电传飞控系统供电方案设计与分析

王胜利，李 波

(中国直升机设计研究所， 江西 景德镇 333001)

0 引 言

电传飞行控制系统是由电缆替代机械杆系从而建立操纵信号链的一种特定的飞行控制系统，主要由多余度的电子与机电设备组成[1-2]。对于取消了机械备份操纵杆系的飞机来说，飞控系统仅能通过电能来控制飞机，一旦飞控系统断电，飞行员将失去对飞机的控制，因此飞机在飞行过程中电传飞控系统的供电绝对不可中断[3]。飞控供电子系统承担着电源系统至飞控系统用电设备输入端之间电能的传输、分配、控制及保护，是电传飞行控制系统的重要组成部分[4]。

随着航空技术的迅猛发展，飞控系统的电子化程度不断增加，供电子系统的组成与管理也愈加复杂，对供电子系统的要求越来越高，在供电子系统发生各种故障时，必须能够实现快速的故障定位，并隔离故障部件，完成供电子系统的重构，维持系统的性能，满足电传飞控系统的容错供电要求，从而保障飞机任务完成以及飞行安全。因此，对于采用电传飞控系统的飞机来说，设计具备高可靠性以及较强容错能力的飞控供电子系统有着十分重大的意义。结合某项目的电传飞控系统，提出一种可实现故障重构的多余度供电子系统方案。

1 飞控供电子系统设计

为满足电传飞控系统的用电需求，保证飞机的任务完成和飞行安全，飞控供电子系统应具备以下功能：

(1) 基于电传飞控系统当前的工作负载以及配电组件的实时功率，自动管理系统的供电和配电。

(2) 监测供电系统的状态，具备系统状态指示、告警提示、信息回馈功能。

(3) 采用多余度供电管理逻辑，当供电子系统发生故障时，能自动进行故障隔离和供电系统重构。

传统的多电源供电中[5]，将多路电源作为一个整体的供电电源，整体的电源与系统中的所有负载模块连接，直接给所有负载模块供电，如图1所示。传统的集中式供电系统可靠性差，因此文中提出基于负载的多路供电。本供电系统由飞控计算机中的供电控制逻辑电路(或门逻辑)、整机直流电源系统1、整机直流电源系统2、蓄电池电源系统以及专用直流电源系统组成，如图2所示。

为了提高效率，避免资源浪费，因此两路整机直流电源和蓄电池电源系统均是由机上电源系统提供，电传飞控系统分别通过3个断路器与之相连。两路整机直流电源系统由两台主交流发电机以及两台变压整流器组成，机上两台主交流发电机分别向机上1号、2号发电机汇流条提供115 V、400 Hz交流电，经变压整流器变压整流后向机上提供28 V直流电，断路器A和B都闭合时，两路整机直流电源均给两台电传控制计算机供电，并且互为备份，为电传飞控系统提供双余度直流电源。

图1 传统的多电源系统模型

图2 飞控供电子系统组成

在传统的供电方案中，蓄电池的供电电压受机上充放电控制器的影响，电压存在波动，电传飞控系统作为一个动态负载，对蓄电池的寿命会带来一定影响。因此，蓄电池给电传飞控系统应急供电通常不与蓄电池支路直接相连。然而，当机上旋翼转速在85%反复变化时，由于机上主电源转电时间长，有一定概率会出现蓄电池转电失败导致电传飞控系统断电的可能。另外，飞行员自转下滑短时误操作的情况下可能会发生机上蓄电池转电反复进行，飞控系统应急供电存在一定的风险。因此，在本方案中将蓄电池给电传飞控系统应急供电直接与蓄电池支路连接，同时在蓄电池给电传飞控系统的供电支路上加装直流稳压器，使机上蓄电池系统给电传飞控系统的供电电压稳定，确保电传飞控系统由正常供电转蓄电池供电无转电掉电问题。蓄电池通过断路器C给飞控系统提供一个余度的直流电源。

专用直流电源系统由两台飞控专用交流发电机和一台整流控制盒组成，专用直流电源为飞控交流发电机整流滤波后的直流输出，输出电压与负载电流相关。考虑机上的空间以及重量代价，飞控交流发电机的功率受到一定的限制，每台飞控交流发电机单独向电传控制计算机提供500 W、28 V的直流电，即每台飞控交流发电机为半套飞控系统供电。由于电传飞控系统具备半套系统供电下应急着陆的能力，因此，专用直流电源系统的供电能够满足电传飞控系统的使用要求。

2 实验室验证

电传飞控系统供电子系统的多路供电示意图，如图3所示。在飞行过程中，正常供电时，电传飞控系统的供电由整机直流电源系统和飞控专用直流电源系统共同承担，蓄电池电源系统处于备份状态；当整机直流电源的两路供电均出现故障时，通过飞控计算机内的或门逻辑电路重构，飞控系统的供电由专用直流电源系统和蓄电池电源系统同时供电；当整机直流电源系统和专用直流电源系统都出现故障时，则由蓄电池电源系统提供电传飞控系统部分或全部供电。

图3 飞控供电子系统多路供电示意图

为了验证供电子系统的供电情况，在实验室完成了供电子系统的供电试验。在正常工作情况下，电传飞控系统电流为16～20 A，整机直流电源系统的电压稳定于28 V，专用直流电源系统额定转速下的输出电压曲线如图4所示，专用直流电源系统空载输出电压为31.2 V，根据电流表测量结果，此时，专用直流电源系统承担了飞控系统80%的负载，其余的20%负载由整机直流电源系统承担。

在飞机正常飞行时，旋翼转速通常不会出现低于85%的情况。在旋翼转速85%时，专用直流电源系统的输出电压曲线如图5所示，如果两路整机直流电源均故障，专用直流电源系统空载输出电压为25.2 V，随着负载的增加，专用直流电源系统的电压随之下降。两路专用直流电源系统能够承担飞控系统的工作负载，蓄电池电源系统处于备份状态；即使仅有一路专用直流电源系统，依然能够承担10 A的负载，其输出电压为22 V，此时蓄电池电源系统可以承担系统剩余的负载3～6 A。

图4 额定转速专用直流电源不同工况下的输出电压

图5 85%转速专用直流电源不同工况下的输出电压

当旋翼转速低于85%时，两路整机直流电源系统及专用直流电源系统都将失效，此时蓄电池电源系统为飞控系统提供应急供电。蓄电池在试验过程中，蓄电池供电系统给飞控系统的供电直接与蓄电池支路直接相连，在未加装直流稳压器时，蓄电池的输出电压会随飞控系统负载的变化，电压出现波动；在加装直流稳压器之后，蓄电池的输出电压能够稳定在(24±1 V)，能够避免动态负载给蓄电池寿命带来的影响。

3 可靠性计算

利用故障树进行可靠性计算与分析，飞控供电子系统的故障树如图6所示。

图6 飞控供电子系统的故障树

两路整机直流电源系统故障造成电传飞控系统供电失效的概率为5.013×10-5，增加专用直流电源后，由于专用直流电源系统的失效概率为3.22×10-4，飞控供电子系统(整机直流电源和专用直流电源)的失效概率为1.614×10-8；再增加蓄电池电源系统后，由于蓄电池电源系统故障造成电传飞控系统直流电供电失效的概率为1.29×10-6，飞控供电子系统的失效概率为2.082×10-14，按适航条例规定，当故障率≤10-9时，为极不可能事件，电传飞控系统供电系统导致飞控断电是极不可能发生的。

4 结 语

提出了一种基于负载且能够实现供电逻辑重构的供电系统，在机上两路直流电源系统的基础上，通过在蓄电池支路上增加直流稳压器，解决充放电控制器带来的动态负载问题，为飞控系统提供蓄电池供电，通过增加飞控交流发电机和整流控制盒，为飞控系统提供专用直流供电，实现了飞控系统四余度的供电。并通过实验室验证与可靠性计算，证明了本方案的飞控供电子系统可靠性高，容错能力强。

参考文献：

[1] 宋翔贵，张新国.电传飞行控制系统 [M].北京：国防工业出版社，2003.

[2] 占正勇,刘 林.分布式电传飞行控制系统结构发展及分析[J].飞行力学,2009,27(6):1-4.

[3] 杜永良.电传飞控系统供电保护方法[J].航空计算技术,2015,45(2):109-112.

[4] 闫 稳.机载供电系统双余度控制器的容错控制[J].航空计算技术,2010,40(4):86-88.

[5] 刘 红,邓志吉.高可靠的多电源分布式供电系统设计[J].电源技术,2014,38(4):778-780.