龐哲凱，鄒 泉

（1.中國飛行試驗研究院飛機(jī)所，西安 710089；2.飛行仿真航空科技重點實驗室，西安 710089）

人感系統(tǒng)產(chǎn)生模擬力的裝置是操縱加載裝置，根據(jù)加載方式不同可分為被動加載和主動加載2種類型。其中被動加載最為常見，即使用單個剛度彈簧或多個剛度組合的彈簧組組成的加載系統(tǒng)，這種加載系統(tǒng)一旦確定其人感特性便不可更改，無法滿足不同飛行階段、不同飛行任務(wù)的人感需求，但由于其具有結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高和易實現(xiàn)的優(yōu)點，現(xiàn)階段仍是大部分飛機(jī)人感系統(tǒng)的首選。主動加載系統(tǒng)則是由舵機(jī)提供輸出力反饋至駕駛桿，該系統(tǒng)可以通過改變?nèi)烁邢到y(tǒng)參數(shù)實現(xiàn)不同的人感特性，根據(jù)舵機(jī)類型可分為電液式和電動式2種，電液式加載系統(tǒng)操縱響應(yīng)快速、力感平順，且能夠長時間提供負(fù)荷，但與電動式相比結(jié)構(gòu)更復(fù)雜，集成化程度低[1]。

國外針對駕駛桿的主動加載人感系統(tǒng)技術(shù)研究起步于20世紀(jì)六七十年代，經(jīng)過數(shù)十年發(fā)展，該技術(shù)已趨于成熟并應(yīng)用于多種機(jī)型上，如美國的F-35、灣流G600、B777，英國的“美洲虎”，德國的F-104G，日本的T-2先進(jìn)教練機(jī)，法國的幻影-2000等[2]。而國內(nèi)研究起步較晚，與國外仍存在很大差距，各高校及研究院所仍處于演示驗證階段，雖在模擬器上有所應(yīng)用，但并未推廣至飛機(jī)使用[3-4]。為解決應(yīng)用程度不高的問題，本文針對主動加載裝置，設(shè)計基于模型跟蹤控制方法，并在地面試驗臺架上進(jìn)行了仿真驗證。

1 可變?nèi)烁邢到y(tǒng)控制原理

1.1 可變?nèi)烁邢到y(tǒng)總體結(jié)構(gòu)

本文設(shè)計的可變?nèi)烁邢到y(tǒng)主要由3部分組成，分別是上位機(jī)、操縱加載部分和機(jī)械部分。其中上位機(jī)設(shè)計有與用戶交互的監(jiān)控測試軟件，通過CAN（Controller Area Network）總線與操縱加載部分通信，從而進(jìn)行指令發(fā)送與信號傳輸；操縱加載部分是可變?nèi)烁邢到y(tǒng)的核心，該部分由加載計算機(jī)與縱、橫、航3個方向的電液舵機(jī)組成。加載計算機(jī)為雙余度設(shè)計，采用DSP（Digital Signal Processor）+FPGA（Field Programmable Gate Array）的模式，F(xiàn)GPA完成傳感器數(shù)據(jù)采集，DSP完成邏輯運算和指令控制。電液舵機(jī)集成有力傳感器和位移傳感器；機(jī)械部分由3方向機(jī)械桿系和駕駛桿及腳蹬組成，完成機(jī)械傳動和指令輸入。詳細(xì)結(jié)構(gòu)框圖如圖1所示。

圖1 可變?nèi)烁邢到y(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

可變?nèi)烁邢到y(tǒng)的工作原理為：上位機(jī)設(shè)定啟動力、摩擦力、空行程及桿力特性等人感參數(shù)，將其傳輸?shù)郊虞d計算機(jī)中，用以確定人感模型。飛行員操縱駕駛桿時，通過傳動機(jī)構(gòu)帶動對應(yīng)方向舵機(jī)的作動筒動作，產(chǎn)生力和位移信號并發(fā)送至加載計算機(jī)，根據(jù)設(shè)計的控制律計算得到舵機(jī)應(yīng)輸出量，并將其轉(zhuǎn)換為控制指令發(fā)送至伺服閥，通過控制閥口開度驅(qū)動作動筒動作，并將輸出量傳遞到駕駛桿，給飛行員提供力感。若要得到不同的人感特性，只需在上位機(jī)設(shè)定對應(yīng)參數(shù)即可實現(xiàn)人感特性可變功能。

1.2 控制原理

可變?nèi)烁邢到y(tǒng)控制律在加載計算機(jī)內(nèi)實現(xiàn)，繪制單方向縱向通道的控制原理圖如圖2所示。從圖2中可知，可變?nèi)烁邢到y(tǒng)控制律由人感模型控制環(huán)節(jié)和伺服計算環(huán)節(jié)組成，其中人感模型控制環(huán)節(jié)包含非線性計算環(huán)節(jié)和人感動態(tài)特性環(huán)節(jié)?；究刂圃頌椋杭虞d計算機(jī)通過A/D采集得到縱向駕駛桿力FE和縱向駕駛桿位移δE，將桿力輸入人感非線性環(huán)節(jié)和人感動態(tài)特性環(huán)節(jié)得到位移指令輸入，與桿位移綜合后的指令經(jīng)過伺服指令計算得到伺服系統(tǒng)的位移指令。橫向和航向通道的控制原理與其一致。

圖2 縱向通道可變?nèi)烁邢到y(tǒng)控制原理

1.2.1 非線性計算環(huán)節(jié)

非線性計算環(huán)節(jié)是體現(xiàn)人感系統(tǒng)靜態(tài)特性的重要部分，包括有摩擦力特性、啟動力特性、空行程特性、非線性梯度特性、硬止動特性及綜合特性[5]，具體特性曲線如圖3所示。

圖3 人感特性曲線

人感靜態(tài)特性曲線是位移和力的關(guān)系曲線，在加載計算機(jī)計算時，當(dāng)輸入駕駛桿的操縱力，通過非線性計算環(huán)節(jié)輸出人感位移指令δc至人感動態(tài)特性環(huán)節(jié)，完成人感模型位移計算。

1.2.2 人感動態(tài)特性環(huán)節(jié)

人感系統(tǒng)的動態(tài)模型等效為二階系統(tǒng)，具體如圖4所示。

由圖4可以得到，模型位移指令δm為

圖4 人感系統(tǒng)動態(tài)模型框圖

式中：δm為模型位移；δc為位移指令；ξm為模型阻尼比；ωm為模型頻率。

根據(jù)雙線性變換，積分因子S可離散化為

式中：T為采樣或計算時間。

根據(jù)式（2）可得模型位移指令離散化表達(dá)式如下

式中：i為當(dāng)前時刻數(shù)值；i-1為上一時刻數(shù)值。

1.2.3 伺服計算環(huán)節(jié)

本文采用的人感模型控制方式是通過改變非線性計算環(huán)節(jié)調(diào)整人感靜態(tài)參數(shù)，改變?nèi)烁蓄l率和人感阻尼比調(diào)整人感動態(tài)參數(shù)，而用于驅(qū)動作用的伺服則等效為固定頻率和固定阻尼比的二階系統(tǒng)實現(xiàn)。控制原理如圖5所示。

圖5 伺服控制原理框圖

式中：δ為伺服位移；ξs為伺服阻尼比；ωs為伺服頻率。

2 仿真驗證及結(jié)果分析

2.1 試驗條件

為驗證人感系統(tǒng)模型控制原理的正確性，利用飛機(jī)地面臺架進(jìn)行人感系統(tǒng)可變特性仿真試驗。根據(jù)第1節(jié)設(shè)計的人感系統(tǒng)原理將操縱加載部分連同上位機(jī)分為三層，分別為用戶層、邏輯層和物理層，如圖6所示。

圖6 人感系統(tǒng)功能結(jié)構(gòu)圖

物理層包含由電器元件與液壓元件組成的舵機(jī)，其中位移傳感器和力傳感器實現(xiàn)A/D采集功能，電磁閥和伺服閥實現(xiàn)流量控制功能，作動筒實現(xiàn)運動執(zhí)行功能；邏輯層是整個人感系統(tǒng)的核心，通過加載計算機(jī)實現(xiàn)與物理層和用戶層的數(shù)據(jù)通信，控制傳感器進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，并根據(jù)設(shè)計的控制方法進(jìn)行運算，同時在工作時對系統(tǒng)安全進(jìn)行監(jiān)測，以保護(hù)系統(tǒng)不會因突發(fā)故障而損壞；用戶層的上位機(jī)搭載有專用測試軟件，其目的是實現(xiàn)良好的人機(jī)交互，對采集到的數(shù)據(jù)實時顯示、繪制，對設(shè)定參數(shù)及歷史數(shù)據(jù)進(jìn)行管理，并且將數(shù)據(jù)以需用格式進(jìn)行存儲管理。

本文以某型機(jī)地面臺架人感系統(tǒng)作為試驗對象，開展人感靜態(tài)特性研究。試驗條件是完成機(jī)械零位及傳動比校準(zhǔn)試驗，以消除機(jī)械設(shè)計及裝配上帶來的誤差。

2.2 靜態(tài)特性試驗及結(jié)果

本文人感靜態(tài)特性試驗以縱向俯仰通道為例，其他兩方向同理。試驗中包含的靜態(tài)特性有：桿力梯度特性試驗、啟動力特性試驗、空行程特性試驗、摩擦力特性試驗及綜合人感特性試驗。

2.2.1 桿力梯度特性試驗

本次試驗共設(shè)置3組試驗參數(shù)，見表1。

表1 桿力梯度特性試驗

在軟件中按表1設(shè)置人感參數(shù)，操縱駕駛桿均勻地作縱向動作，完成一次從中立—前推—中立—后拉—中立全行程，改變參數(shù)重復(fù)以上動作，直至3組試驗完成，記錄并繪制的結(jié)果如圖7所示。

對比3組試驗結(jié)果可以看出，人感系統(tǒng)的桿力梯度發(fā)生了變化，從圖7可以看到，實際測得的桿力-桿位移曲線與設(shè)計值基本一致，系統(tǒng)表現(xiàn)出良好的可變特性，同時也可以看出當(dāng)位移大于設(shè)定值時，桿力-桿位移曲線存在止動部分，滿足人感系統(tǒng)的止動設(shè)計要求。此外，從圖7中也可以看出，實測的桿力-桿位移曲線并非直線，而是形成柳葉狀曲線，這是因為機(jī)械傳動桿系自身存在間隙和摩擦，使得桿力無法與設(shè)計值完全一致。

圖7 桿力-桿位移曲線

2.2.2 啟動力特性試驗

本次試驗共設(shè)置3組試驗參數(shù)，見表2。

在軟件中按表2設(shè)置人感參數(shù)，操縱駕駛桿均勻地作縱向動作，完成一次從中立—前推—中立—后拉—中立全行程，改變參數(shù)重復(fù)以上動作，直至3組試驗完成，記錄并繪制的結(jié)果如圖8所示。

表2 啟動力特性試驗

圖8 啟動力特性曲線

對比3組試驗結(jié)果可以看出，人感系統(tǒng)的啟動力發(fā)生了變化，從圖8可以看到，實際測得的桿力-桿位移曲線與設(shè)計值基本一致，系統(tǒng)表現(xiàn)出良好的啟動力特性。

2.2.3 摩擦力特性試驗

本次試驗共設(shè)置3組試驗參數(shù)，見表3。

在軟件中按表3設(shè)置人感參數(shù)，操縱駕駛桿均勻地作縱向動作，完成一次從中立—前推—中立—后拉—中立全行程，改變參數(shù)重復(fù)以上動作，直至3組試驗完成，記錄并繪制的結(jié)果如圖9所示。

表3 摩擦力特性試驗

圖9 摩擦力特性曲線

對比3組試驗結(jié)果可以看出，人感系統(tǒng)的摩擦力發(fā)生了變化，從圖9可以看到，實際測得的桿力-桿位移曲線與設(shè)計值基本一致，系統(tǒng)表現(xiàn)出良好的摩擦力特性。

2.2.4 空行程特性試驗

本次試驗共設(shè)置2組試驗參數(shù)，見表4。

表4 空行程特性試驗

在軟件中按表4設(shè)置人感參數(shù)，操縱駕駛桿均勻地作縱向動作，完成一次從中立—前推—中立—后拉—中立全行程，改變參數(shù)重復(fù)以上動作，直至2組試驗完成，記錄并繪制的結(jié)果如圖10所示。

對比2組試驗結(jié)果可以看出，人感系統(tǒng)的空行程發(fā)生了變化，從圖10可以看到，實際測得的桿力-桿位移曲線與設(shè)計值基本一致，系統(tǒng)表現(xiàn)出良好的空行程特性。

圖10 空行程特性曲線

2.2.5 綜合人感特性試驗

本次試驗共設(shè)置2組試驗參數(shù)，見表5。

在軟件中按表5設(shè)置人感參數(shù)，操縱駕駛桿均勻地作縱向動作，完成一次從中立—前推—中立—后拉—中立全行程，改變參數(shù)重復(fù)以上動作，直至2組試驗完成，記錄并繪制的結(jié)果如圖11所示。

表5 綜合人感特性試驗

對比2組試驗結(jié)果可以看出，人感系統(tǒng)同時存在啟動力、空行程、不同桿力梯度等特性，從圖11可以看到，實際測得的桿力-桿位移曲線與設(shè)計值基本一致，系統(tǒng)表現(xiàn)出良好的綜合人感特性。

圖11 綜合人感特性曲線

3 結(jié)論

本文針對人感系統(tǒng)啟動力、摩擦力、空行程和桿力梯度等特性，設(shè)計了基于模型跟蹤的電液式人感系統(tǒng)控制方法，實現(xiàn)了不同人感特性單個可變和綜合可變的功能，并且通過地面臺架進(jìn)行了試驗驗證，驗證結(jié)果表明，該方法控制精度良好、易實現(xiàn)人感靜態(tài)特性可變功能。