空客 A350 电传飞控系统架构介绍

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01  空客A350家族

A350 是空中客车公司最新型号的宽体中型客机，A350 系列飞机包括 A350-800、A350-900、A350-1000。

目前 A350-900 和 A350-1000 已经取得了 FAA 和 EASA 的适航证。关于空客 A350 的更多信息，请点击阅读：空客A350-1000首飞后不到一年，即取得EASA和FAA适航证！

02  A350 舵面布置

A350 飞控系统，包括相关控制舵面（2 对副翼、7 对扰流板、1 块方向舵、1 对升降舵、1 块水平安定面、7 对前缘缝翼、2 对后缘襟翼），飞控计算机，作动器，驾驶舱操纵设备及相关控制功能。

A350 飞控系统的舵面布置，如下图所示。

这张图的内涵非常丰富，也反映了故障重构等系统逻辑架构（后面具体描述）。

注1：减速板包括5 对多功能扰流板（外侧），2对地面扰流板（内侧）。

注2：由于左右机翼上的舵面布置、作动器、能源配置、计算机指令分配等是完全对称的，因此少量重复信息不再列出。

注3：本文的介绍，侧重于主飞控系统。

按照控制轴向进行划分，主飞控系统功能可以分为：

横侧向控制功能。利用副翼和扰流板实现滚转，利用方向舵实现偏航；

垂向控制功能。利用升降舵和水平安定面，实现飞机俯仰。

03  飞控系统架构理念

根据空客公司的电传飞控系统设计理念，飞控计算机是整个飞控系统架构的核心。

系统架构在设计时，充分考虑了传感器、计算机、作动器、能源、总线等余度设计和隔离要求。

计算机接收来自飞行员的人工指令和自动飞行指令，同时接收飞机姿态和响应信息，进行控制律计算。

飞控计算机计算舵面控制指令，并发送给舵面执行机构，同时飞控计算机也接收作动器反馈

的状态信息。

04  飞控系统物理架构

与其他主流民机的飞控系统类似，A350 飞控系统也主要包括：驾驶舱输入控制、飞控计算机、作动器、系统总线等。

A 驾驶舱输入控制设备

A350 驾驶舱输入控制，主要包括侧杆、脚蹬、减速板手柄、配平控制板、计算机按压开关等。

这些设备在驾驶舱中的安装，如下图所示。

B 飞控计算机

A350 飞控计算机包括 3 台主计算机 PRIM（Primary），3 台次计算机 SEC（Secondary），1 台终极备份计算机 BCM（Backup Control Module）。

此外，飞控系统有 2 套飞控数据集中处理软件 FCDC（Flight Control Data Concentrator），驻留在航电公共计算机 CPIOM 中。

PRIM 和 SEC 接收侧杆/脚蹬、自动飞行控制单元和飞管计算机的指令，接收 3 套 ADIRU（Air Data / Inertial Reference Unit）发来的大气数据/姿态/位置信息，和 6 套 RGAU（Rate Gyro and Accelerometer Unit，速率陀螺和加速度单元）发来的惯性参考数据。

此外，ADIRU 也可作为 RGAU 惯性参考数据的备份。飞控计算机基于以上信息，进行控制律计算，并将控制指令传递给作动器。

BCM 是 A350 终极备份系统的计算单元。其主要目的是，在全机电源系统失效，或所有飞控计算机（PRIM 和 SEC）失效的情况下，提供终极备份控制。

C 作动器

A350 作动部件包括副翼、扰流板、水平安定面、升降舵、方向舵的作动器。

A350 采用了多种不同类型的作动器，包括：

传统的液压伺服作动器；

EHA（左/右内侧副翼的内侧作动器，升降舵内侧作动器，方向舵下作动器）

EBHA（3# 和 12# 扰流板作动器）

电马达作动器（平尾作动器）

每一个作动器均可以接收 PRIM 和 SEC 的控制指令，并优先执行 PRIM 指令。当作动器对应的 PRIM 失效后，按照系统定义的重构逻辑，作动器选择相应的 SEC 指令。

需要注意的是，液压作动器通过飞控远程模块 FCRM（EHA 和 EBHA 则通过电子模块 EM），接收飞控计算机指令，并将数字信号转换成模拟信号和离散信号。

跟 A380 一样，由于功率电传作动器的使用，使得飞机设计可以减少 1 套液压系统，从而为全机减重作出了贡献。

D 总线通信

飞控系统内部使用了 A429 总线和 MIL 1553 总线。

A429 总线较为常见，主要用于 PRIM 和 SEC 之间的通信，以及飞控计算机与 ADIRU 之间的通信。

MIL 1553 总线是一种多路传输数据总线，符合 MIL-STD-1553 标准。在 A350 项目中，主要用于飞控计算机，与作动器和 RGAU 之间的通信。

05  飞控系统逻辑架构

A 主控计算机（Master）优先逻辑

一般情况下，只有 PRIM1 作为主控计算机（Master），主控计算机可以感知飞行员指令，接收飞机传感器反馈，计算控制律指令，并将舵面偏转指令发送给有连接关系的作动器和其他计算机。

当 PRIM1 收不到控制律计算所必需的外部数据，PRIM2 成为主控计算机 Master，依此类推（优先顺序为 PRIM1 -> PRIM2 -> PRIM3）。

B PRIM和SEC的关系

每一个 PRIM 和其对应的 SEC 成对工作，堪称 “黄金搭档”。任一作动器只接收一个 “计算机对” 的控制指令。

当系统正常工作时，作动器执行 PRIM Master 计算的控制律指令（非 Master 的 PRIM ，仅传递 PRIM Master 指令给对应作动器）。

当 PRIM Master 失效后，其对应的 SEC 开始激活，接收其他 PRIM Master 指令，并控制作动器运动；

当 3 台 PRIM 均失效后，SEC 独立计算直接控制律指令，并控制相应作动器；

当所有 PRIM 和 SEC 均失效后，系统进入备份模式。

C 计算机按压开关使用逻辑

在驾驶舱顶部板，为 6 台飞控计算机（PRIM 和 SEC）配备了按压开关，开关的导光板上可显示 “FAULT” 和 “OFF” 状态。为避免误按压，开关上均设置有保护盖。

当某台计算机故障后，对应开关上的字符 “FAULT” 点亮。此时如果飞行员按开关至 “弹起” 状态，则计算机关闭，开关上的字符 “FAULT” 熄灭，“OFF” 点亮。

飞行员如果继续按开关至 “按下” 状态，计算机重启，开关上的字符 “OFF” 熄灭，若计算机故障依然存在，则 “FAULT” 点亮。

与主飞控计算机的按压开关理念类似，A350 也为高升力计算机的襟翼通道和缝翼通道，分别配置了重置开关。

D 副翼使用逻辑

A350 配置了 2 对副翼（均布置在机翼外侧，与波音 777 和 787 的襟副翼布置不同）。

当飞机高速时（约 >240 节），外侧副翼锁定在中立位，只使用内侧副翼；当低速时，两对副翼均可使用。

在起飞和着陆阶段，当襟翼伸出时，副翼对称下偏 10 度（副翼下垂），以提供额外升力。

内侧副翼配置了两种类型作动器：液压伺服作动器和 EHA，两种作动器采用 “主备” 工作模式。液压作动器为主，EHA为备。当主作动器失效后，备作动器进入主动状态。

外侧副翼配置了两个液压伺服作动器，采用 “主主” 工作模式。当一个作动器失效后，进入软阻尼模式，另一作动器继续工作。当两个作动器都失效后，他们均进入硬阻尼模式，为失效的舵面提供强阻尼。 

E 方向舵使用逻辑

A350 在尾翼处配置了 1 块方向舵，用于实现偏航控制。方向舵行程范围与空速呈比例关系，随着空速增加，方向舵行程显著减小，以避免垂尾结构承受过多载荷（方向舵行程限制功能）。

方向舵配置了 3 个作动器，2 个液压伺服作动器和 1 个 EHA。正常情况下，2 个液压作动器采用 “主主” 控制，均工作在主动模式。

当任一液压作动器失效后，2 个液压作动器同时进入软阻尼模式，EHA 进入主动模式。

F 升降舵使用逻辑

A350 在尾翼处配置了 2 块升降舵，用于实现短时俯仰控制（平尾实现长时俯仰配平）。

升降舵外侧作动器采用液压伺服作动器，内侧采用 EHA。正常情况下，同一舵面上两个作动器采用 “主备” 控制，液压作动器为 “主”，EHA 为 “备”（阻尼模式）。

当舵面需要执行较大的偏转指令时，主备作动器也可以同时工作。

当主作动器失效，进入软阻尼模式后，备作动器开始激活，进入主动模式。当两个作动器都失效后，他们均进入硬阻尼模式，为失效的舵面提供强阻尼。

G 平尾使用逻辑

平尾有 2 个控制通道，分别配置有电子马达控制单元 EMCU，接收指令并控制相应的电机运动。

两个控制通道采用 “主备” 的形式，任一时刻只允许 1 个通道处于激活状态，避免双配平产生机械破坏。 

每经过 2 个飞行架次，主备通道之间进行轮换。当某个通道失效后，另一通道作为主动通道。

06  飞行控制律

主计算机 PRIM 中，有三种不同层级的控制律：正常控制律、辅助控制律、直接控制律。

计算机输出什么层级控制律的指令，取决于飞机姿态和大气数据传感器的可用情况。

控制律提供了包线保护功能，确保飞机姿态被限制在安全范围之内。正常控制律有完整的保护功能（包括过载保护、失速保护、高速保护、滚转角保护、方向舵行程限制等），辅助控制律的保护功能减弱，而直接控制律无保护功能。

直接控制律提供了杆到舵（或脚蹬到舵）的直接控制，杆位移与舵偏呈比例关系。当飞机在地面时，只有直接控制律是可用的。

07  飞控系统终极备份

A350 的终极备份系统采用了电的形式。当全机电源系统完全失效，或所有飞控计算机（PRIM 和 SEC）丧失的情况下，BCM 可以提供基本的控制功能。

BCM 作为飞控计算机的一类，采用了备用供电系统（BPS，Backup Power Supply），进行独立供电。

BPS 核心部件是一台发电机，当它收不到 PRIM2 和 SEC2 的抑制信号，且第二套（黄色）液压系统有压力时，BPS 自动启动，将第二套液压系统能源转化为电能。

当 BCM 收不到 PRIM1、PRIM3、SEC1 和 SEC3的抑制信号，且 BPS 开始供电时，终极备份系统开始工作，系统进入备份模式。

BCM 内部有 2 个陀螺仪，可产生俯仰和偏航角速率信号，提供俯仰和偏航阻尼功能。

当 BCM 工作时，它能够执行侧杆和脚蹬的输入指令，经过直接控制律计算后，控制部分液压伺服作动器运动，对应的控制舵面有：

左升降舵（外侧作动器）

右升降舵（外侧作动器）

方向舵（上作动器）

左内副翼（外侧作动器）

右内副翼（外侧作动器）

需要注意的是，BCM 只控制液压伺服作动器，不控制功率电传作动器（EHA、EBHA 等）。

好啦，以上就是对 A350 电传飞控系统的介绍，若有问题欢迎与我联系。

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