劉曉琳+殷健敏

摘 要：針對(duì)飛機(jī)舵機(jī)電液伺服系統(tǒng)在加載過程中出現(xiàn)易出現(xiàn)加載頻寬窄，響應(yīng)速度慢、穩(wěn)定性差、加載精度低等問題，采用BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)PID控制與結(jié)構(gòu)不變性原理相結(jié)合的控制方法。該方法基于BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的參數(shù)自整定原理調(diào)節(jié)系統(tǒng)參數(shù)，再根據(jù)結(jié)構(gòu)不變性原理控制器。仿真結(jié)果表明，該控制方法不僅能有效抑制多余力的干擾，而且可以顯著提高飛機(jī)舵機(jī)電液伺服系統(tǒng)的控制性能。

關(guān)鍵詞：飛機(jī)舵機(jī)電液伺服系統(tǒng)；BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)；PID控制；結(jié)構(gòu)不變性原理；多余力

1 概述

飛機(jī)在飛行過程中依靠操縱面的擺動(dòng)產(chǎn)生空氣氣動(dòng)力或力矩，從而改變飛行器的飛行姿態(tài)。飛機(jī)舵機(jī)是控制飛機(jī)操縱面實(shí)現(xiàn)飛行姿態(tài)的重要部件，其性能的好壞事保證飛機(jī)可靠并有效運(yùn)行的關(guān)鍵環(huán)節(jié)[1]。為了便于研究飛機(jī)舵機(jī)的性能，通常在實(shí)驗(yàn)室條件下建立飛機(jī)舵機(jī)電液伺服系統(tǒng)模擬飛機(jī)在實(shí)際飛行過程中所受到各種力載荷[2]，完成飛機(jī)舵機(jī)性能的相關(guān)測試。該方法不僅可以有效調(diào)節(jié)載荷梯度，能夠?qū)Ψ蔷€性力載荷進(jìn)行模擬加載，而且可以對(duì)舵機(jī)進(jìn)行實(shí)時(shí)協(xié)調(diào)加載，更加符合飛機(jī)舵機(jī)對(duì)實(shí)時(shí)性的要求。因此，研究高精度的飛機(jī)舵機(jī)電液伺服系具有重要的現(xiàn)實(shí)和戰(zhàn)略意義[3]。

由于飛機(jī)舵機(jī)電液伺服系統(tǒng)是典型的被動(dòng)式力伺服控制系統(tǒng)，在加載過程中，存在穩(wěn)定性差、準(zhǔn)確定低以及跟蹤效果不理想等影響[4]。因此，如何通過設(shè)計(jì)系統(tǒng)的控制方法，有效抑制多余力，是保證飛機(jī)舵機(jī)電液伺服系統(tǒng)精度和性能的基礎(chǔ)。目前國內(nèi)外很多學(xué)者都十分重視電液伺服系統(tǒng)的發(fā)展，也得到了政府的資助，并且一直是液壓控制領(lǐng)域的一個(gè)前沿課題。

2 系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)組成

飛機(jī)舵機(jī)電液系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。整個(gè)系統(tǒng)主要由兩部分組成：加載系統(tǒng)和飛機(jī)舵機(jī)。

3 系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型

3.1 電液伺服閥模型建立

電液伺服閥閥芯位移與控制輸入之間的傳遞函數(shù)為：

3.2 液壓缸模型建立

為了便于系統(tǒng)研究，采用線性化方法描述動(dòng)力元件的非線性微分方程[5]。加載閥的線性方程為：

式中，QL為負(fù)載流量；Kq為滑閥流量增益；xv為伺服閥閥芯位移；Kc為伺服閥滑閥流量壓力放大系數(shù)；PL為負(fù)載壓力。

液壓缸的流量連續(xù)性方程為

式中，Ap為活塞面積；xp為活塞位移；Vt為液壓缸兩腔的總?cè)莘e；？茁e為油液的彈性模量；Ct為總泄漏系數(shù)。

液壓缸和負(fù)載力平衡方程為

式中，Mt為活塞及由負(fù)載折算至活塞上的總質(zhì)量；Bp為活塞及負(fù)載等運(yùn)動(dòng)件的黏性阻尼系數(shù)；KL為負(fù)載運(yùn)動(dòng)時(shí)的彈簧剛度；FL為作用在活塞上的其他負(fù)載力。

3.3 橡膠緩沖彈簧模型建立

橡膠緩沖彈簧所傳遞的力與活塞和飛機(jī)舵機(jī)的位移之差成線性比例關(guān)系[6]，其力傳感器的方程為：

FL=KL（xp-y） （5）

式中，y為舵機(jī)位移。

由式（2）至式（5），可以得到液壓缸和閥芯的位移傳遞函數(shù)為

由式（1）至公式（6），可以得到系統(tǒng)的傳遞函數(shù)為：

通過式（7）分析可知，多余力的產(chǎn)生因素與舵機(jī)位移、速度、加速度及其導(dǎo)數(shù)等因素有關(guān)使得系統(tǒng)力載荷指令信號(hào)出現(xiàn)相位滯后和幅值誤差，導(dǎo)致飛機(jī)舵機(jī)電液伺服系統(tǒng)性能較差。

4 飛機(jī)舵機(jī)電液伺服系統(tǒng)控制方法設(shè)計(jì)

為了確保加載系統(tǒng)能夠快速準(zhǔn)確地輸出加載力，建立飛機(jī)舵機(jī)電液伺服系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型，設(shè)計(jì)合理的控制策略是提高系統(tǒng)性能和抑制多余力的重要前提。

（1）利用BP神經(jīng)網(wǎng)路PID控制器的原理對(duì)系統(tǒng)性能進(jìn)行提高。

（2）采用飛機(jī)舵機(jī)速度信號(hào)作為補(bǔ)償器輸入，不僅將信號(hào)源補(bǔ)償在干擾信號(hào)出現(xiàn)之前，而且可以減小噪聲干擾，避免微分項(xiàng)放大噪聲影響系統(tǒng)工作，消除小加載梯度下多余力干擾明顯的問題，從而提高系統(tǒng)的加載精度和穩(wěn)定性。

4.1 BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)PID控制

經(jīng)典的PID控制器，由比例（P）、積分（I）、微分（D）3個(gè)部分組成，PID 控制器的工作原理是根據(jù)系統(tǒng)最初設(shè)定信號(hào)r（t）與實(shí)際輸出信號(hào)y（t）兩者之間產(chǎn)生偏差信號(hào)e（t），再將偏差信號(hào) 進(jìn)行比例、積分、微分運(yùn)算后，通過線性方式組合在一起輸出最終的控制信號(hào)，實(shí)現(xiàn)對(duì)硬件系統(tǒng)的閉環(huán)控制。其控制系統(tǒng)原理如圖2所示。

由于控制計(jì)算機(jī)接收到信號(hào)為離散的數(shù)字控制，根據(jù)采樣時(shí)刻的偏差值計(jì)算控制量，使用的是數(shù)字PID控制器。通常采用增量式數(shù)字PID控制算式，其控制算法如下：

4.2控制器設(shè)計(jì)

由于多余力的產(chǎn)生具由超前性，因此選擇飛機(jī)舵機(jī)運(yùn)動(dòng)指令信號(hào)作為信號(hào)源，結(jié)合其基本原理如圖4所示。

由公式（7）分析可知，為了消除式中多余力項(xiàng)，整個(gè)系統(tǒng)的傳遞函數(shù)為：

5 仿真實(shí)驗(yàn)及結(jié)果分析

利用MTALAB計(jì)算機(jī)仿真實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證多余力抑制的有效性。

圖5中曲線1為原始數(shù)據(jù)下系統(tǒng)頻率響應(yīng)曲線，其穿越頻率為421rad/s； 曲線2、3、4、5分別為？茁e、Kce、Vt、Mt增加50%時(shí)，系統(tǒng)的穿越頻率為387rad/s、427rad/s、390rad/s、498rad/s；根據(jù)曲線圖可知，隨著？茁e和Vt參數(shù)增加，對(duì)系統(tǒng)性能的影響相近似。

由圖4分析可知，在采用常規(guī)控制方法控制下，當(dāng)出現(xiàn)干擾時(shí)，系統(tǒng)產(chǎn)生的振蕩較大，多余力瞬間增大至2.2T，幅差為16.9%，相差為15%，系統(tǒng)穩(wěn)定性和加載精度較差。而在復(fù)合控制方法的控制下，系統(tǒng)產(chǎn)生的振蕩較小，多余力最大值可降至0.6T，幅差為3%，相差為5%，穩(wěn)定性和加載精度較強(qiáng)。結(jié)果表明，復(fù)合控制方法可以顯著提高系統(tǒng)多余力抑制能力。

6 結(jié)束語

本文根據(jù)飛機(jī)舵機(jī)電液伺服系統(tǒng)的工作原理，建立了系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型，分析了系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和多余力干擾的產(chǎn)生原因。利用本文提出的控制方法，可以在實(shí)驗(yàn)室條件下對(duì)于模擬飛機(jī)舵機(jī)所受到的力載荷實(shí)現(xiàn)快速、準(zhǔn)確的加載，取得很好地加載力跟蹤效果。

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