某型飛機大迎角試飛液壓流量需求仿真分析

許志林，相 梅，郭 丹，鄧 歡，屈 霞

（航空工業洪都，江西南昌，330024）

0 引言

飛機在進入尾旋后，可能存在雙發停車的情況，此時，為保證飛機安全改出尾旋，液壓系統應能提供足夠的應急液壓源。因應急液壓泵的功率非常有限，如何才能精確的計算出飛機在改出尾旋過程中的液壓流量消耗體現得非常重要。在進行飛機液壓流量需求分析時，應盡可能的最真實的反映實際工況，而傳統的手工計算分析的方法只是采用空載的計算方法，未考慮鉸鏈力矩、系統質量等對作動系統的影響，計算結果會存在較大的能源需求過剩。

本文首先利用AMESim軟件建立平尾、副翼、方向舵和前襟作動系統的模型，并對模型的正確性進行驗證；再利用Matlab/Simulink軟件建立飛機進入尾旋后采用反尾旋傘和舵面改尾旋的控制律模型，仿真分析兩種改尾旋方法過程中各操縱舵面的狀態（舵面偏轉角度和鉸鏈力矩）；最后利用AMESim和Matlab/Simulink進行聯合仿真，分析兩種改尾旋方法中飛控系統相關液壓部件的液壓流量消耗情況。

1 作動系統模型的建立

1.1 平尾、副翼和方向舵作動系統模型的建立

平尾、副翼、方向舵作動系統均采用了液壓雙余度的直接驅動閥式作動器。在正常工作狀態下，作動器由兩個獨立的液壓系統（系統1、系統2）同時供油，經油濾到兩個電磁切斷閥及DDV、轉換閥、回中閥，DDV接受飛控系統的電指令，對負載流量進行分配。接通電磁切斷閥，電磁切斷閥將輸出壓力油控制轉換閥和回中機構運動到正常工作位置，此時經DDV分配的負載流量經過轉換閥驅動作動筒活塞動作，實現作動器的正常工作模式。

建立平尾、副翼和方向舵作動系統用于計算液壓流量模型的關鍵在于對相關液壓作動器的工作原理、性能參數和相關的液壓流量特性方程深入了解。

1)電液伺服閥

伺服閥通過改變輸入信號，連續地、成比例的控制液壓系統的流量或壓力。電液伺服閥輸入信號功率很小（通常僅有幾十毫瓦），功率放大系數高；能夠對輸出流量和壓力進行連續雙向控制。其突出特點是：體積小、結構緊湊、直線性好、動態響應好、死區小、精度高，符合高精度伺服控制系統的要求。

本項目作動器中的直接驅動閥工作原理如圖1所示，輸入的電信號控制力馬達的運動，力馬達產生的輸出力帶動滑閥的運動，與滑閥相連的位移傳感器將滑閥的位移反饋至輸入端，從而形成閉環控制。

電液伺服閥的相關特性包括負載流量特性、空載流量特性和壓力特性，零開口四邊滑閥見圖2所示。設閥口對稱，各閥口流量系數相等，液壓油為理想液體，不計泄漏和壓力損失，供油壓力Ps恒定不變。當閥芯從零位右移XV時，則流入、流出閥的流量q1、q3為：

穩態時，q1=q3=qL，則可得供油壓力Ps=P1+P2。令負載壓力PL=P1-P2，則有：

將式（3）或式（4）代入式（1）或式（2）可得滑閥的負載流量（壓力-流量特性）方程為：

式中：qL—負載流量；

Cd—流量系數；

W—滑閥的面積梯度（閥口沿圓周方向的寬度）；

d—滑閥閥芯凸肩直徑；

XV—滑閥位移；

Ps—伺服閥供油壓力；

PL—伺服閥負載壓力。

2)液壓雙余度作動筒

作動筒為作動器的執行部件，其將液壓功率轉換為機械能，驅動舵面的偏轉。典型的雙腔作動筒結構如圖3所示，令作動筒的總負載力為F，被驅動的結構部件換算至作動筒端的等效質量為m，舵面鉸鏈力矩為Mi，則單液壓余度作動筒在負載時的受力情況及相關特性方程為：

作動筒在工作過程中在不考慮活塞兩側泄漏的情況下：

式中：ΔS——活塞有效面積；

P1、q1—作動筒1腔油液壓力、液壓流量；

P2、q2—作動筒2腔油液壓力、液壓流量；

R—舵面驅動搖臂臂長

G—作動筒輸出端到舵面驅動點的傳動比；

d1—活塞直徑；

d2—活塞桿直徑；

V—作動筒工作速度。

將式（7）和式（8）合并后代入式（5）得：

由式（11）可知，在忽略內漏、壓力損失，并且供油壓力Ps恒定的情況下，作動器的液壓流量是隨著鉸鏈力矩的變化不斷變化的，鉸鏈力矩越大，作動器的液壓流量越小。因此，傳統的計算方法中，采用空載狀態的液壓流量來計算空中帶鉸鏈力矩狀態系統液壓流量消耗是存在能源過剩的。

根據以上分析的電液伺服閥和作動筒的理論知識，在AMESim中建立作動器模型，模型中對于與本次計算分析無關的部件如故障回中機構、故障松浮機構、故障檢測器未進行建模。模型中相關參數來源如下：

（1）液壓油源的參數根據15號航空液壓油設置；

（2）直接驅動閥、作動筒的物理尺寸（如閥芯直徑、作動筒活塞直徑等）直接取自成品實際參數；

（3）作動器輸出位移反饋至指令的增益根據舵面偏角與作動器輸出位移的傳動比設置；

（4）作動器的負載（等效質量）根據各舵面的轉動慣量結合傳動特性進行換算得出；

（5）伺服閥閥芯的偏移量根據式（5）和式（10）進行初步估算，在后續仿真計算過程中再進行調整；

（6）作動器工作速度、行程、輸出力等按照產品本身實際技術指標進行設置。

平尾作動系統的AMESim模型如圖4所示，完成基本模型搭建后，需要對模型的參數進行調整及驗證模型的正確性。將作動筒的負載設置至最小，近似空載狀態，仿真驗證該模型中作動筒的最大輸出速度，如不滿足要求可調整伺服閥閥芯的最大位移，直至滿足最大輸出速度要求，調整后的作動器最大速度和最大液壓流量消耗情況如圖5所示。作動器最大輸出力和傳動比仿真曲線見圖6、圖7所示。

同理，建立副翼和方向舵作動系統的AMESim模型，并進行仿真驗證，驗證結果如圖8-圖13所示。

1.2 前襟作動系統模型的建立和驗證

前襟作動系統分為外側前襟作動系統和內側前襟作動系統，均由伺服機構、前襟作動筒（含傳感器）及其相應的伺服板組成。每片前襟由一臺伺服機構驅動兩個前襟作動筒同步進行運動。伺服機構接收電氣信號的控制指令，輸出液壓源驅動前襟作動筒的運動，前襟作動筒通過拉桿、搖臂再驅動舵面的偏轉。

根據前述的液壓系統的相關理論知識，建立前襟作動系統的AMESim模型 (由于伺服機構的噴嘴擋板式電液伺服閥模型比較復雜，為降低計算量，本例中使用等效的四邊滑閥模型代替，不影響計算結果。)，前襟作動系統的AMESim模型如圖14所示，圖中采用節流孔等效取代控制閥開口流量，節流孔流量q按式（12）計算。

式中：q—節流孔流量；

f——孔口幾何面積；

P1—上游壓力（本例中為油源壓力20.6MPa）；

P2—下游壓力（初始值可按0計算）；

ρ—液體密度（本例中為15號航空液壓油，833.3kg/m3）；

c——流量系數。

外側前襟作動系統的仿真驗證曲線見圖15-圖17。

同樣方法建立內側前襟作動系統的AMESim模型，并進行參數調整和仿真驗證，驗證結果如圖18-圖20所示。

2 控制律模型的建立

由于本文的主要目的是計算液壓流量，因此，大迎角仿真模型的具體建立方法就不討論了，而僅對相關的模塊進行說明。依據不同的尾旋剖面計算、篩選出進入、改出尾旋過程中各操縱面最大偏轉角度、鉸鏈力矩。大迎角試飛時，如果意外進入尾旋，飛行員可以使用舵面改出尾旋，或者利用反尾旋傘改出，控制律模塊見圖21，尾旋數學仿真過程包括尾旋進入、穩定、改出、改出后下滑、空滑（無起落架）、空滑（帶起落架），總時長150s。控制律仿真曲線見圖22、圖23。

具體時間段如下：

尾旋進入：3s～8s；穩定：8s～28s；

改出：28s～31s；改出后下滑：31s～38s；

控制律切回數字主模態：33s；

空滑（無起落架）：38s～120s；

啟動發動機：100s；

空滑（帶起落架）：120s～150s。

3 作動系統模型與控制律模型聯合仿真

完成AMESim中各子系統的模型調試后，將所有子系統按機上的液壓系統劃分，組成一個飛控系統全機液壓部件的模型，如圖24所示，將所有液壓部件的液壓流量信號引出進行求和，其中第1液壓系統包含左/右外側前襟作動系統、左/右副翼作動系統、左/右平尾作動系統、方向舵作動系統，第2液壓系統包含左/右內側前襟作動系統、左/右副翼作動系統、左/右平尾作動系統、方向舵作動系統。

在AMESim中提供了兩種與Simulink接口界面，標準界面（Simulink）和聯合仿真界面（Simu-Cosim），兩種界面的區別為：采用標準接口界面（Simulink）仿真時，采用Simulink中選定的求解器，而采用聯合仿真界面（SimuCosim）時，二者則各自采用各自的求解器；采用標準接口界面仿真時，模型被看作是時間連續模塊，而采用聯合仿真界面仿真時，其被當作時間的離散模塊處理，這使得其在simulink中建立的模型控制器十分匹配。所以一般建議選用聯合仿真界面（SimuCosim）。

利用AMESim與Simulink的共仿真接口Simu-Cosim模塊進行聯合仿真，如圖24和圖25所示。

在本例中，由于作為控制模型simulink的控制律模型，部分舵面偏度或鉸鏈力矩初始狀態為非零狀態，為避免AMESim中的液壓部件模型初始化帶來初始誤差信號，需要將AMESim中的液壓部件模型的初始值與simulink控制律模型初始值進行匹配設置初始值。AMESim模型初始值的設置既要注意作動筒（器）的位移應與simulink模型一致，避免作動系統產生初始化運動；同時，作動筒（器）內的液壓壓力值應與鉸鏈力矩平衡，否則，會對系統產生反向力，導致液壓流量出現瞬時波動。

例如，本例中前襟初始狀態為30°，且保持了32秒，如果不對AMESim中前襟作動系統的模型進行初始化設置，前襟作動系統從0秒開始會有一個初始化過程，直至運動至30°，此時，會消耗液壓流量，帶入不必要的液壓流量消耗信號；本例中內側前襟初始時有52kg·m的初始鉸鏈力矩，根據式（11）可知，平衡狀態下如果一開始仿真時，Ps=0，則會造成作動筒活塞反向擠壓液壓油，而系統為了達到平衡，需要及時補充液壓能量，液壓油剛度雖較大，但存在微小的壓縮量，導致出現液壓波動，作動筒也會產生不該有的瞬時速度和加速度。

將反尾旋傘改出尾旋的控制律模型與液壓模型進行聯合仿真，第1液壓系統的液壓流量消耗如圖26、圖27所示，由圖可知，最大液壓流量消耗發生在120.1秒，為30.72L/min；第2液壓系統的液壓流量消耗如圖28、圖29所示，由圖可知，最大液壓流量消耗發生在33.05秒，為40.96L/min。

將舵面改出尾旋的控制律模型與液壓模型進行聯合仿真，第1液壓系統的液壓流量消耗如圖30、圖31所示，由圖可知，最大液壓流量消耗發生在35.08秒，最大液壓流量消耗為32.77L/min；第2液壓系統的液壓流量消耗如圖32、圖33所示，由圖可知，最大液壓流量消耗發生在33.05秒，最大液壓流量消耗為41.25L/min。

4 結語

傳統的人工計算方法為脫離了控制律的靜態計算，只是將所有液壓部件的最大液壓流量需求進行簡單的疊加，僅從單一部件的角度考慮需求，而沒有從系統的控制協調性角度考慮作動系統的實際工況，如果按傳統方法計算設計液壓泵，不僅會造成較大的能量浪費，也給飛機增加了額外重量。本例中通過兩種軟件的聯合仿真，將控制模型與液壓模型進行了有效結合，實現了液壓流量實際消耗過程的動態計算，實現了流量計算與實際工況的吻合，使計算結果更加精確。

基于本例可進行拓展分析：如果應急液壓源無法滿足計算后的液壓流量需求，可反向利用定流量的液壓源進行評估，在給定的液壓流量下，飛控系統的液壓部件運動情況，可為控制律評估提供依據。

[1]王永熙.飛機設計手冊·第12冊.飛行控制系統和液壓系統設計.北京：航空工業出版社，2003.

[2]黃志堅.液壓伺服控制比例控制及PLC應用.北京：化學工業出版社，2014.

[3]夏立群.DDV作動器余度數字伺服系統工程設計與實現.航空學報，2008，29(2).