飛機機電綜合管理框架下的液壓系統(tǒng)仿真平臺

鄧 碩 楊 波 王云路 王江云

(北京航空航天大學 自動化科學與電氣工程學院，北京100191)

傳統(tǒng)的飛機機電系統(tǒng)各自獨立，控制單元布局分散，維護性、可靠性差，因此采用機載機電系統(tǒng)綜合控制和管理技術(shù)已經(jīng)成為提高飛機性能、降低成本和改善可用性的迫切需要［1－2］.

在飛機機電綜合管理系統(tǒng)的設(shè)計階段，為保證方案的正確性和可行性，需要對設(shè)計方案進行原理性驗證，因此在ARINC429總線互連的分布式計算機系統(tǒng)硬件平臺上，以飛機液壓系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、水廢水系統(tǒng)為研究對象，運用建模、分布式系統(tǒng)管理技術(shù)搭建了機電綜合管理仿真平臺，對飛機機電綜合系統(tǒng)的自動邏輯控制、飛機機載系統(tǒng)外特性等進行了建模仿真.

仿真平臺由仿真管理及綜合顯示系統(tǒng)、機電綜合系統(tǒng)、機電仿真系統(tǒng)組成，各系統(tǒng)之間通過ARINC429總線通訊.

目前，對飛機液壓系統(tǒng)仿真，主要是針對飛機液壓系統(tǒng)的某個負載用戶在特定的飛行階段內(nèi)的工作狀態(tài)進行仿真.文獻［3－4］利用AMESim建模技術(shù)，對飛機起落架收放系統(tǒng)進行了仿真.文獻［5］在理論上分析了飛機液壓系統(tǒng)的自動控制邏輯的設(shè)計方案，探討了液壓負載用戶流量需求與邏輯控制的鉸鏈關(guān)系，但該文獻并未考慮液壓油液對控制邏輯的影響.目前，尚未查到綜合闡述飛機液壓系統(tǒng)自動控制邏輯、飛機不同飛行階段液壓負載用戶工作狀況、液壓油液溫度狀況以及它們之間相互鉸鏈關(guān)系，并對其進行建模仿真的文獻.

綜合考慮機電綜合管理仿真平臺的擴展性、ARINC429總線的數(shù)據(jù)傳輸方式等因素，本文在飛機機電綜合管理的框架下，基于VC++與Matlab建立了飛機液壓系統(tǒng)的仿真平臺，為飛機液壓系統(tǒng)機電綜合管理的實施和優(yōu)化提供了有利的支撐.

1 飛機液壓系統(tǒng)

飛機液壓系統(tǒng)為飛機上的飛行操縱、起落架收放、前輪轉(zhuǎn)彎、機輪剎車和發(fā)動機反推力等液壓用戶提供液壓能源.目前飛機上一般采用3套獨立的液壓能源系統(tǒng)，以滿足液壓用戶對供壓壓力、流量及可靠性的要求，如圖1所示.其中1#系統(tǒng)的壓力由左側(cè)發(fā)動機泵1A和與其并聯(lián)的電動泵1B來提供;2#系統(tǒng)的壓力由右側(cè)發(fā)動機泵2A和與其并聯(lián)的電動泵2B來提供;1#和2#液壓能源系統(tǒng)之間配備有一個能源轉(zhuǎn)換裝置PTU(Power Transfer Unit).當2#系統(tǒng)發(fā)生故障時，1#系統(tǒng)開始向2#系統(tǒng)供壓，以保證2#系統(tǒng)用戶的正常工作.3#液壓能源系統(tǒng)由電動泵3A和電動泵3B組成，3#系統(tǒng)正常工作及應(yīng)急工作時，只使用一臺電動泵，另一臺作備用.這兩臺電動泵可互為備用.

圖1 某型飛機液壓系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

2 液壓系統(tǒng)仿真平臺設(shè)計方案

液壓系統(tǒng)仿真平臺由液壓仿真管理及綜合顯示系統(tǒng)、液壓機電綜合管理系統(tǒng)、液壓功能仿真系統(tǒng)組成.

液壓仿真工作原理為:液壓仿真管理及綜合顯示系統(tǒng)完成仿真任務(wù)初始化設(shè)置，并通過液壓機電綜合管理系統(tǒng)實時監(jiān)測及控制液壓功能仿真系統(tǒng)的運行狀態(tài)，完成給定任務(wù)的仿真.在仿真過程中，可以通過液壓仿真管理顯示系統(tǒng)的駕駛艙顯示和控制面板進行人機交互，并記錄仿真實例運行結(jié)果.

2.1 液壓仿真管理及綜合顯示系統(tǒng)設(shè)計方案

液壓仿真管理及顯示系統(tǒng)的功能是:為仿真操縱人員提供仿真界面，完成系統(tǒng)的人機交互、仿真模型參數(shù)設(shè)置以及實時顯示飛機在不同飛行階段時液壓系統(tǒng)的工作狀態(tài).液壓仿真管理及顯示系統(tǒng)由液壓顯示模塊、仿真設(shè)置模塊、飛行參數(shù)產(chǎn)生模塊、系統(tǒng)間通信模塊、駕駛艙控制模塊組成.液壓顯示模塊實時顯示液壓機電管理系統(tǒng)和液壓功能仿真系統(tǒng)的仿真狀態(tài);仿真設(shè)置模塊主要用來對模型參數(shù)進行設(shè)置;飛行參數(shù)產(chǎn)生模塊用來產(chǎn)生飛機在各個飛行階段的飛行數(shù)據(jù);系統(tǒng)間通信模塊完成VC++平臺與其他系統(tǒng)的通信接口功能;駕駛艙控制模塊用來提供駕駛員輸入面板，在仿真過程中進行人機交互.

2.2 液壓機電綜合管理系統(tǒng)設(shè)計方案

液壓機電綜合管理系統(tǒng)的功能是:根據(jù)駕駛員指令、飛機飛行狀態(tài)信息和液壓功能仿真系統(tǒng)反饋的狀態(tài)信息，對液壓功能仿真系統(tǒng)進行控制及綜合管理仿真液壓系統(tǒng)的自動控制邏輯.

根據(jù)液壓系統(tǒng)的邏輯控制要求，在Matlab/Simulink開發(fā)平臺上，建立了液壓機電綜合管理系統(tǒng)的模型，實現(xiàn)了液壓系統(tǒng)的全部控制邏輯.機電綜合管理系統(tǒng)由1#系統(tǒng)EDP邏輯控制模塊，1#系統(tǒng)ACMP邏輯控制模塊，2#系統(tǒng)EDP邏輯控制模塊，2#系統(tǒng)ACMP邏輯控制模塊，3A#系統(tǒng)邏輯ACMP控制模塊，3B#系統(tǒng)ACMP邏輯控制模塊，PTU選擇閥邏輯控制模等7個模塊組成.由于控制邏輯繁多，各個控制模塊的實現(xiàn)方式以及工作原理相同，因此下面僅以液壓系統(tǒng)1#ACMP泵的控制邏輯為例說明機電綜合管理系統(tǒng)的工作流程.

圖2為液壓系統(tǒng)1#ACMP泵邏輯控制模塊，該模塊的輸入信號和輸出信號分別在表1和表2中給出.當駕駛艙控制HYD_ACMP_1B_SWB_ON_set=1時，駕駛艙控制ACMP為ON，強制打開電動泵;當HYD_ACMP_1B_SWB_ON_set=0，并且HYD_ACMP_1B_SWB_AUTO_Set=1時，駕駛艙控制ACMP為AUTO，則根據(jù)相應(yīng)的邏輯來控制其運行與否，正常情況下將ACMP置AUTO位，把它作為發(fā)動機驅(qū)動泵EDP的備用，只有當EDP失效，EDP_1A_PRESS_SWB_LOW_set=1 時，ACMP1B啟動，保證飛行的安全.

圖2 1#液壓系統(tǒng)ACMP控制模塊

2.3 液壓功能仿真系統(tǒng)設(shè)計方案

液壓功能仿真系統(tǒng)功能為:實時模擬飛機液壓系統(tǒng)中各個液壓用戶在不同的飛行階段工作時的流量和壓力，以及油箱油液的平均溫度.液壓功能系統(tǒng)由1#～3#系統(tǒng)組成，各系統(tǒng)結(jié)構(gòu)及所包含的液壓負載用戶與圖1中各系統(tǒng)對應(yīng).1#～3#系統(tǒng)的組成結(jié)構(gòu)相同，均由液壓能源模塊、液壓負載模塊以及油箱油液溫度測量模塊組成，只是每個子系統(tǒng)的液壓負載模塊所包含的液壓用戶不同.由于缺乏詳細的液壓能源系統(tǒng)和液壓用戶的物理模型，本文從流量、壓力、油液溫度等方面模擬液壓系統(tǒng)工作時液壓能源模塊與負載用戶的外特性.各子系統(tǒng)結(jié)構(gòu)以及包含的液壓用戶類型相同，下面以1#系統(tǒng)為例，介紹液壓功能系統(tǒng)的設(shè)計方案.

表1 1#系統(tǒng)ACMP控制模塊輸入信號

表2 1#系統(tǒng)ACMP控制模塊輸出信號

2.3.1 液壓能源模塊設(shè)計

現(xiàn)代飛機液壓能源系統(tǒng)一般屬于恒壓力變量泵式液壓能源系統(tǒng)［6－7］.1#系統(tǒng)液壓能源模塊由自增壓式油箱、EDP泵、ACMP泵、系統(tǒng)蓄壓器和滅火切斷閥組成，向系統(tǒng)液壓負載用戶提供能源.利用Simulink提供的液壓元件構(gòu)建系統(tǒng)能源模塊.

2.3.2 液壓負載模塊設(shè)計

液壓負載模塊的功能為:模擬液壓系統(tǒng)液壓負載用戶在不同飛行階段工作時流量、壓力的特性.由于缺乏詳細的液壓負載資料，本文根據(jù)負載用戶內(nèi)部的核心部件特征和負載功能對其建模，仿真液壓負載用戶在不同的飛行階段所需流量與壓力的外特性.

本文利用Simulink提供的液壓馬達、恒流源、卸壓閥、質(zhì)量塊、阻尼器和彈簧等液壓元件組成的系統(tǒng)來模擬負載用戶的特性.采用質(zhì)量塊、阻尼器、彈簧組成的二階系統(tǒng)模擬液壓馬達所驅(qū)動的實際負載特性.通過控制流量恒流源來模擬負載工作時的平均流量.模型如圖3所示.

圖3 液壓功能系統(tǒng)負載模塊

2.3.3 油箱油液溫度測量模塊設(shè)計

液壓系統(tǒng)無效功率主要通過油液進行消耗，表現(xiàn)為油液溫度的上升，因此液壓系統(tǒng)油溫是液壓系統(tǒng)能否正常工作的重要指標之一.

本文采用平均油溫計算方法估計液壓系統(tǒng)油箱油液溫度.根據(jù)不同飛行階段液壓能源模塊與系統(tǒng)負載的流量、壓力來計算液壓系統(tǒng)的發(fā)熱量，得到油液通過負載用戶后所吸收的熱量，減去通過換熱器油液釋放的熱量后，就得到使油液溫度上升的熱量，從而計算出飛機飛行時油箱油液的平均溫度.為了簡化計算，忽略溫度上升引起的油液物理特性變化，液壓油液的換熱系數(shù)、密度、導(dǎo)熱系數(shù)視為常值.

飛機液壓系統(tǒng)油液溫度主要受以下4個方面因素影響［8］.

1)液壓泵發(fā)熱功率為

式中，n為液壓泵的輸入功率;ηP為液壓泵效率.

2)管道及其它損失發(fā)熱量.油液經(jīng)過管道及各種流道時，克服油液與管壁的摩擦力，有部分局部損失和沿程損失，這部分壓力損失轉(zhuǎn)換為熱量使油液溫度上升.忽略系統(tǒng)的局部壓力損失，只考慮系統(tǒng)沿程壓力損失時，損失的功率為

3)液壓執(zhí)行元件發(fā)熱量.通常情況下液壓執(zhí)行元件的發(fā)熱功率為

式中，pa為液壓執(zhí)行元件的有效功率;ηv為執(zhí)行元件的效率.液壓馬達的效率一般按0.95計算.

4)液壓油熱交換器.通過液壓油熱交換器后，釋放的熱量為

式中，H為換熱系數(shù);A為散熱面積;ΔT為液壓油與換熱器溫度差.

因此，可根據(jù)液壓系統(tǒng)不同飛行階段的系統(tǒng)自身的發(fā)熱量與液壓油熱交換器的散熱量來估算油箱油液的平均溫度.液壓油溫計算公式為

式中，Tn，Tn－1為不同時刻油箱油液溫度;C 為液壓油液比熱容;M為液壓油液質(zhì)量.T1為油液熱交換器的基準溫度，不同的飛行階段基準溫度不同.液壓系統(tǒng)的負載工作效率與飛機所處的飛行階段息息相關(guān)，因此，根據(jù)上述油溫計算公式可知，液壓系統(tǒng)油箱油溫的計算涉及飛行階段的劃分、各階段持續(xù)時間以及在每個飛行階段內(nèi)，液壓負載用戶所需的流量.

飛機的飛行分為8個飛行階段，表3列出了飛機的飛行階段及其持續(xù)時間.由于缺乏詳細的飛控操縱數(shù)據(jù)，因此根據(jù)文獻［9］以及參考國內(nèi)某新型飛機和大型客機同類機型(例如A320)的流量需求情況，得出飛機液壓系統(tǒng)負載用戶在各個飛行階段的液壓系統(tǒng)流量.對于襟翼和縫翼，本文擬根據(jù)A320的飛控用戶間的功率比確定其流量［5］，根據(jù)式(6)，即可實時模擬飛機液壓系統(tǒng)油箱油液平均溫度.

表3 飛機飛行階段及持續(xù)時間

2.4 仿真過程中數(shù)據(jù)交互的方案設(shè)計

仿真過程中數(shù)據(jù)交互的原理為:利用外部VC++程序創(chuàng)建并管理共享內(nèi)存，使其容量和數(shù)據(jù)格式滿足交互的需求.Matalb/Simulink模型通過輸入模塊訪問共享內(nèi)存，獲取所需數(shù)據(jù)，完成數(shù)據(jù)的接收;利用輸出模塊則將模型仿真數(shù)據(jù)寫入共享內(nèi)存.外部VC++程序從共享內(nèi)存中獲取信息后經(jīng)ARINC429總線實現(xiàn)數(shù)據(jù)的發(fā)送.

為了避免VC++程序與Simulink模型對共享內(nèi)存的訪問沖突，采用Windows事件技術(shù)保證在一個仿真步長內(nèi)，VC++程序與Simulink模型是互斥運行，即在VC++程序?qū)懭氩僮魍瓿芍埃Ｐ筒粫L問共享內(nèi)存，反之亦然.仿真數(shù)據(jù)交互示意圖如圖4所示.

圖4 VC++平臺與Matlab平臺數(shù)據(jù)交互機制

3 仿真驗證與測試

3.1 液壓機電綜合邏輯功能測試

1)1#系統(tǒng)供壓邏輯測試.啟動發(fā)動機，打開左防火切斷閥，啟動EDP，將ACMP_1B控制鈕置“AUTO”位，如圖5所示，EDP_1A泵管道狀態(tài)與1#系統(tǒng)負載管道相同，即1#系統(tǒng)由EDP_1A向用戶供壓.

圖5 液壓系統(tǒng)1#系統(tǒng)EDP_1A供壓

將ACMP1B控制鈕置“AUTO”位，關(guān)閉EDP_1A，如圖6所示.EDP_1A泵管道狀態(tài)與系統(tǒng)負載管道不同，ACMP_1B泵管道狀態(tài)與負載管道相同，即EDP閥壓力降低后，ACMP閥自動開啟，此時1#系統(tǒng)由ACMP_1B向負載用戶供壓.測試表明，1#液壓系統(tǒng)供壓邏輯正確.

圖6 液壓系統(tǒng)1#系統(tǒng)ACMP1B供壓

2)PTU閥供壓邏輯測試.將2#系統(tǒng)EDP_2A和ACMP_2B關(guān)閉，將 PTU置于“AUTO”位，PTU泵自動打開，如圖7所示.2#系統(tǒng)EDP_2A與ACMP_2B泵管道狀態(tài)與2#系統(tǒng)負載管道狀態(tài)均不同，PTU管道狀態(tài)與2#系統(tǒng)負載管道狀態(tài)相同，即2#系統(tǒng)EDP泵與ACMP泵不工作，EDP泵、ACMP泵壓力都為低，此時PTU裝置啟動，由1#系統(tǒng)供壓向2#系統(tǒng)供壓.測試表明，PTU邏輯正確.

圖7 液壓系統(tǒng)PTU閥供壓

3.2 液壓功能系統(tǒng)測試

以1#系統(tǒng)仿真結(jié)果為例進行分析，圖8為1#系統(tǒng)在整個飛行過程中油箱油液溫度的變化情況，圖9為1#系統(tǒng)負載在整個飛行階段所用流量情況.由圖8、圖9與表3可知，飛機液壓系統(tǒng)在起飛爬升階段液壓負載用戶大量做功，油液溫度快速上升;進入巡航階段后，液壓負載用戶做功較少，通過液壓油液熱交換器的作用，油液溫度逐漸降低至穩(wěn)定狀態(tài);降落進場、準備著陸、著陸滑跑等階段飛機處于大流量工作狀態(tài)，飛機液壓油液溫度急劇上升，尤其是著陸滑跑階段，持續(xù)時間雖然很短但是非常活躍;飛機停止后，液壓油液溫度慢慢降低至穩(wěn)定溫度.由于本文著重分析的是飛機各飛行階段的平均溫度，忽略了液壓系統(tǒng)管道內(nèi)流量變化的過程，導(dǎo)致出現(xiàn)了某些時刻溫度階躍性的變化，但這并不影響分析液壓系統(tǒng)各階段的平均溫度，因此仿真情況與實際相符，負載用戶模型及溫度測量模型設(shè)計合理.

圖8 1#液壓負載系統(tǒng)溫度曲線

圖9 1#液壓系統(tǒng)負載流量特性曲線

4 結(jié)論

從仿真結(jié)果可以看出，液壓仿真管理及顯示系統(tǒng)實現(xiàn)了接受人機交互界面的駕駛員指令，對飛機機電系統(tǒng)進行控制及綜合管理，同時實時監(jiān)控液壓功能子系統(tǒng)的運行狀況的功能;液壓機電綜合管理系統(tǒng)實現(xiàn)了對液壓系統(tǒng)控制邏輯的模擬;液壓功能仿真系統(tǒng)模擬了液壓用戶在飛機不同的飛行階段的流量壓力等外特性和系統(tǒng)油液溫度的變化.仿真系統(tǒng)的設(shè)計達到了設(shè)計要求，為飛機液壓綜合管理系統(tǒng)設(shè)計提供了實驗依據(jù)，所以該仿真系統(tǒng)具有重要的工程價值.

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