裝置如圖6所示。

2.1.4 UH-60MU

同樣是21世紀初開始研制的UH-60MU是在UH-60M基礎(chǔ)上改進升級的電傳飛行控制系統(tǒng)試驗機，該機已于2008年8月首飛。隨著主動式電傳飛行控制系統(tǒng)操縱裝置技術(shù)的發(fā)展，該機采用了主動式傳統(tǒng)桿(周期變距桿、總距桿)和被動式電子腳蹬，主動桿在該機型上的型號應(yīng)用是直升機界的第一次使用，是歷史性的突破。其中，主動式傳統(tǒng)桿(周期變距桿、總距桿)包含機電式的高帶寬、可變力感系統(tǒng)，給飛行員提供包括直升機狀態(tài)、飛控系統(tǒng)模態(tài)、操縱限制等重要觸感提示。主動式周期變距桿具有唯一配平位置，主動式總距桿具有多配平位置，被動式腳蹬具有唯一配平位置。高帶寬力感系統(tǒng)使得兩個駕駛員主動式傳統(tǒng)桿(周期變距桿、總距桿)操縱裝置能夠通過電子連接而聯(lián)動，被動式電子腳蹬操縱不聯(lián)動[5]。主動式傳統(tǒng)桿(周期變距桿、總距桿)操縱裝置如圖7、圖8所示。

圖6 S-92F腳蹬操縱裝置

圖7 UH-60MU主動式傳統(tǒng)桿(周期變距桿、總距桿)

2.1.5 CH-53K“種馬王”

新一代重型貨運直升機CH-53K在2006年4月開始設(shè)計，2010年7月完成關(guān)鍵設(shè)計評審并進入試驗樣機制造階段，預(yù)計2015年12月完成首飛。CH-53K采用唯一配平位置主動式右手側(cè)桿(縱向和橫向周期變距)，多配平位置主動式總距桿，唯一配平位置被動式電子腳蹬。除了采用右手側(cè)桿而不是中央桿外，其余配置或構(gòu)型功能與UH-60MU一致。主動式桿(右手側(cè)桿、總距桿)包含機電式的高帶寬、可變力感系統(tǒng)，給飛行員提供包括直升機狀態(tài)、飛控系統(tǒng)模態(tài)、操縱限制等重要觸感提示。高帶寬力感系統(tǒng)使得兩個駕駛員主動式桿(右手側(cè)桿、總距桿)操縱裝置能夠通過電子連接而聯(lián)動，被動式腳蹬不聯(lián)動。操縱裝置(右手側(cè)桿、總距桿、腳蹬)如9圖所示。

圖8 UH-60MU駕駛艙操縱裝置布置

圖9 CH-53K駕駛艙操縱裝置布置

2.2 歐洲

在20世紀80年代，法國開展了電傳飛行控制系統(tǒng)技術(shù)研究，并在“海豚”SA365N6001上進行了試飛驗證。其中一項主要的研究是電傳飛行控制系統(tǒng)人機接口研究，研究了傳統(tǒng)中央桿、側(cè)桿操縱裝置與系統(tǒng)控制規(guī)則之間的關(guān)系。德國在1996年啟動的“主動控制技術(shù)-直升機空中模擬機”(ACT-FHS)項目開展了一系列電傳飛行控制系統(tǒng)技術(shù)研究，在該項目中對主動桿的相關(guān)技術(shù)進行了全面研究，并在德國宇航中心的EC135驗證機上進行了充分的試飛驗證。

歐洲研發(fā)的采用電傳飛行控制系統(tǒng)的現(xiàn)役直升機僅有NH-90。該直升機1991年6月開始研制，1995年12月首飛，2004年進入批產(chǎn)階段。NH-90采用傳統(tǒng)的大位移中央周期變距桿、總距桿和腳蹬。正、副駕駛操縱裝置之間機械聯(lián)動。其中，每一操縱通道連接一臺并聯(lián)舵機，以提供桿力梯度、桿位置配平(自動配平和比普配平)、桿釋放、透明操縱。機動飛行時，并聯(lián)舵機按載荷因數(shù)來提高桿力、調(diào)節(jié)操縱裝置的動態(tài)特性(通過并聯(lián)舵機內(nèi)部的摩擦和阻尼功能實現(xiàn))。NH-90采用上述構(gòu)型，主要是由于小位移操縱裝置(含側(cè)桿)適合于以響應(yīng)類型為目標的脈沖型控制律，而且不能反映操縱面的位置，受限于當(dāng)時小位移電子操縱裝置的技術(shù)水平，無法體現(xiàn)接近飛行邊界限制時飛行員的感知[5]。此外，基于當(dāng)時歐洲直升機電傳飛行控制系統(tǒng)的技術(shù)能力，NH-90電傳飛行控制系統(tǒng)是四余度的，其中有一個余度是直接鏈余度，直接鏈通道的控制律設(shè)計使用小位移電子操縱裝置時會降低飛行員的操縱精度，這也是不選擇小位移電子操縱裝置的原因之一。操縱裝置(周期變距桿、總距桿、腳蹬)如圖10所示。

圖10 NH-90駕駛艙操縱裝置布置

3 國外發(fā)展分析

早期電傳飛行操縱系統(tǒng)操縱裝置僅提供操縱位移電信號給飛控計算機。這種“被動式”操縱裝置通常應(yīng)用于當(dāng)今的固定翼軍用航空器上，比如F-22、“臺風(fēng)”，以及民用的波音和空客的客機上。在直升機領(lǐng)域，V-22、NH-90、RAH-66和S92-F上也使用該“被動”操縱裝置。 “被動”操縱裝置是指操縱裝置沒有主動、實時控制飛行員感覺特性或觸感反饋。也就是說，操縱裝置僅僅提供電信號給飛控計算機，任何觸感或阻抗來源于被動的阻尼或彈簧。這種型式的好處是復(fù)雜性、重量和維護，這也是電傳操縱系統(tǒng)操縱裝置的最低要求?！氨粍印辈倏v裝置在初期選擇傳統(tǒng)大位移操縱裝置，操縱裝置的操縱感覺與傳統(tǒng)非電傳直升機一樣，應(yīng)用的型號為V-22和NH-90。這樣的選擇與當(dāng)時電傳飛行控制系統(tǒng)的技術(shù)發(fā)展水平是適應(yīng)的，特別是當(dāng)時的操縱裝置技術(shù)、控制律設(shè)計和余度技術(shù)的水平是適應(yīng)的。隨后因技術(shù)的發(fā)展，“被動”操縱裝置出現(xiàn)了唯一配平位置小位移的構(gòu)型，應(yīng)用在RAH-66和S92-F上，其中選擇中央式還是側(cè)桿，(3+1)總距還是2+1+1，取決于直升機氣動響應(yīng)特性和駕駛艙布置。

雙座直升機，兩個飛行員之間的操縱裝置需要聯(lián)動，就像機械飛行操縱系統(tǒng)操縱裝置一樣。此外，飛行員希望提供操縱面的感覺反饋，這些是電傳“被動”操縱裝置所沒有的。這導(dǎo)致了近期的電傳操縱裝置的革命，也就是出現(xiàn)了“主動”操縱裝置。

“主動”操縱裝置能夠提供主動產(chǎn)生的、在操縱部位的靜態(tài)和動態(tài)力感反饋給飛行員。力感是由可編程模型產(chǎn)生，該模型控制“主動”操縱裝置內(nèi)部的伺服電機。在靜態(tài)層面上，模型決定任何操縱位移的力感水平。在動態(tài)層面上，模型決定阻尼、慣量和剛度等特性。此外，外部的傳感器和指令也可以用于驅(qū)動“主動”操縱裝置的控制模型?！爸鲃印辈倏v裝置的這些固有特性使得其具備模擬任何航空飛行器感覺特性的能力，在訓(xùn)練用航空飛行器上特別有用?！爸鲃印辈倏v裝置的潛在使用遠遠超過簡單模擬感覺特性和全行程感覺特性的可編輯性。極為重要的是，特別是對于雙座航空飛行器，有能力使得兩個“主動” 操縱裝置能夠電氣聯(lián)動，就像他們之間有機械連接而操縱聯(lián)動一樣。這樣消除了對應(yīng)“被動”操縱裝置之間的所需的機械安裝和連接。

“主動”操縱裝置涉及的飛行危險程度使得它們必須達到高的完整性、可靠性和安全性的等級。因此，作為電傳操縱系統(tǒng)的一般設(shè)計理念，余度、交叉監(jiān)控和故障失效管理同樣適用于“主動”操縱裝置。目前歐美所研制的“主動”操縱裝置已具備與它們所替換的普通機械飛行操縱系統(tǒng)操縱裝置同樣安全級別的水平。這樣得到的好處是，減輕了重量，減少了維護，提高了飛行員的狀態(tài)感知能力。

“主動”操縱裝置，能夠提供主動產(chǎn)生的、在操縱部位的靜態(tài)和動態(tài)力感反饋給飛行員。使用“主動”操縱裝置，其中一個非常重要的好處是在桿上實現(xiàn)觸覺提示系統(tǒng)，該系統(tǒng)能顯著提高飛行員的包線限制感知能力，因此提高了航空器的操縱品質(zhì)并降低飛行員的工作負擔(dān)，同時允許飛行員“眼睛向外”。總之，如果飛行員在整個包線內(nèi)使用該系統(tǒng)而降低工作負荷，可以使軍用直升機的工作效率、可靠性和安全性得到提高。在2014年12月，多余度安全認證的“主動”操縱裝置安裝在CH-53K直升機上實現(xiàn)了首飛。

4 國內(nèi)發(fā)展思路

先進的直升機電傳飛行控制系統(tǒng)操縱裝置能有效提升直升機的操縱品質(zhì)。美歐對此進行了全面系統(tǒng)的研究，其中美國的研究和應(yīng)用走在最前面，實現(xiàn)了主動操縱裝置的型號應(yīng)用。國內(nèi)重點對電傳飛行控制系統(tǒng)頂層設(shè)計技術(shù)、多模態(tài)軸間解耦控制律設(shè)計、舵機和飛控計算機等技術(shù)進行了研究，未對電傳飛行控制系統(tǒng)操縱裝置開展全面系統(tǒng)的研究和發(fā)展，因此積極推進該項技術(shù)研究就變得尤為必要和迫切。結(jié)合美國和歐洲操縱裝置技術(shù)研究和發(fā)展特點，本文提出五點建議：

1) 研究操縱裝置單座艙布置構(gòu)型、參數(shù)與直升機操縱響應(yīng)類型相互之間的關(guān)系

操縱裝置單座艙布置構(gòu)型應(yīng)用較多的是2+1+1和(3+1)總距，其中2+1+1中的2(縱向和橫向)可以是中央桿或側(cè)桿，(3+1)總距構(gòu)型中3一般為3軸側(cè)桿。操縱裝置參數(shù)主要包括位移、啟動力、力梯度、自然頻率、慣量和阻尼等。直升機的響應(yīng)類型包括速度響應(yīng)類型和姿態(tài)響應(yīng)類型。對上述之間的關(guān)系進行充分的仿真和試驗研究，積累相關(guān)經(jīng)驗和數(shù)據(jù)，制定技術(shù)規(guī)范，形成操縱裝置參數(shù)、座艙布置構(gòu)型定義能力。

2) 研究觸感提示與直升機操縱限制相互之間的關(guān)系

操縱裝置觸感提示包括軟限位、坡度力、制動、阻尼和抖動等。直升機操縱限制有扭矩功率限制、操縱過載限制、操縱范圍限制和操縱速率限制等。需要研究哪一種類型觸感提示匹配多大觸感強度以最適用于某種操縱限制。合理有效的觸感提示，一方面讓飛行員能夠得到充分有效的操縱限制提示以促進飛行員直升機狀態(tài)感知能力，提高操縱安全和操縱品質(zhì)；另一方面不得導(dǎo)致不適宜的握桿操縱負擔(dān)和潛在的誘發(fā)振蕩。

3) 研究雙駕駛操縱裝置之間的操縱協(xié)調(diào)

當(dāng)兩個駕駛艙位的操縱裝置之間存在直接機械連接時，兩個操縱裝置之間的操縱協(xié)調(diào)就跟傳統(tǒng)機械操縱系統(tǒng)一樣。在使用被動式操縱裝置時，兩個駕駛艙位的操縱裝置之間不存在機械聯(lián)動，飛行員無法感知另一個飛行員操縱裝置的操縱狀態(tài)，就需要協(xié)調(diào)好兩個操縱裝置的操縱，制定正常情況下的協(xié)調(diào)使用規(guī)則，故障情況下的人工處置和自動切換邏輯。在使用主動式操縱裝置時，兩個操縱裝置通過電氣連接實現(xiàn)聯(lián)動，當(dāng)出現(xiàn)電氣聯(lián)動故障時，需要制定應(yīng)急協(xié)調(diào)操縱規(guī)則。因此雙駕駛操縱裝置之間的操縱協(xié)調(diào)是保證直升機安全操縱的必需，需要研究制定相關(guān)規(guī)則。

4) 積極開展新一代操縱裝置軟硬件研究

操縱裝置涉及的飛行危險程度使得它們必須達到高的完整性、可靠性和安全性的等級。制造出可供型號使用的新一代操縱裝置，如小位移唯一配平位置側(cè)桿或中央桿，不論是被動式，還是主動式，都必須滿足相關(guān)的軍用和民用安全標準。為了達到安全標準，余度、交叉監(jiān)控和故障失效管理是必需的，操縱裝置必須集成多余度的計算、作動和傳感器，同時也必須在合適的重量、尺寸和成本之內(nèi)。因此需要積極開展新一代操縱裝置軟硬件研究，提高軟硬件技術(shù)成熟度。

5) 新一代操縱裝置與新一代電傳飛控系統(tǒng)控制律一起協(xié)調(diào)發(fā)展

操縱裝置由大位移多配平位置向小位移唯一配平位置發(fā)展，是與電傳飛行控制系統(tǒng)控制律的發(fā)展密不可分的，使用小位移唯一配平位置操縱裝置時，電傳飛行控制系統(tǒng)控制律必需采用全權(quán)限高速模型跟蹤架構(gòu)控制律。因此在進行新一代操縱裝置研發(fā)時，也必須同時進行新一代電傳飛控系統(tǒng)控制律的研發(fā)，兩種技術(shù)一起進行仿真試驗和飛行驗證，共同發(fā)展。

5 結(jié) 語

隨著直升機電傳飛行控制系統(tǒng)技術(shù)的進步，操縱裝置朝小型化、主動化的方向發(fā)展，極大擴展了飛行員操縱感知能力，降低了工作負荷，提高了操縱品質(zhì)，也是新一代電傳操縱系統(tǒng)的標志之一。我們國內(nèi)直升機電傳飛行控制系統(tǒng)的操縱裝置技術(shù)水平與國際先進技術(shù)水平相比，差距是巨大的。我們應(yīng)從被動式小位移唯一配平位置操縱裝置入手，通過操縱裝置的參數(shù)設(shè)計、飛行仿真模擬試驗、演示驗證試驗、型號應(yīng)用等的研究，突破新一代操縱裝置座艙布置、參數(shù)定義、余度及故障管理技術(shù)，在飛控系統(tǒng)指令模型跟蹤控制律設(shè)計技術(shù)的支持下，逐步朝主動操縱裝置方向發(fā)展。

[1] 格林那 肯，著，高 正，等，譯.直升機設(shè)計[M].南京：南京航空學(xué)院直升機技術(shù)研究所，1992.

[2] McManus B L. V-22 tiltrotor fly-by-wire flight control system[C].the 11th European Rotorcraft Forum, London, England, September 10-13, 1985.

[3] Boczar B, Borgstorm D W, Everett P T. Key aspects and attributes of the RAH-66 Comanche flight control system[C].the American Helicopter Society 55th Annual Forum, Montreal, Quebec, Canada, May 25-27, 1999.

[4] Stiles L, Knaust G, Wittmer K. The S-92 goes fly by wire…[C].the American Helicopter Society 64th Annual Forum, Montréal, Canada, April 29 - May 1, 2008.

[5] 徐尤松.直升機電傳飛控技術(shù)的發(fā)展及其面臨的挑戰(zhàn)[J].國際航空,2012(9)：72-75.

Development Analysis of the Inceptors for Helicopter’s Fly-By-Wire Control System

CHEN Yujin

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001,China)

The fly-by-wire Control System is one of the main technology features for the advanced helicopter. Compared with that of the conventional flight control system, the inceptors of the fly-by-wire Control System have been deeply developed and changed. This paper presented the status of the fly-by-wire Control System’s inceptors in North America and Europe. The technology and development trends of the inceptors were analyzed. The ideas of the development for the fly-by-wire Control System’s inceptors were discussed.

helicopter, fly-by-wire, inceptors, development

2015-04-02

陳宇金(1976-)，男，江西贛州人，高級工程師，主要研究方向：直升機飛行操縱系統(tǒng)設(shè)計及預(yù)先研究。

1673-1220(2015)03-059-08

V249.1

A