趙兀君

摘 要 本文所述的操縱負(fù)荷系統(tǒng)作為某型直升機(jī)工程模擬器的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，其主要的功能是模擬出飛行員在駕駛某型直升機(jī)過程中的周期變距桿、總距桿和腳蹬的操縱力感覺。憑借對(duì)操縱力微小變化的敏銳感覺，飛行員判斷直升機(jī)操縱性能和飛行狀態(tài)，并做出正確的判斷和執(zhí)行相應(yīng)的操縱動(dòng)作。操縱負(fù)荷系統(tǒng)的動(dòng)靜態(tài)性能指標(biāo)直接影響到直升機(jī)飛行模擬器的等級(jí)評(píng)定。操縱負(fù)荷系統(tǒng)設(shè)計(jì)開發(fā)過程應(yīng)用到機(jī)械設(shè)計(jì)、電機(jī)伺服控制、單片機(jī)技術(shù)、模型軟件開發(fā)和系統(tǒng)軟件編程等多個(gè)學(xué)科的知識(shí)。在研制過程中開展了電動(dòng)負(fù)荷系統(tǒng)的初步研究，搭建的原型系統(tǒng)對(duì)可變?nèi)烁械年P(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了驗(yàn)證。這些問題的解決對(duì)操縱負(fù)荷系統(tǒng)的成功設(shè)計(jì)具有重要意義。未來應(yīng)對(duì)工程化進(jìn)行進(jìn)一步工作，即按照直升機(jī)模擬器的需求，對(duì)人感系統(tǒng)的功能進(jìn)行詳細(xì)的模擬。

關(guān)鍵詞 直升機(jī)；飛行仿真；模擬器；操縱負(fù)荷系統(tǒng)

前言

操縱負(fù)荷系統(tǒng)是飛行模擬器的重要人感系統(tǒng)，用于模擬直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)的動(dòng)靜態(tài)力感和位移特性，開發(fā)和研制具有高逼真度的操縱負(fù)荷系統(tǒng)是研制高級(jí)別模擬器的前提和基礎(chǔ)。操縱力感的逼真度直接影響模擬器等級(jí)水平，飛行員在力感模擬不達(dá)標(biāo)的訓(xùn)練模擬器上進(jìn)行飛行訓(xùn)練，會(huì)產(chǎn)生錯(cuò)誤的操縱習(xí)慣，影響訓(xùn)練效果；在力感模擬不準(zhǔn)確的工程模擬器上開展仿真試驗(yàn)，會(huì)直接影響試驗(yàn)結(jié)果[1]。

系統(tǒng)的主要功能是為飛行員在駕駛模擬器進(jìn)行模擬飛行時(shí)提供操縱力感模擬。在周期變距桿、總距桿和腳蹬的操縱過程中，操縱負(fù)荷力加載機(jī)構(gòu)向飛行員實(shí)時(shí)提供反作用力，并根據(jù)力-位移特性和操縱系統(tǒng)狀態(tài)實(shí)時(shí)調(diào)整反作用力的大小，從而能夠真實(shí)模擬直升機(jī)操縱力感。操縱負(fù)荷系統(tǒng)的加載方式有多種，如彈簧加載、液壓伺服加載和直流力矩電機(jī)加載等方式。本文主要研究基于電機(jī)控制的電動(dòng)負(fù)荷操縱系統(tǒng)[2]。

1 系統(tǒng)工作原理

當(dāng)飛行員操縱飛行器各操縱通道時(shí)，飛行員的操縱力與電動(dòng)加載機(jī)構(gòu)輸出之合力使得操縱機(jī)構(gòu)產(chǎn)生位移，操縱負(fù)荷系統(tǒng)各通道配裝的位移傳感器高速采集當(dāng)前位移，并實(shí)時(shí)傳送給操縱負(fù)荷計(jì)算機(jī)中的操縱負(fù)荷模型，模型根據(jù)當(dāng)前操縱位移信號(hào)和飛行控制系統(tǒng)狀態(tài)算出相應(yīng)的加載力，操縱負(fù)荷模型解算出的當(dāng)前應(yīng)加載力稱之為模型力，模型力作為內(nèi)環(huán)的輸入驅(qū)動(dòng)力加載機(jī)構(gòu)進(jìn)行力跟蹤。力加載機(jī)構(gòu)的實(shí)際輸出力自操縱機(jī)構(gòu)反傳給飛行員，因此使得飛行員感到與當(dāng)前操縱狀態(tài)和飛行狀態(tài)相對(duì)應(yīng)的操縱力感，實(shí)現(xiàn)操縱力感模擬；操縱負(fù)荷系統(tǒng)以操縱力為輸入，以操縱位移為輸出，并且實(shí)時(shí)將操縱位移信號(hào)傳送給主仿真計(jì)算機(jī)飛行仿真模型，參與飛行動(dòng)力學(xué)解算[3]。如下圖所示。

1.1 加載系統(tǒng)

加載系統(tǒng)主要為駕駛桿上輸出桿力，使得飛行員感受到逼真的桿力特性。本論文研究的加載系統(tǒng)是以電能為能量源的力輸出系統(tǒng)，即核心為電機(jī)輸出的扭矩。因此，電機(jī)工作模式應(yīng)為力矩模式，產(chǎn)生的力矩通過鋼索滑輪組或減速器等傳動(dòng)機(jī)構(gòu)后傳送至操縱桿端產(chǎn)生力反饋效果[4]。

1.2 控制器

控制器也稱為人感計(jì)算機(jī)，為嵌入式計(jì)算機(jī)。為實(shí)現(xiàn)桿力特性模擬的高逼真度，需要進(jìn)行高速迭代計(jì)算。相關(guān)研究論文表明，控制器的采樣頻率應(yīng)不小于2000Hz，本論文研制的控制器采樣頻率采用2000Hz[5]。

1.3 傳感器

電驅(qū)動(dòng)操縱負(fù)荷系統(tǒng)主要使用的傳感器為：拉壓力傳感器和位移傳感器。拉壓力傳感器主要用來測量電機(jī)輸出端的負(fù)載力信號(hào)，并將采集到的力信號(hào)反饋給操縱負(fù)荷計(jì)算機(jī)，與計(jì)算的輸出理論力值進(jìn)行比較，消除累積誤差，提高系統(tǒng)的操縱力感模擬精度。位移傳感器主要是測量飛行員操縱駕駛桿的位移行程，通過控制器采集來計(jì)算負(fù)荷系統(tǒng)輸出力的大小[6]。

2 駕駛桿原型系統(tǒng)設(shè)計(jì)

設(shè)計(jì)了一套典型直升機(jī)電動(dòng)負(fù)荷駕駛桿，又稱為主動(dòng)桿，具備手柄、減速器、連桿、支撐件，控制器、電機(jī)、力傳感器和位移傳感器?？芍庇^反映系統(tǒng)工作原理?？刂破髋c主控平臺(tái)之間通過RS422總線通訊，實(shí)時(shí)收發(fā)系統(tǒng)指令及工作狀態(tài)，在該原型系統(tǒng)上可對(duì)電動(dòng)負(fù)荷系統(tǒng)控制律進(jìn)行真實(shí)工作條件下的仿真驗(yàn)證。

主動(dòng)桿裝置的基本原理是通過安裝于電動(dòng)加載單元桿力傳感器感受駕駛員的操縱力，桿位移傳感器檢測桿的當(dāng)前位置，送到主動(dòng)桿控制器的DSP芯片，運(yùn)行于DSP芯片的軟件解算人感數(shù)學(xué)模型，最終輸出到電動(dòng)加載單元伺服電機(jī)的電壓空間矢量，使人感加載機(jī)構(gòu)單元跟蹤桿位移指令，驅(qū)動(dòng)操縱桿，實(shí)現(xiàn)預(yù)期的人感效果?？刂苹驹砣缦聢D所示[7]。

3 人感建模方法

在飛行模擬中，人工感覺將根據(jù)不同飛行條件而采用不同形式的模型進(jìn)行模擬。模擬的方法一般有三種：①彈簧加載方法；②半實(shí)物模擬方法；③力伺服加載方法。本文所設(shè)計(jì)的人感系統(tǒng)采用力伺服加載方法，這種加載方法模擬精度高、桿力模型及參數(shù)易于修改，可適應(yīng)不同模擬對(duì)象和不同工作模式桿力特性變化要求，目前已被廣泛應(yīng)用于大型復(fù)雜地面飛行模擬器上，空中飛行模擬器也采用這種人感系統(tǒng)模擬方案。采用力伺服加載方法，加載系統(tǒng)應(yīng)該包括駕駛桿、桿力傳感器、位移傳感器、力伺服系統(tǒng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)、人感仿真數(shù)學(xué)模型及人感計(jì)算機(jī)組成[8]。

4 試驗(yàn)結(jié)果分析

依據(jù)測量數(shù)據(jù)繪制四通道彈簧梯度曲線圖，正常工作模式縱向通道測試對(duì)比圖，橫向通道測試對(duì)比圖，總距通道測試對(duì)比圖，腳蹬通道測試對(duì)比圖。其中原系統(tǒng)曲線由測試原系統(tǒng)部分?jǐn)?shù)據(jù)點(diǎn)根據(jù)測試數(shù)據(jù)所繪[9]。

由數(shù)據(jù)表可得出如下表結(jié)論：

5 結(jié)論與展望

本文分析了直升機(jī)操作負(fù)荷系統(tǒng)的基本工作原理，提出基本的駕駛桿原型系統(tǒng)設(shè)計(jì)方式，并針對(duì)系統(tǒng)設(shè)計(jì)提出了一種適用的人感建模的實(shí)踐方法。

本文開展了電動(dòng)負(fù)荷系統(tǒng)的初步研究，搭建的原型系統(tǒng)對(duì)可變?nèi)烁械年P(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了驗(yàn)證。未來應(yīng)對(duì)工程化進(jìn)行進(jìn)一步工作，即按照直升機(jī)模擬器的需求，對(duì)人感系統(tǒng)的功能進(jìn)行詳細(xì)。包括初始化配平，操縱過程中的速率配平，對(duì)于機(jī)械式操縱系統(tǒng)中鉸鏈力矩的模擬。此外，可變?nèi)烁邢到y(tǒng)對(duì)直升機(jī)的操縱飛行品質(zhì)有巨大的影響，今后在工程化工作中，也應(yīng)該加強(qiáng)可變?nèi)烁械娘w行品質(zhì)研究工作。

參考文獻(xiàn)

[1] Barry J.Baskett.ADS-33E-PRF，Aeronautical design standard： handling qualities requirements for military rotorcraft [M].Arlington：United States Department of Defense，2000：5-21.

[2] R.W.普勞蒂.直升機(jī)性能及穩(wěn)定性和操縱性[M].北京：航空工業(yè)出版社，1999：52-71.

[3] 王行仁.飛行實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)及技術(shù)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，1998：83-136.

[4] 張呈林.直升機(jī)部件設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，1992：24-50.

[5] 王菎玉.直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)[M].北京：藍(lán)天出版社，1999：23-47.

[6] 文傳源.現(xiàn)代飛行控制理論[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005：137-154.

[7] Padfield G D.Helicopter Flight Dynamics：The Theory and Application of Flying Qualities and Simulation Modelling，Second Edition[M].American Institute of Aeronautics and Astronautics，2007：2-31.

[8] 楊滌.系統(tǒng)實(shí)時(shí)仿真開發(fā)環(huán)境與應(yīng)用[M].北京：清華大學(xué)出版社，2005：42-91.

[9] 楊寶民.分布式虛擬現(xiàn)實(shí)技術(shù)及其應(yīng)用[M].北京：科學(xué)出版社，2002：7-11.