飞机操纵系统建模与仿真和故障分析
摘 要:通过对某型飞机纵向操纵系统组成、结构及功能分析,将系统分布参数集中化处理周末愉快最简单一句话,利用等效动态模型法建立了
从电动舵机到舵面的数学模型。在MATLAB环境下以模块化方法进行系统仿真,得到与实际系统静态、动态响应相吻合的仿
真模型。将此模型等效降阶成二阶模型,结合飞机纵向运动方程及飞行控制律,得到飞机飞行状态的动态响应,这个响应与真
实情况更加接近。此模型可应用于调整飞机自动驾驶仪参数和评价飞机飞行品质。
关键词:操纵系统;故障分析;建模;仿真
Modelingand Simulation of VehicleControl System
旗下讲话演讲稿
Abstract:A completemathematicalmodelof a vehicle control system form ElectromechanicalActuatorto Elevator istablished afteranalyzing theElevatormechanicalstructureof it.Wemodeled itbymeansofcentralizing thedistributed syst
em parametersand establishing itwith dynamicmodeling.ByusingMatlab?Simulink, the simulation results show that themodel is identical to the realone in both static and dynamicperformance. Thepracticalhighorder system model iquivalent to a low ordermodel. Combiningwith theAircraft lognitudinal state equation and the flight control law,amore reliable respon of the autonomousflight can be gotten. Themodel isvaluable to the analysisof theparamtersof the flight control law and theflight quality.
Key words:vehicle control system,dynamic equivalentmodel,modeling,simulation
引 言
在飞机设计阶段,为了考察飞机操纵系统对飞机自动驾驶仪参数的影响,需要建立完整的飞机飞行操纵系统数学模型。目前在研究飞机操纵系统时,一般是将从舵机到操纵舵面的机械传动部分处理成一阶惯性环节。这种方法的好处是系统的总体阶次较低,缺点是所采用的一阶惯性环节不能很好地拟合真实系统的响应,致使所建立的系统模型误差较大,在动态特性上很难与实际系统一致。因而在研究飞机操纵系统时,有必要将机械操纵部分建立成相对完整的数学模型,这个模型要能在某种程度上再现真实系统的性能。本文从机械操纵部分的动态模
型着手,首先建立从电动舵机到舵面的高阶等效模型,并将此高阶模型等效降阶成二阶等效模型。将此二阶模型与飞机状态方程、自动驾驶仪控制律结合,得到完整的飞机飞行操纵系统动态模型。这个模型在动态特性上与真实系统相近,而且系统的阶次只比原来增加一阶,系统分析的难度增加很小。
基于这样的飞机操纵系统模型,可用于“自动驾驶仪2操纵系统2飞机”的动特性分析与研究、评价所设计的操纵系统及飞机飞行品质是否满足规范要求。
1 从电动舵机到舵面部分的操纵系统
数学模型
1.1 电动舵机到舵面部分的操纵系统结构分析
飞行操纵系统通常分为两个部分[1,4]。驾驶员的手、脚直接操纵的部分,是由手操纵机构(驾驶杆或驾驶盘)和脚操纵机构(脚蹬)所组成。把驾驶员的动作传到舵面的那部分,叫做传动机构或传动装置。
电动舵机由自动驾驶仪控制,一般在通向左右通道的交叉点接入机械操纵系统,与驾驶杆(盘)或脚蹬处于并联状态。
一般飞机操纵系统由升降舵操纵系统、方向舵操纵系统和副翼操纵系统组成。升降舵、方向舵和副翼操纵系统数学模型的建立原理基本相同,本文以升降舵操纵系统为例。
1.2 升降舵电动舵机到舵面部分操纵系统建模
自动驾驶仪控制通过电动舵机、扇形轮与升降舵操纵系
统交联实现。操纵系统结构如图1。
图1 升降舵操纵系统结构简图
通过对结构分析,将系统分布参数进行集中化处理[125]。电动舵机、驾驶盘、机械杆系、扇形轮及钢索等分别折合至通向左右升降舵通道的交叉点N上,后段特性的参数折合至助力器的输出端B点。得到升降舵电动舵机到舵面部分机械操纵系统建模原理如图2所示。
其中,m,K,C和x分别集中质量、刚度、阻尼和位移;He和De表示舵面的铰链力矩和舵偏角;Fz和Dz表示电动舵机力和转角。由图2可得各环节数学模型如下:
(1)电动舵机及钢索
Fd=Kdd(xd-xm)+Cdd(xad-xamm)
Fz=nkFd
De=xdönd
mdxbm=Kdd(xd-xm)+Cdd(xad-xam)-fm
xN=xm- $ xm≥$
0 ß刮宫后注意事项xmß<</FONT>$
xm+$ xm≤- $(5)
图2 升降舵电动舵机到舵面部分操纵系统建模原理图
fm=fN ßxmß≥$
0 ßxmß<</FONT>$(6)
其中,nd为电动舵机到N点的传动比,单位是:mö(°)。
(2)钢索及前段
ms2xb2=Ks2(xN-x2)+Cs2(xaN-xa2)-fx2
msxbs=Ks1(xN-xs)+Cs1(xaN-xas)-Cpxas
fN=2Ks2(xN-x2)+2Cs2(xaN-xa2)+2fs+2Ks1(xN-xs)+2Cs1(xaN-xas)
fs=fsm xaN>0
0xaN=0
-fsm xaN<0
fx2=fxi=rfxt+ni(Cvea+fv+mvea)
fv=fvm ea>0
0ea=0
-fvm ea<0
x2=xi
其中,r为可逆液压助力器的回力比,fv为滑阀摩擦力,fsm为系统摩擦力。
(3)可逆式液压助力器综合方程
e=nixi-nfxt+ApföKA
nf表示助力器的反馈比。
2 模型仿真
由以上建立的升降舵电动舵机到舵面部分操纵系统完整数学模型,在Matlab环境下用Simulink进行模块化仿真。仿真软件结构如图3所示。
取飞行高度为4000m,飞行速度为014MHz,电动舵机输入为衰减正弦转角信号,其仿真图见图4和图5。
图4 舵机输入转角 图5 舵面转角
对图4、图5中数据应用最小二乘法进行拟合,可以得到系统的降阶等效模型
在Matlab环境下用Simulink进行模块化仿真。仿真软件结构如图6所示。
在进行自动驾驶仪2操纵系统2飞机仿真中,一般是将操纵系统用一阶惯性环节代替,即:
G0(s)=kTs+1
其中K为比例常数,T为助力器时间常数,仿真结果如图7所示。将操纵系统用式(24)中的二阶模型代替,礼仪主持人得到仿真结果如图8所示。
图7 接一阶模型 图8 接入二阶等效模型
仿真结果表明,将操纵系统等效成一阶环节时,在5s内就能实现稳态误差不超过±015°的要求,符合国军标,见图7鸭血炒蒜苗。当把操纵系统等效成二阶等效模型后,俯仰角要5s～10s才能达到稳态误差不超过±015°的要求,不满足国军标要求。因此,需要对飞机控制律参数K;和KXe进行调
知了
整,在工程可实现的范围内,使其在5s内稳态误差不超过±015°。本结论与半实物仿真情况一致。
3 结 论
(1)本文针对飞机飞行操纵系统,建立了包含操纵系统、
飞机动态方程及自动驾驶仪控制律的完整数学模型,结果表
明模型的正确性及仿真软件的可行性。
(2)本文针对操纵系统,将分布参数集中化处理,运用动
态等效模型法建立完整的数学模型,仿真结果表明模型的正
确性。
(3)提出将从电动舵机到舵面部分的操纵系统等效成二
阶模型,经仿真表明是有效的。
(4)应用MATLAB在Simulink环境下以结构方框图进
行模块仿真具有灵活性、集成性及可视性。
5)白首偕老上述模型可应用于飞机的飞机飞行品质评估中。
2 模型验证
下面运用该模型对L波段某系列两坐标低空中中程警戒雷达在轰炸机攻击下的机动生存能力进行评估。对9名专家关于该系列雷达影响机动生存能力因素的评分进行综合处理,突破自我确定的权系数为:
