直升机飞行控制系统作动器综述

李修赫 刘海清

（中国直升机设计研究所 江西省景德镇市 333001）

1 引言

随着对直升机性能需求的不断提升，直升机飞行控制技术得到迅猛发展，已从通过机械传动链，传递机械信号，实现飞行控制的机械操纵系统；发展为通过航空电缆，传递电气信号，实现飞行控制的电传飞控系统；在未来将发展为通过光纤，传递光信号，实现飞行控制的光传飞控系统。先进的电传／光传飞控系统可与航电、机电、发动机等系统集成为一体化综合控制平台，优化直升机飞行品质，改善飞行员操纵体验，进而提高任务效率及安全性。

作动器属于飞行控制系统的末端执行单元，其重要性位于飞行控制系统乃至整个直升机系统的突出位置。因现代直升机飞行控制系统基本全部采用不可逆式助力，特点在于座舱操纵装置不能直接操纵桨叶变距，而是操纵作动器，作动器的伸出或缩回带动旋翼结构运动，完成桨叶变距。在设计中，主、尾桨的铰链力矩应全部由作动器承担，不能反传到飞行控制系统前段。故作动器性能对飞行控制系统有着非常重大的影响，直接关系到直升机安全性、操纵性和机动性。

作动器行程应在整个飞行控制系统的设计范围内考虑，在其安装位置确定后，需按照给定的操纵量，计算作动器行程。操纵量-作动器行程的对应关系应受到严格限制，当飞行员产生操纵指令时，作动器应按照对应关系及时进行伸出或缩回，准确控制桨距角变化，保证飞行员能够自由控制直升机飞行姿态。在机械操纵系统中，操纵量-作动器行程的对应关系由拉杆和摇臂组成的机械传动链确定，飞行员操纵指令通过机械传动链传递到作动器；在电传飞控系统中，操纵量-作动器行程的对应关系被编入飞控计算机，飞行员操纵指令被传感器采集，经飞控计算机处理后的电气信号，通过航空电缆传递到作动器；在光传飞控系统中，飞行员操纵指令的采集与传递同电传飞控系统类似，但所有电气元件均被光元件替代。

作动器性能主要分为静态和动态两个方面。作动器的静态性能要求了伸缩速度、极限行程、额定行程、最大输出力、液压压力和含油重量等。作动器的动态性能包括稳定性、跟随性和快速性，实际验证方法为阶跃响应试验和频率响应试验。阶跃响应试验要求了作动器的调节时间、稳态误差和超调量；频率响应试验要求了作动器的幅值比和相位差。

新一代飞行控制系统理念的提出可为作动器未来研发指明方向。作动器作为直升机飞行控制系统的关键部件，其成熟度制约整个系统成熟度。正是作动器研发的突破，才使飞行控制系统的升级换代成为可能。下面分别介绍机械操纵系统、电传飞控系统和光传飞控系统中作动器的特点及发展现状。

2 机械操纵系统与液压助力器

直升机机械操纵系统最初由拉杆、摇臂、钢索、鼓轮和支座等机械零件组成，通过机械杆系直接传递飞行员操纵指令，进行桨叶变距。后来随着直升机吨位，飞行速度和高度的不断增加，仅靠人工已无法正常操纵，更无法克服机械杆系反传的铰链力矩，故发展为由作动器作动的机械操纵系统。

机械操纵系统的作动器由机械信号控制，称为液压助力器。直升机液压助力器属于机-液伺服执行单元，对外提供作动行程、作动速度和输出力。在液压系统的支持下，飞行员通过机械杆系传递操纵指令，即位移信号，控制液压助力器伸出或缩回；改变操纵速度，液压助力器伸出或缩回速度随之改变；飞行员产生操纵指令时，所需操纵力较小（一般≤10N），就可使液压助力器完成作动，大大减轻了飞行员的操纵负荷。

液压助力器典型结构形式如图1 所示。液压助力器主要由控制阀体和作动筒体组成，作动筒体包括活塞杆和作动筒壳，控制阀体包括输入摇臂、反馈机构和分配阀。该型液压助力器的作动筒采用串联式分布，被物理分隔成上、下腔，分别由各自的分配阀控制。作动筒壳与旋翼结构铰接，活塞杆与主减壳体铰接。当操纵指令输入时，活塞杆保持不动，作动筒壳相对运动，实现液压助力器的伸出与缩回，进而驱动旋翼结构，完成桨叶变距。

图1：液压助力器典型结构形式

液压助力器工作原理如图2 所示。当飞行员给出操纵指令，机械杆系传递机械信号，使得输入摇臂偏转角度-α，分配阀沿同样方向旋转角度-α。此时，作动筒A 腔与液压进油路连通，作动筒B 腔与液压回油路连通，作动筒A 腔压力高于作动筒B 腔压力，液压助力器完成缩回。同理，飞行员给出操纵指令，输入摇臂偏转角度α，液压助力器完成伸出。

图2：液压助力器工作原理

液压助力器作动行程由操纵指令的位移量决定，位移量转化为输入摇臂偏转角度±α，分配阀旋转，液压助力器伸出或缩回；当液压助力器到达给定行程时，反馈机构使得输入摇臂回到中立位置，分配阀回到零位，完成作动。液压助力器作动速度由操纵指令的速度量决定，速度量转化为分配阀的旋转角度α，控制流入A、B 的液压油流速，进而控制液压助力器作动速度。液压助力器实际输出力由外部载荷决定，无作动时，A、B 腔对活塞杆横截面压力相等。最大输出力由额定液压压力和活塞杆横截面直径确定。

3 电传飞控系统与电液作动器

机械操纵系统会随着直升机吨位增大而越发笨重；机械杆系不可避免地存在非线性特性，如摩擦力和传动间隙，易引发系统自振；机体温度随飞行高度不断变化，弹性变形会影响机械传动链的准确性；与控制增稳单元在安装位置和协调工作中经常出现冲突。然而，受计算机和电气元件的发展制约，直到20 世纪90 年代欧洲空中客车直升机公司才进行了直升机电传飞控系统装机试验，各国新一代直升机型号开始广泛采用电传飞控系统。

NH-90 直升机是世界上第一款采用电传飞控系统的直升机，由欧洲空中客车直升机公司研发生产，代表了欧洲直升机技术的最高水平。NH-90 直升机自诞生以来，受到各国直升机行业的广泛关注，长期被作为直升机设计标杆。RAH-66 直升机是美国第一款采用电传飞控系统的直升机，由美国波音公司和西科斯基公司一起研发生产。虽然RAH-66 项目在2004 年已被停止，但该型号电传飞控系统的成功经验为美国后续多个直升机型号的研发奠定了技术基石。S-92 直升机是全球第一款同时在美国和欧洲的民用航空领域取得适航认证的直升机，由美国西科斯基公司研发生产。S-92 直升机为满足民用直升机市场对直升机安全性的需求，其采用电传飞控系统的可靠性必须保证10。

电传飞控系统是现代直升机综合控制的纽带, 是直升机升级换代的重要标志, 是直升机主动控制技术的基础。电传飞控系统必须具备以下几个特征：完全依靠航空电缆传递飞行员操纵指令，除必要的座舱操纵装置，不再含有机械传动链；全权限控制增稳系统必不可少；多余度配置确保其可靠性不低于机械操纵系统。根据各国新一代直升机电传飞控系统实际使用情况，其优点主要为以下几点：重量轻， 体积小；消除机械传动链的异常现象，提高操纵精度；全权限控制增稳提高飞行品质；多余度通道提高可靠性。

电传飞控系统的作动器由电气信号控制，称为电液作动器。直升机电液作动器属于电-液伺服执行单元，对外提供作动行程、作动速度和输出力。电液作动器主要由舵机控制器、伺服阀体和作动筒体组成。舵机控制器接收飞控计算机发送的电信号，解算后控制伺服阀体的开闭状态，在液压系统的支持下，作动筒体进行作动，完成桨叶变距。电液作动器因直接受电气信号控制，可通过Amesim、Simulink 和Motion 等计算机仿真软件直接模拟信号输入和运动行程，该方法能够比较准确地反映电液作动器性能，满足直升机电液作动器数字化仿真分析需求，仿真结果能为电液作动器原型设计和参数优化提供理论依据，具有广阔的工程应用前景。

目前，国主力直升机型号已普遍采用电传飞控系统，其电液作动器根据控制阀体的不同，可分为电液伺服作动器和直接驱动作动器，下面分别介绍这两种作动器的应用。

3.1 电液伺服作动器

电液伺服作动器是指作动器控制阀体使用电液伺服阀控制液压油流量和方向。电液伺服阀由指令阀和主控阀组成。指令阀内的电马达接收输入电流，驱动喷嘴挡板或射流喷嘴工作，喷嘴挡板或射流喷嘴偏离零位，改变主控阀两侧压力，主控阀移动，实现电液伺服阀的功能。主控阀与喷嘴挡板或射流喷嘴存在机械-弹簧反馈，使主控阀位移与输入电流成正比。

电液伺服作动器工作原理如图3 所示。作动筒体分为两腔，具有2 套独立的伺服阀体和液压通道。电磁阀3 接收舵机控制器给出的电压信号，切换或关闭油路，开启模态转换阀4；伺服阀体1 中的电液伺服阀2 可根据舵机控制器给出的电流信号，控制液压油流量大小和方向；作动筒5 负载腔内压力与模态转换阀4 油路压力，即电液伺服阀2 负载口处油液压力相同；在液压系统的支持下，可以精准控制活塞杆的伸出与缩回。

图3：电液伺服作动器工作原理

该型电液伺服作动器的舵机控制器基于FPGA 技术(可编程门阵列)。飞行员的操纵指令经飞控计算机处理，生成FCC 指令，作为舵机控制器的主输入信号；筒体线位移传感器反馈信号，电液伺服阀线位移传感器反馈信号和电磁阀线位移传感器反馈信号经内部模块解算处理后，与FPGA中的可编程模型比对，能够对主输入信号进行适当调整。舵机控制器中共有4 条伺服支路，所有伺服支路并行工作，出现故障的伺服支路自动脱离，实现电气四余度。正常情况，作动筒体两腔同时工作；当某一腔出现故障时，反馈信号与可编程模型比对，命令故障腔的电磁阀断电，使模态转换阀回到零位，伺服阀负载口关闭，作动筒进、回油口旁通，使故障腔的活塞杆跟随正常腔的活塞杆运动，实现液压-机械双余度。

3.2 直接驱动作动器

直接驱动作动器是指作动器控制阀体中使用直接驱动阀控制液压油流量和方向。

直接驱动阀由力马达、液压阀及阀芯控制器组成。阀芯控制器产生电流信号给力马达，力马达推动阀芯运动，改变进出油口大小，控制液压油流量和方向。这种方式比电液伺服阀中依靠喷嘴挡板或射流喷嘴产生压差的方式，降低了泄漏量，避免了电液伺服阀固有的内漏较大、油液易污染、故障率高等问题。然而，直接驱动阀与电液伺服阀相比，其耗电量较大且推力较小。

直接驱动作动器工作原理如图4 所示。作动筒体分为两腔，具有2 套独立的伺服阀体和液压通道。电磁阀（SOV1、SOV2）接收舵机控制器给出的电压信号，切换或关闭油路，开启模态转换阀（BPV1、BPV2）；直接驱动阀可根据舵机控制器给出的电流信号，控制液压油流量大小和方向；作动筒负载腔内压力与模态转换阀油路压力，即直接驱动阀负载口处油液压力相同；在液压系统的支持下，可以精准控制活塞杆的伸出与缩回。

图4：直接驱动作动器工作原理

该型直接驱动作动器的舵机控制器基于DSP 技术，由3 个回路构成：外回路，内回路和电流回路。外回路和内回路采用数字电路，电流回路采用模拟电路满足高频响要求。飞行员的操纵指令经飞控计算机处理，生成FCC 指令，作为舵机控制器的主输入信号，与作动筒体线位移传感器反馈信号构成外回路，能够对主输入信号进行适当调整；外回路误差信号，直接驱动阀位移传感器反馈信号和电流调节信号构成内回路，可以改善力马达非线性特征造成的作动器性能下降；电流回路提升了力马达运动精度，保证高频响要求。该型直接驱动作动器同样具备电气四余度和液压-机械双余度。

4 光传飞控系统与光信号作动器

相比于机械操纵系统，电传飞控系统拥有诸多优势，但自身缺陷同样十分明显。电传飞控系统最大安全隐患在于其无法抵御闪电、电磁干扰和电磁辐射等影响。此外，随着直升机吨位增大和余度技术逐步复杂，必然使电气元件数量增大、线路布局繁杂，进而导致各线路互相干扰、易产生地环流效应，扰乱电传飞控系统正常工作。

因此，克服电传飞控系统自身缺陷的最有效手段，是将光纤传输技术应用于飞行控制系统，即光传飞控系统。光传飞控系统基于电传飞控系统发展而来，基本思路是将电传飞控系统中的电气元件，以光学元件取代，通过光纤传递操纵指令，控制桨叶变距。相较于电传飞控系统具有独特优势：抗雷击，可防御电磁干扰、对核爆炸产生的电磁脉冲不敏感；光纤主材料轻便，纤芯很细，减轻重量，减小体积；不产生金属导线固有的地环流效应；传输速率高、容量大等。光传飞控系统被航空界誉为继电传飞控系统后的第三代飞行控制系统，是新一代直升机飞行控制系统发展的必然趋势。

国外对直升机光传飞控系统已有近40 年的研究，例如：在20 世纪80 年代，美国陆军将先进光传飞控系统安装在UH-60A，并试飞验证；德国宇航院以BO-105 直升机为研究对象，完成了航向通道的光传飞控系统预研工作；欧洲直升机公司对EC-135 直升机进行光传飞控系统装机，并试飞验证……然而，上述光传飞控系统的光信号仍需通过光-电转换，将光信号转换成电信号，驱动电液作动器作动。这样就无法完全克服电信号传递固有缺陷，仍易受闪电、电磁干扰和电磁辐射等影响。故上述直升机光传飞控系统不能算作纯光传飞控系统。

为推动直升机飞行控制系统向着纯光传飞控系统发展，克服电信号传递固有缺陷，需要用光信号作动器代替电液作动器，故光信号作动器的研发尤为关键，其难点在于如何用光信号控制光信号作动器。目前，光信号作动器技术尚不成熟，但国外研究成果展示了光信号作动器未来良好的发展前景。光信号作动器应由激光陀机控制，激光陀机发射光信号，不经过光-电转换，直接被光信号作动器接收。国外已研发出小型光信号作动器，基本原理为：通过光的明暗变化，促使化学耗材反应，产生的压力差使光信号作动器工作，在液压系统的支持下，完成作动。此类光信号作动器目前还不能实际应用，但为纯光传飞控系统的发展进行了良好探索。综上所述，光信号作动器的研发和应用是制约纯光传飞控系统实现的瓶颈。

5 结束语

作动器属于飞行控制系统的末端执行单元，对飞行控制系统乃至整个直升机系统都极为重要。作动器成熟度制约整个飞行控制系统成熟度，每一代作动器的研发突破才使得飞行控制系统的升级换代成为可能。目前，直升机飞行控制系统作动器已经从机械操纵系统的液压助力器，向着电传飞控系统的电液作动器全面过渡，未来将发展为光传飞控系统的光信号作动器。