宋 科,崔旭升

(1.西安航空學(xué)院 電子工程學(xué)院,西安 710077; 2.亞龍智能裝備集團(tuán)股份有限公司,浙江 溫州 325100)

0 引言

飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)作為飛機(jī)姿態(tài)控制的重要組成部分，主要包括了液壓油油箱、液壓馬達(dá)、控制閥門、作動(dòng)筒及管道、溢流閥、限位開關(guān)等輔助裝置。工作時(shí)，油箱中的油加壓后輸送到液壓作動(dòng)筒，實(shí)現(xiàn)升降舵、襟翼、方向舵等主要操縱面的作動(dòng)。因此，其調(diào)節(jié)性能對(duì)飛機(jī)的飛行控制性能具有重要影響[1-2]。國內(nèi)外針對(duì)液壓作動(dòng)系統(tǒng)的仿真研究常用方法包括數(shù)值計(jì)算方法、地面實(shí)驗(yàn)方法以及半物理仿真方法。文獻(xiàn)[3]利用以某大型液壓挖掘機(jī)作為研究對(duì)象，基于ADAMS軟件的液壓挖掘機(jī)動(dòng)力學(xué)仿真分析。為進(jìn)一步提高仿真的精度，通過AMEsim軟件對(duì)包括液壓支架、車載式雙臂綠籬機(jī)回轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)液壓系統(tǒng)、破拆機(jī)器人平衡閥及臂的液壓裝置進(jìn)行建模及仿真研究，獲得系統(tǒng)的靜態(tài)、動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行分析，為設(shè)備液壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)提高提供了理論參考和技術(shù)途徑[4-6]。與數(shù)值建模方法簡(jiǎn)單易實(shí)現(xiàn)相比，地面實(shí)物實(shí)驗(yàn)平臺(tái)方法通常需要搭建液壓系統(tǒng)工作臺(tái)、控制臺(tái)、電源、電路和監(jiān)控軟件，僅適用于特定的研究對(duì)象，開發(fā)及運(yùn)行維護(hù)成本較高[7-10]。

為克服數(shù)值仿真準(zhǔn)確性由模型精確直接決定，與實(shí)際工況存在較大偏差，而實(shí)物實(shí)驗(yàn)平臺(tái)投入大，周期長(zhǎng)的缺點(diǎn)，本文以某型飛機(jī)飛行姿態(tài)液壓及控制系統(tǒng)為研究背景，設(shè)計(jì)并開發(fā)了包括仿真單元(虛擬液壓控制器、測(cè)量?jī)x表)、實(shí)物單元(現(xiàn)場(chǎng)操控單元、可編程電氣控制器PLC、演示單元、舵面加載裝置)，并對(duì)某型飛機(jī)方向舵液壓控制回路開展硬件在環(huán)仿真。

1 半物理仿真平臺(tái)總體方案

1.1 平臺(tái)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

飛機(jī)機(jī)翼連接主要的飛行姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)。其中，方向舵安裝在垂直尾翼上，襟翼、副翼、升降舵均位于水平機(jī)翼上(如圖1所示)。

圖1 飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)基本組成

圖1中，飛機(jī)各路飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)通常由姿態(tài)敏感元件、綜合計(jì)算裝置、信號(hào)給定裝置和執(zhí)行機(jī)構(gòu)等組成。以俯仰控制為例，飛機(jī)飛行過程中，當(dāng)需要若要改變俯仰角，飛行員或飛控系統(tǒng)通過給定裝置給出俯仰角指令。該指令通過液壓伺服位置調(diào)節(jié)裝置和執(zhí)行機(jī)構(gòu)，驅(qū)使升降舵偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的角度，產(chǎn)生操縱力矩，導(dǎo)致飛機(jī)俯仰角逐漸達(dá)到所要求的數(shù)值后。內(nèi)外力矩達(dá)到平衡，飛機(jī)保持在新的俯仰角下飛行。對(duì)于一些復(fù)雜的側(cè)向姿態(tài)調(diào)節(jié)，則需要協(xié)調(diào)操縱駕駛桿和腳蹬，偏轉(zhuǎn)副翼和方向舵，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩和偏轉(zhuǎn)力矩，以達(dá)到控制側(cè)向姿態(tài)的目的。

相應(yīng)地，飛機(jī)飛行姿態(tài)液壓控制系統(tǒng)半物理仿真平臺(tái)主要由操縱單元、仿真單元兩個(gè)主要組成部分(圖2)。

圖2 飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)半物理仿真平臺(tái)總體結(jié)構(gòu)

操縱單元作為仿真平臺(tái)人機(jī)交互接口，具有與真實(shí)飛機(jī)相同的舵面操控方式,如圖2(a)所示。實(shí)驗(yàn)人員通過真實(shí)操作起落及方向操縱桿、油門操縱桿、信號(hào)反饋裝置、左/右腳踏板、控制操作按鍵，可以給出起落架與襟翼收放，前輪轉(zhuǎn)彎、升降舵和方向舵操縱等操縱指令，同時(shí)還用于驅(qū)動(dòng)部分副翼、升降舵(或全動(dòng)平尾)和方向舵動(dòng)作。仿真狀態(tài)及實(shí)驗(yàn)結(jié)果通過仿真單元直觀顯示和運(yùn)動(dòng)。其中，顯示器具備自定義庫(存儲(chǔ)設(shè)計(jì)好的常用設(shè)計(jì)塊)、自定義編輯界面、自定義設(shè)計(jì)元器件。同時(shí)，實(shí)時(shí)測(cè)量液壓系統(tǒng)的壓力、流量、壓差、溫度、速度、及控制系統(tǒng)的電壓、電流、功率、頻率等實(shí)時(shí)的曲線。步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)舵面轉(zhuǎn)動(dòng)，采用同軸安裝的力矩加載電機(jī)控制不同角度位置下的舵面鉸鏈力矩。實(shí)驗(yàn)過程中，方向舵、襟翼、副翼以及升降舵的實(shí)際位置角度可以通過四套舵面演示裝置直觀演示。

1.2 仿真控制器硬件設(shè)計(jì)

仿真控制器采用兩級(jí)架構(gòu)如圖3所示。上位仿真控制計(jì)算機(jī)運(yùn)Automation Studio仿真計(jì)算軟件，完成飛機(jī)液壓位置控制器及液壓作動(dòng)裝置模型解算、與可編程邏輯控制器及飛行員操縱單元數(shù)據(jù)通訊。

圖3 仿真控制器組成結(jié)構(gòu)

下層電氣系統(tǒng)控制器采用西門子S7-315可編程邏輯控制器，配置相應(yīng)的數(shù)字量輸入、輸出以及定位模塊，控制舵面偏轉(zhuǎn)及鉸鏈力矩的加載。作為兩套獨(dú)立的控制系統(tǒng)，底層電氣系統(tǒng)控制器與仿真計(jì)算機(jī)通過自定義OPC服務(wù)器實(shí)現(xiàn)信息交互[11]。

1.3 仿真控制器軟件平臺(tái)

Automation Studio ES6軟件是加拿大Famic公司的一款液壓、氣壓、PLC、機(jī)電一體化設(shè)計(jì)與仿真軟件。由通常數(shù)值仿真軟件不同，Automation Studio利用硬件接口和OPC通訊接口可以與真實(shí)硬件系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)交互，完成對(duì)電氣系統(tǒng)的整合設(shè)計(jì)、仿真以及動(dòng)畫演示，被廣泛應(yīng)用于工程機(jī)械、機(jī)床的液壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)及分析過程[12-16]。

基于Automation Studio 軟件良好的液壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)、數(shù)值計(jì)算能力，通過OPC通訊接口與外部人操控手柄、踏板、加載單元控制器等實(shí)時(shí)通訊，搭建飛行姿態(tài)液壓控制系統(tǒng)半物理仿真平臺(tái)軟件系統(tǒng)。以方向舵液壓控制系統(tǒng)為例，Automation Studio開發(fā)環(huán)境下，利用軟件提供模型庫，快速搭建操縱機(jī)構(gòu)、油箱、油泵、控制閥、油路、執(zhí)行缸、控制電路仿真模型，并通過OPC控件與演示器連接，通過對(duì)操縱機(jī)構(gòu)的操作，將指令傳遞給PLC控制器，由PLC處理器及相應(yīng)定位模塊、輸出模塊控制，帶動(dòng)垂尾上方向舵做相應(yīng)的動(dòng)作。

1.4 驅(qū)動(dòng)及加載裝置組成

舵面加載系統(tǒng)主要包括：

1)機(jī)翼擺動(dòng)伺服驅(qū)動(dòng)器及定位控制模塊；

2)加載電機(jī)及控制器；

3)舵面及機(jī)械連接組件。

驅(qū)動(dòng)及加載裝置控制器采用西門子S7-300可編程邏輯控制器[17-18]。機(jī)翼擺動(dòng)及對(duì)應(yīng)通道的加載裝置包括FM353定位模塊、舵面及步進(jìn)式驅(qū)動(dòng)電機(jī)及常閉式制動(dòng)器三部分。圖4中，S7-315通過以太網(wǎng)與仿真計(jì)算機(jī)實(shí)現(xiàn)OPC通訊，獲得舵面偏轉(zhuǎn)指令，通過FM353模塊轉(zhuǎn)換為相應(yīng)的控制脈沖、方向脈沖指令±CA/±CB。伺服控制器接收FM353脈沖指令，同步驅(qū)動(dòng)電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)[19-20]。伺服電機(jī)采用額定轉(zhuǎn)速1 500 r/min低慣量伺服電機(jī)，通過減速器后與主動(dòng)電機(jī)同軸聯(lián)接，帶動(dòng)機(jī)翼擺動(dòng)葉片旋轉(zhuǎn)。

圖4 舵面伺服驅(qū)動(dòng)控制原理圖

2 工作原理及仿真流程

2.1 半物理仿真平臺(tái)工作原理

模型運(yùn)行過程中，仿真計(jì)算機(jī)通過USB通訊接口，實(shí)時(shí)接收操縱單元指令信息，仿真結(jié)果以圖表以及動(dòng)畫形式在顯示屏上動(dòng)態(tài)顯示。為更全面地仿真飛機(jī)飛行姿態(tài)液壓系統(tǒng)的運(yùn)行工況，分別設(shè)計(jì)了升降舵、襟翼、方向舵、起落架液壓控制回路在內(nèi)的全部液壓執(zhí)行回路，如圖5所示。

圖5 飛行姿態(tài)液壓控制系統(tǒng)半物理仿真平臺(tái)工作原理

由直流力矩電機(jī)模擬舵面鉸鏈力矩，真實(shí)反映舵面運(yùn)行過程中受力特性。

以方向舵液壓控制回路為例，仿真輸入?yún)?shù)包括有駕駛員方向盤拉起/下壓指令、偏角，仿真計(jì)算數(shù)據(jù)包括液壓泵流量、轉(zhuǎn)速，比例閥位置及作動(dòng)缸位置，控制輸出參數(shù)水平舵面偏轉(zhuǎn)指令等。

2.2 液壓控制系統(tǒng)半物理模型開發(fā)及實(shí)驗(yàn)流程

飛行姿態(tài)液壓控制系統(tǒng)半物理仿真平臺(tái)開發(fā)及實(shí)驗(yàn)過程分為工程創(chuàng)建、通訊配置以及仿真及實(shí)驗(yàn)過程，主要流程如圖6所示。

圖6 液壓控制系統(tǒng)半物理模型開發(fā)及實(shí)驗(yàn)流程

實(shí)驗(yàn)開始，在Automation Studio建立新的實(shí)驗(yàn)工程，在插入元件及定義元件屬性環(huán)節(jié)，直接拖放自帶液壓元件庫、電氣元件庫中元件，或者通過調(diào)用存儲(chǔ)自定義設(shè)計(jì)的常用設(shè)計(jì)塊，例如自定義的液壓閥芯。元件定義完成后，利用元件參數(shù)對(duì)話框，輸入或更改元件參數(shù)，使系統(tǒng)中各個(gè)元器件的運(yùn)行相互匹配，以達(dá)到最佳的設(shè)計(jì)。之后，根據(jù)實(shí)驗(yàn)對(duì)象試驗(yàn)要求，采用Automation Studion提供的SIMULINK控制器開發(fā)界面、或者采用C++C#等高級(jí)語言編寫液壓伺服控制程序。其中，涉及到外部開關(guān)指令、報(bào)警信息的采集及邏輯運(yùn)算，則采用梯形圖編寫相應(yīng)的邏輯控制，并配置及OPC服務(wù)器及客戶端變量。運(yùn)行仿真過程中，通過Automation Studion自帶的動(dòng)態(tài)仿真進(jìn)行對(duì)已完成的設(shè)計(jì)進(jìn)行仿真實(shí)驗(yàn)與調(diào)整，進(jìn)行測(cè)量液壓系統(tǒng)的壓力、流量、壓差、溫度、速度、及控制系統(tǒng)的電壓、電流、功率、頻率等，以及實(shí)時(shí)曲線顯示。

3 飛機(jī)方向舵液壓系統(tǒng)仿真舉例

3.1 液壓系統(tǒng)建模

圖7為舵面雙作用液壓作動(dòng)系統(tǒng)簡(jiǎn)化模型(不含位置隨動(dòng)控制器)，包括了油泵、比例換向閥、作動(dòng)缸及負(fù)載、限位開關(guān)等主要部件。

圖7 液壓控制系統(tǒng)基本組成

3.2 關(guān)鍵部件計(jì)算

油泵將馬達(dá)提供的機(jī)械動(dòng)力轉(zhuǎn)換成流體和壓力，配合溢流閥，為飛機(jī)提供恒壓液壓源。以定容量容積泵為例，泵輸出流量是與輸入轉(zhuǎn)速相對(duì)應(yīng)：

Q=ω×D

(1)

式(1)中，Q表示泵輸出流量(cm3)，ω表示泵轉(zhuǎn)速(r/min)，D表示泵的排量(cm3/r)。

電流比例方向閥的傳遞函數(shù)可用二階系統(tǒng)，其開環(huán)傳遞函數(shù)等于：

(2)

Q0=QL=Kqxv

(3)

式(2)、(3)中，Ksv表示比例閥流量益，ωsv表示閥的固定頻率(Hz)，ζsv表示閥的阻尼比，QL表示負(fù)載流量。

換向閥是用來引導(dǎo)流體流動(dòng)的裝置。作為整個(gè)回路的控制中心，換向閥可由操作人員(手動(dòng))、先導(dǎo)流體、電氣信號(hào)或機(jī)械接觸器激活，控制活塞運(yùn)行速度。

假設(shè)：1)比例調(diào)節(jié)閥結(jié)構(gòu)對(duì)稱；2)忽略管道壓力損失；3)液壓源為理想的恒壓源，閥控液壓缸閥芯位移X1和外力F同時(shí)作用時(shí)，活塞位移為：

(4)

舵面控制器采用PI調(diào)節(jié)器，其控制規(guī)律如下：

(5)

式(5)中，KP、KI分別表示調(diào)節(jié)器比例系數(shù)及積分時(shí)間常數(shù)。

3.3 仿真模型搭建

3.3.1 元件創(chuàng)建、參數(shù)配置及連接

仿真模型搭建分為元件插入、連接、屬性修改3個(gè)步驟，具體過程如下：

1)用鼠標(biāo)點(diǎn)擊圖標(biāo)打開庫管理器。

2)點(diǎn)擊庫管理器工具欄上的圖標(biāo)，打開“main”庫以及要使用的專業(yè)庫(如液壓庫、電氣元件庫、測(cè)量元件庫)。

3)用鼠標(biāo)點(diǎn)擊具體的歸類元件，元件窗口中看到所需要的元件型號(hào)。

4)在元件窗口中選擇要使用的元件圖標(biāo)，按住鼠標(biāo)左鍵，拖至元件布置區(qū)中合適位置。

5)將液壓圖或電控圖中元件用相應(yīng)的管路線或電線連接起來。

在“main”庫中的每一個(gè)圖標(biāo)都代表一個(gè)元件，每個(gè)元件都有不同的原始屬性。Automation Studio軟件支持屬性修改。以雙作用缸為例，該液壓缸結(jié)構(gòu)剖面圖可以從液壓元件庫中調(diào)用，即選擇“主頁 / 組件 /庫資源管理器 / Cross Section Views。在進(jìn)行元件屬性修改時(shí)，點(diǎn)擊對(duì)話框左側(cè)的“顯示信息”，屏幕上就會(huì)出現(xiàn)圖8所示的對(duì)話框。

圖8 雙作用液壓作動(dòng)缸參數(shù)配置

在該對(duì)話框中，將顯示作動(dòng)缸基本屬性，包括材料密度、缸體壁厚、粘度補(bǔ)償系數(shù)、內(nèi)部泄露系數(shù)、柱塞動(dòng)態(tài)摩擦等，建模參數(shù)，沖程、殘余容積等技術(shù)指標(biāo)。

重復(fù)步驟三分別從“方向閥-4/3換向閥”選擇“雙電控4/3位方向常閉閥”；從“壓力閥-泄壓閥-溢流閥”下選擇溢流閥元件。

3.3.2 系統(tǒng)電氣配置

配置有電氣元件庫及各類可編程控制器控制單元，可根據(jù)不同的要求設(shè)計(jì)組建各種電氣控制電路或PLC控制電路，并對(duì)PLC進(jìn)行控制編程，以完成對(duì)液壓系統(tǒng)進(jìn)行控制及實(shí)踐仿真。圖9為方向舵PLC控制程序模塊。SB1、SB2分別為舵面升降按鈕，并結(jié)合作動(dòng)缸的左/右極限位置控制舵面電氣系統(tǒng)自動(dòng)上電/斷電動(dòng)作。

圖9 PLC控制程序模塊

3.3.3 舵面位置伺服控制器設(shè)計(jì)

實(shí)驗(yàn)過程中，操作人員在推動(dòng)起落及方向操縱桿、油門操縱桿、或者踩踏左/右腳踏板的同時(shí)，舵面控制器根據(jù)位置輸入指令(圖10中“Position Input”)，結(jié)合舵面當(dāng)前位置，經(jīng)過運(yùn)算后輸出相應(yīng)比例伺服閥開度控制指令，控制對(duì)應(yīng)的起落架、襟翼收放，前輪轉(zhuǎn)彎、升降舵和方向舵操縱等實(shí)際位置。

圖10 位置調(diào)節(jié)器模型

3.3.4 飛機(jī)方向舵半物理仿真控制模型

通過搭建方向舵液壓回路模型、PLC電氣控制回路以及方向舵位置伺服控制器，飛機(jī)方向舵液壓控制系統(tǒng)半物理仿真模型如圖11所示。操作人員踩踏左右踏板，給定液壓比例換向閥位置信號(hào)，信號(hào)電壓幅值10 V，舵面控制器檢測(cè)液壓缸當(dāng)前位置與給位置的差值，經(jīng)PID調(diào)節(jié)器后輸出比例換向閥位置制指令。液壓缸隨著比例閥位置改變相應(yīng)左/右運(yùn)動(dòng)，同步檢測(cè)加載后的液壓缸實(shí)時(shí)位置。

圖11 飛機(jī)方向舵半物理仿真控制模型

4 仿真實(shí)驗(yàn)及分析

4.1 實(shí)物系統(tǒng)

根據(jù)某型飛機(jī)液壓系統(tǒng)技術(shù)要求，設(shè)計(jì)開發(fā)了對(duì)應(yīng)的飛行姿態(tài)液壓系統(tǒng)半物理仿真平臺(tái)，如圖12所示。與圖2相對(duì)應(yīng)的仿真單元包括機(jī)翼擺動(dòng)單元、飛機(jī)姿態(tài)模型單元、仿真控制器以及飛機(jī)姿態(tài)模型單元。操縱單元包括座椅單元、腳蹬控制單元及按鈕控制單元。

1.舵面擺動(dòng)單元;2.方向舵操縱單元;3.飛機(jī)姿態(tài)模型單元;4.仿真控制器;5.座椅單元;6.腳蹬控制單元;7.按鈕控制單元;8.飛機(jī)姿態(tài)模型單元。

步進(jìn)電機(jī)與步進(jìn)驅(qū)動(dòng)器及PLC之間的驅(qū)動(dòng)控制柜如圖13所示。

圖13 PLC驅(qū)動(dòng)控制柜

4.2 實(shí)驗(yàn)及數(shù)據(jù)分析

實(shí)驗(yàn)過程中，現(xiàn)場(chǎng)實(shí)驗(yàn)人員操作方向舵操作器，左右踏板，計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)檢測(cè)對(duì)應(yīng)指令，由舵面液壓及位置控制器模型計(jì)算得到對(duì)應(yīng)舵機(jī)角度。S7-315可編程控制器調(diào)節(jié)舵面驅(qū)動(dòng)電機(jī)同步旋轉(zhuǎn)，并完成力矩加載。以飛機(jī)方向舵液壓系統(tǒng)為例，其主要部件包括操縱機(jī)構(gòu)、油箱、油泵、控制閥、油路、執(zhí)行缸、控制電路。通過對(duì)操縱機(jī)構(gòu)的操作，將偏航指令傳遞給仿真計(jì)算機(jī)，控制方向舵油路使其液壓缸做相應(yīng)的動(dòng)作，帶動(dòng)方向舵做相應(yīng)的動(dòng)作。

圖14(a)表示操縱員給定伺服作動(dòng)缸位置指令時(shí)，位置調(diào)節(jié)器及液壓作動(dòng)缸實(shí)際反饋曲線。實(shí)驗(yàn)開始，即在t=34 s時(shí)刻，實(shí)驗(yàn)人員采用直接輸入方式替代方向舵操縱桿，輸入一個(gè)液壓作動(dòng)缸位置指令U(s)，其幅值為9.5 cm，活塞位置連續(xù)伸出過程位置跟隨指令變化過程。在活塞沒有動(dòng)作前，作動(dòng)缸流量均為零?；钊斐鰰r(shí)，活塞的內(nèi)壓力增加到397.6 bar，經(jīng)過幾次短暫調(diào)節(jié)過程后，液壓油流回到液壓油箱中，液壓缸在0.25 s內(nèi)壓力迅速降到零。為驗(yàn)證舵面的動(dòng)態(tài)響應(yīng)性能，在t=1 min 8 s時(shí)刻，發(fā)送一個(gè)反向位置指令U(s)=-15.6 cm，相應(yīng)的位置調(diào)節(jié)器及液壓伺服缸的動(dòng)態(tài)響應(yīng)過程如圖14所示。

圖14 雙作用液壓缸正向調(diào)節(jié)時(shí)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)

由圖14可知，使用地面模擬技術(shù)，方向舵在不同旋轉(zhuǎn)角度下對(duì)應(yīng)液壓作動(dòng)缸直線位移距離，液壓缸承受壓力與壓力呈增加-反向調(diào)整-不變的變化過程。與此同時(shí)，液壓缸速度呈增加-反向調(diào)整-靜止的變化過程。相應(yīng)的，液壓缸伸出距離呈增加-反向調(diào)整-恒值的變化過程。同時(shí)，從仿真曲線可以看出，由于液壓伺服PID控制器的反饋延時(shí)作用，液壓缸位置存在一個(gè)超調(diào)到穩(wěn)態(tài)的過程，穩(wěn)態(tài)誤差維持在0.3 cm附近。圖15的反向位移過程，各物理量變化趨勢(shì)與圖14類似。

圖15 雙作用液壓缸反向調(diào)節(jié)時(shí)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)

5 結(jié)束語

以飛機(jī)液壓及控制系統(tǒng)為實(shí)踐項(xiàng)目，設(shè)計(jì)并開發(fā)一套飛行姿態(tài)液壓控制系統(tǒng)半物理仿真平臺(tái)。根據(jù)某型飛機(jī)飛行姿態(tài)液壓控制系統(tǒng)的技術(shù)要求，搭建水平舵、方向舵、襟翼等多套液壓回路，并進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。面向不同工況，通過設(shè)置液壓器件及控制器本體及運(yùn)行參數(shù)，采用半實(shí)物仿真的方式實(shí)現(xiàn)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)研究、分析、仿真及實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證功能，可以有效地實(shí)現(xiàn)液壓控制系統(tǒng)的分析計(jì)算及驗(yàn)證，縮短研制周期。