基于分布式仿真的飛控系統(tǒng)功率消耗分析

劉 濤，樊智勇

（1.中國民航大學(xué) 電子信息與自動化學(xué)院，天津 300300；2.中國民航大學(xué) 工程技術(shù)訓(xùn)練中心，天津 300300）

0 引言

民用飛機(jī)領(lǐng)域?qū)?jīng)濟(jì)性和環(huán)保的要求不斷增加，對能量管理系統(tǒng)的管理精度和效率提出更高的要求。飛控系統(tǒng)液壓作動器作為飛機(jī)上重要的液壓控制對象，對其工作過程的功率消耗進(jìn)行分析，可以為能量管理系統(tǒng)的設(shè)計提供數(shù)據(jù)和分析基礎(chǔ)。現(xiàn)有飛控系統(tǒng)作動器的仿真分析方面，主要是獨立的作動器系統(tǒng)的瞬態(tài)響應(yīng)仿真，吳娟等人利用Matlab/Simulink軟件對機(jī)載電靜液作動器進(jìn)行了建模與分析，主要對作動器的階躍響應(yīng)進(jìn)行了分析。齊海濤等人對一種飛控系統(tǒng)電動靜液作動器進(jìn)行了仿真分析，仿真時間為4 s，步長為0.01 s。葉自清等人利用Matlab/AMEsim聯(lián)合仿真，對三種不同作動器的工作過程進(jìn)行了分析，同時對小負(fù)載情況下SHA和EHA的輸出力響應(yīng)情況進(jìn)行了分析，得出仿真時間在10 s以內(nèi)。上述對作動器的分析均是獨立的作動器系統(tǒng)，并且仿真時間較短，缺乏對整個作動器工況的工作過程的仿真分析。在功耗分析方面，Ronald等人對飛機(jī)引氣系統(tǒng)的功率消耗進(jìn)行了分析，建立了引氣系統(tǒng)與發(fā)動機(jī)之間的功率轉(zhuǎn)換關(guān)系，其功率分析過程與飛機(jī)的運動過程進(jìn)行了關(guān)聯(lián)。

本文提出一種基于分布式仿真的飛控系統(tǒng)功率分析方法，首先建立飛控系統(tǒng)典型舵面的功率仿真模型；然后在基于DDS軟總線的分布式仿真平臺上，通過典型飛機(jī)真實飛行狀態(tài)參數(shù)激勵飛控系統(tǒng)仿真模型，獲得全飛行過程的飛控系統(tǒng)關(guān)鍵參數(shù)，對飛控系統(tǒng)功率進(jìn)行計算。該方法對飛控系統(tǒng)工況下的功率消耗情況進(jìn)行定量的仿真分析，獲得全飛行階段不同舵面系統(tǒng)的功率消耗情況。

1 基于AME的飛控系統(tǒng)建模

現(xiàn)有典型民用飛機(jī)飛控系統(tǒng)主要以液壓能源系統(tǒng)作為驅(qū)動源，提供液壓能來驅(qū)動作動器。作動器通過機(jī)械結(jié)構(gòu)與舵面進(jìn)行連接，從而控制舵面實現(xiàn)飛機(jī)的姿態(tài)控制。由于本文主要分析飛控系統(tǒng)的功率消耗，因此在建模過程中以作動器為主對象，考慮飛控負(fù)載的運動情況。將飛控系統(tǒng)分為7部分負(fù)載，對舵面、作動器以及機(jī)械結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模，作為功率分析的基礎(chǔ)。舵面結(jié)構(gòu)及相關(guān)參數(shù)如表1所示。

表1 舵面結(jié)構(gòu)及相關(guān)參數(shù)

采用AMEsim軟件中的熱液壓庫和平面機(jī)構(gòu)庫作為建?；A(chǔ)庫，將作動器和舵面作為建模對象進(jìn)行飛控系統(tǒng)的建模。飛控系統(tǒng)按照控制的舵面進(jìn)行劃分，主要飛行舵面分為副翼、升降舵、方向舵、襟翼、擾流板、襟副翼以及縫翼等，如圖1所示。

圖1 典型飛機(jī)舵面分布情況

對飛控系統(tǒng)進(jìn)行建模主要考慮作動器、機(jī)械連接結(jié)構(gòu)和舵面，表1所示為典型多電飛機(jī)舵面及其結(jié)構(gòu)特點。利用AMEsim軟件進(jìn)行飛控的舵面系統(tǒng)建模，由表1可知，飛控系統(tǒng)主要包含7類舵面，其結(jié)構(gòu)基本一致，主要是由液壓源驅(qū)動作動器控制舵面的運動。因此以升降舵建模過程為例進(jìn)行說明。

升降舵有左右兩個舵面，左升降舵由中央液壓系統(tǒng)和左液壓系統(tǒng)供油；右升降舵由中央液壓系統(tǒng)和右液壓系統(tǒng)供油。升降舵單側(cè)液壓總成主要由遠(yuǎn)程電子單元（REU）、電液私服閥（EHSV）、旁通阻尼閥、模式選擇閥和阻斷電磁閥等組成，另外一側(cè)相同。機(jī)械結(jié)構(gòu)建模時主要是測量連桿的尺寸，通過三維模型對其進(jìn)行測量，作為AMEsim仿真中的機(jī)械結(jié)構(gòu)數(shù)據(jù)，如圖2所示。

圖2 作動器及機(jī)械結(jié)構(gòu)連接

在AMESim中，采用熱液壓庫和平面機(jī)構(gòu)庫建立的右側(cè)升降舵液壓系統(tǒng)模型如圖3所示。

由表1可知，升降舵分為左升降舵和右升降舵，每個升降舵由2個相同的作動器進(jìn)行控制，通過機(jī)械傳動結(jié)構(gòu)對舵面進(jìn)行控制。因此，升降舵液壓系統(tǒng)模型主要由控制律模型、節(jié)流閥、作動器、傳感器、機(jī)械傳動機(jī)構(gòu)模型組成。

由圖3可知，升降舵控制系統(tǒng)分為左右舵面，2個舵面結(jié)構(gòu)基本一致。

圖3 升降舵AMEsim模型

左側(cè)舵面系統(tǒng)由2個液壓作動器進(jìn)行驅(qū)動，2個液壓作動器的控制規(guī)律相同。

之后2個作動器通過機(jī)械作動連接器相連，共同控制左側(cè)升降舵舵面。

舵面控制規(guī)律主要采用PID控制律進(jìn)行控制。液壓源輸出由三位四通比例閥進(jìn)行控制，液壓油送給雙活塞桿液壓缸作為液壓作動器，2個液壓作動器通過組合鉸鏈和機(jī)械臂控制三端口連桿（模擬飛機(jī)舵面）。

三位四通比例閥、雙活塞桿液壓缸、鉸鏈和三端口連桿具體參數(shù)如表2所示，其中：三位四通比例閥的主要參數(shù)8個；雙活塞桿液壓缸的主要參數(shù)6個；三端口連桿（在飛機(jī)坐標(biāo)系下）的主要參數(shù)8個；作動器的主要參數(shù)3個。

表2 主要參數(shù)

在仿真過程中，坐標(biāo)系統(tǒng)依據(jù)飛機(jī)整機(jī)的坐標(biāo)系。參數(shù)和尺寸大部分采用模型測量的數(shù)值，其他參數(shù)根據(jù)工程經(jīng)驗設(shè)置，左側(cè)升降舵的三維結(jié)構(gòu)模型如圖4所示。

圖4 左側(cè)升降舵PLMAssembly模型

之后利用相同的方式建立飛控系統(tǒng)的副翼、方向舵、襟翼、襟副翼、擾流板以及前緣縫翼的AME模型，作為飛控系統(tǒng)的功率分析仿真模型。由于子模型較多，給出典型飛控系統(tǒng)模型，如圖5所示。

圖5 典型飛控系統(tǒng)模型

2 基于飛行過程的功率分析方法

現(xiàn)有的功率分析多是靜態(tài)的獨立模型分析過程，且主要是對單一作動器的特性進(jìn)行研究。飛控系統(tǒng)舵面的運動過程與飛機(jī)的飛行狀態(tài)密切相關(guān)，單純利用獨立模型進(jìn)行特性分析，獲得的分析數(shù)據(jù)缺乏整體性和動態(tài)特性。本文對飛機(jī)飛控舵面液壓系統(tǒng)的功率進(jìn)行分析，結(jié)合飛機(jī)的實際飛行過程進(jìn)行動態(tài)全飛行過程的功率消耗分析，這對于液壓元件功率消耗的計算以及飛機(jī)作動器設(shè)計的電能替代液壓能具有重要的實際意義。利用基于數(shù)據(jù)分發(fā)服務(wù)的分布式仿真平臺作為基礎(chǔ)運行平臺，結(jié)合Flightsim仿真軟件讀取飛機(jī)真實飛行狀態(tài)參數(shù)，激勵飛機(jī)整體飛控系統(tǒng)仿真模型；之后利用AME的仿真結(jié)果，計算不同飛行階段飛控系統(tǒng)作動器的功率消耗，使得仿真結(jié)果能夠與真實狀態(tài)接近。

分布式仿真結(jié)構(gòu)如圖6所示，利用DDS軟總線作為基礎(chǔ)通信總線，將Flightsim軟件輸出的飛控系統(tǒng)控制參數(shù)作為模型激勵源，為飛控舵面提供輸入?yún)?shù)，包括角度、持續(xù)時間等。之后在DDS軟總線上對7類舵面的飛控模型運行過程進(jìn)行整體仿真，獲得相關(guān)參數(shù)的動態(tài)結(jié)果。

圖6 分布式仿真結(jié)構(gòu)原理

進(jìn)行飛控系統(tǒng)功率分析時，主要分析液壓作動器的功率，經(jīng)過建模共有25個液壓作動器。在AME模型中可以獲得作動器的速度和力矩等參數(shù)，功率計算表達(dá)為：

式中：表示液壓作動器的功率，單位為W；為作動器的負(fù)載力矩，單位為N；為作動器的柱塞速度，單位為m/s。利用式（1）對不同作動器在不同飛行階段的功率分別進(jìn)行計算，可獲得整個飛控系統(tǒng)在全飛行階段的功率消耗情況。

3 基于分布式仿真的飛控系統(tǒng)仿真結(jié)果分析

在分布式仿真環(huán)境下對飛控舵面各部分進(jìn)行連接，之后利用Flightsim軟件加載某飛機(jī)從北京飛往上海的全過程飛控控制指令數(shù)據(jù)。

圖7所示為飛機(jī)的飛行高度（用氣壓高度表示）和飛機(jī)的飛行速度（用地速表示）。

圖7 飛行數(shù)據(jù)示意圖

為了簡化分析過程，將飛行階段分為起飛、巡航和降落三個階段，其中起飛階段時間定義為從地面達(dá)到巡航高度的時間，由圖可知持續(xù)時間為0～1550 s；巡航階段定義為保持在巡航高度的時間，持續(xù)時間為1550～3850 s；降落階段時間定義為巡航高度下降到地面的時間，持續(xù)時間為3850～6416 s。整個飛行過程中的飛控數(shù)據(jù)通過分布式仿真平臺傳輸?shù)讲煌娘w控舵面模型中，按照飛控指令，模型會作出相應(yīng)的動作，從而可獲得對應(yīng)作動器的負(fù)載力矩和作動器速度，之后利用式（1）對其功率消耗進(jìn)行計算，能夠獲得不同飛行階段下不同舵面的動態(tài)功率消耗數(shù)據(jù)。

首先，比較通過仿真過程獲得的舵面偏轉(zhuǎn)角度與飛機(jī)實際運行過程中的飛機(jī)舵面角度，升降舵角度對比如圖8所示。

由圖8可知，仿真過程得到的升降舵舵面偏轉(zhuǎn)角度變化與實際飛機(jī)舵面偏轉(zhuǎn)角度基本一致。

圖8 升降舵角度對比

通過放大圖可以發(fā)現(xiàn)，實際舵面偏轉(zhuǎn)角度存在階梯變化，而仿真獲得的偏轉(zhuǎn)角度更加平滑。這主要是由于仿真過程選擇的時間間隔更小，能夠更加精確地對仿真角度進(jìn)行計算。進(jìn)一步說明了建立的舵面仿真模型與實際系統(tǒng)基本符合。之后通過式（1）對升降舵舵面在全飛行過程中的功率進(jìn)行計算。

圖9所示為全飛行過程中升降舵的功率變化情況。其功率最高值出現(xiàn)在飛機(jī)起飛階段=44 s附近，4個作動器的最大功率分別是=232 W，=229 W，=232 W，=229 W。

圖9 升降舵功率仿真結(jié)果

將上述功率進(jìn)行相加得到升降舵的總功率最大值為922 W，并且功率變化較快，呈現(xiàn)脈沖式輸出，持續(xù)時間在1 s以內(nèi)。

通過相同的方法對方向舵、襟翼、襟副翼、擾流板等舵面的功率進(jìn)行仿真計算，并將不同作動器功率按照舵面系統(tǒng)進(jìn)行相加。不同舵面功率消耗仿真結(jié)果如圖10所示。

圖10 不同舵面功率消耗仿真結(jié)果

對應(yīng)舵面在全飛行過程中的功率分配情況可以發(fā)現(xiàn)：在飛機(jī)的起飛和降落階段，飛控系統(tǒng)舵面的功率消耗較大，而在巡航階段舵面消耗功率較小，特別是襟翼和襟副翼基本沒有消耗功率；方向舵在著陸階段功率消耗較多，主要是與其飛行航向有關(guān)。由于起飛階段航向調(diào)整較少，而近降落階段需要持續(xù)調(diào)整航向，可能造成這一階段功率消耗較多。

最后，將仿真過程中所有飛控相關(guān)舵面的功率相加，能夠得到在整個飛行過程中飛控系統(tǒng)25個作動器總的功率消耗情況，如圖11所示。

圖11 飛控系統(tǒng)功率消耗仿真結(jié)果

通過分析可知，在起飛階段飛控系統(tǒng)的平均功率為104.8 W/s，巡航階段平均功率為6.6 W/s，降落階段平均功率為67.3 W/s，其中起飛和降落階段功率消耗較大，而巡航階段功率消耗較少。

4 結(jié) 語

通過建立基于AME的飛控系統(tǒng)功率仿真模型，結(jié)合分布式仿真系統(tǒng)設(shè)計了典型民用飛機(jī)全飛行過程的功率分析方法。利用實際飛行狀態(tài)參數(shù)激勵仿真模型，分析了飛控系統(tǒng)在起飛、巡航、降落過程中，飛控系統(tǒng)7類舵面25個作動器的功率消耗情況，驗證了仿真方法的有效性?；诜植际降娘w控系統(tǒng)功率分析方法，可以為能源管理系統(tǒng)的設(shè)計提供定量的參考數(shù)據(jù)以及驗證條件。