飛行姿態控制系統半物理仿真平臺開發

宋 科,崔旭升

(1.西安航空學院 電子工程學院,西安 710077; 2.亞龍智能裝備集團股份有限公司,浙江 溫州 325100)

0 引言

飛行姿態控制系統作為飛機姿態控制的重要組成部分，主要包括了液壓油油箱、液壓馬達、控制閥門、作動筒及管道、溢流閥、限位開關等輔助裝置。工作時，油箱中的油加壓后輸送到液壓作動筒，實現升降舵、襟翼、方向舵等主要操縱面的作動。因此，其調節性能對飛機的飛行控制性能具有重要影響[1-2]。國內外針對液壓作動系統的仿真研究常用方法包括數值計算方法、地面實驗方法以及半物理仿真方法。文獻[3]利用以某大型液壓挖掘機作為研究對象，基于ADAMS軟件的液壓挖掘機動力學仿真分析。為進一步提高仿真的精度，通過AMEsim軟件對包括液壓支架、車載式雙臂綠籬機回轉機構液壓系統、破拆機器人平衡閥及臂的液壓裝置進行建模及仿真研究，獲得系統的靜態、動態特性進行分析，為設備液壓系統設計提高提供了理論參考和技術途徑[4-6]。與數值建模方法簡單易實現相比，地面實物實驗平臺方法通常需要搭建液壓系統工作臺、控制臺、電源、電路和監控軟件，僅適用于特定的研究對象，開發及運行維護成本較高[7-10]。

為克服數值仿真準確性由模型精確直接決定，與實際工況存在較大偏差，而實物實驗平臺投入大，周期長的缺點，本文以某型飛機飛行姿態液壓及控制系統為研究背景，設計并開發了包括仿真單元(虛擬液壓控制器、測量儀表)、實物單元(現場操控單元、可編程電氣控制器PLC、演示單元、舵面加載裝置)，并對某型飛機方向舵液壓控制回路開展硬件在環仿真。

1 半物理仿真平臺總體方案

1.1 平臺總體結構設計

飛機機翼連接主要的飛行姿態控制執行機構。其中，方向舵安裝在垂直尾翼上，襟翼、副翼、升降舵均位于水平機翼上(如圖1所示)。

圖1 飛機飛行姿態控制系統基本組成

圖1中，飛機各路飛行姿態控制系統通常由姿態敏感元件、綜合計算裝置、信號給定裝置和執行機構等組成。以俯仰控制為例，飛機飛行過程中，當需要若要改變俯仰角，飛行員或飛控系統通過給定裝置給出俯仰角指令。該指令通過液壓伺服位置調節裝置和執行機構，驅使升降舵偏轉相應的角度，產生操縱力矩，導致飛機俯仰角逐漸達到所要求的數值后。內外力矩達到平衡，飛機保持在新的俯仰角下飛行。對于一些復雜的側向姿態調節，則需要協調操縱駕駛桿和腳蹬，偏轉副翼和方向舵，產生滾轉力矩和偏轉力矩，以達到控制側向姿態的目的。

相應地，飛機飛行姿態液壓控制系統半物理仿真平臺主要由操縱單元、仿真單元兩個主要組成部分(圖2)。

圖2 飛行姿態控制系統半物理仿真平臺總體結構

操縱單元作為仿真平臺人機交互接口，具有與真實飛機相同的舵面操控方式,如圖2(a)所示。實驗人員通過真實操作起落及方向操縱桿、油門操縱桿、信號反饋裝置、左/右腳踏板、控制操作按鍵，可以給出起落架與襟翼收放，前輪轉彎、升降舵和方向舵操縱等操縱指令，同時還用于驅動部分副翼、升降舵(或全動平尾)和方向舵動作。仿真狀態及實驗結果通過仿真單元直觀顯示和運動。其中，顯示器具備自定義庫(存儲設計好的常用設計塊)、自定義編輯界面、自定義設計元器件。同時，實時測量液壓系統的壓力、流量、壓差、溫度、速度、及控制系統的電壓、電流、功率、頻率等實時的曲線。步進電機驅動舵面轉動，采用同軸安裝的力矩加載電機控制不同角度位置下的舵面鉸鏈力矩。實驗過程中，方向舵、襟翼、副翼以及升降舵的實際位置角度可以通過四套舵面演示裝置直觀演示。

1.2 仿真控制器硬件設計

仿真控制器采用兩級架構如圖3所示。上位仿真控制計算機運Automation Studio仿真計算軟件，完成飛機液壓位置控制器及液壓作動裝置模型解算、與可編程邏輯控制器及飛行員操縱單元數據通訊。

圖3 仿真控制器組成結構

下層電氣系統控制器采用西門子S7-315可編程邏輯控制器，配置相應的數字量輸入、輸出以及定位模塊，控制舵面偏轉及鉸鏈力矩的加載。作為兩套獨立的控制系統，底層電氣系統控制器與仿真計算機通過自定義OPC服務器實現信息交互[11]。

1.3 仿真控制器軟件平臺

Automation Studio ES6軟件是加拿大Famic公司的一款液壓、氣壓、PLC、機電一體化設計與仿真軟件。由通常數值仿真軟件不同，Automation Studio利用硬件接口和OPC通訊接口可以與真實硬件系統實現實時數據交互，完成對電氣系統的整合設計、仿真以及動畫演示，被廣泛應用于工程機械、機床的液壓系統設計及分析過程[12-16]。

基于Automation Studio 軟件良好的液壓系統設計、數值計算能力，通過OPC通訊接口與外部人操控手柄、踏板、加載單元控制器等實時通訊，搭建飛行姿態液壓控制系統半物理仿真平臺軟件系統。以方向舵液壓控制系統為例，Automation Studio開發環境下，利用軟件提供模型庫，快速搭建操縱機構、油箱、油泵、控制閥、油路、執行缸、控制電路仿真模型，并通過OPC控件與演示器連接，通過對操縱機構的操作，將指令傳遞給PLC控制器，由PLC處理器及相應定位模塊、輸出模塊控制，帶動垂尾上方向舵做相應的動作。

1.4 驅動及加載裝置組成

舵面加載系統主要包括：

1)機翼擺動伺服驅動器及定位控制模塊；

2)加載電機及控制器；

3)舵面及機械連接組件。

驅動及加載裝置控制器采用西門子S7-300可編程邏輯控制器[17-18]。機翼擺動及對應通道的加載裝置包括FM353定位模塊、舵面及步進式驅動電機及常閉式制動器三部分。圖4中，S7-315通過以太網與仿真計算機實現OPC通訊，獲得舵面偏轉指令，通過FM353模塊轉換為相應的控制脈沖、方向脈沖指令±CA/±CB。伺服控制器接收FM353脈沖指令，同步驅動電機轉動[19-20]。伺服電機采用額定轉速1 500 r/min低慣量伺服電機，通過減速器后與主動電機同軸聯接，帶動機翼擺動葉片旋轉。

圖4 舵面伺服驅動控制原理圖

2 工作原理及仿真流程

2.1 半物理仿真平臺工作原理

模型運行過程中，仿真計算機通過USB通訊接口，實時接收操縱單元指令信息，仿真結果以圖表以及動畫形式在顯示屏上動態顯示。為更全面地仿真飛機飛行姿態液壓系統的運行工況，分別設計了升降舵、襟翼、方向舵、起落架液壓控制回路在內的全部液壓執行回路，如圖5所示。

圖5 飛行姿態液壓控制系統半物理仿真平臺工作原理

由直流力矩電機模擬舵面鉸鏈力矩，真實反映舵面運行過程中受力特性。

以方向舵液壓控制回路為例，仿真輸入參數包括有駕駛員方向盤拉起/下壓指令、偏角，仿真計算數據包括液壓泵流量、轉速，比例閥位置及作動缸位置，控制輸出參數水平舵面偏轉指令等。

2.2 液壓控制系統半物理模型開發及實驗流程

飛行姿態液壓控制系統半物理仿真平臺開發及實驗過程分為工程創建、通訊配置以及仿真及實驗過程，主要流程如圖6所示。

圖6 液壓控制系統半物理模型開發及實驗流程

實驗開始，在Automation Studio建立新的實驗工程，在插入元件及定義元件屬性環節，直接拖放自帶液壓元件庫、電氣元件庫中元件，或者通過調用存儲自定義設計的常用設計塊，例如自定義的液壓閥芯。元件定義完成后，利用元件參數對話框，輸入或更改元件參數，使系統中各個元器件的運行相互匹配，以達到最佳的設計。之后，根據實驗對象試驗要求，采用Automation Studion提供的SIMULINK控制器開發界面、或者采用C++C#等高級語言編寫液壓伺服控制程序。其中，涉及到外部開關指令、報警信息的采集及邏輯運算，則采用梯形圖編寫相應的邏輯控制，并配置及OPC服務器及客戶端變量。運行仿真過程中，通過Automation Studion自帶的動態仿真進行對已完成的設計進行仿真實驗與調整，進行測量液壓系統的壓力、流量、壓差、溫度、速度、及控制系統的電壓、電流、功率、頻率等，以及實時曲線顯示。

3 飛機方向舵液壓系統仿真舉例

3.1 液壓系統建模

圖7為舵面雙作用液壓作動系統簡化模型(不含位置隨動控制器)，包括了油泵、比例換向閥、作動缸及負載、限位開關等主要部件。

圖7 液壓控制系統基本組成

3.2 關鍵部件計算

油泵將馬達提供的機械動力轉換成流體和壓力，配合溢流閥，為飛機提供恒壓液壓源。以定容量容積泵為例，泵輸出流量是與輸入轉速相對應：

Q=ω×D

(1)

式(1)中，Q表示泵輸出流量(cm3)，ω表示泵轉速(r/min)，D表示泵的排量(cm3/r)。

電流比例方向閥的傳遞函數可用二階系統，其開環傳遞函數等于：

(2)

Q0=QL=Kqxv

(3)

式(2)、(3)中，Ksv表示比例閥流量益，ωsv表示閥的固定頻率(Hz)，ζsv表示閥的阻尼比，QL表示負載流量。

換向閥是用來引導流體流動的裝置。作為整個回路的控制中心，換向閥可由操作人員(手動)、先導流體、電氣信號或機械接觸器激活，控制活塞運行速度。

假設：1)比例調節閥結構對稱；2)忽略管道壓力損失；3)液壓源為理想的恒壓源，閥控液壓缸閥芯位移X1和外力F同時作用時，活塞位移為：

(4)

舵面控制器采用PI調節器，其控制規律如下：

(5)

式(5)中，KP、KI分別表示調節器比例系數及積分時間常數。

3.3 仿真模型搭建

3.3.1 元件創建、參數配置及連接

仿真模型搭建分為元件插入、連接、屬性修改3個步驟，具體過程如下：

1)用鼠標點擊圖標打開庫管理器。

2)點擊庫管理器工具欄上的圖標，打開“main”庫以及要使用的專業庫(如液壓庫、電氣元件庫、測量元件庫)。

3)用鼠標點擊具體的歸類元件，元件窗口中看到所需要的元件型號。

4)在元件窗口中選擇要使用的元件圖標，按住鼠標左鍵，拖至元件布置區中合適位置。

5)將液壓圖或電控圖中元件用相應的管路線或電線連接起來。

在“main”庫中的每一個圖標都代表一個元件，每個元件都有不同的原始屬性。Automation Studio軟件支持屬性修改。以雙作用缸為例，該液壓缸結構剖面圖可以從液壓元件庫中調用，即選擇“主頁 / 組件 /庫資源管理器 / Cross Section Views。在進行元件屬性修改時，點擊對話框左側的“顯示信息”，屏幕上就會出現圖8所示的對話框。

圖8 雙作用液壓作動缸參數配置

在該對話框中，將顯示作動缸基本屬性，包括材料密度、缸體壁厚、粘度補償系數、內部泄露系數、柱塞動態摩擦等，建模參數，沖程、殘余容積等技術指標。

重復步驟三分別從“方向閥-4/3換向閥”選擇“雙電控4/3位方向常閉閥”；從“壓力閥-泄壓閥-溢流閥”下選擇溢流閥元件。

3.3.2 系統電氣配置

配置有電氣元件庫及各類可編程控制器控制單元，可根據不同的要求設計組建各種電氣控制電路或PLC控制電路，并對PLC進行控制編程，以完成對液壓系統進行控制及實踐仿真。圖9為方向舵PLC控制程序模塊。SB1、SB2分別為舵面升降按鈕，并結合作動缸的左/右極限位置控制舵面電氣系統自動上電/斷電動作。

圖9 PLC控制程序模塊

3.3.3 舵面位置伺服控制器設計

實驗過程中，操作人員在推動起落及方向操縱桿、油門操縱桿、或者踩踏左/右腳踏板的同時，舵面控制器根據位置輸入指令(圖10中“Position Input”)，結合舵面當前位置，經過運算后輸出相應比例伺服閥開度控制指令，控制對應的起落架、襟翼收放，前輪轉彎、升降舵和方向舵操縱等實際位置。

圖10 位置調節器模型

3.3.4 飛機方向舵半物理仿真控制模型

通過搭建方向舵液壓回路模型、PLC電氣控制回路以及方向舵位置伺服控制器，飛機方向舵液壓控制系統半物理仿真模型如圖11所示。操作人員踩踏左右踏板，給定液壓比例換向閥位置信號，信號電壓幅值10 V，舵面控制器檢測液壓缸當前位置與給位置的差值，經PID調節器后輸出比例換向閥位置制指令。液壓缸隨著比例閥位置改變相應左/右運動，同步檢測加載后的液壓缸實時位置。

圖11 飛機方向舵半物理仿真控制模型

4 仿真實驗及分析

4.1 實物系統

根據某型飛機液壓系統技術要求，設計開發了對應的飛行姿態液壓系統半物理仿真平臺，如圖12所示。與圖2相對應的仿真單元包括機翼擺動單元、飛機姿態模型單元、仿真控制器以及飛機姿態模型單元。操縱單元包括座椅單元、腳蹬控制單元及按鈕控制單元。

1.舵面擺動單元;2.方向舵操縱單元;3.飛機姿態模型單元;4.仿真控制器;5.座椅單元;6.腳蹬控制單元;7.按鈕控制單元;8.飛機姿態模型單元。

步進電機與步進驅動器及PLC之間的驅動控制柜如圖13所示。

圖13 PLC驅動控制柜

4.2 實驗及數據分析

實驗過程中，現場實驗人員操作方向舵操作器，左右踏板，計算機實時檢測對應指令，由舵面液壓及位置控制器模型計算得到對應舵機角度。S7-315可編程控制器調節舵面驅動電機同步旋轉，并完成力矩加載。以飛機方向舵液壓系統為例，其主要部件包括操縱機構、油箱、油泵、控制閥、油路、執行缸、控制電路。通過對操縱機構的操作，將偏航指令傳遞給仿真計算機，控制方向舵油路使其液壓缸做相應的動作，帶動方向舵做相應的動作。

圖14(a)表示操縱員給定伺服作動缸位置指令時，位置調節器及液壓作動缸實際反饋曲線。實驗開始，即在t=34 s時刻，實驗人員采用直接輸入方式替代方向舵操縱桿，輸入一個液壓作動缸位置指令U(s)，其幅值為9.5 cm，活塞位置連續伸出過程位置跟隨指令變化過程。在活塞沒有動作前，作動缸流量均為零。活塞伸出時，活塞的內壓力增加到397.6 bar，經過幾次短暫調節過程后，液壓油流回到液壓油箱中，液壓缸在0.25 s內壓力迅速降到零。為驗證舵面的動態響應性能，在t=1 min 8 s時刻，發送一個反向位置指令U(s)=-15.6 cm，相應的位置調節器及液壓伺服缸的動態響應過程如圖14所示。

圖14 雙作用液壓缸正向調節時運動狀態

由圖14可知，使用地面模擬技術，方向舵在不同旋轉角度下對應液壓作動缸直線位移距離，液壓缸承受壓力與壓力呈增加-反向調整-不變的變化過程。與此同時，液壓缸速度呈增加-反向調整-靜止的變化過程。相應的，液壓缸伸出距離呈增加-反向調整-恒值的變化過程。同時，從仿真曲線可以看出，由于液壓伺服PID控制器的反饋延時作用，液壓缸位置存在一個超調到穩態的過程，穩態誤差維持在0.3 cm附近。圖15的反向位移過程，各物理量變化趨勢與圖14類似。

圖15 雙作用液壓缸反向調節時運動狀態

5 結束語

以飛機液壓及控制系統為實踐項目，設計并開發一套飛行姿態液壓控制系統半物理仿真平臺。根據某型飛機飛行姿態液壓控制系統的技術要求，搭建水平舵、方向舵、襟翼等多套液壓回路，并進行了實驗驗證。面向不同工況，通過設置液壓器件及控制器本體及運行參數，采用半實物仿真的方式實現飛行姿態控制系統研究、分析、仿真及實驗驗證功能，可以有效地實現液壓控制系統的分析計算及驗證，縮短研制周期。