張 勇， 曾憲忠， 沈宗璋

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 民用飛機(jī)模擬飛行國家重點(diǎn)試驗(yàn)室， 上海 201210)

引言

飛控系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)是在模擬的飛機(jī)運(yùn)行環(huán)境下，檢驗(yàn)飛控系統(tǒng)功能和性能的試驗(yàn)項(xiàng)目。在試驗(yàn)室模擬飛控系統(tǒng)受到的氣動力載荷，通常使用電液伺服加載系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)。

國內(nèi)眾多論文對電液伺服加載的難點(diǎn)即降低和消除被動加載的多余力進(jìn)行了研究，提出了多種解決方案，包括控制補(bǔ)償方案、利用速度和加速度的補(bǔ)償方案、前饋補(bǔ)償和模糊算法優(yōu)化PID控制方案、前饋逆補(bǔ)償技術(shù)單神經(jīng)元PID輸出技術(shù)。速度補(bǔ)償加端端補(bǔ)償?shù)膹?fù)合補(bǔ)償控制技術(shù)以及定常補(bǔ)償器加干擾觀測器的混合補(bǔ)償技術(shù)[1-7]。這些技術(shù)在理論上為解決加載多余力提供了有益的借鑒。但這些研究大多數(shù)都是從單一的電液伺服加載系統(tǒng)為出發(fā)點(diǎn)，較少把地面模擬試驗(yàn)系統(tǒng)作為一個整體進(jìn)行系統(tǒng)的考慮，實(shí)際工程中需要整體綜合考慮加載方式、動態(tài)響應(yīng)、多余力控制、加載精度、多通道協(xié)調(diào)等多種因素，才能確保系統(tǒng)的整體性能滿足試驗(yàn)要求。

本研究則以某型飛機(jī)舵面加載系統(tǒng)為例，以系統(tǒng)為研究對象，從加載控制系統(tǒng)原理、整體設(shè)計(jì)上研究并解決多余力抑制、動態(tài)精度和誤差等問題，并通過試驗(yàn)進(jìn)行設(shè)計(jì)驗(yàn)證，試驗(yàn)結(jié)果證明本系統(tǒng)的設(shè)計(jì)科學(xué)合理，值得借鑒。

1 飛控系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)需求及加載要求

1.1 試驗(yàn)需求

飛控系統(tǒng)是飛機(jī)產(chǎn)品的關(guān)鍵系統(tǒng)之一，需要在飛機(jī)首飛前開展大量的試驗(yàn)室試驗(yàn)來驗(yàn)證系統(tǒng)的功能和性能。其中很多試驗(yàn)是需要在模擬空中載荷的狀態(tài)下完成，這些試驗(yàn)包括：

(1) 有載狀態(tài)下舵面偏轉(zhuǎn)速率試驗(yàn)；

(2) 舵面/作動器卡阻試驗(yàn)；

(3) 適航25.683條款驗(yàn)證試驗(yàn)；

(4) 襟/縫翼傾斜、非對稱試驗(yàn);

(5) 其他系統(tǒng)(液壓、航電和電源等)與飛控系統(tǒng)在有載狀態(tài)下的交聯(lián)試驗(yàn)，如液壓大功率有載試驗(yàn)等。

加載系統(tǒng)可以模擬飛機(jī)在飛行過程中舵面所受的氣動力，為試驗(yàn)提供一個較為真實(shí)的工況[8]。

1.2 加載系統(tǒng)要求

飛控系統(tǒng)地面試驗(yàn)考核的是飛控系統(tǒng)的性能，具體是作動系統(tǒng)的能力，因此需要研究如何將力加載到作動器的傳力路徑上。

基于試驗(yàn)需求，加載系統(tǒng)主要應(yīng)具備：

(1) 能夠?qū)︼w控作動系統(tǒng)施加可控的變化載荷，系統(tǒng)綜合誤差δ≤0.5；

(2) 能夠針對飛機(jī)的狀態(tài)，實(shí)時為飛控系統(tǒng)提供加載力；

(3) 能夠按需同時對飛控系統(tǒng)的所有或指定的多個作動器協(xié)調(diào)施加動載荷。

2 加載系統(tǒng)總體方案

2.1 試驗(yàn)原理

為了滿足1.2所提出的加載系統(tǒng)要求，設(shè)計(jì)加載試驗(yàn)工作原理如圖1所示。

圖1 加載試驗(yàn)工作原理圖

(1) 飛控系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)需要在各種動態(tài)的飛行狀態(tài)下完成，這些狀態(tài)包括飛機(jī)的空速、高度、姿態(tài)、發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速等參數(shù)，為了實(shí)現(xiàn)對飛控系統(tǒng)的動態(tài)、實(shí)時加載，加載系統(tǒng)需要和飛控系統(tǒng)同步接收來自飛行仿真計(jì)算機(jī)的實(shí)時輸入指令；

(2) 加載系統(tǒng)通過位移傳感器獲得舵面的運(yùn)動位置，通過加載系統(tǒng)控制器將當(dāng)前狀態(tài)(空速、高度)下的載荷數(shù)據(jù)加載到飛控舵面，實(shí)現(xiàn)加載，同時通過力傳感器的反饋來控制加載力的精度。

在加載系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中，可以通過集成設(shè)計(jì)來最終滿足加載系統(tǒng)的整體要求：

(1) 合理設(shè)計(jì)系統(tǒng)架構(gòu)，確保飛行仿真計(jì)算機(jī)、舵面加載系統(tǒng)和飛控計(jì)算機(jī)的數(shù)據(jù)指令同步，確保實(shí)時加載；

(2) 合理設(shè)計(jì)加載控制系統(tǒng)，以及選配合適精度、動態(tài)性能的傳感器，來滿足系統(tǒng)的整體動態(tài)加載精度；

(3) 合理設(shè)計(jì)加載結(jié)構(gòu)，提高加載系統(tǒng)的穩(wěn)定性，降低系統(tǒng)的綜合誤差；

(4) 合理設(shè)計(jì)加載控制能力，提高加載系統(tǒng)協(xié)調(diào)加載能力。

2.2 加載原理

飛控地面模擬試驗(yàn)加載系統(tǒng)的加載原理是按照飛機(jī)的載荷設(shè)計(jì)要求，建立舵面氣動力載荷與飛機(jī)高度、速度、舵面角度的對應(yīng)關(guān)系，在鐵鳥舵面加載試驗(yàn)過程中，這類參數(shù)總是離散而有限的[9]，可以在計(jì)算機(jī)中建立典型的飛行數(shù)據(jù)量表，即載荷譜，形成一組離散的數(shù)據(jù)集，如式(1)所示。

∑i, j,k={Fα,k,α(i, j),k}

(1)

式中，i=1,2,…,n，代表飛行高度狀態(tài)點(diǎn)；j=1,2,…,n，代表空速狀態(tài)點(diǎn)；k=1,2,…,n，代表加載點(diǎn)；

α(i, j),k代表在飛行高度和空速(i,j)組合的飛行狀態(tài)下，第k個加載點(diǎn)處相應(yīng)舵面偏轉(zhuǎn)角度；Fα,k代表第k個加載點(diǎn)處，舵面偏度為α?xí)r的加載力，它是第k個加載點(diǎn)處舵面偏轉(zhuǎn)角度α在飛行條件為(i,j)狀態(tài)下的函數(shù)。

Fα,k=f(αk|(i, j))

(2)

由(Fα,k,α(i, j),k) 形成的離散數(shù)據(jù)集即為載荷譜，在加載系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)實(shí)時加載過程中，加載系統(tǒng)的位移傳感器將實(shí)時提供加載點(diǎn)k對應(yīng)舵面的偏轉(zhuǎn)角度α，加載控制計(jì)算機(jī)根據(jù)載荷譜∑i, j,k實(shí)時解算出k點(diǎn)的載荷值Fα,k，并發(fā)出加載控制指令。對于未落在(i,j)組合上的飛行狀態(tài)點(diǎn)，可以采用插值法解算加載值，并反饋控制指令，實(shí)現(xiàn)對作動系統(tǒng)的加載力控制。

2.3 系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)

加載系統(tǒng)架構(gòu)對于加載系統(tǒng)的整體性能實(shí)現(xiàn)至關(guān)重要，為了滿足加載系統(tǒng)要求，加載系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)如下：

(1) 加載控制系統(tǒng)通過光纖反射內(nèi)存網(wǎng)絡(luò)與飛行仿真計(jì)算機(jī)連接，確保飛行仿真計(jì)算機(jī)發(fā)給飛控計(jì)算機(jī)的狀態(tài)參數(shù)能夠?qū)崟r的、無損的傳遞給加載控制系統(tǒng);

(2) 為更好的保證實(shí)時性，加載系統(tǒng)內(nèi)部采用分層架構(gòu)設(shè)計(jì)，加載控制計(jì)算機(jī)與控制器之間采用實(shí)時的光纖反射內(nèi)存網(wǎng)連接，保證載荷譜、加載指令、力和位移反饋等關(guān)鍵數(shù)據(jù)的實(shí)時性。遠(yuǎn)程計(jì)算機(jī)與控制計(jì)算機(jī)和控制器之間采用以太網(wǎng)連接，傳輸加載通道的參數(shù)設(shè)置和數(shù)據(jù)采集等實(shí)時性要求不高的數(shù)據(jù)。這種分層的網(wǎng)絡(luò)架構(gòu)設(shè)計(jì)，大大的提高了系統(tǒng)的靈活性，確保了實(shí)時數(shù)據(jù)的可靠性[10]；

(3) 加載控制計(jì)算機(jī)之間使用時鐘同步網(wǎng)絡(luò)控制數(shù)據(jù)的同步，并與仿真計(jì)算機(jī)連接，進(jìn)一步保證了輸入數(shù)據(jù)的同步一致性；

(4) 在作動器液壓控制前端設(shè)計(jì)液壓子站，提高液壓控制的穩(wěn)定性，降低液壓脈動，能夠進(jìn)一步有效提高系統(tǒng)的控制精度，緩解多余力。

3 加載系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

加載系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的難點(diǎn)在作動器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，因飛控舵面運(yùn)動形式復(fù)雜且每個舵面的運(yùn)動范圍、作動結(jié)構(gòu)各不相同，每個加載點(diǎn)處的加載設(shè)計(jì)都是獨(dú)立的。

圖2 加載系統(tǒng)架構(gòu)原理圖

典型的舵面運(yùn)動形式包括：

(1) 主控制面。如方向舵、升降舵、副翼，舵面為雙向?qū)ΨQ運(yùn)動，機(jī)載作動器運(yùn)動軌跡在一個運(yùn)動平面內(nèi);

(2) 安定面。安定面的運(yùn)動為雙向不對稱運(yùn)動，機(jī)載作動器運(yùn)動軌跡在一個運(yùn)動平面內(nèi);

(3) 擾流板控制面。擾流板運(yùn)動為單向運(yùn)動，機(jī)載作動器運(yùn)動軌跡在一個運(yùn)動平面內(nèi);

(4) 縫翼控制面?？p翼控制面為單向旋轉(zhuǎn)運(yùn)動，機(jī)載作動器運(yùn)動軌跡為弧形軌跡;

(5) 襟翼控制面。襟翼控制面為單向旋轉(zhuǎn)運(yùn)動，運(yùn)動軌跡為弧形或錐形，機(jī)載作動器作直線運(yùn)行和弧形運(yùn)動的復(fù)合運(yùn)動。

雖然各種舵面、機(jī)載作動器的運(yùn)動差異較大，但加載系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)流程基本相同，圖3為加載系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的流程圖。

圖3 加載系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)流程

由圖3可知，加載系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)流程如下：

(1) 權(quán)衡加載結(jié)構(gòu)。根據(jù)試驗(yàn)任務(wù)要求、控制面及機(jī)載作動器的運(yùn)動原理，評估加載形式。確定具體的結(jié)構(gòu)，包括單點(diǎn)加載、多點(diǎn)加載、分布式加載，或是直線加載、旋轉(zhuǎn)扭矩加載等多種加載結(jié)構(gòu)形式。加載結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需要考慮力矩平衡問題，研究加載力矩對試驗(yàn)設(shè)備、試驗(yàn)臺的影響[11];

(2) 設(shè)計(jì)加載運(yùn)動原理圖。分析加載作動器的運(yùn)動軌跡，偏轉(zhuǎn)角度、伸長量等，確定加載作動器安裝的鉸鏈點(diǎn)。建立加載作動器的運(yùn)動原理模型,如圖4所示，通過運(yùn)動模型能夠計(jì)算作動器鉸鏈點(diǎn)運(yùn)動到角度時的伸長量和力臂長度，這是設(shè)計(jì)加載作動器行程尺寸和承載能力的關(guān)鍵參數(shù);

圖4 加載作動器運(yùn)動原理模型

(3) 設(shè)計(jì)加載支座。根據(jù)加載鉸鏈點(diǎn)的位置和受力情況，設(shè)計(jì)加載支座的位置和安裝形式(單耳支座、雙耳支座)，并詳細(xì)設(shè)計(jì)支座的孔徑、襯套。依據(jù)受力載荷設(shè)計(jì)支座的安裝形式(安裝孔設(shè)計(jì));

(4) 設(shè)計(jì)加載作動器。確定加載作動器形式，對稱缸結(jié)構(gòu)或者非對稱缸設(shè)計(jì)，外形設(shè)計(jì)，伺服閥形式，傳感器形式及安裝，以及作動器的液壓管路設(shè)計(jì)(含液壓軟管);

(5) 分析結(jié)構(gòu)載荷。結(jié)合機(jī)載系統(tǒng)載荷數(shù)據(jù)，對加載結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元受力分析，如圖5所示，仿真計(jì)算結(jié)構(gòu)強(qiáng)度是否滿足加載試驗(yàn)要求；

圖5 加載支座結(jié)構(gòu)的有限元分析

(6) 運(yùn)動干涉檢查。在CAE軟件中模擬機(jī)械結(jié)構(gòu)運(yùn)動，檢查加載結(jié)構(gòu)與試驗(yàn)臺及機(jī)載結(jié)構(gòu)的運(yùn)動干涉，需注意預(yù)留變形空間。

4 加載控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

影響加載控制性能的因素很多，控制設(shè)計(jì)主要解決動態(tài)性能、多余力及加載輸出力誤差。

4.1 動態(tài)性能控

飛控加載系統(tǒng)屬于被動加載，跟隨運(yùn)動舵面的運(yùn)動實(shí)時進(jìn)行動態(tài)加載，為了實(shí)現(xiàn)較好的動態(tài)性能，需要從驅(qū)動系統(tǒng)、反饋系統(tǒng)、控制環(huán)節(jié)等全面系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，確保實(shí)現(xiàn)最終的系統(tǒng)動態(tài)性能：

(1) 選擇高動態(tài)、高響應(yīng)的伺服驅(qū)動系統(tǒng)，保證執(zhí)行元件的高動態(tài)性能;

(2) 選擇響應(yīng)速度快的位移控制傳感器和力控制傳感器作為反饋元件;

(3) 選擇增加液壓阻尼器適當(dāng)增大內(nèi)泄漏系數(shù)可以有效增大系統(tǒng)的阻尼，增大二階慣性阻尼比，達(dá)到增加系統(tǒng)穩(wěn)定性，增大增益調(diào)節(jié)范圍，提高系統(tǒng)響應(yīng)速度;

(4) 優(yōu)化PID控制算法，選取適當(dāng)?shù)腜ID系數(shù)實(shí)現(xiàn)傳遞函數(shù)的近似對消，提高開環(huán)增益達(dá)到提高系統(tǒng)響應(yīng)帶寬的目的。

4.2 多余力控制

多余力是加載系統(tǒng)經(jīng)常會關(guān)注的問題，在文獻(xiàn)[12]中，基于鐵鳥試驗(yàn)的工程經(jīng)驗(yàn)對多余力的產(chǎn)生進(jìn)行了詳細(xì)分析，認(rèn)為加載多余力矩的產(chǎn)生與伺服閥有較大的相關(guān)性。

伺服閥的選取或者工作狀態(tài)不同，會產(chǎn)生兩類多余力，即正常多余力和非正常多余力。圖6為零開口四通滑閥的全局負(fù)載壓力-流量曲線。按照工作狀態(tài)曲線可分為超速區(qū)、 正常工作區(qū)和逆向流動區(qū)。通常需要控制或消除的多余力存在于超速區(qū)和逆向流動區(qū)內(nèi)。

圖6 零開口伺服閥的全局負(fù)載壓力-流量曲線

(1) 超速區(qū)的多余力矩。通過增大伺服閥最大空載流量，可有效消除超速區(qū)的多余力矩;

(2) 逆向流動區(qū)的多余力矩，通過選用大預(yù)開口伺服閥或兩腔裝有連通孔的零開口伺服閥來消除，也可以在伺服閥進(jìn)口增加液壓阻尼器的方式來消除。

4.3 加載誤差控制

加載系統(tǒng)的誤差來源于3個方面：

(1) 機(jī)械安裝誤差δ1。機(jī)械安裝誤差由機(jī)械安裝時，作動筒兩端鉸鏈安裝孔與加載原理圖中心點(diǎn)偏差，以及作動筒工作長度決定，通過控制安裝精度，實(shí)際安裝誤差可以控制在0.3%的范圍內(nèi);

(2) 測試系統(tǒng)誤差δ2。測試系統(tǒng)誤差由傳感器精度和測控系統(tǒng)的精度決定，通過選擇高精度的測試元件，可以將測試系統(tǒng)的誤差控制在1%的范圍內(nèi);

(3) 伺服加載誤差。伺服加載的誤差主要由控制通道的控制器PID調(diào)節(jié)決定，通過優(yōu)化PID控制算法，能夠?qū)⒄`差控制在2.5%的范圍內(nèi)。

綜上所述，系統(tǒng)的綜合誤差δ如式(3)所示，可以有效控制在5%的范圍內(nèi)。

(3)

圖7是方向舵加載系統(tǒng)的調(diào)試數(shù)據(jù)， 圖中3條曲線分別為加載力矩反饋曲線以及5%誤差的上、 下包絡(luò)線，從測試數(shù)據(jù)來看，舵面角度在(-30°,30°)的范圍內(nèi)運(yùn)動過程中，加載力的誤差始終較好的控制在5%的誤差線范圍內(nèi)。

圖7 加載系統(tǒng)誤差測試曲線

5 試驗(yàn)應(yīng)用

本研究的加載系統(tǒng)方案已通過試驗(yàn)驗(yàn)證成功，通過設(shè)計(jì)有可調(diào)阻尼的伺服油缸、帶有超前反饋的控制系統(tǒng)等方法，有效提高了加載系統(tǒng)的動態(tài)性能，使得在運(yùn)動初始和停止時間點(diǎn)上雖有載荷波動，但誤差滿足精度要求，但是由于加載系統(tǒng)屬于被動加載，仍存在多余力不能消除等特征，這還需要后期進(jìn)行研究。

以多功能擾流板的加載試驗(yàn)為例，如圖8所示，從試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以看到，加載系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了(-1260 N，976 N)之間的平穩(wěn)加載跟隨，試驗(yàn)過程中未對被試系統(tǒng)造成振動、沖擊、擾動等干擾現(xiàn)象，很好的實(shí)現(xiàn)了跟隨性加載的目標(biāo)要求。

圖8 加載試驗(yàn)數(shù)據(jù)曲線

6 結(jié)論

飛控地面模擬試驗(yàn)加載系統(tǒng)是在飛控系統(tǒng)研制過程中非常重要的試驗(yàn)裝置之一，對考核飛控作動系統(tǒng)的真實(shí)性能，檢驗(yàn)載荷故障狀態(tài)，以及系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)方面都發(fā)揮著不可替代的重要作用。本研究通過某型飛機(jī)的加載系統(tǒng)設(shè)計(jì)，重點(diǎn)分析了加載系統(tǒng)設(shè)計(jì)的一般性過程，研究了該過程中需要解決的重點(diǎn)問題，并依據(jù)工程實(shí)踐提出了相應(yīng)的解決方案。通過某型號飛機(jī)的實(shí)際試驗(yàn)驗(yàn)證，該加載系統(tǒng)能夠滿足飛控系統(tǒng)試驗(yàn)要求，正確有效地模擬作動系統(tǒng)的氣動載荷影響，實(shí)現(xiàn)了對飛控系統(tǒng)性能指標(biāo)的驗(yàn)證。