基于聯(lián)合仿真的民機(jī)方向舵作動(dòng)器性能研究

摘 要：結(jié)合某民用飛機(jī)的方向舵作動(dòng)系統(tǒng)的鐵鳥實(shí)驗(yàn)，以某單通道民用飛機(jī)方向舵作動(dòng)系統(tǒng)為例，通過建立基于LMS Motion和AMESim軟件的聯(lián)合仿真模型，研究方向舵作動(dòng)器在不同工作模式下整個(gè)作動(dòng)系統(tǒng)的性能。這對民用飛機(jī)研發(fā)過程中的作動(dòng)系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)和作動(dòng)系統(tǒng)地面鐵鳥實(shí)驗(yàn)具有一定的借鑒意義。

關(guān)鍵詞：民用飛機(jī) 飛控作動(dòng)系統(tǒng) 方向舵作動(dòng)器 聯(lián)合仿真

中圖分類號：V215.34 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2013）03（b）-00-02

民用飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)對飛機(jī)的燃油經(jīng)濟(jì)性和飛行穩(wěn)定性等具有重要的作用，因此，很多研究者在此方面做了大量的研究工作[1-4]。文獻(xiàn)1針對某型飛機(jī)在地面試驗(yàn)過程中發(fā)生方向舵顫振現(xiàn)象，通過比較仿真結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果，提出解決方案來抑制消除方向舵的耦合振蕩。文獻(xiàn)2建立了一套方向舵地面突風(fēng)阻尼特性的MATLAB模型，深入研究了民用飛機(jī)方向舵地面突風(fēng)阻尼特性。文獻(xiàn)3研究開發(fā)了一套飛機(jī)機(jī)械主操縱系統(tǒng)的性能數(shù)值計(jì)算模型。文獻(xiàn)4以飛機(jī)前起落架液壓收放系統(tǒng)為例應(yīng)用AMESim 軟件建立系統(tǒng)仿真模型進(jìn)行仿真分析。在聯(lián)合仿真研究方面，文獻(xiàn)5以某型飛機(jī)搖臂式主起落架為例介紹了基于LMS Motion和AMESim的起落架緩沖性能聯(lián)合仿真研究方法。然而，基于LMS Motion和AMESim這兩種軟件在民用飛機(jī)作動(dòng)器性能的聯(lián)合建模仿真研究工作還很少見公開發(fā)表的文獻(xiàn)。該文通過建立方向舵作動(dòng)系統(tǒng)的LMS Motion多體動(dòng)力學(xué)模型和作動(dòng)器的AMESim液壓模型，對方向舵作動(dòng)系統(tǒng)的性能進(jìn)行聯(lián)合仿真計(jì)算，研究了方向舵作動(dòng)器在不同工作模式下整個(gè)作動(dòng)系統(tǒng)的性能。這對民用飛機(jī)研發(fā)過程中的作動(dòng)系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)和作動(dòng)系統(tǒng)鐵鳥實(shí)驗(yàn)具有一定的借鑒意義。

1 方向舵作動(dòng)系統(tǒng)

（1）方向舵作動(dòng)器液壓工作原理

方向舵作動(dòng)器為固定法蘭盤式作動(dòng)器，三個(gè)作動(dòng)器上下垂直排列，分別由三套液壓系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)。殼體通過螺栓固定在垂尾后梁上，活塞桿通過一根連桿與舵面相連，如圖1所示。

方向舵作動(dòng)器為電液伺服式作動(dòng)器，主要由模態(tài)選擇電磁閥、電液伺服閥、模態(tài)選擇閥、阻尼孔和作動(dòng)筒組成。作動(dòng)器分主動(dòng)和阻尼兩種工作模式。主動(dòng)模式下，模態(tài)選擇電磁閥通電，通過電液伺服閥來控制作動(dòng)筒動(dòng)作；阻尼模式下，模態(tài)選擇電磁閥斷電，電液伺服閥不再控制作動(dòng)筒，作動(dòng)筒兩腔通過阻尼孔連通。當(dāng)外界載荷超過限定值時(shí)，載荷限制溢流閥打開，保護(hù)作動(dòng)器不被高壓破壞。

2 方向舵作動(dòng)器工作模式

正常情況下，三個(gè)作動(dòng)器處于主動(dòng)模式共同驅(qū)動(dòng)方向舵。當(dāng)某作動(dòng)器發(fā)生故障或其對應(yīng)的液壓系統(tǒng)失效時(shí)便進(jìn)入阻尼模式，只提供阻尼功能，方向舵由處于主動(dòng)工作模式下的作動(dòng)器進(jìn)行控制。為滿足飛機(jī)的性能要求，每個(gè)作動(dòng)器都具有獨(dú)立驅(qū)動(dòng)方向舵的能力，同時(shí)對顫振特性、作動(dòng)器剛度及舵面有載和無載偏轉(zhuǎn)速率也提出了具體要求。當(dāng)三個(gè)作動(dòng)器都處于主動(dòng)工作模式時(shí)，能夠滿足上述性能要求；但當(dāng)失去一個(gè)或兩個(gè)液壓系統(tǒng)時(shí)，作動(dòng)系統(tǒng)的性能會(huì)出現(xiàn)下降，進(jìn)而導(dǎo)致飛機(jī)的操縱性能下降。因此，必須研究在失去一個(gè)或兩個(gè)液壓系統(tǒng)情況下方向舵作動(dòng)器性能變化，以研究其對飛機(jī)正常操縱性能的影響。

3 方向舵作動(dòng)系統(tǒng)的聯(lián)合建模仿真

3.1 基于LMS Motion的多體動(dòng)力學(xué)三維建模

多體動(dòng)力學(xué)仿真需要面對很多問題，如剛?cè)峄旌稀?shù)化/流程化設(shè)計(jì)、多學(xué)科系統(tǒng)級仿真以及如何利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行仿真模型驗(yàn)證等，LMS Motion軟件[5]可以提供很好地專業(yè)解決方案。方向舵作動(dòng)系統(tǒng)基于LMS Motion的多體動(dòng)力學(xué)建模過程如。

（1）將垂尾后梁、方向舵作動(dòng)器、方向舵的三維數(shù)模導(dǎo)入LMS motion中，按照CATIA V5R18的裝配方法進(jìn)行約束裝配。

（2）根據(jù)各部件間的相對運(yùn)動(dòng)關(guān)系在各部件上建立相應(yīng)的坐標(biāo)系。

（3）根據(jù)各部件間的相對運(yùn)動(dòng)關(guān)系建立相應(yīng)的運(yùn)動(dòng)副。

（4）施加方向舵鉸鏈力矩等。

3.2 基于AMESim的液壓系統(tǒng)一維建模

AMESim是LMS公司推出的專門用于液壓/機(jī)械系統(tǒng)建模仿真和動(dòng)態(tài)性能分析的高級仿真平臺，在飛機(jī)的飛控/液壓系統(tǒng)研究等方面得到了廣泛應(yīng)用[6]。方向舵作動(dòng)器基于AMESim的液壓系統(tǒng)一維建模過程如下。

（1）在液壓庫里選用對稱腔作動(dòng)筒、三位四通電液伺服閥。作動(dòng)筒模型需設(shè)置的主要參數(shù)有：活塞直徑、活塞桿直徑，活塞行程，死區(qū)容積、泄漏系數(shù)和粘性摩擦系數(shù)等；電液伺服閥需設(shè)置的主要參數(shù)有：激勵(lì)電流、自然頻率、阻尼比、最大流量和最大流量下的壓降等。

（2）在HCD庫里選用閥芯組件建立模態(tài)選擇閥模型。

（3）建立作動(dòng)器內(nèi)部液阻和液壓系統(tǒng)管路液阻模型。

（4）建立系統(tǒng)壓降模型。

3.3 聯(lián)合建模仿真的接口建立

LMS motion為三維多體動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算軟件，AMESim為一維液壓系統(tǒng)仿真計(jì)算軟件，二者需要一個(gè)接口來實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)傳輸。AMESim將作動(dòng)筒的輸出力通過接口輸入LMS motion，LMS motion將三維模型的運(yùn)動(dòng)速度和位移通過接口輸入到AMESim。在LMS motion中利用Two-Body Control Input將三維模型的運(yùn)動(dòng)速度和位移輸入AMESim，利用Two-Body Control output將AMESim的輸出力輸入LMS motion，完整的AMESim模型如圖2所示。

4 聯(lián)合仿真及結(jié)果分析

LMS Motion能夠自動(dòng)計(jì)算導(dǎo)入的三維數(shù)模的質(zhì)量、重心和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量等參數(shù)。聯(lián)合仿真計(jì)算采用coupled方法，此方法使用LMS motion的求解器。求解器將編譯后的AMESim 液壓模型和三維多體動(dòng)力學(xué)模型綜合起來進(jìn)行計(jì)算求解。設(shè)定的分析條件為：液壓系統(tǒng)壓力2400 psi，液壓油溫度為-7 ℃，方向舵的最大鉸鏈力矩為3200 Nm（正常偏度25 deg時(shí)）。此模型未考慮作動(dòng)器的力紛爭，并假設(shè)方向舵為剛性，主要計(jì)算失去一個(gè)液壓系統(tǒng)、兩個(gè)液壓系統(tǒng)情況下和三個(gè)液壓系統(tǒng)都正常情況下作動(dòng)系統(tǒng)的性能變化，三種工作情況分別為。

（1）三個(gè)作動(dòng)器主動(dòng)模式工作（3 Active）。

（2）兩個(gè)主動(dòng)工作模式一個(gè)阻尼模式工作（2 Active 1 Damping）。

（3）一個(gè)主動(dòng)模式工作兩個(gè)阻尼模式工作（1 Active 2 Damping）。

4.1 階躍響應(yīng)分析

階躍響應(yīng)特性是衡量作動(dòng)器性能的重要指標(biāo)。飛控作動(dòng)系統(tǒng)必須能夠很好地響應(yīng)飛行員或自動(dòng)飛行系統(tǒng)的指令，調(diào)整飛行姿態(tài)，同時(shí)保證良好的乘坐舒適性。方向舵作動(dòng)系統(tǒng)的階躍響應(yīng)特性如圖3所示。

從計(jì)算結(jié)果中可得出，當(dāng)一個(gè)作動(dòng)器處在主動(dòng)模式，另外兩個(gè)作動(dòng)器處于阻尼模式時(shí)，舵面從0偏轉(zhuǎn)到29 °所用的時(shí)間為0.6 s；當(dāng)兩個(gè)作動(dòng)器處在工作模式，另外一個(gè)作動(dòng)器處在阻尼模式時(shí)，舵面從0偏轉(zhuǎn)到29 °所用的時(shí)間為0.38 s。在階躍信號激勵(lì)的以上三種工作情況下，舵面從0偏轉(zhuǎn)到29 °所用的時(shí)間差別較小，滿足系統(tǒng)要求的不超過0.69 s的要求且時(shí)域響應(yīng)特性較好。

4.2 舵面有載偏轉(zhuǎn)速率分析

舵面有載偏轉(zhuǎn)速率為衡量作動(dòng)器在一定載荷情況下推動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)快慢的指標(biāo)。圖4所示為階躍信號激勵(lì)的三種工作情況下的舵面有載偏轉(zhuǎn)速率，從計(jì)算結(jié)果中可以

看出。

（1）3 Active工作模式下舵面有載偏轉(zhuǎn)速率時(shí)域響應(yīng)特性是最好的。

（2）2 Active 1 Damping工作模式下，舵面偏轉(zhuǎn)速率較大，但當(dāng)舵面偏轉(zhuǎn)至指令位置后出現(xiàn)超調(diào)，產(chǎn)生反向偏轉(zhuǎn)使舵面產(chǎn)生小幅振蕩。

（3）1 Active 2 Damping工作模式下，舵面偏轉(zhuǎn)至指令位置后的小幅振蕩情況更嚴(yán)重。

因此，當(dāng)作動(dòng)器因出現(xiàn)故障或失去液壓系統(tǒng)而進(jìn)入阻尼模式時(shí)，此時(shí)飛機(jī)操縱性能下降，飛行員應(yīng)緩慢操縱駕駛桿，避免舵面小幅振蕩情況的出現(xiàn)，舵面的這種小幅振蕩對飛機(jī)的操縱性能和結(jié)構(gòu)破壞是非常危險(xiǎn)的。通過調(diào)整作動(dòng)器阻尼孔的大小可得到不同的舵面偏轉(zhuǎn)速率特性，進(jìn)而從中選取最優(yōu)值。

4.3 作動(dòng)器輸出力分析

在飛行過程中，若飛控系統(tǒng)檢測到某個(gè)作動(dòng)器發(fā)生故障或其液壓系統(tǒng)失效，會(huì)發(fā)出指令使該作動(dòng)器進(jìn)入阻尼模式，由處于主動(dòng)模式的作動(dòng)器控制舵面運(yùn)動(dòng)。假設(shè)三個(gè)作動(dòng)器在推動(dòng)方向舵運(yùn)動(dòng)過程中下面位置的作動(dòng)器進(jìn)入阻尼模式，該文建立的模型計(jì)算了此過程中作動(dòng)器的輸出力和舵面偏轉(zhuǎn)情況。

首先給三個(gè)作動(dòng)器的伺服閥施加相同的激勵(lì)信號，在作動(dòng)器推動(dòng)舵面運(yùn)動(dòng)到3.2 s時(shí)，注入故障信號使一個(gè)作動(dòng)器進(jìn)入阻尼模式，研究整個(gè)過程中作動(dòng)器的性能變化。圖5所示為激勵(lì)信號和方向舵度隨時(shí)間變化情況。

從圖5中可看出整個(gè)偏轉(zhuǎn)曲線較為平滑，僅在3.2 s時(shí)舵面偏轉(zhuǎn)有較小的波動(dòng)（圓圈處放大圖）。故障模式下三個(gè)作動(dòng)器的輸出力如圖6所示。

從0.5 s開始三個(gè)作動(dòng)器接受斜坡激勵(lì)信號推動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)，3.2 s時(shí)最下方的作動(dòng)器進(jìn)入阻尼模式，只提供阻尼功能。在0.5～3.2 s之間，三個(gè)作動(dòng)器的輸出力均勻且一致；3.2 s時(shí)，舵面偏轉(zhuǎn)發(fā)生較小波動(dòng)（見圖5），但上面和中間的兩個(gè)作動(dòng)器輸出力迅速增加，在0.4 s時(shí)間間隔內(nèi)發(fā)生明顯的較大幅度的振蕩。進(jìn)入阻尼模式的作動(dòng)器輸出力迅速降為0，作動(dòng)筒兩腔通過阻尼孔連通，作動(dòng)器只提供阻尼功能。上面和中間兩個(gè)作動(dòng)器輸出力的振蕩會(huì)引起系統(tǒng)油壓的壓力脈動(dòng)，對整個(gè)液壓系統(tǒng)帶來影響，在設(shè)計(jì)和計(jì)算其他液壓子系統(tǒng)必須予以考慮。

5 結(jié)語

民用飛機(jī)在進(jìn)行飛控作動(dòng)系統(tǒng)地面鐵鳥實(shí)驗(yàn)前一般會(huì)以模型仿真結(jié)果作為實(shí)驗(yàn)基礎(chǔ)，并根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)來完善模型。通過對方向舵作動(dòng)器性能的聯(lián)合建模仿真計(jì)算及結(jié)果分析可以看出，此方法能夠很好地分析研究飛控作動(dòng)系統(tǒng)的性能，研究作動(dòng)器在各種工作模式下的舵面響應(yīng)、作動(dòng)器輸出力、液壓流量等參數(shù)的變化，這對飛控作動(dòng)系統(tǒng)地面鐵鳥實(shí)驗(yàn)及作動(dòng)系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)具有很好的參考價(jià)值。

參考文獻(xiàn)

[1]李凌.飛機(jī)抑制操縱舵面顫振的方法研究[J].甘肅科技縱橫，2012，5（41）：36-38.

[2]劉彩志，田劍波，王永熙.方向舵地面突風(fēng)阻尼特性研究[J].民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究，2005（2）：15-18.

[3]黃漢零.飛機(jī)機(jī)械操縱系統(tǒng)的傳動(dòng)性能計(jì)算分析與優(yōu)化設(shè)計(jì)研究[D].西北工業(yè)大學(xué)碩士學(xué)位論文，2006.

[4]郭軍，吳亞峰，儲(chǔ)妮晟.AMESim仿真技術(shù)在飛機(jī)液壓系統(tǒng)中的應(yīng)用[J].計(jì)算機(jī)輔助工程，2006，1（15）：42-45.

[5]羅琳胤，邊寶龍.飛機(jī)起落架緩沖性能仿真分析[J].機(jī)械設(shè)計(jì)，2012，4（29）：56-58.

[6]時(shí)峰.LMS Virtual.Lab Motion新一代多體動(dòng)力學(xué)軟件[J].CAD/CAM與制造業(yè)信息化，2008（12）：52-56.