通用飛機(jī)飛控系統(tǒng)地面驗(yàn)證試驗(yàn)平臺(tái)研究

代桂成, 范彥銘, 李東輝, 馬宏圖, 梅莉

1.沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所, 遼寧 沈陽(yáng) 110035; 2.遼寧通用航空研究院, 遼寧 沈陽(yáng) 110136；3.遼寧銳翔通用飛機(jī)制造有限公司, 遼寧 沈陽(yáng) 110136; 4.沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院, 遼寧 沈陽(yáng) 110136

人們普遍將運(yùn)輸航空與軍用航空之外的航空活動(dòng)統(tǒng)稱(chēng)為通用航空[1-5]。通用航空是一個(gè)定義廣泛的概念，它能夠執(zhí)行商業(yè)運(yùn)輸航空(schedule commercial transport)無(wú)法完成的任務(wù)，如小型貨物運(yùn)輸、農(nóng)林作業(yè)、空中巡邏、駕駛訓(xùn)練、空中測(cè)繪、空中救援等。由于通用航空用途廣泛，市場(chǎng)潛力巨大，目前通用飛機(jī)的研制正成為國(guó)內(nèi)民用航空領(lǐng)域的新興熱點(diǎn)。在飛機(jī)發(fā)明史上有3個(gè)重要的標(biāo)志性事件[6]：對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的理解和認(rèn)知；發(fā)明功率足夠、可靠性高的發(fā)動(dòng)機(jī)；解決飛機(jī)三維飛行控制問(wèn)題。上述3個(gè)問(wèn)題解決之后，軍用及民用航空才得到了快速發(fā)展。由此可見(jiàn)飛行控制系統(tǒng)是飛機(jī)研制的核心要素，在沒(méi)有對(duì)飛控特性認(rèn)識(shí)清楚之前就進(jìn)行空中飛行，必然會(huì)導(dǎo)致嚴(yán)重的安全問(wèn)題。因此無(wú)論是軍用還是民用飛機(jī)，其研制規(guī)章規(guī)范中對(duì)飛行控制系統(tǒng)安全性驗(yàn)證都有著嚴(yán)格的要求。通用航空作為民用航空的重要組成部分，保證安全性依然是其第一要?jiǎng)?wù)。未來(lái)各種先進(jìn)的飛控系統(tǒng)軟件及硬件必將引入到通用飛機(jī)的設(shè)計(jì)中，因此對(duì)于通用飛機(jī)飛控系統(tǒng)安全性驗(yàn)證十分必要。人類(lèi)個(gè)體或群體的智力和精力都是有限度的，因此人們?cè)谠O(shè)計(jì)或制造新事物時(shí)不可避免地會(huì)存在各種各樣的問(wèn)題。發(fā)現(xiàn)和糾正這些“潛在”問(wèn)題的唯一方法就是開(kāi)展驗(yàn)證試驗(yàn)。國(guó)內(nèi)外大型軍用和民用飛機(jī)研制時(shí)，在飛機(jī)首飛前都搭建地面試驗(yàn)環(huán)境(鐵鳥(niǎo)試驗(yàn)臺(tái))對(duì)其飛行控制系統(tǒng)開(kāi)展驗(yàn)證試驗(yàn)，其主要原因如下：一是飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)與飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)往往是同時(shí)進(jìn)行或更早，需要進(jìn)行系統(tǒng)驗(yàn)證時(shí)飛機(jī)本體還沒(méi)有；二是即使飛機(jī)外形結(jié)構(gòu)已經(jīng)有了，但受其壽命限制無(wú)法長(zhǎng)時(shí)間地支撐系統(tǒng)試驗(yàn)載荷。

目前針對(duì)通用飛機(jī)鐵鳥(niǎo)臺(tái)設(shè)計(jì)的文獻(xiàn)較少，可查閱到的多是大型飛機(jī)地面試驗(yàn)平臺(tái)的研究。Gerkens等[7]介紹了Fairchild-Dornier728全電傳飛機(jī)鐵鳥(niǎo)臺(tái)的設(shè)計(jì)，對(duì)該飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)和基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)的構(gòu)建進(jìn)行了詳細(xì)描述；Li等[8]研究了支線(xiàn)噴氣飛機(jī)鐵鳥(niǎo)臺(tái)系統(tǒng)架構(gòu)、測(cè)試安裝結(jié)構(gòu)、被測(cè)系統(tǒng)以及相關(guān)測(cè)試保障系統(tǒng)設(shè)計(jì)需求。Li等[9]研究了大型飛機(jī)鐵鳥(niǎo)臺(tái)主要設(shè)計(jì)特征，提出了模塊化設(shè)計(jì)的定義和設(shè)計(jì)步驟。Hwang等[10]介紹了某傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)地面測(cè)試平臺(tái)設(shè)計(jì)，提出了測(cè)試方法、測(cè)試步驟,給出了測(cè)試結(jié)果。Hakan等[11]對(duì)大型飛機(jī)鐵鳥(niǎo)試驗(yàn)臺(tái)的研制成本進(jìn)行了研究，提出了利用數(shù)字孿生技術(shù)進(jìn)行地面試驗(yàn)的思想，以降低研制成本。國(guó)內(nèi)在通用飛機(jī)飛控系統(tǒng)地面驗(yàn)證試驗(yàn)方面幾乎處于空白，研究也僅限于軍用或大型民用飛機(jī)。孫銀娣等[12]介紹了國(guó)內(nèi)大型兩棲飛機(jī)鐵鳥(niǎo)臺(tái)模擬座艙的方案設(shè)計(jì)。張勇等對(duì)鐵鳥(niǎo)臺(tái)試驗(yàn)的舵面加載方法進(jìn)行了研究[13-16]。大型飛機(jī)使用環(huán)境嚴(yán)酷、系統(tǒng)功能組成復(fù)雜、安全等級(jí)要求高，在設(shè)計(jì)時(shí)通常以真實(shí)度做為首要指標(biāo)，這必然導(dǎo)致其試驗(yàn)平臺(tái)研制成本高、周期長(zhǎng)、通用性差。通用飛機(jī)低成本、短周期、安全性等級(jí)要求不高的特性決定了遵循大型飛機(jī)的方法來(lái)設(shè)計(jì)地面試驗(yàn)平臺(tái)既不現(xiàn)實(shí)也非必要。本文提出了通用飛機(jī)飛控系統(tǒng)地面驗(yàn)證試驗(yàn)平臺(tái)的設(shè)計(jì)原則及設(shè)計(jì)方案，并構(gòu)建了試驗(yàn)平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)了人在環(huán)的飛行模擬與測(cè)試?；谠撈脚_(tái)對(duì)某型電動(dòng)通用飛機(jī)進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)結(jié)果表明該平臺(tái)運(yùn)行穩(wěn)定可靠，可有效解決通用飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)地面試驗(yàn)驗(yàn)證問(wèn)題，提高飛機(jī)研發(fā)效率。

1 設(shè)計(jì)原則與試驗(yàn)要求

要保證地面試驗(yàn)結(jié)果的正確可靠，最重要的設(shè)計(jì)原則就是試驗(yàn)環(huán)境盡可能真實(shí)地模擬飛機(jī)飛行實(shí)際情況。理想的試驗(yàn)平臺(tái)應(yīng)該能夠完全模擬飛機(jī)真實(shí)的使用環(huán)境，實(shí)際上受到研制進(jìn)度、研制經(jīng)費(fèi)、技術(shù)能力等方面因素的限制，人們?cè)诘孛嫔喜豢赡軐?shí)現(xiàn)這一目標(biāo)，只能結(jié)合實(shí)際情況有所取舍。從飛控設(shè)計(jì)維度來(lái)看，飛機(jī)的系統(tǒng)組成和運(yùn)動(dòng)邏輯如圖1所示。駕駛員對(duì)接收到的外界環(huán)境信息和飛機(jī)響應(yīng)信息進(jìn)行分析給出飛機(jī)操縱輸入信號(hào)；飛控系統(tǒng)對(duì)操縱信號(hào)和傳感器信號(hào)進(jìn)行綜合處理后給出舵偏指令；執(zhí)行機(jī)構(gòu)根據(jù)舵偏指令驅(qū)動(dòng)氣動(dòng)舵面進(jìn)行偏轉(zhuǎn)，從而使飛機(jī)運(yùn)動(dòng)特性發(fā)生變化。

圖1 飛機(jī)系統(tǒng)組成及運(yùn)動(dòng)邏輯

圖1中飛機(jī)是由駕駛員、飛控系統(tǒng)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、傳感器、飛機(jī)運(yùn)動(dòng)特性以及人機(jī)工效特性組成的閉環(huán)系統(tǒng)，任何一個(gè)環(huán)節(jié)出現(xiàn)問(wèn)題，飛機(jī)安全及性能都會(huì)受到影響。因此，要真實(shí)地模擬飛控系統(tǒng)工作情況，地面驗(yàn)證試驗(yàn)平臺(tái)設(shè)計(jì)應(yīng)遵守以下原則：

·全真鐵鳥(niǎo)試驗(yàn)臺(tái)架；

·全真被測(cè)飛控系統(tǒng)；

·“真實(shí)”的人機(jī)接口；

·實(shí)時(shí)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)仿真系統(tǒng)；

·準(zhǔn)確的舵面載荷模擬；

·傳感器驅(qū)動(dòng)設(shè)備；

·數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)；

實(shí)施試驗(yàn)時(shí)要遵循從內(nèi)到外，從部件到系統(tǒng)的驗(yàn)證方法。飛行控制系統(tǒng)包含飛控與飛機(jī)組成的回路(回路Ⅰ)以及人/飛控/飛機(jī)組成的回路(回路Ⅱ)。回路Ⅰ試驗(yàn)包括傳感器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、人感系統(tǒng)等部件及飛控/飛機(jī)組成的閉環(huán)系統(tǒng)試驗(yàn)；回路Ⅱ是在Ⅰ基礎(chǔ)上加入人的因素形成的閉環(huán)試驗(yàn)回路，是對(duì)飛控系統(tǒng)功能、性能、人機(jī)工效特性進(jìn)行的人機(jī)大閉環(huán)試驗(yàn)驗(yàn)證。

典型的通用飛機(jī)是單發(fā)固定翼的輕小型飛機(jī)，它占據(jù)了通用飛機(jī)的絕大部分[17]。它們具有質(zhì)量輕、體積小、包線(xiàn)范圍窄、使用環(huán)境友好、布局形式多樣、飛控系統(tǒng)形式簡(jiǎn)單等特點(diǎn)，幾乎不會(huì)出現(xiàn)軍用或大型民用飛機(jī)大載荷、高非線(xiàn)性、高耦合性等特征。根據(jù)圖1組成結(jié)構(gòu)結(jié)合典型通用飛機(jī)的特征，飛控系統(tǒng)應(yīng)包括以下的具體試驗(yàn)內(nèi)容：

1) 回路Ⅰ試驗(yàn)

傳感器試驗(yàn)：測(cè)試傳感器靜態(tài)傳動(dòng)比、滯環(huán)、死區(qū)、最大輸出以及動(dòng)態(tài)頻域特性；

執(zhí)行機(jī)構(gòu)試驗(yàn)：測(cè)試靜態(tài)傳動(dòng)比、滯環(huán)、死區(qū)和最大輸出以及非線(xiàn)性特征；測(cè)試舵機(jī)位置和速度傳感器的基本特性。

人感系統(tǒng)試驗(yàn)：通用飛機(jī)人感系統(tǒng)一般由駕駛桿和腳蹬組成，試驗(yàn)內(nèi)容包括駕駛桿/腳蹬的空行程、間隙、啟動(dòng)力、摩擦力、桿/腳蹬位移-力特性曲線(xiàn)以及配平行程范圍等參數(shù)特性。

控制律試驗(yàn)：常規(guī)機(jī)械操縱系統(tǒng)僅能實(shí)現(xiàn)一種確定的桿到舵的開(kāi)環(huán)控制，其試驗(yàn)是指從輸入(桿)到輸出(舵)的各環(huán)節(jié)傳動(dòng)比和頻率特性試驗(yàn)。電傳操縱系統(tǒng)廣泛使用閉環(huán)反饋控制，其試驗(yàn)包括開(kāi)環(huán)和閉環(huán)2種形式，開(kāi)環(huán)試驗(yàn)內(nèi)容與機(jī)械系統(tǒng)相同；閉環(huán)試驗(yàn)是對(duì)電傳系統(tǒng)與飛機(jī)本體組成的閉環(huán)系統(tǒng)進(jìn)行測(cè)試，包含系統(tǒng)穩(wěn)定儲(chǔ)備、等效參數(shù)及時(shí)域性能。

2) 回路Ⅱ試驗(yàn)

對(duì)人/飛機(jī)/飛控組成的大閉環(huán)情況下人機(jī)工效進(jìn)行評(píng)估，包括飛機(jī)響應(yīng)對(duì)指令輸入的跟隨性，人感系統(tǒng)參數(shù)設(shè)置和控制顯示的合理性等方面。進(jìn)行人在環(huán)試驗(yàn)前應(yīng)先根據(jù)規(guī)范和規(guī)章要求、飛行包線(xiàn)、飛行任務(wù)等屬性制定機(jī)動(dòng)動(dòng)作。通用飛機(jī)試驗(yàn)內(nèi)容應(yīng)包含起飛、著陸、盤(pán)旋、上升、下滑、定常側(cè)滑等基本動(dòng)作。試驗(yàn)評(píng)估方法可采用客觀(guān)定量和主觀(guān)定性2種形式，客觀(guān)定量法為飛行員對(duì)飛機(jī)實(shí)施規(guī)定的操縱輸入，對(duì)輸出響應(yīng)進(jìn)行數(shù)值分析，結(jié)合評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)形成試驗(yàn)結(jié)論；主觀(guān)定性法是飛行員依據(jù)自己的主觀(guān)感受對(duì)飛機(jī)響應(yīng)特性形成結(jié)論，可將庫(kù)珀-哈珀評(píng)分等級(jí)作為主觀(guān)定性法評(píng)定準(zhǔn)則。

2 試驗(yàn)平臺(tái)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

基于上述分析，試驗(yàn)平臺(tái)架構(gòu)設(shè)計(jì)見(jiàn)圖2。人機(jī)接口子系統(tǒng)為飛行員提供人機(jī)交互環(huán)境，實(shí)現(xiàn)人在環(huán)飛行模擬與試驗(yàn)；鐵鳥(niǎo)臺(tái)架子系統(tǒng)可提供與真機(jī)相同的硬件布置與安裝環(huán)境，同時(shí)也用于試驗(yàn)和采集設(shè)備的安裝；飛機(jī)運(yùn)動(dòng)仿真是對(duì)飛機(jī)自身物理運(yùn)動(dòng)特性的仿真，生成系統(tǒng)需求的仿真參數(shù)；數(shù)據(jù)采集與處理完成激勵(lì)輸入信號(hào)及目標(biāo)信號(hào)的采集與處理；激勵(lì)輸入可通過(guò)人工或外部設(shè)備為試驗(yàn)測(cè)試提供信號(hào)輸入，包括階躍、斜坡、掃頻等信號(hào)；試驗(yàn)管理負(fù)責(zé)整個(gè)平臺(tái)的運(yùn)行控制。

圖2 試驗(yàn)平臺(tái)原理架構(gòu)

2.1 人機(jī)接口子系統(tǒng)

飛行員在飛行中感受到的信息包括空間感覺(jué)、視覺(jué)、聽(tīng)覺(jué)、運(yùn)動(dòng)感覺(jué)、操縱感覺(jué)。國(guó)內(nèi)多年的飛機(jī)研發(fā)經(jīng)驗(yàn)表明：座艙(提供空間感覺(jué)和操縱感覺(jué))是人機(jī)接口必不可少的組成部分；視景顯示 (提供視覺(jué)感)對(duì)飛行品質(zhì)的評(píng)估效果影響最大；音響系統(tǒng)(提供聽(tīng)覺(jué))并非是必須的；地面運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)(提供運(yùn)動(dòng)感覺(jué))可根據(jù)具體試驗(yàn)需求來(lái)確定。通用飛機(jī)速度低、過(guò)載小、機(jī)動(dòng)性不高，聽(tīng)覺(jué)及運(yùn)動(dòng)感覺(jué)的模擬并非必要。因此在人機(jī)接口設(shè)計(jì)中僅考慮了空間感覺(jué)、操縱感覺(jué)和視覺(jué)感，包含模擬座艙和視景顯示兩部分。

模擬座艙采用開(kāi)放式設(shè)計(jì)，座艙底座采用獨(dú)立的可移動(dòng)鋼架平臺(tái)，用于駕駛艙內(nèi)設(shè)備的安裝，見(jiàn)圖3a)，平臺(tái)上方可根據(jù)座艙具體需求進(jìn)行區(qū)域劃分。為保證通用性，底座平臺(tái)結(jié)構(gòu)表面加工有條形安裝凹槽，操縱裝置、座椅和儀表板等座艙設(shè)備通過(guò)T形槽螺栓與底座平臺(tái)組裝在一起。螺栓可通過(guò)在T形槽內(nèi)滑動(dòng)進(jìn)行位置調(diào)節(jié)，實(shí)現(xiàn)座艙內(nèi)部布局與被模擬飛機(jī)相同，為飛行員提供正確的空間感。圖3b)是座艙安裝實(shí)例，該例中分為座椅/駕駛桿區(qū)域、虛擬儀表區(qū)域兩部分，并在座艙前方安裝純平視景顯示系統(tǒng)。

圖3 通用模擬座艙

視景顯示部分由4臺(tái)計(jì)算機(jī)及3塊顯示屏幕構(gòu)成，見(jiàn)圖4。主控計(jì)算機(jī)利用視景仿真軟件對(duì)3個(gè)通道計(jì)算機(jī)進(jìn)行視景融合，實(shí)現(xiàn)大視場(chǎng)顯示。為保證視景顯示實(shí)時(shí)性，飛行運(yùn)動(dòng)仿真數(shù)據(jù)通過(guò)反射內(nèi)存網(wǎng)發(fā)送給主控計(jì)算機(jī)。

圖4 視景顯示

視景仿真軟件需要接收飛機(jī)經(jīng)度、緯度、海拔高度以及3個(gè)歐拉角的數(shù)據(jù)。本文設(shè)計(jì)了坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模塊,完成笛卡爾坐標(biāo)系與大地坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換。轉(zhuǎn)換原理見(jiàn)公式1。式中{Xlon(t),Ylat(t),Zalt(t)}為飛機(jī)重心在大地坐標(biāo)系中的位置,Rlon、Rlat為重心處經(jīng)緯度圈的半徑,θ為地面坐標(biāo)系Y軸與過(guò)該點(diǎn)的緯度方向夾角,{X(t),Y(t),Z(t)}表示飛機(jī)重心在地面坐標(biāo)系中的位置。{Xlon(0),Ylat(0),Zalt(0)}為地面坐標(biāo)系原點(diǎn)在大地坐標(biāo)系中的坐標(biāo)位置。在飛行運(yùn)動(dòng)仿真時(shí)利用該模塊將飛機(jī)的位置數(shù)據(jù)變換為大地坐標(biāo),傳輸給視景軟件進(jìn)行處理。

(1)

2.2 鐵鳥(niǎo)臺(tái)架子系統(tǒng)

鐵鳥(niǎo)臺(tái)架子系統(tǒng)用于飛控系統(tǒng)真實(shí)物理部件以及試驗(yàn)設(shè)備的安裝。要保證試驗(yàn)結(jié)果的正確可靠,一方面要采用飛控系統(tǒng)真實(shí)物理部件進(jìn)行試驗(yàn),另一方面要保證部件的安裝特性與真實(shí)飛機(jī)相同。對(duì)于機(jī)械操縱系統(tǒng),試驗(yàn)支撐臺(tái)架需要保證機(jī)械部分的安裝尺寸、形式、剛度以及線(xiàn)路走向與真實(shí)結(jié)構(gòu)盡量相同。對(duì)于純電傳系統(tǒng)影響其特性的主要是舵機(jī)及電纜的長(zhǎng)度線(xiàn)型等,與線(xiàn)纜走向和安裝無(wú)關(guān),只需保證舵機(jī)的安裝剛度要求,而不必按1∶1的尺寸布局。

飛機(jī)舵面的載荷特性[18-19]對(duì)飛機(jī)響應(yīng)和人機(jī)閉環(huán)響應(yīng)有重要影響,因此在試驗(yàn)時(shí)需重點(diǎn)對(duì)上述特性進(jìn)行模擬。飛機(jī)舵面載荷包括慣性載荷和氣動(dòng)載荷兩部分。對(duì)于慣性載荷模擬最直接的方式就是采用真實(shí)的舵面,但該方法有成本高、占用空間大、不具備通用性的缺點(diǎn)。還有一種形式就是用質(zhì)點(diǎn)等效方法進(jìn)行慣量模擬,可以克服上述缺點(diǎn)。氣動(dòng)載荷模擬有多種方法,對(duì)于線(xiàn)性載荷譜可用彈簧式加載,對(duì)于非線(xiàn)性載荷譜常用伺服力系統(tǒng)模擬。典型通用飛機(jī)在其飛行范圍內(nèi)滿(mǎn)足飛機(jī)線(xiàn)性小擾動(dòng)理論假設(shè)條件,其氣動(dòng)載荷屬于線(xiàn)性載荷范圍。本平臺(tái)設(shè)計(jì)中慣性載荷模擬采用雙質(zhì)點(diǎn)方法,通過(guò)配置鉸鏈軸前后2個(gè)飛輪的質(zhì)量及至轉(zhuǎn)軸的距離實(shí)現(xiàn)真實(shí)慣量模擬;舵面鉸鏈力矩則選用彈簧式加載,通過(guò)調(diào)節(jié)彈簧剛度實(shí)現(xiàn)不同飛行狀態(tài)模擬。

2.2.1 支撐臺(tái)架設(shè)計(jì)

通用飛機(jī)氣動(dòng)布局、操縱形式、安裝形式多樣,但在總體上可以分為機(jī)身、機(jī)翼、副翼、尾翼4個(gè)部分,飛控系統(tǒng)多為機(jī)械操縱系統(tǒng)和簡(jiǎn)單電傳操縱系統(tǒng)。為此平臺(tái)中設(shè)計(jì)了尾翼臺(tái)架、副翼臺(tái)架和桁架臺(tái)架3種支撐臺(tái)架。尾翼、副翼臺(tái)架用來(lái)安裝舵面特性模擬機(jī)構(gòu)。桁架臺(tái)架用來(lái)模擬機(jī)身和機(jī)翼結(jié)構(gòu)布置,安裝操縱桿至舵面的傳動(dòng)機(jī)構(gòu)。3種支撐臺(tái)架通過(guò)空間相對(duì)位置的變換組合,可以模擬不同類(lèi)型通用飛機(jī)的線(xiàn)路走向。飛控系統(tǒng)安裝形式及剛度模擬由支撐臺(tái)架及其上面的支座聯(lián)合完成,支座的作用是實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)硬件安裝尺寸形式與安裝剛度的真實(shí)模擬。3種臺(tái)架均選用鋼質(zhì)材料保證平臺(tái)剛度要求,且表面加工等距T形槽,可為支座安裝提供標(biāo)準(zhǔn)物理接口,見(jiàn)圖5。

圖5 通用支撐臺(tái)架模型

2.2.2 舵面載荷模擬

1) 慣性載荷模擬

慣性載荷是指由舵面慣性力引起的相對(duì)于鉸鏈軸處的力矩。舵面的慣性載荷

(2)

公式(2)表明舵面的慣性載荷受本身轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的影響,轉(zhuǎn)動(dòng)慣量相同則慣性載荷特性相同。根據(jù)剛體動(dòng)力學(xué)公式,單個(gè)質(zhì)點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為

J=mr2

(3)

離散質(zhì)點(diǎn)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量

(4)

式中：Δmi為第i個(gè)質(zhì)點(diǎn)的質(zhì)量;ri為第i個(gè)質(zhì)點(diǎn)到轉(zhuǎn)軸的距離。因此,可以利用單個(gè)或多個(gè)質(zhì)點(diǎn)方法實(shí)現(xiàn)舵面慣性載荷等效模擬。

2) 氣動(dòng)載荷模擬

舵面氣動(dòng)載荷是指舵面所受到的氣動(dòng)力相對(duì)于鉸鏈軸的力矩

(5)

式中:ρ為大氣密度;V為來(lái)流速度;Se為舵面參考面積;Che,δ為鉸鏈力矩系數(shù);δ為舵偏角。定義Khe,δ為舵面剛度系數(shù)

(6)

則舵面的鉸鏈力矩變?yōu)殛P(guān)于舵面偏角δ的函數(shù)

He(δ)=Khe,δδ

(7)

在舵面偏角范圍內(nèi)Che,δ近似為常值,故通過(guò)改變彈簧的剛度系數(shù)即可模擬不同飛行狀態(tài)下的舵面剛度系數(shù),舵面載荷模擬的硬件組成見(jiàn)圖6。

圖6 舵面載荷模擬機(jī)構(gòu)

2.3 飛機(jī)運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)

飛機(jī)運(yùn)動(dòng)仿真特性應(yīng)盡可能與實(shí)際飛機(jī)相同,運(yùn)動(dòng)仿真模型中須包含起落架動(dòng)態(tài)特性、飛行控制特性、大氣特性、發(fā)動(dòng)機(jī)特性、氣動(dòng)力特性、質(zhì)量特性。運(yùn)動(dòng)仿真系統(tǒng)以飛機(jī)六自由度運(yùn)動(dòng)方程為基礎(chǔ),采用面向組件的思想[20]進(jìn)行建模,可有效增強(qiáng)平臺(tái)通用性,模塊組成見(jiàn)圖7。對(duì)于不同類(lèi)型的飛機(jī),可根據(jù)需要對(duì)模型中相應(yīng)組件進(jìn)行更換。

圖7 飛機(jī)運(yùn)動(dòng)仿真組成

飛機(jī)六自由度方程是仿真運(yùn)動(dòng)最基本最重要的數(shù)學(xué)模型。它由一組非線(xiàn)性方程來(lái)描述,方程中包含了質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程、姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程、角度變換方程。在剛性飛機(jī)的假設(shè)條件下,按體軸系描述的方程見(jiàn)公式(8)～(9)。公式(8)為飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)學(xué)和角度變化方程,公式(9)為飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)方程。飛機(jī)受到的合力及合力矩包括飛機(jī)重力、氣動(dòng)力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力、起落架支撐力。式中:m為飛機(jī)質(zhì)量;Fx,Fy,Fz為飛機(jī)上的合外力;Mx,My,Mz為飛機(jī)上的合外力矩;vx,vy,vz為飛機(jī)體軸的線(xiàn)速度;ωx,ωy,ωz為飛機(jī)體軸的角速度。

(8)

(9)

通過(guò)對(duì)公式(8)和(9)的聯(lián)合求解可求得飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的各類(lèi)目標(biāo)參數(shù),飛機(jī)六自由度方程解算流程見(jiàn)圖8。

圖8 飛機(jī)六自由度解算流程

2.4 數(shù)據(jù)采集處理子系統(tǒng)

數(shù)據(jù)采集處理子系統(tǒng)是地面試驗(yàn)平臺(tái)的重要組成部分。首先,它應(yīng)具備足夠的采集通道及抗干擾能力,能夠完成試驗(yàn)中所有信號(hào)的同步采集。其次,要保證對(duì)模擬信號(hào)有足夠高的采樣頻率以保證高頻信號(hào)不失真。最后,它應(yīng)具備對(duì)大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集和處理能力,并能進(jìn)行在線(xiàn)和離線(xiàn)的數(shù)據(jù)分析顯示。

本試驗(yàn)平臺(tái)數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)構(gòu)成見(jiàn)圖9。平臺(tái)中采集處理子系統(tǒng)由數(shù)據(jù)存儲(chǔ)計(jì)算機(jī)、曲線(xiàn)顯示計(jì)算機(jī)和信號(hào)采集計(jì)算機(jī)組成,各計(jì)算機(jī)間的數(shù)據(jù)傳輸采用實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)確保系統(tǒng)運(yùn)行的實(shí)時(shí)性。平臺(tái)中需要采集的數(shù)據(jù)包括鐵鳥(niǎo)臺(tái)架和人機(jī)接口子系統(tǒng)的各類(lèi)傳感器信號(hào)、外界激勵(lì)信號(hào)、飛行運(yùn)動(dòng)仿真數(shù)據(jù)。一般情況下外部激勵(lì)信號(hào)頻率范圍約0～8 Hz,角速度傳感器掃頻激勵(lì)信號(hào)范圍約0.1～40 Hz,故系統(tǒng)采樣周期按1 ms要求進(jìn)行設(shè)計(jì)。信號(hào)采集計(jì)算機(jī)安裝有模擬輸入/輸出卡、計(jì)數(shù)器卡、數(shù)字IO卡、交流采集卡，可實(shí)現(xiàn)多通道數(shù)字與模擬信號(hào)采集。試驗(yàn)時(shí)根據(jù)傳感器類(lèi)型選擇相應(yīng)采集板卡接入采樣計(jì)算機(jī)即可。同時(shí)該計(jì)算機(jī)內(nèi)安裝實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)和反射內(nèi)存卡,利用反射內(nèi)存卡可將處理后的數(shù)據(jù)發(fā)送至實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)供其他計(jì)算機(jī)使用。數(shù)據(jù)存儲(chǔ)計(jì)算機(jī)安裝有數(shù)據(jù)庫(kù)管理系統(tǒng),負(fù)責(zé)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的保存、查詢(xún)、篩選與導(dǎo)出。曲線(xiàn)顯示計(jì)算機(jī)可根據(jù)用戶(hù)設(shè)置對(duì)選擇的數(shù)據(jù)進(jìn)行在線(xiàn)和離線(xiàn)的數(shù)據(jù)顯示。

圖9 數(shù)據(jù)采集與處理

3 平臺(tái)驗(yàn)證實(shí)例

本文以某型電動(dòng)通用飛機(jī)飛控系統(tǒng)縱向特性為例,在平臺(tái)上搭建試驗(yàn)環(huán)境,對(duì)平臺(tái)功能及性能進(jìn)行驗(yàn)證,試驗(yàn)布置見(jiàn)圖10。座艙操縱機(jī)構(gòu)采用1∶1的全尺寸模型,鐵鳥(niǎo)臺(tái)架子系統(tǒng)完成飛機(jī)全尺寸外形布置,飛行狀態(tài)選取及試驗(yàn)設(shè)計(jì)參數(shù)見(jiàn)表1。

圖10 某型飛機(jī)操縱系統(tǒng)試驗(yàn)布置

表1 舵面載荷系統(tǒng)設(shè)計(jì)參數(shù)

飛機(jī)運(yùn)動(dòng)仿真模型數(shù)據(jù)均經(jīng)實(shí)測(cè)及風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證。試驗(yàn)中選用旋轉(zhuǎn)編碼器做為采樣傳感器對(duì)桿角度及舵面偏轉(zhuǎn)角度信息進(jìn)行采集。

3.1 縱向人感系統(tǒng)試驗(yàn)

人感系統(tǒng)死區(qū)是指操縱面偏度為零時(shí),駕駛桿或腳蹬的變化范圍。測(cè)試時(shí)采用人工方法保持駕駛桿從前端-中立-后端平穩(wěn)運(yùn)動(dòng),升降舵角度為0時(shí)對(duì)應(yīng)的桿位移輸入角度范圍即為系統(tǒng)死區(qū)。圖11是某電動(dòng)飛機(jī)系統(tǒng)死區(qū)試驗(yàn)曲線(xiàn),試驗(yàn)曲線(xiàn)的斜率與設(shè)計(jì)曲線(xiàn)相同,通過(guò)試驗(yàn)曲線(xiàn)測(cè)得桿位移的死區(qū)范圍為±0.8°。

圖11 系統(tǒng)死區(qū)試驗(yàn)曲線(xiàn)

桿力-桿位移特性是指駕駛桿位移隨駕駛力的變化曲線(xiàn)。試驗(yàn)時(shí)在前向和后向位移范圍內(nèi)各選取6個(gè)狀態(tài)點(diǎn)。拉力設(shè)置范圍0～6 kg,選取1 kg做為拉力間隔。啟動(dòng)力的測(cè)量受人主觀(guān)感覺(jué)影響很大,為減小測(cè)量誤差,試驗(yàn)中規(guī)定3個(gè)人員獨(dú)立測(cè)量,取平均值,啟動(dòng)力測(cè)試結(jié)果見(jiàn)表2。

表2 啟動(dòng)力測(cè)試結(jié)果

根據(jù)平臺(tái)采集結(jié)果數(shù)據(jù)得到了桿力-桿位移特性,見(jiàn)圖12。駕駛桿力-桿位移試驗(yàn)曲線(xiàn)與理論設(shè)計(jì)曲線(xiàn)變化趨勢(shì)一致。

圖12 桿力-桿角度(位移)曲線(xiàn)

3.2 控制律試驗(yàn)

選取升降舵到飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)的開(kāi)環(huán)時(shí)域特性進(jìn)行測(cè)試。時(shí)域測(cè)試選取階躍、脈沖和倍脈沖3種典型輸入[21-22]對(duì)平臺(tái)的性能進(jìn)行測(cè)試。

圖13為駕駛桿做階躍輸入時(shí)飛機(jī)升降舵及俯仰角速度響應(yīng)曲線(xiàn)。飛機(jī)首先調(diào)整至給定的平飛狀態(tài),試驗(yàn)人員按照試飛科目規(guī)定進(jìn)行駕駛桿階躍輸入。信號(hào)輸入后升降舵舵偏階躍至15°,并保持4 s。受俯仰阻尼特性影響,階躍信號(hào)輸入1 s后俯仰角速度達(dá)到最大值。試驗(yàn)曲線(xiàn)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)性能和靜態(tài)性能與理論分析相同。

圖13 飛機(jī)階躍響應(yīng)特性

為進(jìn)一步驗(yàn)證平臺(tái)性能,在駕駛桿端分別進(jìn)行單脈沖及倍脈沖輸入,飛機(jī)升降舵及俯仰角速度變化見(jiàn)圖14～15。針對(duì)上述2種典型試驗(yàn)輸入,升降舵和俯仰角速度響應(yīng)曲線(xiàn)特性和峰值與理論分析相同。

圖14 飛機(jī)單脈沖響應(yīng) 圖15 飛機(jī)倍脈沖響應(yīng)

3.3 人在環(huán)試驗(yàn)

飛機(jī)在動(dòng)態(tài)飛行尤其是緊急情況下,駕駛員主要憑經(jīng)驗(yàn)和感覺(jué)操縱飛機(jī),通過(guò)視覺(jué)和觸覺(jué)來(lái)感受飛機(jī)響應(yīng),模擬飛機(jī)座艙外的景象是駕駛員判斷飛行品質(zhì)十分重要的視覺(jué)信息。試驗(yàn)時(shí)選取CCAR23部中正常類(lèi)飛機(jī)要求的起飛、上升、定常盤(pán)旋、上升、下滑、著陸等基本機(jī)動(dòng)動(dòng)作,同時(shí)設(shè)置各種天氣環(huán)境進(jìn)行多人次模擬飛行。試驗(yàn)過(guò)程中系統(tǒng)平臺(tái)及視景顯示運(yùn)行流暢穩(wěn)定,試驗(yàn)人員反應(yīng)良好。

3.4 小結(jié)

上述試驗(yàn)表明試驗(yàn)平臺(tái)能夠完成通用飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)的基本試驗(yàn)內(nèi)容;圖13～15舵面偏角/俯仰角速度對(duì)桿角度采樣數(shù)據(jù)變化趨勢(shì)一致、數(shù)據(jù)合理,表明平臺(tái)數(shù)據(jù)采集與處理功能正確有效。人在環(huán)模擬試驗(yàn)中平臺(tái)系統(tǒng)運(yùn)行流暢,視景顯示逼真,飛機(jī)運(yùn)動(dòng)過(guò)程符合邏輯,運(yùn)動(dòng)參數(shù)符合預(yù)期,證明該平臺(tái)整體性能良好,運(yùn)行穩(wěn)定可靠。

4 結(jié) 論

1) 本文針對(duì)通用飛機(jī)飛控系統(tǒng)驗(yàn)證問(wèn)題設(shè)計(jì)了一種通用驗(yàn)證試驗(yàn)平臺(tái)。可滿(mǎn)足通用飛機(jī)各種氣動(dòng)布局及飛控系統(tǒng)形式研究試驗(yàn)需求,提高飛機(jī)研發(fā)效率。該平臺(tái)成本低、通用性強(qiáng),具有較高的工程應(yīng)用價(jià)值。

2) 基于該平臺(tái)搭建了某型通用電動(dòng)飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)測(cè)試環(huán)境,對(duì)其縱向特性進(jìn)行試驗(yàn)測(cè)試,試驗(yàn)結(jié)果表明平臺(tái)各模塊性能良好,通過(guò)3種典型輸入信號(hào)試驗(yàn)曲線(xiàn)表明該平臺(tái)能夠真實(shí)地模擬飛機(jī)飛行特性。該平臺(tái)已應(yīng)用于該型飛機(jī)的適航取證工作。

3) 目前平臺(tái)主要通過(guò)人工方式實(shí)現(xiàn)典型信號(hào)輸入,下一步將研究信號(hào)輸入的自動(dòng)化,實(shí)現(xiàn)正弦、掃頻等復(fù)雜激勵(lì)下系統(tǒng)性能驗(yàn)證,提高平臺(tái)驗(yàn)證能力。