飞机控制系统简介
1 飞行控制系统概念
飞行控制系统（Flight Control System，简称FCS）是指利用自动控制的反馈原理，操纵飞机的各个操纵面（如升降舵、副翼、方向舵等）实现飞行姿态、轨迹稳定与跟踪的系统，如图1所示。完整飞行控制系统包括：舵回路、内回路、外回路以及导引回路，舵回路改善舵机特性，内回路改善飞机性能（稳定性、阻尼特性），外回路控制姿态与速度，导引回路跟踪航迹。FCS可以有效改善飞行性能，实现自动飞行，降低飞行员的负担，因此广泛应用于民用客机。
图1 飞行控制系统总体构成
早期飞机飞行包线（飞行空速和高度的变化范围）小，气动、结构设计即可保证飞机的稳定性，不迫切需求FCS。19世纪50年代问世的超音速战斗机飞行包线扩大，飞机自身的稳定性恶化，利用FCS改善飞机性能。随着科学技术的迅猛发展，对飞机的性能要求越来越高，提出随控布局思想（Control Configured Vehicle，简称CCV）在设计之初就考虑FCS，达到气动布局、结构设计、发动机设计以及飞行控制相互配合协调，设计出性能优越的飞机。由此产生主动控制技术（Active Control Technology，简称ACT）主要包括：放宽静稳定度、直接力控制、机动载荷控制、阵风减缓控制、颤振抑制控制以及乘坐品质控制等。主动控制技术可以有效减小飞机尺寸、减轻结构重量、降低巡航阻力增大航程，同时也能减少结构疲劳损坏、改善乘座品质、降低制造成本和维护费用。
飞行控制系统按照操纵信号传输方式不同分为：机械式飞行控制系统、电传飞行控制系统以及光传飞行控制系统，其中电传操纵系统（Fly-by-wire，简称FBW）得到了广泛应用。A320是民机领域中首款采用数字电传操纵系统飞机，代表了技术上的跃进，确立了新的标准，并已成为民机飞行控制系统设计的典范。电传操纵使得飞机的安全性得到极大的提高，通过余度技术、备份手段保证飞机的损失概率低于10-9/小时。
电传飞行控制系统的优点：
1、减轻了操纵系统的重量、体积，节省操纵系统设计和安装时间；
2、消除了机械操纵系统中的摩擦、间隙、非线性因素以及飞机结构变形的影响；
3、增加飞机设计的灵活性，易与自动飞行控制系统组合
4、改善飞机的飞行品质，边界限制，提供ACT功能。
2 电传飞行控制系统结构
电传飞行控制系统虽然拥有众多优势，但单套的电传飞行控制系统的可靠性远不如机械操作系统，为提高电传飞行控制系统的可靠性先进的电传飞行控制系统均采用余度设计结构，如美国的F-16A采用四余度模拟电传飞行控制系统，B-777采用3非相似余度飞行控制系统，A320则采用3+2余度结构的飞行控制系统。因此飞行控制系统结构设计对飞行安全性有着至关的重要性，国内外典型的飞行控制系统结构有：集中式结构、任务管理式结构、总线式结构等。
2.1 集中式
图2给出集中式飞行控制系统结构，驾驶员操纵驾驶杆（或来自自动驾驶仪）指令作为飞行控制系统的输入，角速率、加速度及迎角等传感器等提供飞机状态量的反馈信息，大气数据机提供大气参数用于对控制律增益进行调参，飞行控制计算机装载的飞行控制律根据这些输入计算产生控制指令控制执行机构（伺服作动系统）驱动飞机的操纵面偏转。
集中式结构飞行控制系统的主要特点是：直接采用传感器信号作为控制律的反馈输入，能满足飞行控制系统对高可靠性的要求；但飞行控制计算机的指令输出是直接通过数据导线传输到各个伺服作动系统以控制操纵面的偏转角度和速率的，它明显的一个特点就是数据传输量小、传输时间慢，如果采用并行传输方式，布线工作量将剧增而且变得复杂，高复杂性必导致可靠性降低。
图2 集中式结构的飞行控制系统
2.2 任务管理式
任务管理式结构的飞行控制系统典型代表是空客飞机。图3所示给出空客A320的飞行控制系统。7个飞行控制计算机根据正常、备用或直连模态处理飞行员和自动驾驶仪的输入，包括2个升降舵/副翼计算机(ELAC)，负责提供正常升降舵及水平安定面的控制和副翼控制；3个扰流片升降舵计算机(SEC)，负责提供扰流板控制和备用升降舵及安定面控制；2个飞行增稳计算机(FAC)通过偏航阻尼器提供方向舵控制，并提供方向舵配平电动控制。
任务管理式结构飞行控制系统的主要特点是：划分了计算机功能，整个系统功能在所有计算机之间分配。ELAC和SEC的功能不同，ELAC负责提供正常升降舵、水平安定面和副翼控制；SEC负责提供扰流板控制和备用升降舵及安定面控制，这样有利于控制的优化，排除相互干扰。但也有不足之处，任务飞行控制计算机硬件的数目增多导致其利用率偏低，且一旦某个任务飞行控制计算机故障，则该任务通道只能由其它任务的飞行控制计算机完成，将导致飞行品质的下降。
图3 任务管理式结构的飞行控制系统
2.3 总线式
伴随计算机总线技术的发展及其可靠性的提高，诸多种类的总线在飞行控制系统中得到了广泛的应用。典型的总线式结构的飞行控制系统代表是波音家族飞机，如图4是波音777的飞行控制系统。其数据飞行控制计算机的总线是ARINC629，输入信号(驾驶员操纵指令、飞机运动参数、大气参数等)通过数据总线送到飞行控制计算机，飞行控制计算机完成对所有操纵面的控制律计算，输出各操纵面的控制指令，通过总线传给作动筒的控制装置，进而控制操纵面的偏转。
总线式结构的飞行控制系统的主要特点：核心是飞行控制计算机，所有飞行控制计算机功能相同，都能完成对所有控制面的控制律计算。另外组成飞行控制系统的各分系统之间以及飞行控制系统与其它交联系统之间是通过总线来交换数据的，这样只需在飞机内部布置若干余度的总线就可保证数据的可靠传输，其布线简单，而且数据传输量大、传输时间短，有利于飞行控制计算机数据的实时处理。但该结构的主要输入信号源自大气数据机和惯性基准单元或其备用单元，由于这类设备的可靠性相对直接输入的传感器来说是比较低的，这样为得到相同的可靠性指标，就需要付出更大的余度代价。
图4 总线式结构的飞行控制系统
3 电传飞行控制系统飞行功能
3.1 阻尼器
随着飞行包线扩大，飞机自身运动的阻尼下降，飞行员操纵飞机时，飞机的姿态会强烈振荡乘坐品质差。为解决上述问题，在飞机上安装阻尼器，通过人工方法增加飞机角运动的阻尼，改善飞机自身的飞行品质。
通常采用角速率反馈，就可以有效地改善飞机的阻尼，阻尼器分为：俯仰阻尼器、偏航阻尼器以及滚转阻尼器。俯仰阻尼器主要用于改善纵向短周期模态的阻尼，航向阻尼器主要用于改善荷兰滚的阻尼，滚转阻尼主要用来提高滚转阻尼。
3.2 增稳系统
增稳系统是在阻尼器的基础上发展起来的，不仅用于改善飞机的动稳定性（阻尼）而且还增加飞机的静稳定性。增稳系统的性能比阻尼器更好，能够在整个飞行包线内保证飞机具有较好的稳定性。增稳系统分为：纵向增稳系统、横侧向增稳系统，纵向增稳系统主要保证纵向俯仰静稳性，横侧向增稳系统用于改善荷兰滚的阻尼并提高航向的静稳定性。
3.3 自动驾驶仪
自动驾驶仪指按一定技术要求自动控制飞行器的装置。在有人驾驶飞机上使用自动驾驶仪是为减轻驾驶员的负担，使飞机自动地按一定姿态、航向、高度和马赫数飞行。飞机受到暂时干扰后，自动驾驶仪能使它恢复原有的稳定飞行状态，因此，初期的自动驾驶仪被称为自动稳定器。
自动驾驶仪是模仿驾驶员的动作驾驶飞机的。它由敏感元件、计算机和伺服机构组成。当某种干扰使飞机偏离原有姿态时，敏感元件(例如陀螺仪)检测出姿态的变化；计算机算出需要的修正操纵面偏量；伺服机构（或称舵机）将操纵面偏转到所需位置。自动驾驶仪与飞机组成反馈回路，保证飞机稳定飞行。
3.4 安全保护
电传飞行控制系统的最大优点是飞机的安全性得到极大的提高，飞行员的操纵指令输入到飞行控制计算机中，计算机要对操纵信号进行处理和判断，只有当计算机确认输入信号为安全信号时才将该信号传递给操纵面的作动装置进行偏转操纵面。这样飞行控制计算机就好比一个过滤网，可以有效地避免人为的输入错误而造成的危险。电传飞行控制系统的安全保护功能包括：俯仰姿态保护、过载保护、超速保护、大迎角失速保护以及坡度保护。
3.5 阵风减缓
飞机在较强的阵风下飞行，迎角、侧滑角，相对气流速度以及相应的气动力和力矩，往往会发生明显的变化，从而引起飞机颠簸、摇晃、乘坐不舒适，也增加了飞行员操纵飞机的困难，甚至还会因出现载荷过大，使飞机结构损坏。对于在低空执行任务的轰炸机来说，还可能严重地影响武器投放和飞行安全。装有阵风减缓控制系统的飞机，在飞行中遇有阵风时，安装在机身适当部位的加速计（敏感元件），将感受到阵风的加速度，并将信号输入机载计算有进行处理，然后由计算机控制操纵面偏转，使飞机的空气动力基本保持不变。这样，就可以大大缓和飞机对阵风的运应。
阵风减缓技术在60年代后期展开研究，70年代，主动控制的阵风载荷减缓技术在DC-10等飞机上成功应用。随着逐步深入地研究阵风一直，该项技术在国外一些飞机上的应用日渐成熟。阵风减缓控制系统早期应用于洛克希德公司的L-1011、C-5A和波音公司的B-52H飞机，使得飞机的性能得到极大的改善，取得了许多宝贵的经验。目前，此项技术已应用于民用大型客机上，如L-1011-500、B-777、A320等客机。L-1011-500飞机的阵风减缓系统使得飞机的尾翼载荷减少了20%左右，降低了飞机的疲劳损坏率；A320客机由于运用了此项阵风减缓系统技术，使载荷减少了15%，并且机翼结构重量减轻约200kg；B-737客机采用这项技术，并运用偏航阵风阻尼器，通过传感器测量侧向阵风并立即偏转方向舵，以减轻作用在垂尾上的载荷，使得服务员在遭遇阵风时仍能在过道为乘客服务。