通用飛機飛控系統地面驗證試驗平臺研究

代桂成, 范彥銘, 李東輝, 馬宏圖, 梅莉

1.沈陽飛機設計研究所, 遼寧 沈陽 110035; 2.遼寧通用航空研究院, 遼寧 沈陽 110136；3.遼寧銳翔通用飛機制造有限公司, 遼寧 沈陽 110136; 4.沈陽航空航天大學 航空宇航學院, 遼寧 沈陽 110136

人們普遍將運輸航空與軍用航空之外的航空活動統稱為通用航空[1-5]。通用航空是一個定義廣泛的概念，它能夠執行商業運輸航空(schedule commercial transport)無法完成的任務，如小型貨物運輸、農林作業、空中巡邏、駕駛訓練、空中測繪、空中救援等。由于通用航空用途廣泛，市場潛力巨大，目前通用飛機的研制正成為國內民用航空領域的新興熱點。在飛機發明史上有3個重要的標志性事件[6]：對機翼氣動特性的理解和認知；發明功率足夠、可靠性高的發動機；解決飛機三維飛行控制問題。上述3個問題解決之后，軍用及民用航空才得到了快速發展。由此可見飛行控制系統是飛機研制的核心要素，在沒有對飛控特性認識清楚之前就進行空中飛行，必然會導致嚴重的安全問題。因此無論是軍用還是民用飛機，其研制規章規范中對飛行控制系統安全性驗證都有著嚴格的要求。通用航空作為民用航空的重要組成部分，保證安全性依然是其第一要務。未來各種先進的飛控系統軟件及硬件必將引入到通用飛機的設計中，因此對于通用飛機飛控系統安全性驗證十分必要。人類個體或群體的智力和精力都是有限度的，因此人們在設計或制造新事物時不可避免地會存在各種各樣的問題。發現和糾正這些“潛在”問題的唯一方法就是開展驗證試驗。國內外大型軍用和民用飛機研制時，在飛機首飛前都搭建地面試驗環境(鐵鳥試驗臺)對其飛行控制系統開展驗證試驗，其主要原因如下：一是飛控系統設計與飛機結構設計往往是同時進行或更早，需要進行系統驗證時飛機本體還沒有；二是即使飛機外形結構已經有了，但受其壽命限制無法長時間地支撐系統試驗載荷。

目前針對通用飛機鐵鳥臺設計的文獻較少，可查閱到的多是大型飛機地面試驗平臺的研究。Gerkens等[7]介紹了Fairchild-Dornier728全電傳飛機鐵鳥臺的設計，對該飛機飛行控制系統、起落架系統、液壓系統和基礎結構的構建進行了詳細描述；Li等[8]研究了支線噴氣飛機鐵鳥臺系統架構、測試安裝結構、被測系統以及相關測試保障系統設計需求。Li等[9]研究了大型飛機鐵鳥臺主要設計特征，提出了模塊化設計的定義和設計步驟。Hwang等[10]介紹了某傾轉旋翼機地面測試平臺設計，提出了測試方法、測試步驟,給出了測試結果。Hakan等[11]對大型飛機鐵鳥試驗臺的研制成本進行了研究，提出了利用數字孿生技術進行地面試驗的思想，以降低研制成本。國內在通用飛機飛控系統地面驗證試驗方面幾乎處于空白，研究也僅限于軍用或大型民用飛機。孫銀娣等[12]介紹了國內大型兩棲飛機鐵鳥臺模擬座艙的方案設計。張勇等對鐵鳥臺試驗的舵面加載方法進行了研究[13-16]。大型飛機使用環境嚴酷、系統功能組成復雜、安全等級要求高，在設計時通常以真實度做為首要指標，這必然導致其試驗平臺研制成本高、周期長、通用性差。通用飛機低成本、短周期、安全性等級要求不高的特性決定了遵循大型飛機的方法來設計地面試驗平臺既不現實也非必要。本文提出了通用飛機飛控系統地面驗證試驗平臺的設計原則及設計方案，并構建了試驗平臺，實現了人在環的飛行模擬與測試。基于該平臺對某型電動通用飛機進行了試驗驗證，試驗結果表明該平臺運行穩定可靠，可有效解決通用飛機飛行控制系統地面試驗驗證問題，提高飛機研發效率。

1 設計原則與試驗要求

要保證地面試驗結果的正確可靠，最重要的設計原則就是試驗環境盡可能真實地模擬飛機飛行實際情況。理想的試驗平臺應該能夠完全模擬飛機真實的使用環境，實際上受到研制進度、研制經費、技術能力等方面因素的限制，人們在地面上不可能實現這一目標，只能結合實際情況有所取舍。從飛控設計維度來看，飛機的系統組成和運動邏輯如圖1所示。駕駛員對接收到的外界環境信息和飛機響應信息進行分析給出飛機操縱輸入信號；飛控系統對操縱信號和傳感器信號進行綜合處理后給出舵偏指令；執行機構根據舵偏指令驅動氣動舵面進行偏轉，從而使飛機運動特性發生變化。

圖1 飛機系統組成及運動邏輯

圖1中飛機是由駕駛員、飛控系統、執行機構、傳感器、飛機運動特性以及人機工效特性組成的閉環系統，任何一個環節出現問題，飛機安全及性能都會受到影響。因此，要真實地模擬飛控系統工作情況，地面驗證試驗平臺設計應遵守以下原則：

·全真鐵鳥試驗臺架；

·全真被測飛控系統；

·“真實”的人機接口；

·實時飛機運動仿真系統；

·準確的舵面載荷模擬；

·傳感器驅動設備；

·數據采集與處理系統；

實施試驗時要遵循從內到外，從部件到系統的驗證方法。飛行控制系統包含飛控與飛機組成的回路(回路Ⅰ)以及人/飛控/飛機組成的回路(回路Ⅱ)。回路Ⅰ試驗包括傳感器、執行機構、人感系統等部件及飛控/飛機組成的閉環系統試驗；回路Ⅱ是在Ⅰ基礎上加入人的因素形成的閉環試驗回路，是對飛控系統功能、性能、人機工效特性進行的人機大閉環試驗驗證。

典型的通用飛機是單發固定翼的輕小型飛機，它占據了通用飛機的絕大部分[17]。它們具有質量輕、體積小、包線范圍窄、使用環境友好、布局形式多樣、飛控系統形式簡單等特點，幾乎不會出現軍用或大型民用飛機大載荷、高非線性、高耦合性等特征。根據圖1組成結構結合典型通用飛機的特征，飛控系統應包括以下的具體試驗內容：

1) 回路Ⅰ試驗

傳感器試驗：測試傳感器靜態傳動比、滯環、死區、最大輸出以及動態頻域特性；

執行機構試驗：測試靜態傳動比、滯環、死區和最大輸出以及非線性特征；測試舵機位置和速度傳感器的基本特性。

人感系統試驗：通用飛機人感系統一般由駕駛桿和腳蹬組成，試驗內容包括駕駛桿/腳蹬的空行程、間隙、啟動力、摩擦力、桿/腳蹬位移-力特性曲線以及配平行程范圍等參數特性。

控制律試驗：常規機械操縱系統僅能實現一種確定的桿到舵的開環控制，其試驗是指從輸入(桿)到輸出(舵)的各環節傳動比和頻率特性試驗。電傳操縱系統廣泛使用閉環反饋控制，其試驗包括開環和閉環2種形式，開環試驗內容與機械系統相同；閉環試驗是對電傳系統與飛機本體組成的閉環系統進行測試，包含系統穩定儲備、等效參數及時域性能。

2) 回路Ⅱ試驗

對人/飛機/飛控組成的大閉環情況下人機工效進行評估，包括飛機響應對指令輸入的跟隨性，人感系統參數設置和控制顯示的合理性等方面。進行人在環試驗前應先根據規范和規章要求、飛行包線、飛行任務等屬性制定機動動作。通用飛機試驗內容應包含起飛、著陸、盤旋、上升、下滑、定常側滑等基本動作。試驗評估方法可采用客觀定量和主觀定性2種形式，客觀定量法為飛行員對飛機實施規定的操縱輸入，對輸出響應進行數值分析，結合評估標準形成試驗結論；主觀定性法是飛行員依據自己的主觀感受對飛機響應特性形成結論，可將庫珀-哈珀評分等級作為主觀定性法評定準則。

2 試驗平臺設計與實現

基于上述分析，試驗平臺架構設計見圖2。人機接口子系統為飛行員提供人機交互環境，實現人在環飛行模擬與試驗；鐵鳥臺架子系統可提供與真機相同的硬件布置與安裝環境，同時也用于試驗和采集設備的安裝；飛機運動仿真是對飛機自身物理運動特性的仿真，生成系統需求的仿真參數；數據采集與處理完成激勵輸入信號及目標信號的采集與處理；激勵輸入可通過人工或外部設備為試驗測試提供信號輸入，包括階躍、斜坡、掃頻等信號；試驗管理負責整個平臺的運行控制。

圖2 試驗平臺原理架構

2.1 人機接口子系統

飛行員在飛行中感受到的信息包括空間感覺、視覺、聽覺、運動感覺、操縱感覺。國內多年的飛機研發經驗表明：座艙(提供空間感覺和操縱感覺)是人機接口必不可少的組成部分；視景顯示 (提供視覺感)對飛行品質的評估效果影響最大；音響系統(提供聽覺)并非是必須的；地面運動系統(提供運動感覺)可根據具體試驗需求來確定。通用飛機速度低、過載小、機動性不高，聽覺及運動感覺的模擬并非必要。因此在人機接口設計中僅考慮了空間感覺、操縱感覺和視覺感，包含模擬座艙和視景顯示兩部分。

模擬座艙采用開放式設計，座艙底座采用獨立的可移動鋼架平臺，用于駕駛艙內設備的安裝，見圖3a)，平臺上方可根據座艙具體需求進行區域劃分。為保證通用性，底座平臺結構表面加工有條形安裝凹槽，操縱裝置、座椅和儀表板等座艙設備通過T形槽螺栓與底座平臺組裝在一起。螺栓可通過在T形槽內滑動進行位置調節，實現座艙內部布局與被模擬飛機相同，為飛行員提供正確的空間感。圖3b)是座艙安裝實例，該例中分為座椅/駕駛桿區域、虛擬儀表區域兩部分，并在座艙前方安裝純平視景顯示系統。

圖3 通用模擬座艙

視景顯示部分由4臺計算機及3塊顯示屏幕構成，見圖4。主控計算機利用視景仿真軟件對3個通道計算機進行視景融合，實現大視場顯示。為保證視景顯示實時性，飛行運動仿真數據通過反射內存網發送給主控計算機。

圖4 視景顯示

視景仿真軟件需要接收飛機經度、緯度、海拔高度以及3個歐拉角的數據。本文設計了坐標轉換模塊,完成笛卡爾坐標系與大地坐標系的轉換。轉換原理見公式1。式中{Xlon(t),Ylat(t),Zalt(t)}為飛機重心在大地坐標系中的位置,Rlon、Rlat為重心處經緯度圈的半徑,θ為地面坐標系Y軸與過該點的緯度方向夾角,{X(t),Y(t),Z(t)}表示飛機重心在地面坐標系中的位置。{Xlon(0),Ylat(0),Zalt(0)}為地面坐標系原點在大地坐標系中的坐標位置。在飛行運動仿真時利用該模塊將飛機的位置數據變換為大地坐標,傳輸給視景軟件進行處理。

(1)

2.2 鐵鳥臺架子系統

鐵鳥臺架子系統用于飛控系統真實物理部件以及試驗設備的安裝。要保證試驗結果的正確可靠,一方面要采用飛控系統真實物理部件進行試驗,另一方面要保證部件的安裝特性與真實飛機相同。對于機械操縱系統,試驗支撐臺架需要保證機械部分的安裝尺寸、形式、剛度以及線路走向與真實結構盡量相同。對于純電傳系統影響其特性的主要是舵機及電纜的長度線型等,與線纜走向和安裝無關,只需保證舵機的安裝剛度要求,而不必按1∶1的尺寸布局。

飛機舵面的載荷特性[18-19]對飛機響應和人機閉環響應有重要影響,因此在試驗時需重點對上述特性進行模擬。飛機舵面載荷包括慣性載荷和氣動載荷兩部分。對于慣性載荷模擬最直接的方式就是采用真實的舵面,但該方法有成本高、占用空間大、不具備通用性的缺點。還有一種形式就是用質點等效方法進行慣量模擬,可以克服上述缺點。氣動載荷模擬有多種方法,對于線性載荷譜可用彈簧式加載,對于非線性載荷譜常用伺服力系統模擬。典型通用飛機在其飛行范圍內滿足飛機線性小擾動理論假設條件,其氣動載荷屬于線性載荷范圍。本平臺設計中慣性載荷模擬采用雙質點方法,通過配置鉸鏈軸前后2個飛輪的質量及至轉軸的距離實現真實慣量模擬;舵面鉸鏈力矩則選用彈簧式加載,通過調節彈簧剛度實現不同飛行狀態模擬。

2.2.1 支撐臺架設計

通用飛機氣動布局、操縱形式、安裝形式多樣,但在總體上可以分為機身、機翼、副翼、尾翼4個部分,飛控系統多為機械操縱系統和簡單電傳操縱系統。為此平臺中設計了尾翼臺架、副翼臺架和桁架臺架3種支撐臺架。尾翼、副翼臺架用來安裝舵面特性模擬機構。桁架臺架用來模擬機身和機翼結構布置,安裝操縱桿至舵面的傳動機構。3種支撐臺架通過空間相對位置的變換組合,可以模擬不同類型通用飛機的線路走向。飛控系統安裝形式及剛度模擬由支撐臺架及其上面的支座聯合完成,支座的作用是實現系統硬件安裝尺寸形式與安裝剛度的真實模擬。3種臺架均選用鋼質材料保證平臺剛度要求,且表面加工等距T形槽,可為支座安裝提供標準物理接口,見圖5。

圖5 通用支撐臺架模型

2.2.2 舵面載荷模擬

1) 慣性載荷模擬

慣性載荷是指由舵面慣性力引起的相對于鉸鏈軸處的力矩。舵面的慣性載荷

(2)

公式(2)表明舵面的慣性載荷受本身轉動慣量的影響,轉動慣量相同則慣性載荷特性相同。根據剛體動力學公式,單個質點轉動慣量為

J=mr2

(3)

離散質點的轉動慣量

(4)

式中：Δmi為第i個質點的質量;ri為第i個質點到轉軸的距離。因此,可以利用單個或多個質點方法實現舵面慣性載荷等效模擬。

2) 氣動載荷模擬

舵面氣動載荷是指舵面所受到的氣動力相對于鉸鏈軸的力矩

(5)

式中:ρ為大氣密度;V為來流速度;Se為舵面參考面積;Che,δ為鉸鏈力矩系數;δ為舵偏角。定義Khe,δ為舵面剛度系數

(6)

則舵面的鉸鏈力矩變為關于舵面偏角δ的函數

He(δ)=Khe,δδ

(7)

在舵面偏角范圍內Che,δ近似為常值,故通過改變彈簧的剛度系數即可模擬不同飛行狀態下的舵面剛度系數,舵面載荷模擬的硬件組成見圖6。

圖6 舵面載荷模擬機構

2.3 飛機運動仿真子系統

飛機運動仿真特性應盡可能與實際飛機相同,運動仿真模型中須包含起落架動態特性、飛行控制特性、大氣特性、發動機特性、氣動力特性、質量特性。運動仿真系統以飛機六自由度運動方程為基礎,采用面向組件的思想[20]進行建模,可有效增強平臺通用性,模塊組成見圖7。對于不同類型的飛機,可根據需要對模型中相應組件進行更換。

圖7 飛機運動仿真組成

飛機六自由度方程是仿真運動最基本最重要的數學模型。它由一組非線性方程來描述,方程中包含了質心運動方程、姿態運動方程、角度變換方程。在剛性飛機的假設條件下,按體軸系描述的方程見公式(8)～(9)。公式(8)為飛機的運動學和角度變化方程,公式(9)為飛機的動力學方程。飛機受到的合力及合力矩包括飛機重力、氣動力、發動機推力、起落架支撐力。式中:m為飛機質量;Fx,Fy,Fz為飛機上的合外力;Mx,My,Mz為飛機上的合外力矩;vx,vy,vz為飛機體軸的線速度;ωx,ωy,ωz為飛機體軸的角速度。

(8)

(9)

通過對公式(8)和(9)的聯合求解可求得飛機運動的各類目標參數,飛機六自由度方程解算流程見圖8。

圖8 飛機六自由度解算流程

2.4 數據采集處理子系統

數據采集處理子系統是地面試驗平臺的重要組成部分。首先,它應具備足夠的采集通道及抗干擾能力,能夠完成試驗中所有信號的同步采集。其次,要保證對模擬信號有足夠高的采樣頻率以保證高頻信號不失真。最后,它應具備對大量試驗數據采集和處理能力,并能進行在線和離線的數據分析顯示。

本試驗平臺數據采集與處理系統構成見圖9。平臺中采集處理子系統由數據存儲計算機、曲線顯示計算機和信號采集計算機組成,各計算機間的數據傳輸采用實時網絡確保系統運行的實時性。平臺中需要采集的數據包括鐵鳥臺架和人機接口子系統的各類傳感器信號、外界激勵信號、飛行運動仿真數據。一般情況下外部激勵信號頻率范圍約0～8 Hz,角速度傳感器掃頻激勵信號范圍約0.1～40 Hz,故系統采樣周期按1 ms要求進行設計。信號采集計算機安裝有模擬輸入/輸出卡、計數器卡、數字IO卡、交流采集卡，可實現多通道數字與模擬信號采集。試驗時根據傳感器類型選擇相應采集板卡接入采樣計算機即可。同時該計算機內安裝實時操作系統和反射內存卡,利用反射內存卡可將處理后的數據發送至實時網絡供其他計算機使用。數據存儲計算機安裝有數據庫管理系統,負責試驗數據的保存、查詢、篩選與導出。曲線顯示計算機可根據用戶設置對選擇的數據進行在線和離線的數據顯示。

圖9 數據采集與處理

3 平臺驗證實例

本文以某型電動通用飛機飛控系統縱向特性為例,在平臺上搭建試驗環境,對平臺功能及性能進行驗證,試驗布置見圖10。座艙操縱機構采用1∶1的全尺寸模型,鐵鳥臺架子系統完成飛機全尺寸外形布置,飛行狀態選取及試驗設計參數見表1。

圖10 某型飛機操縱系統試驗布置

表1 舵面載荷系統設計參數

飛機運動仿真模型數據均經實測及風洞試驗驗證。試驗中選用旋轉編碼器做為采樣傳感器對桿角度及舵面偏轉角度信息進行采集。

3.1 縱向人感系統試驗

人感系統死區是指操縱面偏度為零時,駕駛桿或腳蹬的變化范圍。測試時采用人工方法保持駕駛桿從前端-中立-后端平穩運動,升降舵角度為0時對應的桿位移輸入角度范圍即為系統死區。圖11是某電動飛機系統死區試驗曲線,試驗曲線的斜率與設計曲線相同,通過試驗曲線測得桿位移的死區范圍為±0.8°。

圖11 系統死區試驗曲線

桿力-桿位移特性是指駕駛桿位移隨駕駛力的變化曲線。試驗時在前向和后向位移范圍內各選取6個狀態點。拉力設置范圍0～6 kg,選取1 kg做為拉力間隔。啟動力的測量受人主觀感覺影響很大,為減小測量誤差,試驗中規定3個人員獨立測量,取平均值,啟動力測試結果見表2。

表2 啟動力測試結果

根據平臺采集結果數據得到了桿力-桿位移特性,見圖12。駕駛桿力-桿位移試驗曲線與理論設計曲線變化趨勢一致。

圖12 桿力-桿角度(位移)曲線

3.2 控制律試驗

選取升降舵到飛機運動參數的開環時域特性進行測試。時域測試選取階躍、脈沖和倍脈沖3種典型輸入[21-22]對平臺的性能進行測試。

圖13為駕駛桿做階躍輸入時飛機升降舵及俯仰角速度響應曲線。飛機首先調整至給定的平飛狀態,試驗人員按照試飛科目規定進行駕駛桿階躍輸入。信號輸入后升降舵舵偏階躍至15°,并保持4 s。受俯仰阻尼特性影響,階躍信號輸入1 s后俯仰角速度達到最大值。試驗曲線的動態響應性能和靜態性能與理論分析相同。

圖13 飛機階躍響應特性

為進一步驗證平臺性能,在駕駛桿端分別進行單脈沖及倍脈沖輸入,飛機升降舵及俯仰角速度變化見圖14～15。針對上述2種典型試驗輸入,升降舵和俯仰角速度響應曲線特性和峰值與理論分析相同。

圖14 飛機單脈沖響應 圖15 飛機倍脈沖響應

3.3 人在環試驗

飛機在動態飛行尤其是緊急情況下,駕駛員主要憑經驗和感覺操縱飛機,通過視覺和觸覺來感受飛機響應,模擬飛機座艙外的景象是駕駛員判斷飛行品質十分重要的視覺信息。試驗時選取CCAR23部中正常類飛機要求的起飛、上升、定常盤旋、上升、下滑、著陸等基本機動動作,同時設置各種天氣環境進行多人次模擬飛行。試驗過程中系統平臺及視景顯示運行流暢穩定,試驗人員反應良好。

3.4 小結

上述試驗表明試驗平臺能夠完成通用飛機飛行控制系統的基本試驗內容;圖13～15舵面偏角/俯仰角速度對桿角度采樣數據變化趨勢一致、數據合理,表明平臺數據采集與處理功能正確有效。人在環模擬試驗中平臺系統運行流暢,視景顯示逼真,飛機運動過程符合邏輯,運動參數符合預期,證明該平臺整體性能良好,運行穩定可靠。

4 結 論

1) 本文針對通用飛機飛控系統驗證問題設計了一種通用驗證試驗平臺。可滿足通用飛機各種氣動布局及飛控系統形式研究試驗需求,提高飛機研發效率。該平臺成本低、通用性強,具有較高的工程應用價值。

2) 基于該平臺搭建了某型通用電動飛機飛行控制系統測試環境,對其縱向特性進行試驗測試,試驗結果表明平臺各模塊性能良好,通過3種典型輸入信號試驗曲線表明該平臺能夠真實地模擬飛機飛行特性。該平臺已應用于該型飛機的適航取證工作。

3) 目前平臺主要通過人工方式實現典型信號輸入,下一步將研究信號輸入的自動化,實現正弦、掃頻等復雜激勵下系統性能驗證,提高平臺驗證能力。