可變人感系統控制技術及靜態特性分析

龐哲凱，鄒 泉

（1.中國飛行試驗研究院飛機所，西安 710089；2.飛行仿真航空科技重點實驗室，西安 710089）

人感系統產生模擬力的裝置是操縱加載裝置，根據加載方式不同可分為被動加載和主動加載2種類型。其中被動加載最為常見，即使用單個剛度彈簧或多個剛度組合的彈簧組組成的加載系統，這種加載系統一旦確定其人感特性便不可更改，無法滿足不同飛行階段、不同飛行任務的人感需求，但由于其具有結構簡單、可靠性高和易實現的優點，現階段仍是大部分飛機人感系統的首選。主動加載系統則是由舵機提供輸出力反饋至駕駛桿，該系統可以通過改變人感系統參數實現不同的人感特性，根據舵機類型可分為電液式和電動式2種，電液式加載系統操縱響應快速、力感平順，且能夠長時間提供負荷，但與電動式相比結構更復雜，集成化程度低[1]。

國外針對駕駛桿的主動加載人感系統技術研究起步于20世紀六七十年代，經過數十年發展，該技術已趨于成熟并應用于多種機型上，如美國的F-35、灣流G600、B777，英國的“美洲虎”，德國的F-104G，日本的T-2先進教練機，法國的幻影-2000等[2]。而國內研究起步較晚，與國外仍存在很大差距，各高校及研究院所仍處于演示驗證階段，雖在模擬器上有所應用，但并未推廣至飛機使用[3-4]。為解決應用程度不高的問題，本文針對主動加載裝置，設計基于模型跟蹤控制方法，并在地面試驗臺架上進行了仿真驗證。

1 可變人感系統控制原理

1.1 可變人感系統總體結構

本文設計的可變人感系統主要由3部分組成，分別是上位機、操縱加載部分和機械部分。其中上位機設計有與用戶交互的監控測試軟件，通過CAN（Controller Area Network）總線與操縱加載部分通信，從而進行指令發送與信號傳輸；操縱加載部分是可變人感系統的核心，該部分由加載計算機與縱、橫、航3個方向的電液舵機組成。加載計算機為雙余度設計，采用DSP（Digital Signal Processor）+FPGA（Field Programmable Gate Array）的模式，FGPA完成傳感器數據采集，DSP完成邏輯運算和指令控制。電液舵機集成有力傳感器和位移傳感器；機械部分由3方向機械桿系和駕駛桿及腳蹬組成，完成機械傳動和指令輸入。詳細結構框圖如圖1所示。

圖1 可變人感系統結構框圖

可變人感系統的工作原理為：上位機設定啟動力、摩擦力、空行程及桿力特性等人感參數，將其傳輸到加載計算機中，用以確定人感模型。飛行員操縱駕駛桿時，通過傳動機構帶動對應方向舵機的作動筒動作，產生力和位移信號并發送至加載計算機，根據設計的控制律計算得到舵機應輸出量，并將其轉換為控制指令發送至伺服閥，通過控制閥口開度驅動作動筒動作，并將輸出量傳遞到駕駛桿，給飛行員提供力感。若要得到不同的人感特性，只需在上位機設定對應參數即可實現人感特性可變功能。

1.2 控制原理

可變人感系統控制律在加載計算機內實現，繪制單方向縱向通道的控制原理圖如圖2所示。從圖2中可知，可變人感系統控制律由人感模型控制環節和伺服計算環節組成，其中人感模型控制環節包含非線性計算環節和人感動態特性環節。基本控制原理為：加載計算機通過A/D采集得到縱向駕駛桿力FE和縱向駕駛桿位移δE，將桿力輸入人感非線性環節和人感動態特性環節得到位移指令輸入，與桿位移綜合后的指令經過伺服指令計算得到伺服系統的位移指令。橫向和航向通道的控制原理與其一致。

圖2 縱向通道可變人感系統控制原理

1.2.1 非線性計算環節

非線性計算環節是體現人感系統靜態特性的重要部分，包括有摩擦力特性、啟動力特性、空行程特性、非線性梯度特性、硬止動特性及綜合特性[5]，具體特性曲線如圖3所示。

圖3 人感特性曲線

人感靜態特性曲線是位移和力的關系曲線，在加載計算機計算時，當輸入駕駛桿的操縱力，通過非線性計算環節輸出人感位移指令δc至人感動態特性環節，完成人感模型位移計算。

1.2.2 人感動態特性環節

人感系統的動態模型等效為二階系統，具體如圖4所示。

由圖4可以得到，模型位移指令δm為

圖4 人感系統動態模型框圖

式中：δm為模型位移；δc為位移指令；ξm為模型阻尼比；ωm為模型頻率。

根據雙線性變換，積分因子S可離散化為

式中：T為采樣或計算時間。

根據式（2）可得模型位移指令離散化表達式如下

式中：i為當前時刻數值；i-1為上一時刻數值。

1.2.3 伺服計算環節

本文采用的人感模型控制方式是通過改變非線性計算環節調整人感靜態參數，改變人感頻率和人感阻尼比調整人感動態參數，而用于驅動作用的伺服則等效為固定頻率和固定阻尼比的二階系統實現。控制原理如圖5所示。

圖5 伺服控制原理框圖

式中：δ為伺服位移；ξs為伺服阻尼比；ωs為伺服頻率。

2 仿真驗證及結果分析

2.1 試驗條件

為驗證人感系統模型控制原理的正確性，利用飛機地面臺架進行人感系統可變特性仿真試驗。根據第1節設計的人感系統原理將操縱加載部分連同上位機分為三層，分別為用戶層、邏輯層和物理層，如圖6所示。

圖6 人感系統功能結構圖

物理層包含由電器元件與液壓元件組成的舵機，其中位移傳感器和力傳感器實現A/D采集功能，電磁閥和伺服閥實現流量控制功能，作動筒實現運動執行功能；邏輯層是整個人感系統的核心，通過加載計算機實現與物理層和用戶層的數據通信，控制傳感器進行數據采集，并根據設計的控制方法進行運算，同時在工作時對系統安全進行監測，以保護系統不會因突發故障而損壞；用戶層的上位機搭載有專用測試軟件，其目的是實現良好的人機交互，對采集到的數據實時顯示、繪制，對設定參數及歷史數據進行管理，并且將數據以需用格式進行存儲管理。

本文以某型機地面臺架人感系統作為試驗對象，開展人感靜態特性研究。試驗條件是完成機械零位及傳動比校準試驗，以消除機械設計及裝配上帶來的誤差。

2.2 靜態特性試驗及結果

本文人感靜態特性試驗以縱向俯仰通道為例，其他兩方向同理。試驗中包含的靜態特性有：桿力梯度特性試驗、啟動力特性試驗、空行程特性試驗、摩擦力特性試驗及綜合人感特性試驗。

2.2.1 桿力梯度特性試驗

本次試驗共設置3組試驗參數，見表1。

表1 桿力梯度特性試驗

在軟件中按表1設置人感參數，操縱駕駛桿均勻地作縱向動作，完成一次從中立—前推—中立—后拉—中立全行程，改變參數重復以上動作，直至3組試驗完成，記錄并繪制的結果如圖7所示。

對比3組試驗結果可以看出，人感系統的桿力梯度發生了變化，從圖7可以看到，實際測得的桿力-桿位移曲線與設計值基本一致，系統表現出良好的可變特性，同時也可以看出當位移大于設定值時，桿力-桿位移曲線存在止動部分，滿足人感系統的止動設計要求。此外，從圖7中也可以看出，實測的桿力-桿位移曲線并非直線，而是形成柳葉狀曲線，這是因為機械傳動桿系自身存在間隙和摩擦，使得桿力無法與設計值完全一致。

圖7 桿力-桿位移曲線

2.2.2 啟動力特性試驗

本次試驗共設置3組試驗參數，見表2。

在軟件中按表2設置人感參數，操縱駕駛桿均勻地作縱向動作，完成一次從中立—前推—中立—后拉—中立全行程，改變參數重復以上動作，直至3組試驗完成，記錄并繪制的結果如圖8所示。

表2 啟動力特性試驗

圖8 啟動力特性曲線

對比3組試驗結果可以看出，人感系統的啟動力發生了變化，從圖8可以看到，實際測得的桿力-桿位移曲線與設計值基本一致，系統表現出良好的啟動力特性。

2.2.3 摩擦力特性試驗

本次試驗共設置3組試驗參數，見表3。

在軟件中按表3設置人感參數，操縱駕駛桿均勻地作縱向動作，完成一次從中立—前推—中立—后拉—中立全行程，改變參數重復以上動作，直至3組試驗完成，記錄并繪制的結果如圖9所示。

表3 摩擦力特性試驗

圖9 摩擦力特性曲線

對比3組試驗結果可以看出，人感系統的摩擦力發生了變化，從圖9可以看到，實際測得的桿力-桿位移曲線與設計值基本一致，系統表現出良好的摩擦力特性。

2.2.4 空行程特性試驗

本次試驗共設置2組試驗參數，見表4。

表4 空行程特性試驗

在軟件中按表4設置人感參數，操縱駕駛桿均勻地作縱向動作，完成一次從中立—前推—中立—后拉—中立全行程，改變參數重復以上動作，直至2組試驗完成，記錄并繪制的結果如圖10所示。

對比2組試驗結果可以看出，人感系統的空行程發生了變化，從圖10可以看到，實際測得的桿力-桿位移曲線與設計值基本一致，系統表現出良好的空行程特性。

圖10 空行程特性曲線

2.2.5 綜合人感特性試驗

本次試驗共設置2組試驗參數，見表5。

在軟件中按表5設置人感參數，操縱駕駛桿均勻地作縱向動作，完成一次從中立—前推—中立—后拉—中立全行程，改變參數重復以上動作，直至2組試驗完成，記錄并繪制的結果如圖11所示。

表5 綜合人感特性試驗

對比2組試驗結果可以看出，人感系統同時存在啟動力、空行程、不同桿力梯度等特性，從圖11可以看到，實際測得的桿力-桿位移曲線與設計值基本一致，系統表現出良好的綜合人感特性。

圖11 綜合人感特性曲線

3 結論

本文針對人感系統啟動力、摩擦力、空行程和桿力梯度等特性，設計了基于模型跟蹤的電液式人感系統控制方法，實現了不同人感特性單個可變和綜合可變的功能，并且通過地面臺架進行了試驗驗證，驗證結果表明，該方法控制精度良好、易實現人感靜態特性可變功能。