戴燁飛

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 200000)

民用飛機(jī)在進(jìn)行飛行試驗(yàn)之前，要先進(jìn)行地面模擬試驗(yàn)。國(guó)內(nèi)外，各飛機(jī)制造商的地面模擬試驗(yàn)主要通過(guò)鐵鳥(niǎo)進(jìn)行。鐵鳥(niǎo)一般是由真實(shí)的飛控、起落架、液壓、電源等系統(tǒng)集合而成的綜合試驗(yàn)平臺(tái)。

氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)，又稱(chēng)舵面加載系統(tǒng)或鉸鏈力矩模擬器，它是鐵鳥(niǎo)試驗(yàn)平臺(tái)上為飛控系統(tǒng)作動(dòng)系統(tǒng)提供模擬氣動(dòng)力或鉸鏈力矩的試驗(yàn)設(shè)備，是強(qiáng)位置耦合的力伺服系統(tǒng)，鐵鳥(niǎo)試驗(yàn)中半物理仿真的重要試驗(yàn)設(shè)備。［1］

1 基本原理

同普遍的伺服系統(tǒng)一樣，氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)根據(jù)供能方式的不同，可以分為電動(dòng)方式的氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)和電液方式的氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)，前者一般具有響應(yīng)速度快，參數(shù)穩(wěn)定，體積小，成本低等優(yōu)點(diǎn)，而后者則具有較寬的頻帶、較大的輸出力等優(yōu)點(diǎn)。由于飛機(jī)所受的氣動(dòng)力較大，鐵鳥(niǎo)上的氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)多采用電液氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)。［2］

電液氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)的基本原理如圖1所示。控制器根據(jù)輸入的指令信號(hào)、反饋的力傳感器和位移傳感器信號(hào)，解算出控制電液伺服閥的電壓信號(hào)。電液伺服閥根據(jù)信號(hào)控制流入作動(dòng)筒的液壓油，從而控制系統(tǒng)輸出力。

圖1 電液氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)基本原理簡(jiǎn)圖

2 設(shè)計(jì)指標(biāo)的估算

一般在伺服系統(tǒng)設(shè)計(jì)之前，需要確定系統(tǒng)應(yīng)該具有何種性能，也就是要確定系統(tǒng)的性能指標(biāo)，即系統(tǒng)的設(shè)計(jì)輸入。氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)的性能指標(biāo)主要來(lái)自于飛機(jī)的作動(dòng)系統(tǒng)和舵面，即舵面的質(zhì)量、慣量、偏轉(zhuǎn)精度、行程、偏轉(zhuǎn)速率以及隨舵面偏轉(zhuǎn)的氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)設(shè)計(jì)的輸入。［3］

氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)的設(shè)計(jì)指標(biāo)一般包括輸出力范圍、行程、精度、頻率響應(yīng)等。輸出力范圍根據(jù)飛機(jī)舵面在空中所受到的氣動(dòng)載荷而定，但是考慮傳感器的線性度和系統(tǒng)的裕量，一般系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)在舵面所受氣動(dòng)載荷的基礎(chǔ)上再增加20%－30%的余量。

行程主要是指作動(dòng)筒的正反兩個(gè)方向運(yùn)動(dòng)的位移總量。它與舵面的偏角范圍和作動(dòng)器的安裝位置有關(guān)，同時(shí)在設(shè)計(jì)時(shí)也要考慮留有一定的余量。

系統(tǒng)精度包括靜態(tài)精度和動(dòng)態(tài)精度。靜態(tài)精度主要取決于飛機(jī)舵面偏轉(zhuǎn)的精度，根據(jù)一般工程估算的原則，氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)的精度應(yīng)該比飛機(jī)舵面偏轉(zhuǎn)精度高5－10倍。動(dòng)態(tài)精度主要是指系統(tǒng)能夠克服多余力的能力。在氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)加載過(guò)程中，由于系統(tǒng)隨著舵面的運(yùn)動(dòng)而運(yùn)動(dòng)，從而產(chǎn)生由位置干擾而引起的多余力。多余力的存在對(duì)系統(tǒng)的輸出力有很大的影響，因此在系統(tǒng)設(shè)計(jì)中要盡量克服多余力，一般要求多余力小于3% －5%。

頻率響應(yīng)也就是系統(tǒng)的帶寬，通常是在總輸入幅值5%－10%的輸入信號(hào)下，系統(tǒng)輸出幅值衰減3dB時(shí)的頻率。一般試驗(yàn)設(shè)備的帶寬應(yīng)高于被測(cè)系統(tǒng)的5－8倍，也就是說(shuō)氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)的帶寬應(yīng)該是飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)帶寬的5－8倍。［4］但是在實(shí)際上，由于電液伺服系統(tǒng)本身限制，不可能具有較大的帶寬，一般氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)的帶寬在3－5Hz左右。

另外，在系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，還需要考慮系統(tǒng)的分辨率、零位漂移等指標(biāo)。

3 原理性估算

在確定了性能指標(biāo)之后，就可以進(jìn)行原理性估算了。原理性估算主要確定如何選擇合適的執(zhí)行機(jī)構(gòu)、電液伺服閥。［5］這里以液壓缸為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的力伺服系統(tǒng)的原理性估算為例進(jìn)行說(shuō)明。

3.1 液壓缸參數(shù)計(jì)算

某一型號(hào)飛機(jī)升降舵氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)要求其行程為170mm，載荷為25000N，速度為200mm/s。根據(jù)要求的最大載荷25000N，考慮一定的余量，取氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)所輸出的最大力為35000N。一般飛機(jī)的液壓系統(tǒng)的額定壓力為21MPa，取氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)的供油壓力為21MPa。

由公式

求得液壓缸內(nèi)徑D=46mm，查機(jī)械手冊(cè)可取D=50mm。

根據(jù)工作壓力選取液壓缸往復(fù)速度比，ψ=2，由公式

求得活塞桿直徑d=D/2=23mm，查機(jī)械手冊(cè)可取d=28mm。

根據(jù)以上計(jì)算值，選取液壓缸的長(zhǎng)度。一般液壓缸長(zhǎng)度不應(yīng)大于內(nèi)徑的20－30倍，同時(shí)，液壓缸長(zhǎng)度的選擇也應(yīng)考慮飛機(jī)控制面的行程、氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)的安裝位置等因素。

3.2 電液伺服閥選型

電液伺服閥的主要根據(jù)負(fù)載流量和額定閥壓降下的流量曲線來(lái)選取。

伺服閥的負(fù)載流量可有以下公式計(jì)算而得(不考慮能量損失):

其中Qmax為最大負(fù)載流量，Vmax為液壓缸活塞桿的最大運(yùn)動(dòng)速度。根據(jù)以上公式最后求得

Qmax=1347*200=269400=16.1 L/min。

根據(jù)以上計(jì)算所得的流量值，結(jié)合電液伺服閥的額定閥壓降下的流量曲線選取合適的電液伺服閥。圖2所示是穆格G761系統(tǒng)電液伺服閥，一般額定閥壓降取7MPa，根據(jù)計(jì)算所得的最大負(fù)載流量，考慮一定的余量，可以選取最大負(fù)載流量為38L/min的G761－3004型伺服閥。

圖2 G761系列流量曲線

4 結(jié)論

原理性估算主要是對(duì)氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)的性能指標(biāo)進(jìn)行估算，為其部件選型提供依據(jù)。在原理性估算完成后，就可以依據(jù)選定的系統(tǒng)部件的參數(shù)進(jìn)行詳細(xì)數(shù)字仿真和計(jì)算，并設(shè)計(jì)氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)的控制策略?？刂撇呗缘脑O(shè)計(jì)主要是消除氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)在隨飛機(jī)舵面運(yùn)動(dòng)過(guò)程中產(chǎn)生的干擾力，即多余力。消除多余力是氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵，原理性估算則是系統(tǒng)設(shè)計(jì)的必要前提。

［1］張德發(fā)，葉勝利.飛行控制系統(tǒng)的地面與飛行試驗(yàn)［M］.北京:國(guó)防工業(yè)出版社，2003.

［2］申安玉，申學(xué)仁，李云保.自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)［M］.北京:國(guó)防工業(yè)出版社，2003.

［3］厲虹，楊黎明，艾紅.伺服技術(shù)［M］.北京:國(guó)防工業(yè)出版社，2008.

［4］王宗學(xué).飛行器控制概論［M］.北京:北京航空航天大學(xué)出版社，1994.

［5］楊勇.多自由度液壓伺服系統(tǒng)的控制策略研究［D］.長(zhǎng)沙:中南大學(xué)，2006.