李宏亮，張革命，吝繼鋒，張 寧

(1.中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所第八研究室，陜西 西安 710065；2.全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710065)

1 引 言

飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)是根據(jù)不同工況施加載荷，用以檢驗(yàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度是否滿足設(shè)計(jì)要求的一種試驗(yàn)方法，是飛機(jī)研制過程中不可缺少的重要環(huán)節(jié)。操縱系統(tǒng)試驗(yàn)是靜力試驗(yàn)的重要組成部分[1]。在某些操縱試驗(yàn)中，要求同一個加載點(diǎn)使用不同的控制模式(載荷/位移)進(jìn)行控制。例如，某型飛機(jī)操縱試驗(yàn)中，要求當(dāng)左駕駛盤順時針轉(zhuǎn)動時對其使用位移控制模式，同時對右駕駛盤使用載荷控制模式，而當(dāng)右駕駛盤逆時針轉(zhuǎn)動時對其使用位移控制模式，同時對左駕駛盤使用載荷控制模式。這就需要應(yīng)用模式轉(zhuǎn)換技術(shù)來實(shí)現(xiàn)?？刂颇Ｊ睫D(zhuǎn)換技術(shù)支持用戶在同一個試驗(yàn)文件中任意狀態(tài)下切換加載點(diǎn)的控制模式進(jìn)行控制[2]。在水平尾翼操縱系統(tǒng)試驗(yàn)中，真實(shí)地模擬駕駛桿后拉過程，進(jìn)行了手動和自動模式轉(zhuǎn)換。

2 模式轉(zhuǎn)換原理

控制模式是指當(dāng)前閉環(huán)控制回路由哪些輸入輸出信號參與控制，而控制模式轉(zhuǎn)換是一種閉環(huán)伺服控制技術(shù)，其通過轉(zhuǎn)換閉環(huán)控制回路的當(dāng)前反饋來改變該回路控制的物理參數(shù)[3]?？刂颇Ｊ睫D(zhuǎn)換的實(shí)現(xiàn)是在控制通道有多路輸入的前提下，通過切換當(dāng)前輸入信號，由不同的輸入信號來參與閉環(huán)回路控制，其它的輸入信號則作為監(jiān)視信號。例如，將控制回路的當(dāng)前反饋由載荷傳感器的輸入信號轉(zhuǎn)換為位移傳感器的輸入信號，則控制模式由載荷控制轉(zhuǎn)換為位移控制。典型的控制通道模式轉(zhuǎn)換原理如圖1所示。從控制原理的角度來看， 在一個典型的PID控制回路中， 針對不同輸入信號的特性，需要由不同的控制參數(shù)來進(jìn)行控制[4]，所以在帶有控制模式轉(zhuǎn)換功能的控制回路中，針對不同的輸入信號，應(yīng)配置不同的控制參數(shù)來進(jìn)行調(diào)節(jié)。簡單地說，就是同一個控制通道設(shè)置有兩套或者多套控制參數(shù)[5]。在控制系統(tǒng)中，一個帶有控制模式轉(zhuǎn)換功能的控制通道配置如圖2所示。從控制模式1轉(zhuǎn)換至控制模式2時，進(jìn)行無擾動切換(如圖3所示)，即切換瞬間控制系統(tǒng)閥輸出不變，以此來保持當(dāng)前系統(tǒng)的穩(wěn)定狀態(tài)[6]。

圖1 控制通道模式轉(zhuǎn)換原理

圖2 帶有模式轉(zhuǎn)換的控制通道配置圖

圖3 控制模式轉(zhuǎn)換過程

3 模式轉(zhuǎn)換在飛機(jī)操縱試驗(yàn)中的應(yīng)用

3.1 試驗(yàn)配置

在協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)軟件中，控制模式是由用戶分配的輸入通道的類型決定的，一旦用戶為某一通道分配了輸入信號的類型，其當(dāng)前控制模式(Active Control Mode)和默認(rèn)控制模式(Default Control Mode)就確定了。當(dāng)前控制模式是指該控制通道在當(dāng)前狀態(tài)下的控制模式，如果用戶將某一通道定義為位控通道，其當(dāng)前控制模式和默認(rèn)控制模式就是位控模式，反之，如果將其定義為力控通道，其當(dāng)前控制模式和默認(rèn)控制模式就是力控模式。當(dāng)某一控制通道同時有多個輸入信號時，其當(dāng)前控制模式和默認(rèn)控制模式根據(jù)用戶首先選擇的輸入信號決定[7]。

3.2 模式轉(zhuǎn)換實(shí)現(xiàn)方式

試驗(yàn)加載時，在試驗(yàn)執(zhí)行或者函數(shù)發(fā)生器操作欄里都可以進(jìn)行模式轉(zhuǎn)換。在轉(zhuǎn)換的過程中，試驗(yàn)站可以是加壓狀態(tài)，也可以是卸壓狀態(tài)?？梢酝ㄟ^以下途徑執(zhí)行模式轉(zhuǎn)換：

(1)手動改變控制模式，即通過添加快捷鍵進(jìn)行手動轉(zhuǎn)換，如圖4所示。

圖4 快捷鍵

(2)在試驗(yàn)中，當(dāng)包含模式轉(zhuǎn)換的命令執(zhí)行時，在動作組中添加模式轉(zhuǎn)換動作組，如圖5所示；在載荷譜的行開始動作和行結(jié)束動作都可以調(diào)用，如圖6所示。

圖5 模式轉(zhuǎn)換動作組

圖6 事件中調(diào)用模式轉(zhuǎn)換動作

(3)當(dāng)定義有模式轉(zhuǎn)換的動作事件發(fā)生時，即在事件中調(diào)用，當(dāng)事件發(fā)生時調(diào)用模式轉(zhuǎn)換動作，如圖7所示。

圖7 事件中調(diào)用模式轉(zhuǎn)換動作

3.3 試驗(yàn)應(yīng)用

某飛機(jī)主操縱疲勞試驗(yàn)分為地面、空中兩種情況，兩種情況下要求同一個加載點(diǎn)使用不同的控制模式(載荷/位移)進(jìn)行控制。在水平尾翼操縱系統(tǒng)試驗(yàn)中，按照模式轉(zhuǎn)換功能的應(yīng)用方向，結(jié)合飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中的需要，進(jìn)行如圖8所示真實(shí)地模擬駕駛桿后拉過程，進(jìn)行了手動和自動模式轉(zhuǎn)換。

本次驗(yàn)證試驗(yàn)只使用一個加載點(diǎn)，包括位移和力兩個反饋輸入，通道具體配置如圖9所示。

圖8 模式轉(zhuǎn)換試驗(yàn)框架

圖9 控制通道配置

根據(jù)試驗(yàn)要求，設(shè)置了控制模式F和控制模式P。控制模式F為1#點(diǎn)力控，控制模式P為1#點(diǎn)位控。具體配置如圖10所示。

圖10 控制模式配置

4 試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

在試驗(yàn)中分別進(jìn)行了自動模式切換和手動模式切換。

4.1 手動轉(zhuǎn)換試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

在試驗(yàn)過程中，分別使用命令-反饋曲線以及命令、反饋、誤差表來實(shí)時監(jiān)視試驗(yàn)數(shù)據(jù)[8]，圖11為手動進(jìn)行模式轉(zhuǎn)換的結(jié)果。

圖11 手動轉(zhuǎn)換結(jié)果

由圖11可以得出如下結(jié)論：

(1)模式轉(zhuǎn)換時刻在圖中顯示為一條垂直于時間軸的直線，即可以理解為一個時間點(diǎn)。由于實(shí)時顯示軟件的更新時間約為48ms，所以可以確定模式轉(zhuǎn)換時間為毫秒級。

(2)模式轉(zhuǎn)換前，反饋曲線跟隨性良好，其與命令曲線幾乎貼合，表明加載過程平穩(wěn)，誤差小。

(3)模式轉(zhuǎn)換后，反饋響應(yīng)較為迅速，后續(xù)加載過程反饋跟隨性較好。

(4)模式轉(zhuǎn)換發(fā)生時刻，位移反饋與載荷反饋均無異常跳動，轉(zhuǎn)換過程平穩(wěn)可靠。

(5)模式轉(zhuǎn)換前后，試驗(yàn)誤差均≤1%FS。

(6)模式轉(zhuǎn)換后，控制系統(tǒng)閥輸出維持在-0.1V左右，表明模式轉(zhuǎn)換過程重復(fù)性較好。

4.2 連續(xù)記錄器數(shù)據(jù)分析

根據(jù)試驗(yàn)需求設(shè)置載荷表，如表1所示，飛行譜中共設(shè)置有3處模式轉(zhuǎn)換，選取飛行譜中極限位置處的模式轉(zhuǎn)換過程為研究對象，分析模式轉(zhuǎn)換時刻的連續(xù)記錄數(shù)據(jù)，模式轉(zhuǎn)換過程中反饋曲線如圖12、圖13所示。

表1 試驗(yàn)載荷表設(shè)置

圖13 轉(zhuǎn)換過程反饋曲線-2

由圖12、圖13可以看出，轉(zhuǎn)換過程中載荷反饋的變化量為1N，位移變化量為0.005mm，因此轉(zhuǎn)換過程平穩(wěn)、無波動。

5 結(jié) 論

通過控制模式轉(zhuǎn)換技術(shù)研究以及操縱系統(tǒng)試驗(yàn)應(yīng)用，可以得出以下結(jié)論：

(1)模式轉(zhuǎn)換功能能夠平穩(wěn)快速地將當(dāng)前控制模式轉(zhuǎn)換到所需控制模式；

(2)模式轉(zhuǎn)換后，反饋響應(yīng)較為迅速，后續(xù)加載過程反饋跟隨性較好；

(3)模式轉(zhuǎn)換過程中，加載點(diǎn)誤差以及跟隨性均能滿足試驗(yàn)要求；

(4)就單個作動筒而言，該技術(shù)可應(yīng)用到相應(yīng)的靜力或疲勞試驗(yàn)中。