迎角模拟器

迎角模拟器（精选4篇）

迎角模拟器 篇1

0引言

迎角也称为攻角,它反映飞机轴线与气流方向间的夹角。迎角大小与飞机的升力和阻力密切相关,当达到临界迎角时,飞机将失速,所以飞行控制中迎角的测量十分重要。一方面,将迎角信号输送给仪表显示或送到失速告警系统,供飞行员观察; 另一方面,飞控系统引入迎角信号以限制最大法向过载。飞控系统地面模拟试验最重要的环节为半实物仿真,而试验中飞机运动由计算机仿真实现,无法直接带动迎角传感器。为使迎角传感器进入闭环试验,从而给飞控系统提供模拟的飞机迎角信号,必须研制一种迎角模拟器进行驱动。

1主要技术指标

由于试验中迎角模拟器的主要作用是将模拟的飞机迎角信号引入飞控系统,故迎角模拟器设计的主要技术指标有转角范围、位置精度和系统工作频带等,具体指标确定方法如下:

1) 转角范围

迎角模拟器转角范围须大于飞机的迎角范围,考虑到民机实际迎角范围不大,可参考传感器测量范围将模拟器设计为有限转角: - Φ° ~ + Ф°。

2) 位置精度

迎角模拟器位置精度需要比迎角传感器精度高一到两个量级,考虑到传感器的精度量级为十分之一度,模拟器定位精度设计为角秒级: ± θ″。

3) 系统工作频带

迎角模拟器的系统频宽须大于飞机运动的最大频率。根据飞机纵向短周期和荷兰滚最大速率确定飞机的最大频率,一般取3 ~ 5倍作为模拟器的系统频宽,为输入正弦信号Asin( 2πft) ,幅值 ± A°,其中幅频误差│ΔA/A│≤10% ,相频误差│ΔФ│≤10°。

2机械台体设计

2.1迎角传感器工作原理

民机常用的风标式迎角传感器结构原理如图1所示,传感器由具有对称剖面并随气流变化而转动的翼形叶片 、 放大传动机构和电位计构成 。 翼形叶片与放大传动机构的轴固连,传动机构的另一端与电刷固连 。 当飞机以一定的迎角飞行时,作用在叶片上下表面的气动力不相等,产生压差,使叶片绕轴旋转,直到中心线与迎面气流方向一致为止。叶片转角就是飞机当时的迎角,经放大传动机构,带动电刷转动,输出与迎角成比例的电信号[1]。

2.2台体结构设计

根据迎角传感器工作原理,采用专门设计的夹具将迎角传感器的风标与电机转轴机械连接,利用电机对迎角传感器进行驱动,这种连接只要电机能够带动迎角传感器风标转动即可。迎角模拟器台体设计为单轴卧式回转台,主要由安装座、工作台面、电机、编码器、夹具、支架、迎角模拟器、底板等组成,如图2所示[2], 电机、编码器布置在安装座内部。

迎角模拟器的动力采用一个直流力矩电机直接驱动,电机定子安装在安装座上,电机转子与回转轴系直联,回转轴前端安装工作台面,与主轴法兰连接销钉定位,工作台面上安装夹具,用于驱动迎角传感器。支架与回转安装座共用底板,保证驱动电机与迎角 传感器同轴。 台面材料采用优质铝板 材, 以减少转动惯量,满足指标要求; 底座材料采用高强度优质铸铝; 轴系通过一对P4级精密角接触球轴承支撑[3]。转台所需控制电缆连接器安装在底座上,便于维护。转角 ± Ф°外安装电气和机械限位保护。在台面零度位置有定位器锁紧装置,便于负载安装和锁紧状态断电。

2.3驱动电机选择

电机的选择直接影响迎角模拟器的最大加速度、最大速度、 频带指标,同时影响到台体的结构和尺寸设计,因此电机的选择是结构方案初步确定的首要工作。电机的力矩波动是制约低速平稳性和速率精度、速率稳定度的重要因素。而钕铁硼直流力矩电机力矩波动小,线性度好,电气时间常数小; 并且力矩大,过载能力强,快速反应性好。因此选用这种力矩电机有利于低速性能,速度稳定性及频率响应等要求的实现。电机选型计算如下:

首先建立机械台体三维模型,得到台体的转动惯量J1和迎角传感器的转动惯量J2。

按照位置伺服方式计算:

最大角速度 = A2πf

最大角加速度

最大力矩

式中A , f— 正弦信号Asin ( 2πft ) 的幅值和频率;

J— 转动惯量 。

按照最大角加速度计算:

最大力矩M2= J × ε = ( J1+ J2) × ε/57. 3

式中J , ε— 转动惯量,最大角加速度 。

最后按以上两种计算方式的最大力矩,选取合适的直流力矩电机并留有余量。

3控制系统设计

3.1控制系统硬件设计

控制系统是实现迎角模拟器性能指标和功能的最关键部分。 控制系统硬件包括工控机、运动控制卡、功率放大器、电机、编码器以及供电电路、控制电路等。控制系统硬件框图如图3所示。

在硬件配置上,采用工控机加高性能运动控制卡相结合的方式。工控机用于为操作者提供人机界面,完成除运动控制之外的所有系统管理和控制,主要包括运动管理,通讯,在线检测、安全保护、故障诊断,数据处理等。运动控制卡选用美国Delta Tau公司研制的PMAC - Lite - 2轴运动控制卡,采用数字伺服控制方式,可快速计算系统的控制规律,由高精度D/A输出经功放驱动后给执行电机,实现系统的实时控制。桂林星辰公司的SC系列直流伺服功率放大器实现对直流力矩电机的控制,并接收台体的速度反馈信号,进行速度综合[4]。海德汉高精度光电编码器作为系统的主反馈元件,对轴角运动进行测量与反馈。

3.2控制策略

控制系统采用位置、速度和电流三闭环伺服控制策略。电机驱动电流与直流伺服功率放大器构成电流闭环,改善电机的工作特性和安全性。光电编码器信号经过转换处理后构成速率闭环, 以改善执行元件控制特性的线性度和动态特性。位置闭环是控制系统的主回路,光电编码器作为系统的主反馈元件,与PMAC运动控制卡构成数字式角位置伺服回路,控制执行元件的运动, 满足迎角模拟器的各项动态性能指标[5]。同时引入速度和加速度前馈,使系统具有良好的动态特性和克服干摩擦扰动的能力[6]。图4表示了控制策略的简化框图。

3.3光电编码器选择

轴角运动的测量与反馈是实现迎角模拟器运动控制的关键技术之一,选用高分辨率、高精度、宽速率范围的光电编码器作为角运动测量与反馈部件。编码器选择的原则是: 测量精度应能满足指标要求; 安装尺寸和方式应能适应结构要求; 输出信号方式与控制器接口的匹配性能; 为了保证低速和跟踪性能需要,适当提高测量分辨率; 安装与调整的工艺性。选用的光电编码器主要技术参数如表1,相关计算如下:

1 ) 角位置测量分辨率

2) 根据编码器测量误差 ± θ″1、测量分辨率 Δθ 和安装误差 ±θ″2,得到角位置定位精度

3) 信号频率

编码器输出信号最高频率取决于测量分辨率和最高转速,信号最高频率计算如下:

而PMAC运动控制卡最高处理信号频率为80 MHz。

δθ < θ 并且f < 80 Hz,则可以满足系统位置精度的要求。

4结束语

针对飞控系统地面模拟试验的半物理仿真需求,提出了一种基于数字伺服控制的迎角模拟器设计方案,从机械台体结构、控制系统硬件配置两个方面进行了论述。由于迎角模拟器是一种精密的机电综合设备,驱动电机、光电编码器、运动控制卡等关键部件的选型和控制策略的设计对迎角模拟器的性能实现尤其重要。本文对航空航天领域仿真转台试验设备的工程实施具有一定的参考意义。

迎角模拟器 篇2

推力矢量飞机是我国下一代飞机发展的.必然趋势.在过失速大迎角飞行条件下,常规舵面失去了操纵能力,需要开发新型控制律算法来研究推力矢量和推力对飞行性能的影响.本文推导和综合了推力矢量飞机运动方程,推力矢量喷管模型和传感器、作动器模型,并且提出采用后退区间优化控制算法作为研究飞机在过失速大迎角飞行条件下的鲁棒跟踪控制律.仿真验证了在飞行扩展包线中,只有推力矢量和推力配合使用才能保证飞机准确跟随驾驶指令飞行,对下一代飞机设计打下一定的基础.

作 者：苏浩秦 宋述杰 于红艳 邓建华 Su Haoqin Song Shujie Yu Hongyan Deng Jianhua  作者单位：苏浩秦,Su Haoqin(清华大学,汽车安全与节能国家重点试验室,北京,100084;西北工业大学,航空学院,西安,710072)

宋述杰,邓建华,Song Shujie,Deng Jianhua(西北工业大学,航空学院,西安,710072)

于红艳,Yu Hongyan(中国航天三院,北京,100074)

刊 名：机械科学与技术  ISTIC PKU英文刊名：MECHANICAL SCIENCE AND TECHNOLOGY 年，卷(期)：2006 25(3) 分类号：V23 关键词：推力矢量飞机   后退区间优化控制律   过失速大迎角   飞行扩展包线  

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一种新的迎角估计方法 篇3

关键词：迎角估计,侧滑角,扩展卡尔曼滤波,空气动力学模型

0 引 言

迎角和侧滑角是飞行力学的两个重要飞行参数,也是飞行控制及导航系统所需要的两个主要参数,其精度直接关系到飞行质量和安全,目前主要是通过安装在飞机上的风标传感器、压差式传感器和零压式传感器等来测量的。这类传感器由于受到结冰及与飞行状态有关的局部环流的影响,几乎不可避免地会造成很大的零点偏差。同时迎角和侧滑角传感器测量的信号以电压信号的方式输入到瞄准具用于修正航炮、导弹发射器的射击方位,因此其测量准确性对于飞机的射击准确度有很大的影响[1]。

目前关于迎角和侧滑角的求解方法很多,最常见的就是改变传统的传感器代之以嵌入式大气传感器。它依靠分布在飞行器前端的压力传感器阵列来测量飞行器表面的压力,并由压力分布间接获得飞行参数,但由于该系统获得大气参数存在一定延时,所以它在飞行器机动时,测量精度有所下降。不能满足实际飞行要求。

本文研究了借助导航信息和飞机的非线性动力学方程,利用扩展卡尔曼滤波来估计迎角和侧滑角的方法,并且仿真验证了该方法。结果表明,该方法具有估计精度高,实时性好,抗干扰能力强的特点。

1 扩展卡尔曼滤波

将期望和方差线性化的卡尔曼滤波器称作扩展卡尔曼滤波器(Extended Kalman Filter),简称EKF[2]。同泰勒级数类似,面对非线性关系时,可以通过求过程和量测方程的偏导来线性化,并计算当前估计。

1.1 非线性状态模型

非线性方程描述如下[2]:

$\begin{array}{l}\dot{\mathit{x}}(t)=f(\mathit{x}(t),\mathit{u}(t),t)+\mathit{G}\mathit{w}(t)\\ \mathit{z}(t)=h(\mathit{x}(t),\mathit{u}(t),t)+\mathit{v}(t)\end{array}(1)$

式中:x∈Rnx是状态向量;u∈Rnu是控制输入向量;w∈Rnr是随机驱动噪声;协方差矩阵为Q;z∈Rnz是量测向量;v∈Rnz是随机量测噪声;协方差矩阵为R;G∈Rnx×nw为转移矩阵;w,v为均值为零的白噪声。

f(·)和h(·)的雅克比矩阵如下:

估计误差协方差矩阵P的微分形式如下:

1.2 扩展卡尔曼滤波算法

时间更新方程:

状态更新方程:

2 基于飞行器的非线性模型

2.1 飞机非线性动力学方程

在飞机的非线性动力学方程中,状态向量$\widehat{\mathit{x}}$被分为纵向和横向两部分,具体如下:

式中:$\widehat{V}$为真空速;$\widehat{\alpha }$为迎角;$\widehat{\beta }$为侧滑角;$\widehat{\phi }$为滚转角;$\widehat{\theta }$为俯仰角;$\widehat{p}$,$\widehat{q}$,$\widehat{r}$分别为三个姿态角速率。

非线性动力学方程如下[5]:

式中:气动力(D,Y,L)分别为阻力、侧力、升力;T为发动机推力,这里假设发动机推力偏角αT=βT=0;气动力矩为(L,M,N);g为重力加速度;m为飞机质量。其中:

所以,由式(6)～式(12)就构成了状态向量$\widehat{\mathit{x}}$与控制输入向量$\mathit{u}=[\begin{array}{cccc}\delta {}_e& \delta {}_a& \delta {}_r& \delta {}_{{\rm T}}\end{array}]{}^{\text{Τ}}$的非线性函数关系。δe,δa,δr,δT分别为升降舵偏角、方向舵偏角、副翼偏角、油门杆偏量,fDYL,fLMN,fT由相应的气动导数组成。

2.2 基于导航信息的量测方程

由导航系统提供的量测向量如下[6]:

$\mathit{z}{}_k=[\begin{array}{cccccccc}\theta & \phi & p& q& r& f{}_x& f{}_y& f{}_z\end{array}](13)$

式中:θ为俯仰角,φ为横滚角,θ,φ直接为导航系统输出;p为横滚角速率,q为俯仰角速率,r为航向角速率,p,q,r由导航系统中的陀螺提供;fx为机体x轴比力,fy为机体y轴比力,fz为机体z轴比力,fx,fy,fz为导航系统中加速计输出的比力信息。除以上量测信息外,大气数据系统还提供了动压$\overline{q}$作为量测,ρ为空气密度。量测量与状态向量的非线性关系如下:

由此,根据以上状态方程和量测方程,利用扩展卡尔曼滤波就可以估算出迎角α和侧滑角β。

综述上文可以知道,该算法分为四个模块,即动力学方程、飞行控制系统(主要提供δe,δa,δr,δT)、导航系统及大气数据系统,如图1所示。

3 仿真验证

仿真采用某型飞机的几何、质量和空气动力特性。由导航系统和大气数据系统的相关性能指标可以得到量测精度如表1所示。这里取陀螺漂移为0.01/h。

系统噪声协方差阵Q由飞机的固有特性及其非线性模型决定;量测噪声协方差阵R由导航器件和大气数据系统的特性及周围环境所决定。取ρ=0.412 7 kg/m3,高度H=1 000 m,马赫数M=0.881。仿真中,飞机处于大机动状态,利用飞机动力学模型即式(7)～式(11)构造各参数真值,将EKF估计的结果与其对比,由于通常侧滑角非常小,可以看作0,这里只给出迎角的仿真结果,图2,图3给出了迎角的相关曲线。

从仿真曲线图2,图3可以看出,飞机处于大机动状态下,EKF估计误差存在一定的波动,但是仍然具有很好的估计效果,不仅EKF估计曲线与真值曲线趋势上完全一致, 而且该方法有着较高的估计精度,估计误差在0.4°以内,能够满足实际飞行要求。这也说明该方法有着很好的鲁棒性。同时,该估计过程是在实时的仿真环境下进行,所以该方法又有着很好的实时性。

4 结 论

综上所述,本文提出的方法不需要传感器,仅仅借助惯导信息和飞机的非线性动力学模型(模型准确性足够高),利用EKF就可以估计迎角和侧滑角。从仿真结果可以看出,该方法有着较高的估计精度,很好的鲁棒性和实时性,且结构简单,易于工程实现。

参考文献

[1]宋述杰.虚拟传感器研究[D].西安:西北工业大学,2004.

[2]秦永元,张洪钺,汪叔华.卡尔曼滤波与组合导航原理[M].西安:西北工业大学出版社,1998.

[3]JOSEPH E,ZEIS J R.Angle of attack and sideslip estima-tion using an inertial reference platform,AIAA-1988-4351[R].USA:AIAA,1998.

[4]COLGREN R D.The Feasibility of using an INS for contrlsystem feedback,AIAA-98-43045[R].USA:AIAA,1998.

[5]吴森堂,费玉华.飞行控制系统[M].北京:北京航空航天大学出版社,2005.

迎角模拟器 篇4

采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动特性的风洞试验研究

飞机大迎角横侧气动特性是决定其机动性及敏捷性的主要因素之一.本文就采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动特性进行了讨论.着重对机头边条的`大小、安装位置等对飞机稳定性的影响进行讨论.试验是在气动中心低速所4m×3m和 3.2m风洞中进行的.

作 者：祝明红 王勋年 陈洪 Zhu Minghong Wang Xunnian Chen Hong 作者单位：中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000刊 名：流体力学实验与测量 ISTIC EI PKU英文刊名：EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUIE MECHANICS年，卷(期)：13(2)分类号：V211.7 V211.46关键词：机头边条 试验研究 方向稳定性