飞控系统软件（共8篇）
飞控系统软件 篇1
0 引言
无人机 (简称UAV) 是一种体积小、重量轻、安全性好、成本低廉、可携带多种任务设备、执行多种任务, 、并能重复使用的无人驾驶航空器[1,2]信息化技术不断进步, 无人机在现代电子战中获得了迅猛发展。飞行控制系统软件做为无人机的核心软件, 对无人机系统至关重要。在顶层软件设计时, 采用先进合理的软件架构, 对飞控软件完成系统功能、提高系统性能, 降低错误出现概率、提高软件可靠性和安全性有很大益处。
1 软件需求分析
在设计软件之前, 需要针对系统的软件部分调查、分析用户和利益相关方的需要, 在飞控系统内, 需要通过机载软件实时完成对无人机的控制和命令响应, 在地面软件进行人机操作和状态显示, 具体需求分析如下。
1) 需要具有机载软件;
2) 需要具有地面软件;
3) 机载软件需要是实时操作系统, 快速完成控制和命令响应;
4) 机载软件具有基本通信功能, 可和测控电台进行通信、并可读写端口信息;
5) 机载软件具有自主飞行控制功能;
6) 机载软件具有传感器管理功能;
7) 机载软件具有执行机构输出能;
8) 机载软件具有应急处理功能;
9) 地面软件具有地图显示及飞行状态显示功能;
10) 地面软件具有飞行计划拟订、保存、上传功能;
11) 地面软件具有飞行控制功能;
12) 地面软件具有传感器设置和显示功能;
13) 地面软件具有遥测数据显示功能;
14) 地面软件具有飞前检查功能;
15) 地面软件具有日志记录和重演功能, 并根据不同权限可以提供日志记录、查询、修改、删除、报表查看功能;
16) 地面软件界面简洁、直观、友好, 便于用户操作。
2 软件系统组成
2.1 软件CSCI (计算机软件配置项) 划分
飞控软件由机载软件和地面软件两个CSCI组成, 其软件体系结构图如图1。
1) 机载软件
机载软件融于飞行控制计算机硬件平台中, 通过飞控计算机硬件模块与无人机外围设备、机载传感器以及执行机构连接, 采集无人机的外围设备的状态信息和机载传感器输入信息, 按照设计的飞行控制方案, 实时解算出对外围设备和执行机构的控制量, 并通过硬件接口模块对外为设备和执行机构输出控制。
2) 地面软件
地面显控软件运行在WINDOW XP下, 是自驾仪和用户之间的人机接口, 主要实现的功能有:无人机地面飞行任务的设定;无人机地面链路状态和传感器设备工作状态的确认;无人机执行机构方向设置舵机校准参数表、进行舵机测试、脉冲激励响应试验;设置IMU传感器的安装方位欧拉角、GPS天线到IMU的位置参数、磁传感器校准及大气传感器的初始误差;设置遥测接收频率;设置高度极限, GPS、数据链及手动指令的超时设置, 设置应急航路点及应急处理程序及动作等功能。
3 软件模块划分
3.1 机载软件模块划分
机载软件采用Vx Works实时操作系统, 主要划分为六个功能模块。
1) 自主飞行
无人机爬升到一定高度, 进入自主导航飞行。自主导航飞行是指由控制系统自动控制无人机按照规定的航向飞行。航线由多个航点构成, 飞行控制计算机根据传感器采集到当前的飞行高度、经纬度、航向等信息, 计算出无人机预定的航线和实际的位置以及预定航向和实际航向的偏差, 协调控制升降舵、方向舵和副翼舵, 完成无人机按照预定航线飞行的任务。
2) 遥自切换管理
当无人机接收到接收机传送的自主遥控切换指令时, 无人机进入目测遥控飞行模式。在该模式下, 飞机操控手可根据目测的无人机飞行姿态和高度, 操控舵面, 完成飞机遥控飞行任务。当飞控计算机接收到地面站发出的自主遥控切换指令时, 无人机进入地面站遥控飞行模式。当目测遥控和地面站遥控同时请求遥控权操作飞机飞行时, 优先处理目测遥控飞行请求。
3) 应急处理
飞行控制计算机对全系统中设备和飞行状态进行监测, 根据地面制订的应急处理措施, 对其中的典型故障进行自动优选处理。对出现故障及时提示地面控制人员, 地面人员可根据实际情况优先决策和应急处理
4) 执行机构输出
执行机构的控制指令输出是完成无人机执行机构的输出, 执行机构输出包括:升降舵、方向舵、副翼舵、襟翼舵、油门、点火盒和前轮舵。
5) 传感器管理
飞行控制系统的传感器主要包括: (1) 高度空速传感器; (2) 惯导组合导航设备。机载软件中的传感器数据综合处理模块, 完成传感器采集到的高度和速度信息到飞控计算机的通信, 并进行比较选择输入。当在GPS故障模式下, 选用高度空速传感器作为控制系统的高度输入。
6) 链路数据管理
按照约定的通信协议控系统发送过来的数据信息[3]并将无人机各状态信息打包, 完成无人机状态数据的下传。
3.2 地面软件模块划分
地面软件运行在WINDOW XP下, 主要划分为九个功能模块。1) 飞前检查
飞行前检查模块的主要功能是在无人机飞行前对飞机状态的检查, 主要包括舵机控制面的测试、电池电压和电流的检查、飞行任务计划的检查、应急任务的检查、无人机传感器组状态的检查和一些其它检查及系统初始数据设置界面, 舵面检测、留空时间设置等。
2) 地图显示
地图显示的主要功能是显示地图, 并提供对地图的放大、缩小、漫游、测距操作, 显示当前鼠标位置的地理坐标, 显示当前飞机位置及航线。
3) 航线管理
插入航路点、编辑航路点、删除航路点。新建飞行计划、保存飞行计划、查看飞行计划、修改飞行计划、删除飞行计划、读取飞行计划、发送飞行计划。
4) 遥控飞行
在地面站进行遥控飞机飞行状态, 包括爬升, 平飞, 下滑, 向左, 向右, 直飞状态。
5) 系统参数设置
系统参数设置模块主要由以下5个模块组成:通信模式设置模块、控制律设置模块、舵面设置模块、传感器设置模块和应急处理设置模块。
6) 系统参数显示
显示时间、供电、板内温度、记录仪状态、参数锁定、数据链、系统版本信息。
7) 遥测状态显示
显示传感器状态数据, 实时显示传感器采集的无人机飞行数据[4], 主要包括温度、静压、动压、三轴陀螺角速度、三轴加速度、角偏差、加速度偏差、磁传感器。显示实时飞行参数, GPS数据、姿态数据、大气数据、风速、AD采集、燃油、高度、导航、导航滤波、磁航向。
8) 飞行状态图形显示
图形方式显示当前飞机的状态。
9) 记录重演
按照定义格式记录当前命令控制、系统状态、遥测数据、飞行姿态信息到文件, 存储到本地硬盘, 并可以在本地离线重演。
4 小结
本文从软件副总设计师角度介绍了小型无人机飞控软件需求分析、系统架构、模块划分, 界面。工程应用实践证明, 该软件功能齐全、模块划分合理, 可靠性高, 取得了很好的效果。
参考文献
[1]王泉, 张学宏, 周敏刚, 黄晖.无人机飞控软件测试方法研究[J].航空计算技术, 2008, 3.
[2]宁金星, 卢京潮, 闫建国.基于VC++的无人机飞控地面站软件的开发[J].计算机测量与控制, 2009, 17 (3) .
[3]吴益明.无人机遥控遥测数据的实时处理研究[J].计算机测量与控制, 2006, 14 (5) :681-682.
[4]张志强, 孙宁.基于VB的实体浮力测量系统监控软件设计[J].计算机测量与控制, 2007, 15 (12) :1844-1846.
飞控系统软件 篇2
飞控系统传感器故障诊断的在线方法研究
传感器是飞行控制系统当中的一个重要组成部分,在系统中往往利用传感器的各个输出来建立飞机的动态状态;因此,实时准确的对传感器进行故障检测和识别可有效地提高系统的安全可靠性;提出一种带有可变遗忘因子的BP神经网络在线递推学习算法,应用改进的`算法对飞行控制系统的传感器故障进行实时在线的检测和识别,且利用神经网络的输出对系统进行重构;仿真结果表明提出的方法可准确的对传感器的故障进行故障诊断和容错控制.
作 者：赵红梅 章卫国 刘小雄 李丹 Zhao Hongmei Zhang Weiguo Liu XiaoXiong Li Dan 作者单位：西北工业大学,自动化学院,陕西,西安,710072 刊 名：计算机测量与控制 ISTIC PKU英文刊名：COMPUTER MEASUREMENT & CONTROL 年，卷(期)： 18(5) 分类号：V249 关键词：神经网络 故障检测 飞行控制系统 传感器飞控系统软件 篇3
直升机有其独特的优点, 能够垂直起落不需要机场跑道;能够空中悬停;能够任意方向飞行 (前飞、侧飞, 后飞等) , 机动灵活。但是直升机也存在自身的缺点, 如载重较小、经济性差、震动较大、舒适性差、操纵困难、稳定性差等[1]。尽管如此, 直升机在某方面有着无可替代的优越性。军事上, 其可保障部队的空中机动性, 民用上可用于抢险救灾等特殊场合。由于直升机稳定性较差, 其飞行控制系统远比固定翼飞机复杂。对飞行控制系统的检测是保证飞行品质的重要工作, 也是确保飞行安全至关重要的环节。
由此, 需要设计一套用于检测飞行控制系统的测试系统。
1 需求分析和总体结构
飞行控制测试系统软件是测试系统的重要组成部分。应用实时测试软件的测试系统与模拟式测试设备相比具有以下优点: (1) 测试精确度和实时性方面有很大提高; (2) 集成度高, 无需对系统的每个部件使用专用测试设备, 提高测试效率; (3) 界面友好实用, 功能强大; (4) 抗外界干扰能力强。
被测对象飞行控制系统的核心是自动驾驶仪, 包括诸多部件, 飞控计算机、飞控放大器、操纵台、三轴加速度计、绞车操纵杆、离合传感器、姿态接触杆、航向接触杆、速率陀螺组部件组成。测试系统需要对上述部件进行测试, 并实时飞行控制系统的相关参数, 如俯仰角、倾斜角、组合导航数据、无线电高度等。诸多被测部件的工作原理不同, 参数不同、数据类型也不同, 但归纳起来, 信号类型不外乎数字信号和模拟信号两种类型。获得参数后与警告值进行比较, 以检验各部件的参数指标是否符合要求。
本测试系统采用分布式主从结构。测试系统可以分解成两部分:数据监控处理单元 (上位机) 和智能监测信号采集处理单元 (下位机) 。上位机数据监控处理单元采用工业控制计算机, 是测试系统软件运行载体, 负责对整个测试系统进行统一调度和管理, 是综合测试系统的核心。下位智能监测信号采集处理单元是独立开发的现场数据采集设备, 由一系列智能化板卡组成:智能通讯板卡, 数字信号采集板 (DI) , 数字信号输出板 (DO) , 数模转换卡 (D/AC) , 模数转换卡 (A/DC) , 负责采集被测信号, 发送需要系统输出的信号。系统上下位机之间采用UDP通信, 下位机内部采用RS—485总线网络以半双工工作方式进行通信, 此系统结构实现了测试系统的综合化、模块化。系统结构见图1。
2 测试系统软件结构功能设计
2.1 软件结构设计
开发环境选择BorlandC++Builder。C++Builder是Borland公司推出的32位Windows开发工具, 其不仅继承了Delphi使用简便, 功能强大, 效率高等特点, 而且它还结合C++语言所有优点。利用其面向对象、可视化、VCL组件丰富和具有高效存取数据库的特点, 编写出高效可靠的Windows应用程序[2]。C++Builder可以说是至今最好的Windows开发工具。
由于要求测试软件应能够对应不同的型号产品进行测试, 所以不能沿用常规的固定界面的思路, 由此, 设计出了采用了可由实验员自定义 (自主搭建) 的测试界面, 准备了多种由NILabVIEW、Instrumentation、NIActiveX等提供的控件, 以备调用, 诸如:文本显示 (Edit) 、LED (LED) 、仪表 (Meter) 、刻度盘 (LineMeter) 及曲线 (Chart) 等控件。通过new函数在空白的测试界上添加控件。由实验员定义之后的测试界面如图2所示。
针对测试系统自身的设计要求以及被测对象为复杂的自动驾驶仪系统这一特点, 适应被测对象和测试内容的变化, 测试软件采用分层、模块化设计的方法。测试系统主程序的流程如图3所示。
2.2 软件功能设计
根据实际的测试要求, 测试软件应具有以下功能:
(1) 数据采集、分析:通过下位机, 实时采集被测设备的输出信号, 并对采集的数据进行分析。
(2) 实时显示:接收采集数据, 并分析显示, 根据不同的信号, 可选用绘制曲线、文本显示、数字刻度表、仪表和LED状态灯等显示方式, 反映被测设备的运行状态。并对异常数据给予提示。
(3) 信号发送:根据不同的测试任务, 向被测设备提供所需要的外加信号 (如阶跃信号等) 和对某些信号通道接通命令的强制信号。
(4) 通信功能:工业控制计算机通过网络链路 (UDP协议) 从智能通讯板卡获得智能监测单元的运行状态和采集到的数据。
(5) 数据库系统应用:对于采集数据保存建立与之对应的数据库记录测试时问及测试结果。并可进行查询、制表、打印等操作。系统配置同样采用数据库系统。
(6) 综合测试:测试系统可以对单个部件进行测试 (如操纵台) , 也可以对整个自动驾驶仪系统进行联合测试。
3 几个关键问题解决和技术使用
3.1 实时性要求的问题及解决
本系统对实时性要求为20ms/帧, C++Builder专用的定时器控件Timer, 使用方便, 但最小计时精度仅为55ms, 且定时器消息在多任务操作系统中的优先级很低, 不能得到及时响应, 往往不能满足实时控制环境下的应用。Microsoft公司在Win32API函数库中已经提供了一组用于高精度计时的底层函数, 计时精度可到1ms。这个精度, 完全可以满足本系统的实时要求。函数如下所示:
该函数设置一个定时回调事件, 此事件可以是一个一次性事件或周期性事件。事件一旦被激活, 便调用指定的回调函数, 成功后返回事件的标识符代码, 否则返回NULL。其中:
uDelay:以毫秒指定事件的周期。
UResolution:以毫秒指定延时精度, 越小定时器事件分辨率越高。默认值为1ms。
LpTimeProc:指向一个回调函数。
DwUser:存放用户提供的回调数据。
FuEvent:指定定时器事件类型。
由于定时控制可以精确到几毫秒, 定时器事件将占用大量的CPU时间和系统资源, 所以在满足控制要求的前提下, 应尽量将参数uResolution的数值增大。而且定时器实时控制功能完成后要及时删除定时器及其分辨率, 尽快释放资源[3]。否则造成系统资源的浪费。
3.2 基于Modbus协议的传输及数据解读
3.2.1 协议的选取和改进
基于系统的结构, 选取一套可靠、成熟且易于实现的通信协议是本系统稳定运行的一个重要因素。通信协议引用Modbus协议, 其已经在各种工业环境中得以广泛的应用。
Modbus协议采用主从结构 (Master/Slave) 的通信方式, 协议规定总线上有一个主机, 多个从机, 主机可单独和从机通信, 也能以广播方式和所有从机通信。如果单独通讯, 从机返回一消息作为回应;如果是以广播方式查询的, 则不做任何回应。
标准的Modbus协议有两种传输方式:ASCII模式和RTU模式。在ASCII模式下, 消息中的每个8B都作为两个ASCII字符发送, 采用纵向冗长检测 (LRC) 校验。这种方式的主要优点是字符发送的时间隔可达到1s而不产生错误[4]。针对具体的工程情况, 对部分功能码、数据格式、功能码的标准称呼以及内涵等做了调整。经过改进后的ASCII模式数据包格式如表1所示。
3.2.2 数据包的解读
上位机对于下位机返回ASCII模式下数据包的处理是测试软件的核心之一。测试软件启动后, 定时读取总线上的数据包。有两种情况:其一, 读到起始位“:”后, 对数据的设备地址、通道号、功能码和数据段进行LRC校验, 如不符, 表示此帧通信存在错误, 上位机弃包, 并重发命令帧。其二, 若校验结果与数据中的LRC校验码吻合且读到结束标志位“OXOD”, 表示上位机接收到一帧完整有效的数据, 测试软件进入数据处理进程。
解包时, 首先比较数据包中板卡地址、通道号和功能代码与主机发送命令是否一致。确认该帧数据是从机对主机命令的正确响应。根据功能码解读数据包中的数据段将结果存入数据库完成对一帧数据的解读。以上的数据解读机制可以有效防止对错帧和无效数据的处理, 提高程序处理效率。数据包解读程序软件流程见图4。
3.2.3 解包后数据的存储和读取显示
下位机返回上位机的数据解包后, 需要找出该数据对应的信号, 并将之记录。下面以一例来讲述该问题。
从数据包中解析出数据来源的板卡地址0X 71和通道号03, 访问数据库中配置系统信息的数据表comp.DB (在本表中, 已经配置好信号对应板卡地址及通道号) , 以板卡地址0X 71和通道号03为双条件, 查询出该数据所对应的信号名称为DO Yaw, 然后访问存放测试结果的数据表, 找出字段名为DO Yaw的字段, 并将该数据存放在对应该字段的最后一组记录中, 成为DO Yaw的最新状态。完成数据的存储过程。
解包后的数据被分别记录到数据库相应的字段, 然后显示界面功能控件按照一定的频率不断的读取相应字段的最后记录, 以显示数据的最新状态。
由于测试显示界面是由实验员搭建的, 控件的功能定义也是实验员定义的。所以程序中没有为任何一个控件指定到测试结果数据表固定字段, 为此程序在界面搭建之时为每一种控件建立了一个单向链表, 将控件作为链表上的一个节点, 进行节点管理, 使其有序工作, 正确显示信息。流程如图5所示。
4 结论
在试验中, 对系统中的飞控计算机、操纵台等部件进行单独测试, 并飞控系统进行联试。测试软件能够及时接收将部件动作时产生的输出信号, 准确记录数据, 通过数据分析被测对象的工作状态, 完成测试。表明本测试软件能够实现对飞控系统的测试。
本系统是一个集成化的系统, 既能完成对设备的检测, 并对测试结果分析存储, 检测精度和自动化程度较高, 其通用性亦较好。系统已交付使用, 得到用户的肯定, 达到预期目标。
参考文献
[1]杨一栋.直升机飞行控制.北京:国防工业出版社, 2007
[2]余明兴, 吴明哲, 黄世阳, 等.Borland C++Bu ilder 6程序设计经典.北京:科学出版社, 2004
[3]张曜, 郭立山.Windows API函数使用手册.北京:冶金工业出版社.2003
飞控系统软件 篇4
1. 初步系统安全性评估
初步系统安全性评估主要是用来评估系统的设计架构是否满足FHA中提出的系统安全性需求，并确定失效如何导致FHA中确定的失效状态，可以在系统研制的多个阶段进行。PSSA可以确定保护性措施，如隔离、机内测试、监控、独立性和安全性、维修性任务间隔。
PSSA是一个自上而下，与设计定义不断迭代的评估方法，将顶层安全性指标基于系统的架构从上而下进行分配，可得到对组件级设备包括软件和硬件、接口系统信号的安全性需求。主要包括以下三方面内容： (1) 制定出一份完整的飞机级和系统级的安全性要求列表; (2) 确定是否可以合理的预期该构型和拟定的概念设计能够满足提出的安全性要求和目标; (3) 为下一级设备(硬件和软件)的设计，飞机安装，其他系统和运行指定安全性要求。
PSSA的输入是系统功能危害性分析中的失效状态、影响等级、安全性目标，系统设计架构等。PSSA可以从定性、定量两个方面对系统进行评估，最长采用的分析方法是故障树FTA。在PSSA中通过采用FTA可以确定依法系统级FHA中所列失效装填的各种失效，包括硬件失效、可能的硬件/软件误差，以及由于共因导致的故障等。在以系统级FTA中所列的失效状态为顶事件建立故障树后，如果是定性分析，可以明确各个硬件和软件的失效在导致顶层失效状态发生这一事件中起的作用;如果是定量分析，则可以利用布尔运算法则将顶层失效状态的概率要求层层分解、逐一分配到硬件，形成对硬件的可靠性要求。
PSSA是一个反复迭代的过程，贯穿飞机研制的全过程。在飞机研制的初期阶段就需要进行PASA以便将飞机功能以及相应的要求分配给系统，后续系统级要求又会通过PSSA分配给设别，最终，设计要求将被分配给硬件和软件。分配给设备的安全性指标将决定硬件的可靠性要求记忆针对硬件和软件的设计保证等级。这些要求和设计保证等级最终将以技术规格的形式出现在设备技术规范里。
2. 飞控系统PSSA
本文对某型民用飞机飞控系统进行初步系统安全性评估，具体工作如下。
(1) PSSA故障树分析。
某民用飞机飞控系统采用的系统架构为：驾驶员通过操纵装置发出指令经过计算机控制律计算后控制舵面驱动装置达到指定位置，通过舵面位置传感器反馈舵面位置。计算机具有监控锁止功能，当发现系统存在故障时，计算机通过锁止装置将整个系统停在当前位置。
由于飞控系统FHA中的失效状态有几十条，本文以I级失效状态“舵面非指令运动过限”为例，进行PSSA。舵面非指令运动过限的安全性需求为其概率应小于1E-9每飞行小时。
根据系统安全性要求及初步系统架构，确定系统设计/架构决策：采用并行双通道位置传感器;采用多台具有指令-监控架构的计算机将传感器信号表决后进行监控;采用故障-安全设计的舵面锁止装置锁止舵面。
通过对该失效状态故障原因的分析，并对其进行自上而下的概率分配，可得到如图1所示故障树及相应概率分配结果。
根据故障树的分析结果，当前的架构能够满足系统级安全性需求，并且该架构可以通过工程实现。
(2）研制等级分配（DAL）。
在故障树图1FTA中，分析可得非指令运动过限的一个最小故障割集如图2所示。根据ARP 4754A进行研制保证等级分配，基于保守考虑，将计算机的软件研制保证等级定为A级，计算机的硬件研制保证等级为A级。设备内部详细DAL将随着设计的细化进一步分配。
3. 建立安全性要求
(1）组件级安全性要求。
基于故障树的分析结果，可得到对下一层级组件级的安全性要求。
(1) 操纵装置错误输出的概率应小于5E-10每飞行小时; (2) 错误的舵面位置传感器输出的概率应小于7E-6每飞行小时; (3) 错误的计算机输出的概率应小于7E-6每飞行小时; (4) 舵面运动时丧失驱动的概率应小于7E-6每飞行小时; (5) 计算机丧失锁止功能的概率应小于1E-5每飞行小时; (6) 舵面锁止装置失效的概率应小于1E-5每飞行小时。
考虑到飞控系统应排除共模失效(液压系统、电气系统、硬件失效、软件失效等)，采用多路液压源和电源驱动。
(2）安装要求。
由于飞控系统在安装时应排除区域危害(如火灾、泄露等)，飞控系统设备安装需将计算机布置尽量远离，且计算机、传感器布置应尽量不受HIRF、闪电影响，机械件安装时则应考虑保留合理的安装间隙、变形影响等。
(3）维护工作要求。
为及时检测故障，提高维修效率，飞控系统需进行周期性的和持续性的自检测，包括上电自检测、初始化自检测、相关功能监控等。
4. 总结
本文对初步系统安全性评估工作的目标、输入、评估内容、输出结果进行了介绍，对某型民用飞机飞控系统进行初步系统安全性评估，用故障树的方法进行了定性和定量分析，并得到了硬件和软件的研制保证等级要求、组件级安全性要求、安装要求、维修工作要求。
在完整的分析中，PSSA的输入还有来自于飞机级的共因分析，由于共因分析因机型不同而不同，本文并未详细列举。本文在进行PSSA分析时，采用的是故障树的分析方法，马尔科夫分析、关联图同样也可以被选作PSSA的分析工具。
参考文献
[1]SAE.SAE ARP4761Guideline and Meathods for Conducting the Safety Assessment Process on Civil Airborn System and Equipment[S], SAE, 1996.
飞控系统软件 篇5
1 某型飞机飞控系统维修任务确定
1.1 飞控襟翼控制系统
襟翼系统与缝翼系统是襟翼控制系统的重要组成部分。襟/缝翼控制手柄由驾驶员操纵, 操控襟/缝翼电子控制装置, 能够使襟翼与缝翼实现自由伸缩, 使机翼扩展面积与弯度可控, 进而将飞机升力与阻力提高, 使飞机滑跑距离缩短。同时, 襟翼作动器中有倾斜探测器, 能够解调与监控襟翼通道。在襟翼中还附带独立电子控制通道与专用的传感器, 允许飞机在单通道故障条件下减速运行。内襟翼操纵面由滑轮架与滑轨支撑, 而外襟翼支撑是旋转铰链。
驾驶舱有FSCL操纵杆, 能够发出指令传输到襟翼通道, FSOS位于中央操纵平台上, 有3 个双极拨动开关, 如果发生故障, 能在进场位置定位FSOS操纵面。襟翼不仅具备系统保护作用, 还能及时将性能反馈到驾驶舱, 将传感器打开, 用于操作斜面的探测[1]。
1.2 MSI选择
通过以上对飞机襟翼机制运作系统的分析, 能够为MSI选择提供依据。
模块分两部分, 一部分ATA系统, 一部分是子系统, 将机械作动系统与电子控制两个子系统作为襟翼控制系统的组成;LRU部件可单独更换。将子系统、LRU作为候选的MSI项目;拟定清单中的3个问题, 并对问题作出回答[2]。在项目中, 所有答案结果都为"是", 可以将项目作为可控最高管理层, 鉴于系统设备不包含在MMEL项目中, 由此, 设备故障成为影响飞机能否派遣的关键。
1.3 系统功能与故障原因 (表1)
1.4 上层故障影响类别
按照上述分析过程, 提出以下问题:问题一:对于履行正常职责的空勤人员来说, 发生功能故障会很明显吗?回答:对空勤人员来说, 功能故障发生并不明显, 机组人员不易察觉, 舵面仍会继续运动。问题二:隐蔽故障或者综合故障会对飞机运行带来影响吗?回答:会有影响, 作动器会出现轴卡阻故障, 造成斜面超限, 威胁到正常飞行安全。由此, 表1 中影响1B1 等级的是功能1 与故障1B[3]。
2 确定系统维修任务检查间隔
2.1 确定参数
适合的维修间隔设置时, 需考虑的内容有以下几点: (1) 对厂家生产的设备试验参数、数据进行考虑; (2) 航空公司按照自身需求与维修经验提出的维修意见; (3) 要具备厂家提供的制造数据; (4) 具备类似机型或者部件的参数。
在估算最优维修间隔时使用最优方案:润滑/勤务这种维修工作, 要先对故障进行预防, 以免出现故障维修上的困难。在制定这一维修间隔时, 要对润滑消耗率充分考虑, 并结合环境、气候适当对润滑特性与维修间隔进行调整;操作/目视维修工作, 主要应用在隐蔽故障的维修中。制定维修间隔时要考虑到故障暴露的时间, 也要对双重故障间隔时间充分考虑, 进而将维修效率提高;检查/功能维修工作, 主要用在潜在故障的检查, 设定维修间隔时要先收集系统故障数据, 维修间隔将比故障发生间隔小, 要在两个时间段内保留足够长的间隔时间, 为维修人员提供足够长的检查时间;恢复报废维修间隔的设定, 主要用于故障消除, 能及时将设备恢复到正常的运行状态, 制造厂家提供的数据可以参考, 相似数据也可以借鉴[4]。
为减少出现维修间隔过长或者过于分散, 将维修成本控制在合理标准内, 要考虑到间隔相近的一段时间, 将维修任务与间隔设定结合到一起开展, 减少维修工作的繁琐, 使维修程序更为简化, 使其与拆卸一个设备时间大体一致, 如:变速器更换、APU更换等。结合类似原则, 可以与周围类似系统一起检查, 使维修时间比原任务间隔时间少。
2.2 目标指标对推荐间隔的修正
每一个机型在维修任务修订时都要考虑到建议间隔值。比如, 某飞机维修任务将建议值设定为400FH, 对进入到机库中的飞机维修任务建议间隔修正为300FH或者300FC或者间隔的倍数;如果是大面积维修, 则将间隔建议值设为1500FC或者7 年。维修间隔单位参数在设定时, 需要多个参数定义同一个维修任务, 比如, 33000FH/6 年, 这种维修间隔需要结合飞机使用状况设定。因此, 在供应商提供了间隔时间参数以后, 需要按照以上原则确定建议间隔时间, 对维修间隔正确修正[5]。比如, 供应商推荐了3500FH的维修间隔任务, 航空公司可以针对这一间隔对维修工作统一部署, 将减少成本浪费, 最终将4500FH作为维修任务间隔修正标准。
3 结束语
文章对民用飞机电传飞控系统维修任务的确定、系统故障原因、系统维修间隔时间设定的方法等进行了分析, 阐述了做好维修任务拟定与优化的重要性。
参考文献
[1]逯军.民机飞行控制系统的安全性评估和分析研究[D].中国民航大学, 2011.
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飞控系统软件 篇6
随着计算机技术的飞速发展,借助于系统仿真技术对复杂的直升机系统进行辅助设计和仿真飞行日益受到重视,在建立直升机实时飞行仿真模型后,就可以对直升机的控制系统进行探讨,将最新的控制技术引入系统设计。因此,直升机机动飞行仿真将是高性能直升机研制成功的一种十分有效的研制手段。对于直升机飞行仿真,如果要显示的数据太多,仿真控制台的界面设计就变得很复杂。更多的仿真数据量就需要更多仿真控制台的子页面和子窗口来显示,其受屏幕尺寸的限制。同时,随着直升机飞行数据的增加,以一维和二维来展示飞行过程的缺点也越来越突出。可视化仿真技术是仿真技术和计算机图形学最新成果的结合。它充分利用了人的视觉特性,通过图形和动画来表达各种信息,有真实感、视觉感,且成本低,因此越来越受青睐。搭建直升机飞行控制三维动画仿真平台是研究的必然趋势,是对直升机飞行控制系统进行分析和设计的有力工具[1]。
纵观直升机仿真平台的发展,目前国外已开发出一些直升机分析软件,NASA Ames研究中心开发的GENHEL[2]、美国陆军投资开发的2GCHAS[3]、先进旋翼飞行器技术公司(ART)开发的FLIGHTAB[4],以及W.Johnson博士开发的CAMRAD[5],还有HELSIM[6]软件都是为了适应仿真要求而开发的。已商品化的软件主要用于验证气动建模、性能计算等。我国的直升机机动飞行仿真研制才开始起步,三维视景开发工具多用OpenGL[7]、Performer,其编程十分复杂,我们选用了目前实时视景仿真领域主流的高层开发平台Multigen Creator/Vega。使用Creator建立仿真所需的直升机模型和飞行环境,使用Vega将所建立的直升机模型,在飞行环境下进行驱动,实现整个系统的三维动画显示,大大提高了三维动画仿真平台的开发效率。
1 直升机飞行控制三维动画仿真平台总体设计和运行机制
本平台采用模块化设计方法,具体分为四大模块,各模块实现功能及主要实现机制如下:
用户界面模块(1)菜单,包括仿真的绝大部分操作;(2)工具栏,部分功能快捷操作;(3)视图,显示整个系统方块图和三维动画。主要通过MFC实现。
Matlab计算模块对建立好的系统方框图进行操作,给定的数据进行实时仿真,输出仿真结果。主要通过Matlab实现。
三维动画显示模块将得到的仿真结果进行三维可视化显示。通过Creator建立直.升机模型和飞行环境,用Vega实现实时动画显示。
各软件间交互及软件可移植性实现模块找到Matlab和VC之间、VC和Vega之间、Matlab与Vega之间的交互方法,给出软件与用户交互的接口。主要通过Matlab引擎及其它相关系统设置和编程实现。
系统运行流程如图1所示。用户界面线程调用Matlab线程进行仿真计算。用户界面线程调用Vega线程,结合Creator建立的直升机模型和飞行环境以及Matlab引擎计算得到的数据,实现直升机飞行控制效果的三维动画实时再现。
编写的程序采用文档/视图的结构,具体流程如图2所示。
2 仿真平台软件环境和开发中的关键技术
2.1 Matlab提供后台计算服务的实现
在对直升机控制算法进行计算时,涉及的数据量过于庞大,有必要借助Matlab来提供后台计算服务。本文通过Matlab引擎实现Matlab与VC混合编程。Matlab引擎是Mathworks公司提供的用于外部程序和Matlab交互的一组函数库和程序库,它采用了客户机/服务器(CLIENT/SERVER)的体系结构,通过Windows的ActiveX通道和Matlab进行连接。在VC++中使用Matlab引擎来编程时,VC++是客户端,负责用户接口和提出数据请求;Matlab属于服务器端,向客户端提供数据服务端。VC++客户端通过调用Matlab引擎与Matlab服务器建立连接,从而实现动态通信[8]。具体过程如图3所示。
2.2 三维动画场景和模型的建立[9]
Multigen Creator是一个专业化的建模工具,它帮助建模者高效地创建在交互式实时应用中使用的三维模型和场景。Creator提供了一个用户界面来建造OpenFlight格式的模型和视景。Creator生成的fit格式文件数据量很小,极大地降低了运行开销,迎合了实时性要求。同时其还拥有强大的兼容性[10]。Vega软件用于对模型进行驱动,Vega是一种用于实时仿真及虚拟现实应用的开发平台,包括一个图形用户界面Lynx和一系列可调用的C++库文件。Lynx通过可视化的操作来创建类的实例以及定义实例参数,生成一个ACF (Application Configuration File)配置文件。ACF文件是模型以及三维场景的完全描述,其作用是方便快速地完成初始化设置和预览效果。仿真应用程序在进入帧循环之前会读入ACF文件中的数据。由于Vega本身是运行在VC环境下的一个类库,所以可以很方便地给模型和场景添加一些特效或相关功能。
本文利用Creator建立直升机模型和飞行环境,这些文件被导入Vega后构成了实时应用的一部分,同时利用Vega中的Specail Effect模块给直升机模型加入旋翼和尾翼,给三维场景加入白云、日出日落等特效。最终建立了用于三维动画显示的“heliFght.adf,文件,接下来的工作就是结合该文件通过编程实现三维动画实时显示。
2.3 Visual C++6.0环境下Vega应用程序的开发
若要在Visual C++环境下运行Vega应用程序,首先要对Visual C++的头文件和库文件路径进行相应设置[11]。
对于Windows平台上的Vega应用程序开发,使用MFC框架开发程序能有效应用套接字等封装类,可以极大地减小程序开发工作量。应用MFC类库是Windows平台下开发具有良好图形用户界面应用程序最方便的途径,VC中的MFC类库已是一个相当成熟的类库,其中基于文档/视图结构的应用程序框架,己成为开发Windows应用程序的主流框架结构。因此,本文选择基于MFC开发Vega应用程序。
2.4 基于MFC的Vega应用程序和存在问题的解决
建立好“heliFligh.adf”文件后,就可以利用MFC强大的Ap-pWizard功能进行函数接口的设计,编写基于MFC的Vega应用程序。本文实现的是点击主界面上的三维动画显示按钮显示Vega三维动画,当载入不同控制器、系统,或是给定不同输入和干扰时,可以实时地显示不同的控制效果,当不需要观察实时动画仿真效果时可关闭显示,当在主程序运行时再次点击三维动画显示按钮时仍可正确显示三维动画。实现机制是:首先新建一个zsVegaView类,它派生自CView类,拥有所有CView类的成员函数和消息映射。我们还必须为其添加专门的成员函数以完成建立Vega应用程序的必要步骤。其中最主要的函数是runVega(),它的作用是开启Vega渲染线程和一些必要的初始设置。而线程函数runVegaApp的作用是完成Vega函数“初始化;定义;系统配置”三步曲和仿真循环的计算。至此,Vega渲染的函数就已经基本完成。下面要创建一个用于显示Vega的对话框,实现方法是新建一个Showvega类,其派生于CDialog类,同时给它增加一个指向zsVegaView类的成员变量m_vegaWnd,其将Vega场景渲染与该对话框关联起来,用该对话框来控制Vega线程。为了保证在三维动画实时显示时还可以对主界面作其它的操作,我们建立的是非模态对话框。
当程序运行时,如果在主界面对一些参数进行了修改,该变化必须实时反映到三维动画显示中来,而当我们关闭Vega动画显示再开启时会出现地址访问保护的错误。这是因为,Vega是基于多线程的,在初始化过程中,自动开启了一个Vega窗口子线程。该子线程根据传送的窗口句柄创建一个与该句柄对应窗口相同大小的窗口附着在窗口上。该子线程的创建是必不可少的,却没有终止它的办法—它是Vega函数内部创建的。又因为线程隶属于进程,只有进程结束了,所有的线程才全部退出。所以即使创建它的父线程已死,它却还“活”着,不过因此而保留了一些无用的参数如无效的指针等。在二次启动Vega线程过程中,进行Vega初始化时,不会启动新的Vega窗口线程,而是继续保留原来没死的窗口线程。这样就必然导致了二次启动Vega线程时出现地址保护的错误了。本文采用的解决方法是:隐藏Vega窗口。即用一个静态变量m_bIsCreated来标识该三维动画窗口是否是第一次创建,将其初始化为FALSE,每当运行Showvega类的OnlnitDialog函数时就对该变量值进行判断,如果是FLASE,表明该窗口未创建,则按正常方法创建并调用Vega线程,并将该变量值改为TRUE;如果判断为TURE,表明窗口已创建,所要做的工作只是将该隐藏的窗口显示出来,而不用二次启动Vega线程。当整个程序结束时,销毁窗口并调用stopVega()结束Vega线程。这样,一个完整的基于MFC的Vega应用程序基本完成。具体内部调用结构如图4所示。
3 仿真实例
3.1 内外回路设计
文献[14]提出一种新型的内外回路设计概念,它在设计思想上不同于常规的直升机设计方法。内外回路的设计概念将内回路和外回路分开,内回路主要使系统解耦,并改善系统的回路频率特性和稳定性,外回路则提供速度和定位控制。直升机控制系统内外回路如图5所示。
内回路的解耦主要体现在俯仰姿态角、滚转姿态角、垂向速度和偏航速率四个通道上。外回路在纵向速度、横向速度两个通道上,按操作品质规范分别设计。
3.2 控制器设计与仿真实例
本仿真实例针对多输入/多输出的28阶UH-60A黑鹰直升机模型,采用H∞回路成形和定量反馈理论(QFT)相结合的内外回路设计方法,设计了直升机全包线(飞行速度,从0节到100节)飞行控制器[15]。软件控制平台界面如图6所示。
系统方框图显示了内外回路设计方法,其中:R为参考命令输入,N为干扰输入,Y为输出;K1代表外回路中的前飞速度控制器和横向速度控制器,K2代表内回路的ACAH控制器,P代表直升机控制对象。
载入UA-60A黑鹰直升机模型和内外回路全包线飞行控制器。输入参考命令,加入干扰。
运行,开始仿真。在动画窗口(图7)可以看到,直升机平稳飞行,飞行状况良好;变量显示窗口(图8)的各个重要参数在不断实时刷新,几个状态量已经基本趋向于稳定,达到的控制效果如图9。最后对滚转轴、俯仰轴、偏航轴的带宽和延迟时间,滚转引起的俯仰耦合,俯仰引起的滚转耦合,总距-偏航耦合几项指标进行验证,验证的各项指标基本达到了ADS-33E的操纵品质HQR等级1的要求。
4 结论
(1)仿真平台方便使用者进行直升机飞行控制系统的设计。高效的动画以可视化的方式帮助使用者抽象出一些关键行为。
飞控系统软件 篇7
飞控系统仿真工作是飞控系统设计工作的重要辅助手段。在系统设计初期进行数学仿真研究, 对飞机运动特性需要进行详细分析, 建立飞机的数学仿真模型, 检验飞控系统的功能是否符合要求。数字仿真的目的是方便快速地得到初步设计结果, 能够很好地指导系统设计工作的进行。
由于对飞控系统仿真实验的实时性要求很高, 单纯在Matlab/Simulink下进行的仿真不能够完全满足仿真实时性的要求, 本实验平台采用Vx Works操作系统作为软件代码运行环境, 完全可以满足系统对仿真实时性的要求, 采用RTW自动代码生成功能可以大大减少仿真软件的开发工作量, 避免手工编码引入的错误, 缩短仿真试验平台的开发周期[1,2,3]。
1 基于RTW和Vx Works的仿真实验
RTW是Matlab图形建模和仿真环境Simulink的一个重要补充功能模块, 它是一个基于Simulink的代码自动生成环境, 它能够直接从Simulink的模型中产生优化的、可移植的和个性化的代码, 并根据目标配置自动生成多种环境下的程序, 利用它可以加速仿真过程, 生成可以在不同的快速原型化实时目标下运行的程序。RTW十分适合用于加速仿真过程、快速原型化、形成完善的实时仿真解决途径和生成产品级嵌入式实时应用程序, 使用RTW进行实时硬件的设计测试, 用户可以缩短开发周期, 降低成本[4]。
Vx Works是专门为实时嵌入式系统设计开发的操作系统软件, 为程序员提供了高效的实时任务调度、中断管理、实时的系统资源以及实时的任务间通信[5]。Vx Works从1983年设计成功以来, 已经经过广泛的验证, 成功地应用在航空、航天、舰船、通信、医疗等关键领域。该操作系统具有良好的持续发展能力、高性能内核以及友好的用户开发环境使其在嵌入式实时操作系统领域处于领先地位。
Tornado集成开发环境是嵌入式实时领域中最新一代的开发调试环境, 是实现嵌入式应用程序的完整的软件开发平台, 是开发调试Vx Works系统不可缺少的组成部分[5]。它是集成了编辑器、编译器、调试器于一体的窗口环境, 给嵌入式系统开发人员提供了一个不受目标机限制的开发调试界面。它使用Target Server-Agent模式来建立主机和目标机之间的交叉开发环境, 解决了交叉开发环境中诸如有限的调试通信信道, 有限的目标机资源等问题。这种模式使所有主机工具可以用于目标机, 而不必考虑目标机的资源和通信机制。
基于RTW和Vx Works的飞控系统仿真实验平台, 首先使用Matlab/Simulink及其他相关工具快速的进行原理验证和仿真, 通过多次的运行和调试, 使得所设计的飞机数学模型尽量符合设计要求;然后运用RTW的代码自动生成功能, 将Simulink环境下搭建的飞机动力学模型和利用S函数功能封装的控制率模型转化成可在目标机操作系统Vx Works上运行的C代码, 然后根据模板联编文件的配置, 将生成的C代码转换为可在VxWorks操作系统中运行的可执行代码, 在仿真机内部进行软闭环。
2 飞控系统仿真实验平台设计与实现
2.1 系统设计
该仿真实验平台由一台仿真主控机和一台仿真目标机组成, 仿真目标机是整个系统的核心, 考虑到对仿真实时性的要求, 仿真目标机采用Vx Works操作系统, 主控计算机上运行Matlab软件和Tornado 2.2开发环境。Matlab的主要作用就是进行飞控系统动力学模型和控制率模型的建模以及目标代码生成。在仿真过程中可以利用RTW的外部模式在线调整飞机动力学模型的参数、获取仿真结果数据以及设置要求的飞机姿态角度信息。集成开发环境Tornado 2.2的作用就是完成对Vx Works实时内核的生成、主机和目标机之间的通信连接、下载RTW生成的实时代码等[6,7,8]。同时主控计算机还可以运行自主开发的仿真管理与控制软件, 该软件可以实现仿真主控机和仿真目标机之间的通信连接, 生成代码的下载、初始化、运行、停止等, 观测仿真数据曲线, 实现便捷的仿真控制和管理。仿真设计流程如图1所示。
仿真目标机是整个实验平台的核心, 在其中运行飞机动力学模型和控制率模型转化而来的实时代码。仿真主控计算机根据需要设置飞机姿态角信息传送给仿真目标机中运行的控制率模型代码, 控制率模型代码以此控制飞机动力学模型运行, 完成飞机当前姿态角信息的解算, 并将这些姿态角信息通过VMIC反射内存网传送给仿真主控机, 在仿真主控机上运行自主开发的仿真管理与控制软件, 将接收到的飞机姿态信息绘成图像, 检验飞机的姿态角变化是否能够跟踪上设定的飞机姿态角。
2.2 实时代码自动生成
在搭建完成飞机数学模型之后, 通过纯数字的仿真可以初步修正系统设计, 然后修改次数学模型, 加入仿真目标机在Simulink的驱动模块, 就可以构建起该飞机系统的仿真模型[9,10]。为使生成的代码可以在嵌入式操作系统上运行, 需要修改模板联编文件, 修改内容如图2所示。
其中关键技术如下:
(1) 建立飞机动力学模型以及控制率模型;
(2) 利用Matlab的S-Function功能, 将控制率算法封装成模块, 供搭建系统模型时使用;
(3) 自动将搭建好的Simulink模型转换成可在VxWorks实时操作系统下运行的实时代码。
3 仿真与验证
基于这一实验平台可以方便地进行多次仿真试验, 修改无人机动力学模型、调整控制律, 直到获取满意的仿真结果。可以利用RTW工具箱的外部模式功能, 在线调整模型参数、监控仿真结果数据, 方便对模型参数进行修改, 通过在该仿真平台上对飞机控制系统的多次实时仿真试验, 改进了飞机爬升、平飞、下滑等过程的控制律, 最终测试通过了整套飞控系统。图3为控制飞机模型飞行五角星形轨迹, 控制仿真效果比较理想。
4 结论
本实验平台综合了Matlab/RTW和Vx Works实时操作系统的部分功能, 提出了一种新的实时仿真实验平台构建方法, 采用这种方法可以大大降低仿真代码的编写量, 在花费尽可能低的情况下, 保证了仿真实验的实时性, 提高仿真实验平台的性能, 有效地验证了飞控系统的正确性。
参考文献
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飞控系统软件 篇8
关键词：作动系统,主-主模式,主-备模式
0 引言
民用飞机主飞行控制舵面一般指控制飞机俯仰、横滚和偏航的升降舵、副翼和方向舵舵面。根据安全性要求,同一主飞行控制舵面上一般采用2至3套独立的对应不同能源系统的作动系统控制舵回路。目前空客系列飞机[1],同一舵面上作动器控制舵回路主要采用了主-备(ActiveDamp)模式,即一个作动器处于主动工作状态,另一个作动器处于阻尼状态;而波音系列飞机[2]主要采用了主-主(Active-Active)模式。本文结合主飞控作动系统设计过程和仿真,分析不同工作模式对舵回路产品设计和系统要求的影响。
1 主飞控作动系统典型架构
民用飞机主飞行控制作动系统(以下简称主飞控作动系统)控制的单个舵回路一般由控制器、作动器和控制对象(飞机舵面)组成。控制器负责接收来自主飞控系统输入控制指令和作动器位置传感器的反馈信号,形成误差指令信号并对其进行校正和放大以控制作动器实现对舵面的位置闭环控制,作动器作为执行机构接收控制指令驱动舵面。图1为某型号飞机使用的典型的点对点式电液伺服作动器液压原理图。
当电磁阀通电时,高压油驱动模态选择阀阀芯动作使其工作在左侧位置,电液伺服阀两个控制口经模态选择阀与作动筒两腔沟通,控制活塞杆运动,此时为主动模式;当作动器进油口失压或电磁阀断电时,模态选择阀阀芯在弹簧作用下工作在右侧位置,电液伺服阀与作动筒油路被切断,作动器两腔经模态选择阀和(变)阻尼阀构成阻尼回路,此时为阻尼模式。补偿器对阻尼回路进行补油,确保回路有足够的液压油来完成阻尼功能。对于有三个作动器控制的舵面,以某型号方向舵为例,考虑三套能源系统同时失效的概率小于1*10-9,作动器不再配置补偿器,(变)阻尼阀改为地面突风保护用的节流孔[3]。
2 主飞控作动系统关键设计及需求分析
主飞控作动系统主要实现舵面驱动控制和颤振抑制功能。驱动控制要求一般根据操稳特性提出,结合主飞控作动系统同一舵面不同工作状态可以对应不同的飞机操纵品质要求;而颤振抑制作为影响飞机安全的关键要求,则须考虑舵回路(作动器安装支架、作动器和舵面)最坏状态,即只有一个作动器处于主动状态或只有一个作动器连接舵面并处于阻尼状态下时仍需满足颤振抑制要求。在很多情况下,影响作动器设计的关键因素往往是刚度,因此下文对刚度进行简要分析。
在工程设计初期,针对作动器主动工作状态的颤振抑制要求往往先对舵面的自然旋转频率ω0提出要求,初步确定作动器的设计后再根据作动器各设计参数建立的高保真模型检查确认是否满足动刚度需求。
式中,K′h为舵回路中结构翼盒的支持刚度Kr、作动器刚度Ka及舵面操纵刚度Kl串联后复合线性刚度Kh转化的复合旋转刚度,Rh为对应偏度的有效力臂,J为舵面绕转轴的转动惯量。
式中,作动器的刚度Ka为受力传递路径上的液压缸的刚度KCylinder、油液刚度KOil及活塞杆和操纵接头的刚度Kpiston&rod-end串联后的复合线性刚度,如图2所示:
式中,βe为液压油弹性模量,AP为活塞有效截面积,V1、V2为液压缸两腔容积。
因此,在V1=V2时,油液刚度最小,而液压缸容积V=V1+V2=AP*(E+G),其中E、G为作动器根据结构空间布置和操稳舵面偏度要求确定的从舵面零位时作动器活塞位置至液压缸两端面的伸出、缩回长度。则最小油液刚度为:
考虑液压油的弹性模量为1.4~2GPa,而作动器液压缸和活塞使用的钢的弹性模量在196~206GPa之间,是液压油的100~150倍,因此在初步设计阶段,可以把作动器的结构作为刚体处理,直接使用最小油液刚度替代作动器刚度,从而根据舵面自然旋转频率计算出作动器的活塞有效面积要求。
假设作动器两腔压力分别为P1、P2,则P1、P2分别取为最大进油压力PS和最低回油压力Pr时,可得单个作动器最大正常输出力为
3 同一舵面不同工作模式操纵性能仿真分析
根据以上需求完成主飞控作动系统的主动工作和阻尼状态回路的关键元器件的参数设计和选择确认后,利用Matlab/Simulink建立作动器数学仿真模型、作动器结构支架模型和飞机舵面模型,进而建立整个作动系统的仿真模型用于对系统性能进行分析。作动系统仿真模型可用于分析作动系统的有载偏转速率、闭环动态特性、静刚度和动刚度等主要性能参数,结合以上分析,工作模式主要影响操稳特性,本文仅介绍有载偏转速率和闭环动态特性计算结果。图3所示为整个作动系统仿真模型中的部分作动器模型示意图(伺服阀、作动筒等)。
通过设置同一舵回路的两个作动器不同工作模式,利用仿真模型计算作动系统有载偏转速率和闭环动态特性等主要性能,如图4图5所示。
民用飞机作动系统对频率的要求一般低于15Hz,但在高频率段,可能出现图6所示的“尖峰”,此时需要根据各实际情况综合调整作动系统控制回路上增益以抑制“尖峰”。需要注意的是:控制器参数的调整是一个综合权衡的过程,如果过于抑制图6中的尖峰,会使控制单元中陷波器过多,进而影响系统动态性能。控制单元同样可以影响作动系统动刚度,在单纯调整控制参数的情况下,使动刚度变大系统稳定裕度会降低,反之亦然。因此,需要在详细分析作动系统性能基础上建立尽可能详细的数学仿真模型,通过大量的仿真计算,权衡各项控制参数和系统性能。
4 结论及展望
通过以上主飞控作动系统设计过程和仿真分析可知,同一舵面的多通道主飞控作动系统采用不同工作模式时操纵品质略有差异,一般都能满足民用飞机操纵的稳定性和快速响应特性要求。作动器活塞有效面积影响着主飞控作动系统整个舵回路上所有元器件的设计,当操纵铰链力矩作为活塞面积的决定因素时,采取主-主工作模式同时考虑一个作动器故障进入阻尼模式时降低操纵铰链力矩要求,可以有效减小作动器活塞面积,从而对主飞控作动系统和相应舵面结构减重带来很大益处。由于制造安装误差、传感器精度等影响,主-主工作模式的多个作动系统舵回路之间不能完全同步,从而产生多回路之间的力纷争引起结构局部疲劳,因此,主飞控系统需采取力纷争减缓算法及增加力纷争监控器以保护结构。
随着飞机超临界机翼的使用,主飞控作动系统可安装布置的空间变小,及系统复杂度和可实现能力的提高,同一舵面的主飞控作动系统对应飞机不同飞行工况时分别采用主-主和主-备工作模式将可能成为后续更多飞机的选择。
参考文献
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[3]刘彩志,田剑波,王永熙.方向舵地面突风阻尼特性研究[J].民用飞机设计与研究,2005.2:15-18.
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