周 攀，謝國(guó)富,王 強(qiáng)

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

現(xiàn)代高新技術(shù)的發(fā)展促進(jìn)了飛行訓(xùn)練手段的不斷進(jìn)步和更新，飛行訓(xùn)練模擬器在民用及軍事領(lǐng)域均得到廣泛使用，因其成本低、安全性好等優(yōu)越性而受到世界各國(guó)的高度重視。飛行訓(xùn)練模擬器不僅是培訓(xùn)飛行員的重要裝備，而且是新機(jī)種研制及原理驗(yàn)證、飛行故障診斷的重要工具。一般地，直升機(jī)模擬器包括模擬座艙、視景系統(tǒng)、運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)、操縱負(fù)荷系統(tǒng)、音響系統(tǒng)、管理系統(tǒng)等分系統(tǒng)，這些分系統(tǒng)分別實(shí)現(xiàn)模擬器的不同功能，相互之間交聯(lián)耦合，共同完成模擬器的仿真訓(xùn)練任務(wù)[1]。其中，操縱負(fù)荷系統(tǒng)作為直升機(jī)模擬器中唯一與飛行員具有直接交互關(guān)系的系統(tǒng)，其功能的好壞直接影響到飛行員對(duì)模擬器使用情況的評(píng)價(jià)，而要提高操縱負(fù)荷系統(tǒng)的仿真度，對(duì)飛控反驅(qū)功能的仿真實(shí)現(xiàn)就必不可少。

1 操縱負(fù)荷系統(tǒng)基本工作原理

操縱負(fù)荷系統(tǒng)是直升機(jī)模擬器的重要組成部分，主要模擬直升機(jī)操縱機(jī)構(gòu)的動(dòng)靜態(tài)特性功能，包括周期變距桿、總距桿和腳蹬等四個(gè)通道正常/故障狀態(tài)下的靜態(tài)操縱桿力、行程模擬以及動(dòng)態(tài)特性模擬。操縱負(fù)荷系統(tǒng)的仿真效果直接影響飛行員的訓(xùn)練以及對(duì)飛行模擬器飛行品質(zhì)的評(píng)價(jià)。如果操縱感覺(jué)逼真，飛行員在訓(xùn)練中完成各種任務(wù)時(shí)就能夠積累正確的飛行經(jīng)驗(yàn)，在工程研究中也就能夠正確地評(píng)價(jià)被仿真飛機(jī)的飛行品質(zhì)，否則，飛行員訓(xùn)練時(shí)將得到負(fù)面的訓(xùn)練效果甚至是錯(cuò)誤的結(jié)論。因此，研制高性能、高逼真度、高可靠性的操縱負(fù)荷系統(tǒng)是研制高性能飛行模擬器的基礎(chǔ)[2]。

2000年以前，大多數(shù)模擬器使用液壓執(zhí)行機(jī)構(gòu)作為控制載荷，通過(guò)計(jì)算機(jī)驅(qū)動(dòng)液壓執(zhí)行機(jī)構(gòu)來(lái)完成操縱負(fù)荷系統(tǒng)功能模擬。液壓執(zhí)行機(jī)構(gòu)對(duì)基本力感及位移特性的仿真效果優(yōu)異，但是往往過(guò)于龐大且成本高昂，難以在高等級(jí)模擬器中使用。2000年以后，隨著電動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展，在每個(gè)通道上使用一個(gè)電動(dòng)機(jī)就可以實(shí)現(xiàn)對(duì)控制載荷的驅(qū)動(dòng)。由于結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單且性能優(yōu)良等天然優(yōu)勢(shì)，電動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)逐漸替代了傳統(tǒng)液壓執(zhí)行機(jī)構(gòu)作為直升機(jī)模擬器的操縱負(fù)荷系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)方式。目前國(guó)內(nèi)直升機(jī)模擬器操縱負(fù)荷系統(tǒng)主要由控制和采集計(jì)算機(jī)、電動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)、電動(dòng)伺服控制驅(qū)動(dòng)箱、信號(hào)分配箱和腳踏板剎車(chē)力感仿真機(jī)構(gòu)組成。機(jī)械安裝圖及系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖如圖1所示。采集計(jì)算機(jī)和電動(dòng)伺服控制驅(qū)動(dòng)箱、信號(hào)分配箱及執(zhí)行機(jī)構(gòu)之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系如圖2系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖所示。

圖1 操縱負(fù)荷系統(tǒng)機(jī)械安裝示意圖

圖2 操縱負(fù)荷控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

在飛行仿真過(guò)程中，飛行員通過(guò)座艙操縱產(chǎn)生輸入，輸入信號(hào)通過(guò)在操縱模型中高速運(yùn)行的計(jì)算模型(迭代頻率≥1000Hz)分析計(jì)算后輸出控制信號(hào)，經(jīng)功率放大器放大后對(duì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)產(chǎn)生控制輸出；測(cè)量裝置采集輸出力、速度、位移信號(hào)反饋給操縱模型進(jìn)行比較修正。操縱負(fù)荷系統(tǒng)基本工作原理流程如圖3所示。

圖3 操縱負(fù)荷系統(tǒng)原理流程

2 飛控反驅(qū)功能的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

飛控反驅(qū)功能主要用于穩(wěn)定和控制直升機(jī)的飛行姿態(tài)和航跡運(yùn)動(dòng)。為了提高模擬器仿真的逼真度，在高等級(jí)直升機(jī)模擬器中需要仿真直升機(jī)的飛控反驅(qū)功能。以某型直升機(jī)模擬器為例，所模擬的飛控反驅(qū)功能包括反驅(qū)功能模擬、接觸桿功能模擬、總距保安/最小高度保安模擬等。下面重點(diǎn)介紹該部分功能的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)。

2.1 反驅(qū)功能模擬

直升機(jī)接通飛控反驅(qū)后，舵機(jī)控制四個(gè)通道的操縱面轉(zhuǎn)動(dòng)，以達(dá)到穩(wěn)定和控制飛機(jī)姿態(tài)及航跡運(yùn)動(dòng)的功能。在直升機(jī)模擬器中，飛控反驅(qū)功能由操縱負(fù)荷系統(tǒng)中的電動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)。

操縱負(fù)荷系統(tǒng)實(shí)時(shí)接收飛行動(dòng)力學(xué)仿真系統(tǒng)(含飛控系統(tǒng)仿真模塊)解算的位置驅(qū)動(dòng)信號(hào)，操縱模型根據(jù)輸入信號(hào)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理及模型解算，模型輸出經(jīng)D/A轉(zhuǎn)換，控制伺服控制器驅(qū)動(dòng)直流力矩測(cè)速機(jī)組，經(jīng)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)將位移及桿力加到周期變距桿、總距桿和腳蹬上；同時(shí)，位移傳感器、速度傳感器、拉壓力傳感器將周期變距桿、總距桿和腳蹬的位移、速度、拉壓力等參數(shù)經(jīng)A/D轉(zhuǎn)換反饋給操縱模型和伺服控制器，操縱模型將反饋數(shù)據(jù)與操縱負(fù)荷系統(tǒng)模型解算數(shù)據(jù)比較，輸出誤差信號(hào)，控制力矩電機(jī)，以修正桿力或桿位移的大小。反驅(qū)功能基本實(shí)現(xiàn)原理如下圖4所示：

圖4 反驅(qū)功能基本原理

反驅(qū)功能模擬需要解決的關(guān)鍵技術(shù)是模擬器飛控反驅(qū)速度與直升機(jī)飛控系統(tǒng)反驅(qū)速度的匹配。直升機(jī)飛控系統(tǒng)輸出的是電壓信號(hào)，所以通過(guò)改變電壓信號(hào)值來(lái)控制舵機(jī)從而實(shí)現(xiàn)飛控反驅(qū)控制[3]。一定范圍內(nèi)，電壓值越大，反驅(qū)速度越快。在模擬器中，由于沒(méi)有舵機(jī)，所有反驅(qū)功能都由直流力矩電機(jī)實(shí)現(xiàn)，因此將電壓信號(hào)轉(zhuǎn)換為模型可以識(shí)別的模擬信號(hào)至關(guān)重要。轉(zhuǎn)換系數(shù)根據(jù)電機(jī)特性差異有所不同，需要根據(jù)不同電壓輸出建立轉(zhuǎn)換系數(shù)模型。同時(shí)，在反驅(qū)過(guò)程中，直升機(jī)飛控系統(tǒng)會(huì)輸出不同的反驅(qū)速度到直流力矩電機(jī)，為了解決飛控反驅(qū)過(guò)程中飛控系統(tǒng)輸出的反驅(qū)速度從正向速度突然跳向負(fù)向速度而導(dǎo)致的卡滯問(wèn)題，需在數(shù)據(jù)輸入端做數(shù)據(jù)緩沖處理，即每次有突變時(shí)需在中間做插零處理，保證反驅(qū)速度的平穩(wěn)過(guò)渡。

設(shè)計(jì)過(guò)程中遇到的問(wèn)題：采用位置環(huán)控制時(shí)，系統(tǒng)的配平速度不均勻，配平響應(yīng)滯后；采用速度環(huán)控制時(shí)，配平速度慢時(shí)可以保持勻速運(yùn)動(dòng)，不會(huì)發(fā)生跳動(dòng)現(xiàn)象，但將配平速率調(diào)大時(shí)，會(huì)產(chǎn)生跳桿現(xiàn)象。

解決上述問(wèn)題采用了速度環(huán)和位置環(huán)共同控制的方法。飛控驅(qū)動(dòng)模型處理飛行動(dòng)力學(xué)仿真系統(tǒng)發(fā)出的位置/速度控制信號(hào)，通過(guò)位置/速度信號(hào)來(lái)控制操縱桿運(yùn)動(dòng)到指令位置。?？觳捎肞ID控制算法，計(jì)算當(dāng)前誤差值與實(shí)際誤差值進(jìn)行比較，通過(guò)測(cè)試設(shè)定微分項(xiàng)和積分項(xiàng)，實(shí)現(xiàn)位置驅(qū)動(dòng)和速度驅(qū)動(dòng)控制。其中速度信號(hào)控制精度誤差小于0.03，位置信號(hào)控制精度誤差小于0.1°。通過(guò)測(cè)試發(fā)現(xiàn)，前段模塊中求平均速度的時(shí)間周期長(zhǎng)，計(jì)算100ms內(nèi)的平均速度值，通過(guò)測(cè)試將平均速度時(shí)間周期設(shè)置為25ms，并修改PID控制算法中的比例系數(shù)和積分系數(shù)。其中比例項(xiàng)參數(shù)設(shè)置過(guò)大容易發(fā)散掉，積分項(xiàng)參數(shù)設(shè)置過(guò)大步長(zhǎng)變小，微分項(xiàng)設(shè)置過(guò)大容易產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的超調(diào)[3]，位置環(huán)判斷當(dāng)前位置是否到達(dá)目標(biāo)位置，使程序跳出速度控制環(huán)路。調(diào)試最后實(shí)現(xiàn)接收控制速度達(dá)到0～4.5°/s的勻速配平速度，并且不會(huì)產(chǎn)生跳桿現(xiàn)象。其中，PID算法的離散公式一般如式(1)所示。

Kd×[e(k)-e(k-1) ]

(1)

在操縱負(fù)荷系統(tǒng)模型中使用的位置式PID控制偽代碼為：

rbd_error_v[i] = palldata->m_data.chnl_i[i].fExDrV +g_nED[i]*qdzl_aveVc[i];

rbd_error_c[i] += rbd_error_v[i];

rbd_p_ut[i] = fKp[i]*rbd_error_v[i]+fKi[i]*rbd_error_c[i]+ fKd[i]*(rbd_error_v[i] - rbd_error_old_v[i]);

rbd_error_old_v[i] = rbd_error_v[i];

其中，fKp[i]參數(shù)控制的是四個(gè)通道的速度誤差，fKi[i]參數(shù)控制的是四個(gè)通道的誤差累積，fKd[i]參數(shù)控制的是四個(gè)通道的誤差偏差量，經(jīng)迭代測(cè)試，確定四個(gè)通道的最優(yōu)PID參數(shù)。本文選取總距通道作為示例，測(cè)試反驅(qū)效果。

總距通道配平位置-時(shí)間曲線如5所示。

圖5 總距通道配平時(shí)間-位置曲線圖

總距通道由于桿自重的原因，飛控反驅(qū)實(shí)現(xiàn)起來(lái)最為復(fù)雜。本文選取總距通道飛控反驅(qū)過(guò)程中的位置時(shí)間曲線圖，系統(tǒng)的配平速度均勻，無(wú)配平響應(yīng)滯后或跳動(dòng)現(xiàn)象發(fā)生，可以滿足模擬器工程使用要求。

2.2 接觸桿功能模擬

直升機(jī)接通飛控反驅(qū)后，遇到強(qiáng)力操縱時(shí)接觸桿斷開(kāi)，舵機(jī)自動(dòng)退出控制狀態(tài)，將操縱機(jī)構(gòu)的控制權(quán)交給飛行員。在直升機(jī)模擬器操縱負(fù)荷系統(tǒng)中，要模擬同樣的接觸桿功能，以完全仿真機(jī)上的飛控接通/斷開(kāi)狀態(tài)。接觸桿功能模擬主要難點(diǎn)在兩個(gè)：一是將傳感器信號(hào)轉(zhuǎn)換為桿頭的力信號(hào)；二是根據(jù)力信號(hào)進(jìn)行接觸桿接通/斷開(kāi)功能模擬。

模擬器操縱負(fù)荷系統(tǒng)通過(guò)改變直流力矩電壓輸出實(shí)現(xiàn)載荷控制，在直流力矩電機(jī)前段安裝力傳感器，根據(jù)實(shí)時(shí)監(jiān)控力傳感器值來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)直流力矩電機(jī)的閉環(huán)控制。對(duì)于接觸桿功能模擬模塊，需要將力傳感器信號(hào)轉(zhuǎn)換為桿頭的力信號(hào)值。下面以縱向通道為例，簡(jiǎn)單講述桿頭力信號(hào)轉(zhuǎn)換方法。

縱向操縱桿初始位置不同導(dǎo)致重量變化，對(duì)縱向通道力傳感器的初始信號(hào)輸出影響較大，因此在模型解算前需要確定傳感器的初始位置。模型基本解算周期為10ms，經(jīng)測(cè)試，選取程序運(yùn)行后第100楨數(shù)據(jù)作為力傳感器初始值，以此為基礎(chǔ)進(jìn)行下一步解算工作。測(cè)試的力傳感器值即可以作為傳遞至桿頭位置的力信號(hào)值，也可以作為直流力矩電機(jī)搖臂端的力反饋值。

初始傳感器值確定后，需要將電機(jī)輸出力與桿頭力信號(hào)做轉(zhuǎn)換。首先要確定力傳感器端到桿頭位置的傳動(dòng)比，可根據(jù)機(jī)械結(jié)構(gòu)分析計(jì)算出大概傳動(dòng)比范圍，然后調(diào)整電機(jī)輸出力，通過(guò)等比原理解算出具體的準(zhǔn)確的傳動(dòng)比。在傳動(dòng)比確定后，需要建立當(dāng)前型號(hào)直流力矩電機(jī)的力電壓比模型。力電壓比，即電機(jī)輸出電壓轉(zhuǎn)換為力的比值，在超過(guò)一定范圍后，力電壓比呈非線性變化，因此需要調(diào)整電機(jī)輸出電壓，測(cè)試出不同范圍內(nèi)的電機(jī)力電壓比曲線[4]。

力信號(hào)轉(zhuǎn)換非常重要，操縱負(fù)荷系統(tǒng)的所有模型(含接觸桿接通/斷開(kāi)模型)都是基于精準(zhǔn)的傳動(dòng)比和電機(jī)力電壓比建立的。

現(xiàn)場(chǎng)四通道供電調(diào)試時(shí)，發(fā)現(xiàn)給電機(jī)供電處于啟動(dòng)狀態(tài)時(shí)會(huì)對(duì)傳感器采集信號(hào)產(chǎn)生干擾，從而對(duì)采集到的模擬信號(hào)值有影響。如圖6所示，將前20s時(shí)間內(nèi)電機(jī)未供電時(shí)采集到的縱向通道傳感器模擬信號(hào)值與電機(jī)供電后采集到的模擬信號(hào)值進(jìn)行對(duì)比，可以觀察到當(dāng)電機(jī)開(kāi)啟后，采集到的模擬信號(hào)有了很大的波動(dòng)，由此可證明電機(jī)供電運(yùn)行時(shí)會(huì)對(duì)傳感器采集信號(hào)產(chǎn)生很大干擾。測(cè)量電機(jī)對(duì)力傳感器信號(hào)干擾如圖6所示。

圖6 1電機(jī)對(duì)力傳感器信號(hào)干擾圖

為了解決干擾問(wèn)題，通過(guò)創(chuàng)建一個(gè)緩存區(qū)，將采樣到的數(shù)據(jù)先放到緩存區(qū)中，再將緩存區(qū)中的數(shù)據(jù)求取平均值[5]。設(shè)定每個(gè)緩存區(qū)只存儲(chǔ)30個(gè)數(shù)據(jù)，當(dāng)緩存區(qū)數(shù)據(jù)大于30個(gè)時(shí)，將最先進(jìn)入的數(shù)據(jù)移除，再將新測(cè)數(shù)據(jù)放在數(shù)據(jù)的最后，這樣既不影響到系統(tǒng)運(yùn)行的實(shí)時(shí)性能，也不會(huì)因?yàn)楦蓴_信號(hào)對(duì)系統(tǒng)產(chǎn)生過(guò)大的影響，使采樣數(shù)據(jù)更加準(zhǔn)確。信號(hào)處理后電機(jī)對(duì)力傳感器干擾圖如圖7所示。

直升機(jī)上，接觸桿是飛控系統(tǒng)的重要裝置，舵機(jī)通過(guò)接觸桿斷開(kāi)與否判斷是否接入強(qiáng)力操縱模式，斷開(kāi)飛控裝置。在直升機(jī)模擬器中，接觸桿功能由操縱負(fù)荷系統(tǒng)來(lái)判斷實(shí)現(xiàn)。在手上操縱力測(cè)試準(zhǔn)確的基礎(chǔ)上，接觸桿判斷相對(duì)簡(jiǎn)單。判斷手上操縱力與機(jī)上斷開(kāi)接觸點(diǎn)需要加載駕駛桿上的最小作用力，如果手上操縱力大于接觸桿斷開(kāi)最小作用力，則發(fā)出接觸桿斷開(kāi)信號(hào)，同時(shí)控制模型進(jìn)入接觸桿斷開(kāi)模式[4]。參照機(jī)上狀態(tài)，可以將接觸桿斷開(kāi)狀態(tài)當(dāng)作飛控反驅(qū)速度為零處理。

圖7 處理后電機(jī)對(duì)力傳感器干擾圖

2.3 總距保安功能模擬

8度總距保安裝置是某型機(jī)飛控系統(tǒng)的組成部件之一，在直升機(jī)作無(wú)線電高度保持或多普勒懸停保持時(shí)，8度總距保安裝置保證總距不低于保安槳距角(對(duì)總距范圍是6°～21°的直升機(jī)，保安槳距角為8°～8.5°；對(duì)總距范圍是1°～17°的直升機(jī)，保安槳距角為4°～4.5°)，以確保直升機(jī)的安全。對(duì)于某直升機(jī)飛行訓(xùn)練模擬器，為了提高仿真的逼真度，需要增加總距保安功能模擬?？偩啾０残盘?hào)由模擬器飛控模塊發(fā)出，由操縱負(fù)荷系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)。操縱負(fù)荷系統(tǒng)在接到總距保安信號(hào)后，需保證此時(shí)總距桿處于半向鎖死狀態(tài)，即只能向上提拉總距，不能向下壓總距，至一定操縱量后，接收飛控系統(tǒng)信號(hào)，解除總距保安狀態(tài)，總距桿處于自由狀態(tài)。基本原理圖如圖8所示。

圖8 總距保安實(shí)現(xiàn)基本流程

要解決的關(guān)鍵技術(shù)是總距桿單向鎖定模式模擬。

為了實(shí)現(xiàn)總距桿單向鎖定功能，需要利用鎖定模式狀態(tài)。鎖定模式的基本功能是將操縱機(jī)構(gòu)鎖定在當(dāng)前位置，實(shí)現(xiàn)原理相對(duì)簡(jiǎn)單：根據(jù)手上操縱力，經(jīng)過(guò)模型解算控制直流力矩電機(jī)輸出，在電機(jī)最大輸出力(即門(mén)限力)范圍內(nèi)，電機(jī)輸出力隨手上操縱力變大而增加，以保證無(wú)論有多大的外力干擾，操縱機(jī)構(gòu)對(duì)應(yīng)通道的電機(jī)都能輸出抵消的力，以達(dá)到鎖定當(dāng)前位置的目的。

設(shè)計(jì)過(guò)程中遇到的問(wèn)題：總距桿在鎖定模式下，用門(mén)限力以下的力可以拉動(dòng)總距桿，其他三個(gè)通道都可以在門(mén)限力范圍內(nèi)被鎖定。經(jīng)分析，由于周期桿和腳蹬受自身重力影響小，總距桿在電機(jī)不輸出力時(shí)，由于自身的重力而始終處在最下端位置上。因此在總距的鎖定模塊中，將桿系的自身重力影響加到模型中，使電機(jī)輸出力與操縱力及重力關(guān)系平衡，將總距桿鎖定在當(dāng)前位置，不會(huì)產(chǎn)生位移，達(dá)到鎖定功能。

3 結(jié)束語(yǔ)

飛控反驅(qū)功能是高等級(jí)直升機(jī)模擬器需要模擬的重要功能。本文從原理及實(shí)現(xiàn)的角度簡(jiǎn)單介紹了某型直升機(jī)模擬器操縱負(fù)荷系統(tǒng)中飛控功能的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)，同時(shí)針對(duì)研制過(guò)程中遇到或解決的關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題進(jìn)行了簡(jiǎn)要的分析和總結(jié)。該技術(shù)已經(jīng)應(yīng)用在某型直升機(jī)飛行訓(xùn)練模擬器中，且隨模擬器通過(guò)GJB5449直升機(jī)模擬器C等級(jí)鑒定測(cè)試，可作為參考應(yīng)用于其它型號(hào)模擬器中。