林 鵬

（中國(guó)國(guó)際航空股份有限公司培訓(xùn)部西南分部，四川成都 610200）

0 引言

飛行模擬機(jī)的操縱負(fù)荷系統(tǒng)是為飛行員提供逼真的座艙操縱感覺力（駕駛桿力、腳蹬力）的人感系統(tǒng)。目前，國(guó)內(nèi)外全動(dòng)飛行模擬機(jī)的操縱負(fù)荷系統(tǒng)按照力加載方式的不同可分為液壓式和電動(dòng)式，其中液壓式操縱負(fù)荷系統(tǒng)存在功耗和噪聲大、液壓油污染、容易發(fā)生漏油或卡阻、維護(hù)不方便等諸多缺點(diǎn)。隨著現(xiàn)代計(jì)算機(jī)的發(fā)展、伺服控制技術(shù)的成熟，高效節(jié)能、綠色環(huán)保、性能穩(wěn)定、易于維護(hù)和調(diào)節(jié)的電動(dòng)式操縱負(fù)荷系統(tǒng)已被應(yīng)用于新型飛行模擬機(jī)。

1 電動(dòng)操縱負(fù)荷系統(tǒng)的工作原理

1.1 系統(tǒng)組成

電動(dòng)操縱負(fù)荷系統(tǒng)主要是由負(fù)荷組件、傳感器、A/D（模/數(shù)）和D/A（數(shù)/模）轉(zhuǎn)換器、控制系統(tǒng)、PWM（Pulse Width Modulation，脈沖寬度調(diào)制）驅(qū)動(dòng)器、傳動(dòng)裝置等組成，其中控制系統(tǒng)、PWM驅(qū)動(dòng)器和負(fù)荷組件是產(chǎn)生操縱負(fù)荷力的核心部件（圖1）。

圖1 電動(dòng)操縱負(fù)荷系統(tǒng)組成

（1）控制系統(tǒng)由MCLPC（操縱負(fù)荷計(jì)算機(jī)）和cPDSP（高速數(shù)字信號(hào)處理專用微機(jī)）協(xié)同工作，其中MCLPC 內(nèi)置有飛機(jī)的飛行操縱負(fù)荷力模型，cPDSP 采用Compact PCI（標(biāo)準(zhǔn)PCI 總線）規(guī)格的DSP 高速專用微機(jī)系統(tǒng)。

（2）PWM 驅(qū)動(dòng)器由功率電子器件和集成電路等構(gòu)成，其功能是：接受控制系統(tǒng)輸出的啟動(dòng)、停止、制動(dòng)信號(hào)，以控制伺服電機(jī)的啟動(dòng)、停止和制動(dòng)；接受位置傳感器信號(hào)和正反轉(zhuǎn)信號(hào)，用來控制逆變回路各IGBT（Insulated Gate Bipolar Transistor，絕緣柵雙極型晶體管）的通斷，產(chǎn)生連續(xù)轉(zhuǎn)矩；接受速度指令和速度反饋信號(hào)，用來控制和調(diào)整轉(zhuǎn)速。

（3）負(fù)荷組件中的關(guān)鍵部件是一個(gè)交流伺服電機(jī)，通常為同步交流無刷伺服電機(jī)，主要結(jié)構(gòu)為定子、轉(zhuǎn)子、編碼器等。同步交流伺服電機(jī)的定子結(jié)構(gòu)和三相感應(yīng)式電機(jī)相似，定子上有相互成120°的三相對(duì)稱繞組，由PWM 驅(qū)動(dòng)器控制的U、V、W 三相電在定子中形成旋轉(zhuǎn)磁場(chǎng)。不同于感應(yīng)式電機(jī)，同步交流伺服電機(jī)的轉(zhuǎn)子是永磁體，永磁體由稀土材料制成。轉(zhuǎn)子磁場(chǎng)和定子旋轉(zhuǎn)磁場(chǎng)相互作用產(chǎn)生轉(zhuǎn)矩，轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速n 和旋轉(zhuǎn)磁場(chǎng)的轉(zhuǎn)速是同步的。它的功率范圍大，可以做到很大的功率，并且具備大慣量、最高轉(zhuǎn)動(dòng)速度低且隨著功率增大而快速降低等特點(diǎn)，適合作為力矩電機(jī)產(chǎn)生穩(wěn)定平穩(wěn)的負(fù)荷力感。

1.2 工作原理

當(dāng)飛行員操縱駕駛桿、腳蹬、油門桿等飛行操縱組件時(shí)，力傳感器測(cè)得實(shí)際操縱力信號(hào)，經(jīng)過A/D 轉(zhuǎn)換后輸入控制系統(tǒng)。安裝在負(fù)荷組件上的位置傳感器、速度傳感器獲得伺服電機(jī)的位置和速度信號(hào)，同樣經(jīng)過A/D 轉(zhuǎn)換后輸入控制系統(tǒng)。通過控制系統(tǒng)處理后的反饋信號(hào)經(jīng)過D/A 轉(zhuǎn)換，生成PWM 信號(hào)后驅(qū)動(dòng)伺服電機(jī)產(chǎn)生相應(yīng)的轉(zhuǎn)矩，產(chǎn)生負(fù)荷以平衡飛行員的操縱力。由于飛行員通過感覺操縱力的微小變化來做出判斷并執(zhí)行相應(yīng)操縱動(dòng)作，因此要求電動(dòng)操縱負(fù)荷系統(tǒng)在模擬操縱力時(shí)要準(zhǔn)確、快速。交流伺服電機(jī)響應(yīng)速度快，選用PWM 控制方式時(shí)功率損耗較小，同時(shí)PWM 波產(chǎn)生的高頻微振有利于克服電機(jī)軸上的靜摩擦力，具有改善伺服系統(tǒng)低速運(yùn)行和快速啟動(dòng)特性、正反轉(zhuǎn)特性等優(yōu)點(diǎn)。在整個(gè)控制過程中，操縱力始終是主動(dòng)的、伺服電機(jī)是隨動(dòng)的，力始終是系統(tǒng)的控制對(duì)象，因此該系統(tǒng)是力伺服系統(tǒng)。

電動(dòng)操縱負(fù)荷系統(tǒng)是人在控制回路中的半實(shí)物仿真系統(tǒng)。從系統(tǒng)的內(nèi)部機(jī)理來看，該系統(tǒng)為內(nèi)、外回路交聯(lián)的雙回路系統(tǒng)。外回路為飛行仿真模型回路，其中模擬機(jī)Host 主機(jī)通過內(nèi)置的飛行控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型如前艙模型（飛行員操縱）、后艙模型、舵面模型、鋼索模型、包線限制等，計(jì)算出不同飛行狀態(tài)下對(duì)應(yīng)的負(fù)荷力參數(shù)，并通過以太網(wǎng)傳遞給MCLPC。MCLPC 根據(jù)飛行操縱組件的位移、速度信號(hào)，通過內(nèi)置的飛行操縱組件力仿真模型、舵偏角仿真模型，實(shí)時(shí)計(jì)算所需的操縱力以及舵偏角，同時(shí)將舵偏角信息傳遞給模擬機(jī)Host 主機(jī)。內(nèi)回路作為力跟蹤回路，由MCLPC 和cPDSP 組成的控制系統(tǒng)，和以交流伺服電機(jī)為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的負(fù)荷組件組成，主要完成外回路計(jì)算的操縱負(fù)荷力的精確加載。

2 電動(dòng)操縱負(fù)荷系統(tǒng)的控制策略

電動(dòng)操縱負(fù)荷系統(tǒng)的內(nèi)回路是一個(gè)模型跟隨力回路，它采用操縱力作為主輸入，經(jīng)過換算后和負(fù)荷組件的實(shí)際位置、速度和力進(jìn)行比較?？刂葡到y(tǒng)屬于典型的PID（比例、積分、微分）控制類型，PID 控制通常是一個(gè)迭代過程，表1 給出了PID 三個(gè)控制項(xiàng)對(duì)系統(tǒng)性能的影響。

表1 PID 控制項(xiàng)的效應(yīng)

該系統(tǒng)的控制系統(tǒng)主要包括MCLPC 內(nèi)置的加速度仿真模型“A=F/M”（其中M 為操縱系統(tǒng)和傳動(dòng)裝置的間隙、摩擦折算成的模型質(zhì)量）、加速度控制環(huán)路增益KA、位置偏差控制環(huán)路增益KP 和cPDSP 內(nèi)置的速度控制環(huán)路增益KV，它們可以根據(jù)飛行控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型計(jì)算得出，以軟件形式運(yùn)行（圖2）。

圖2 控制系統(tǒng)工作原理

其中，KV 為速度增益（動(dòng)態(tài)位置偏差），是編碼器B（伺服電機(jī)編碼器）測(cè)得的位置信號(hào)進(jìn)行微分后得到的估計(jì)速度和指令速度的差值；KP 為位置偏差增益（靜態(tài)位置偏差），是指令位置和編碼器A（負(fù)荷組件扇形輪軸編碼器）測(cè)得實(shí)際位置的差值；KA 為加速度增益（動(dòng)態(tài)速度偏差），是指定位置和位置傳感器測(cè)得的實(shí)際位置的差值。

結(jié)合PID 控制項(xiàng)的效應(yīng)可以得出：比例通道（P）控制對(duì)象為所需求的速度，所以增益為速度控制環(huán)路增益KV，是主控制通道；積分通道（I）消除靜差，增益為位置偏差控制環(huán)路增益KP；微分通道（D）產(chǎn)生相位超前，以增加頻率響應(yīng)，增益為加速度控制環(huán)路增益KA。這3 個(gè)增益是依據(jù)數(shù)學(xué)模型，經(jīng)過理論計(jì)算，并經(jīng)過反復(fù)試驗(yàn)和調(diào)整后確定的控制器參數(shù)，一般情況下不能輕易改動(dòng)。

3 操縱負(fù)荷系統(tǒng)的性能評(píng)估

操縱負(fù)荷系統(tǒng)的性能要求主要是操縱力感的逼真度，指的是飛行模擬機(jī)操縱負(fù)荷系統(tǒng)的力感特性和飛機(jī)操縱系統(tǒng)的力感特性之間的相似程度。例如，飛機(jī)操縱系統(tǒng)既要靈活穩(wěn)定，與人體運(yùn)動(dòng)習(xí)慣相適應(yīng)，也需具備操縱力感，并隨著起飛、巡航、降落時(shí)飛行姿態(tài)的變化而變化，以及自動(dòng)駕駛及自動(dòng)油門模式下能反向驅(qū)動(dòng)飛行操縱組件，操縱負(fù)荷系統(tǒng)必須復(fù)現(xiàn)這些特性。飛行模擬機(jī)必須符合中國(guó)民用航空局頒布的《飛機(jī)飛行模擬機(jī)鑒定性能標(biāo)準(zhǔn)》，其中也包含操縱負(fù)荷系統(tǒng)的性能標(biāo)準(zhǔn)。通常飛行員會(huì)從主觀感受和經(jīng)驗(yàn)判斷操縱負(fù)荷系統(tǒng)的逼真度，對(duì)于工程維護(hù)人員來說，可按照模擬機(jī)維護(hù)手冊(cè)對(duì)操縱負(fù)荷系統(tǒng)進(jìn)行維護(hù)和調(diào)試，保證其性能的持續(xù)穩(wěn)定，還需定期使用QTG（Qualification Test Guide，鑒定測(cè)試指南）程序進(jìn)行操縱負(fù)荷系統(tǒng)的性能測(cè)試，測(cè)試類型分為靜態(tài)操縱檢查和動(dòng)態(tài)操縱檢查。

靜態(tài)操縱檢查側(cè)重于描述彈簧力、摩擦力等靜態(tài)力感特性，測(cè)試對(duì)象主要包含駕駛桿力、腳蹬力、前輪轉(zhuǎn)彎力、油門桿桿力等。例如，QTG 中腳蹬力靜態(tài)測(cè)試方法是緩慢、平穩(wěn)、勻速地用力將腳蹬向左踩至極限位置，再采用同樣方式向右踩至極限位置，最后松腳令腳蹬恢復(fù)至中立位，QTG 程序?qū)⑸赡_蹬位置—腳蹬力—方向舵偏轉(zhuǎn)角的靜態(tài)特性曲線（圖3）。其中，1 daN=10 N。靜態(tài)特性曲線中，實(shí)線部分來自真實(shí)飛機(jī)的測(cè)試數(shù)據(jù)（通常由飛機(jī)制造商提供），虛線部分為飛行模擬機(jī)的測(cè)試曲線，QTG 規(guī)定了靜態(tài)特性曲線中相關(guān)參數(shù)的容差見表2。通過對(duì)飛行模擬機(jī)和飛機(jī)的力感特性進(jìn)行比較，可以定量地評(píng)估操縱負(fù)荷系統(tǒng)的靜態(tài)操縱特性。

表2 QTG 靜態(tài)操縱檢查測(cè)試的容差

圖3 腳蹬位置—腳蹬力—方向舵偏轉(zhuǎn)角的靜態(tài)特性曲線

動(dòng)態(tài)操縱檢查側(cè)重于描述慣性力、阻尼力等動(dòng)態(tài)力的動(dòng)態(tài)特性，測(cè)試對(duì)象主要包含控制俯仰和橫滾姿態(tài)的駕駛桿，以及控制偏航的腳蹬在一定時(shí)間內(nèi)的位移。對(duì)操縱負(fù)荷系統(tǒng)的要求有振蕩周期短、超調(diào)量要盡可能小、穩(wěn)定且穩(wěn)態(tài)誤差為零，否則駕駛桿的抖動(dòng)會(huì)影響飛行員的操縱精度。例如，QTG 中測(cè)試駕駛桿俯仰控制方法是把駕駛桿向后拉或向前推到極限位置，然后突然松手釋放駕駛桿，駕駛桿從前后極限位置向中立位置自由運(yùn)動(dòng)，振蕩數(shù)次后最終停止在中立位置，QTG 程序?qū)⑸神{駛桿位移角度的時(shí)間歷程曲線，圖4是在駕駛桿推桿達(dá)到2.7°或拉桿達(dá)到2.9°之后松手得到的動(dòng)態(tài)特性曲線。

圖4 駕駛桿動(dòng)態(tài)特性曲線（推桿和拉桿）

動(dòng)態(tài)特性曲線是欠阻尼系統(tǒng)響應(yīng)，其主要指標(biāo)是周期、超調(diào)量和穩(wěn)態(tài)誤差。曲線中實(shí)線部分來自真實(shí)飛機(jī)的測(cè)試數(shù)據(jù)，虛線部分為飛行模擬機(jī)的測(cè)試曲線。QTG 對(duì)駕駛桿的俯仰操縱、橫滾操縱和腳蹬的偏航操縱等測(cè)試對(duì)象動(dòng)態(tài)特性曲線的容差也有詳細(xì)規(guī)定，例如駕駛桿俯仰操縱動(dòng)態(tài)特性曲線的要求是從初始位移的90%到第一次通過零點(diǎn)時(shí)間容差為±10%，第一次超調(diào)量容差為10%，以及超調(diào)次數(shù)為±1。如果容差過大，可以通過MCLPC 中的DFC（數(shù)字式飛行控制）程序，對(duì)相關(guān)參數(shù)進(jìn)行調(diào)節(jié)和校準(zhǔn)后再進(jìn)行測(cè)試。

此外，除了操縱負(fù)荷系統(tǒng)，飛行模擬機(jī)還有六自由度運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)、視景系統(tǒng)、駕駛艙儀表系統(tǒng)等，它們共同構(gòu)成了飛行模擬機(jī)的仿真訓(xùn)練環(huán)境。各個(gè)系統(tǒng)都有各自的靜態(tài)特性和動(dòng)態(tài)特性，同時(shí)也給整個(gè)飛行模擬機(jī)仿真環(huán)境增加了延時(shí)。為了減少仿真環(huán)境提供的力感覺、視覺、動(dòng)感覺、聽覺等的時(shí)間差，各感覺之間的不同步時(shí)間少于100～150 ms，否則飛行員會(huì)感覺到眩暈。

4 結(jié)束語

飛行模擬機(jī)操縱負(fù)荷系統(tǒng)的逼真度不僅決定著飛行模擬機(jī)性能品質(zhì)的鑒定，也會(huì)直接影響飛行員的訓(xùn)練。如果操縱力的感覺真實(shí)，飛行員在訓(xùn)練時(shí)就能獲取正確的飛行操控經(jīng)驗(yàn)，否則會(huì)產(chǎn)生負(fù)遷移效應(yīng)，使飛行員在面對(duì)突發(fā)飛行狀況時(shí)，容易作出錯(cuò)誤應(yīng)激反應(yīng)，甚至?xí)?duì)飛機(jī)過度操縱。本文介紹的某型B737-800 全動(dòng)飛行模擬機(jī)操縱負(fù)荷系統(tǒng)，不僅符合中國(guó)民用航空局頒布的CCAR60 部，即《飛行模擬訓(xùn)練設(shè)備管理和運(yùn)行規(guī)則》中的相關(guān)要求，而且能夠?qū)崟r(shí)、逼真地復(fù)現(xiàn)飛機(jī)在不同飛行條件和不同操縱模式下操縱系統(tǒng)的靜態(tài)和動(dòng)態(tài)特性。