某型飛機(jī)大迎角試飛液壓流量需求仿真分析

許志林，相 梅，郭 丹，鄧 歡，屈 霞

（航空工業(yè)洪都，江西南昌，330024）

0 引言

飛機(jī)在進(jìn)入尾旋后，可能存在雙發(fā)停車(chē)的情況，此時(shí)，為保證飛機(jī)安全改出尾旋，液壓系統(tǒng)應(yīng)能提供足夠的應(yīng)急液壓源。因應(yīng)急液壓泵的功率非常有限，如何才能精確的計(jì)算出飛機(jī)在改出尾旋過(guò)程中的液壓流量消耗體現(xiàn)得非常重要。在進(jìn)行飛機(jī)液壓流量需求分析時(shí)，應(yīng)盡可能的最真實(shí)的反映實(shí)際工況，而傳統(tǒng)的手工計(jì)算分析的方法只是采用空載的計(jì)算方法，未考慮鉸鏈力矩、系統(tǒng)質(zhì)量等對(duì)作動(dòng)系統(tǒng)的影響，計(jì)算結(jié)果會(huì)存在較大的能源需求過(guò)剩。

本文首先利用AMESim軟件建立平尾、副翼、方向舵和前襟作動(dòng)系統(tǒng)的模型，并對(duì)模型的正確性進(jìn)行驗(yàn)證；再利用Matlab/Simulink軟件建立飛機(jī)進(jìn)入尾旋后采用反尾旋傘和舵面改尾旋的控制律模型，仿真分析兩種改尾旋方法過(guò)程中各操縱舵面的狀態(tài)（舵面偏轉(zhuǎn)角度和鉸鏈力矩）；最后利用AMESim和Matlab/Simulink進(jìn)行聯(lián)合仿真，分析兩種改尾旋方法中飛控系統(tǒng)相關(guān)液壓部件的液壓流量消耗情況。

1 作動(dòng)系統(tǒng)模型的建立

1.1 平尾、副翼和方向舵作動(dòng)系統(tǒng)模型的建立

平尾、副翼、方向舵作動(dòng)系統(tǒng)均采用了液壓雙余度的直接驅(qū)動(dòng)閥式作動(dòng)器。在正常工作狀態(tài)下，作動(dòng)器由兩個(gè)獨(dú)立的液壓系統(tǒng)（系統(tǒng)1、系統(tǒng)2）同時(shí)供油，經(jīng)油濾到兩個(gè)電磁切斷閥及DDV、轉(zhuǎn)換閥、回中閥，DDV接受飛控系統(tǒng)的電指令，對(duì)負(fù)載流量進(jìn)行分配。接通電磁切斷閥，電磁切斷閥將輸出壓力油控制轉(zhuǎn)換閥和回中機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)到正常工作位置，此時(shí)經(jīng)DDV分配的負(fù)載流量經(jīng)過(guò)轉(zhuǎn)換閥驅(qū)動(dòng)作動(dòng)筒活塞動(dòng)作，實(shí)現(xiàn)作動(dòng)器的正常工作模式。

建立平尾、副翼和方向舵作動(dòng)系統(tǒng)用于計(jì)算液壓流量模型的關(guān)鍵在于對(duì)相關(guān)液壓作動(dòng)器的工作原理、性能參數(shù)和相關(guān)的液壓流量特性方程深入了解。

1)電液伺服閥

伺服閥通過(guò)改變輸入信號(hào)，連續(xù)地、成比例的控制液壓系統(tǒng)的流量或壓力。電液伺服閥輸入信號(hào)功率很小（通常僅有幾十毫瓦），功率放大系數(shù)高；能夠?qū)敵隽髁亢蛪毫M(jìn)行連續(xù)雙向控制。其突出特點(diǎn)是：體積小、結(jié)構(gòu)緊湊、直線性好、動(dòng)態(tài)響應(yīng)好、死區(qū)小、精度高，符合高精度伺服控制系統(tǒng)的要求。

本項(xiàng)目作動(dòng)器中的直接驅(qū)動(dòng)閥工作原理如圖1所示，輸入的電信號(hào)控制力馬達(dá)的運(yùn)動(dòng)，力馬達(dá)產(chǎn)生的輸出力帶動(dòng)滑閥的運(yùn)動(dòng)，與滑閥相連的位移傳感器將滑閥的位移反饋至輸入端，從而形成閉環(huán)控制。

電液伺服閥的相關(guān)特性包括負(fù)載流量特性、空載流量特性和壓力特性，零開(kāi)口四邊滑閥見(jiàn)圖2所示。設(shè)閥口對(duì)稱(chēng)，各閥口流量系數(shù)相等，液壓油為理想液體，不計(jì)泄漏和壓力損失，供油壓力Ps恒定不變。當(dāng)閥芯從零位右移XV時(shí)，則流入、流出閥的流量q1、q3為：

穩(wěn)態(tài)時(shí)，q1=q3=qL，則可得供油壓力Ps=P1+P2。令負(fù)載壓力PL=P1-P2，則有：

將式（3）或式（4）代入式（1）或式（2）可得滑閥的負(fù)載流量（壓力-流量特性）方程為：

式中：qL—負(fù)載流量；

Cd—流量系數(shù)；

W—滑閥的面積梯度（閥口沿圓周方向的寬度）；

d—滑閥閥芯凸肩直徑；

XV—滑閥位移；

Ps—伺服閥供油壓力；

PL—伺服閥負(fù)載壓力。

2)液壓雙余度作動(dòng)筒

作動(dòng)筒為作動(dòng)器的執(zhí)行部件，其將液壓功率轉(zhuǎn)換為機(jī)械能，驅(qū)動(dòng)舵面的偏轉(zhuǎn)。典型的雙腔作動(dòng)筒結(jié)構(gòu)如圖3所示，令作動(dòng)筒的總負(fù)載力為F，被驅(qū)動(dòng)的結(jié)構(gòu)部件換算至作動(dòng)筒端的等效質(zhì)量為m，舵面鉸鏈力矩為Mi，則單液壓余度作動(dòng)筒在負(fù)載時(shí)的受力情況及相關(guān)特性方程為：

作動(dòng)筒在工作過(guò)程中在不考慮活塞兩側(cè)泄漏的情況下：

式中：ΔS——活塞有效面積；

P1、q1—作動(dòng)筒1腔油液壓力、液壓流量；

P2、q2—作動(dòng)筒2腔油液壓力、液壓流量；

R—舵面驅(qū)動(dòng)搖臂臂長(zhǎng)

G—作動(dòng)筒輸出端到舵面驅(qū)動(dòng)點(diǎn)的傳動(dòng)比；

d1—活塞直徑；

d2—活塞桿直徑；

V—作動(dòng)筒工作速度。

將式（7）和式（8）合并后代入式（5）得：

由式（11）可知，在忽略?xún)?nèi)漏、壓力損失，并且供油壓力Ps恒定的情況下，作動(dòng)器的液壓流量是隨著鉸鏈力矩的變化不斷變化的，鉸鏈力矩越大，作動(dòng)器的液壓流量越小。因此，傳統(tǒng)的計(jì)算方法中，采用空載狀態(tài)的液壓流量來(lái)計(jì)算空中帶鉸鏈力矩狀態(tài)系統(tǒng)液壓流量消耗是存在能源過(guò)剩的。

根據(jù)以上分析的電液伺服閥和作動(dòng)筒的理論知識(shí)，在AMESim中建立作動(dòng)器模型，模型中對(duì)于與本次計(jì)算分析無(wú)關(guān)的部件如故障回中機(jī)構(gòu)、故障松浮機(jī)構(gòu)、故障檢測(cè)器未進(jìn)行建模。模型中相關(guān)參數(shù)來(lái)源如下：

（1）液壓油源的參數(shù)根據(jù)15號(hào)航空液壓油設(shè)置；

（2）直接驅(qū)動(dòng)閥、作動(dòng)筒的物理尺寸（如閥芯直徑、作動(dòng)筒活塞直徑等）直接取自成品實(shí)際參數(shù)；

（3）作動(dòng)器輸出位移反饋至指令的增益根據(jù)舵面偏角與作動(dòng)器輸出位移的傳動(dòng)比設(shè)置；

（4）作動(dòng)器的負(fù)載（等效質(zhì)量）根據(jù)各舵面的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量結(jié)合傳動(dòng)特性進(jìn)行換算得出；

（5）伺服閥閥芯的偏移量根據(jù)式（5）和式（10）進(jìn)行初步估算，在后續(xù)仿真計(jì)算過(guò)程中再進(jìn)行調(diào)整；

（6）作動(dòng)器工作速度、行程、輸出力等按照產(chǎn)品本身實(shí)際技術(shù)指標(biāo)進(jìn)行設(shè)置。

平尾作動(dòng)系統(tǒng)的AMESim模型如圖4所示，完成基本模型搭建后，需要對(duì)模型的參數(shù)進(jìn)行調(diào)整及驗(yàn)證模型的正確性。將作動(dòng)筒的負(fù)載設(shè)置至最小，近似空載狀態(tài)，仿真驗(yàn)證該模型中作動(dòng)筒的最大輸出速度，如不滿(mǎn)足要求可調(diào)整伺服閥閥芯的最大位移，直至滿(mǎn)足最大輸出速度要求，調(diào)整后的作動(dòng)器最大速度和最大液壓流量消耗情況如圖5所示。作動(dòng)器最大輸出力和傳動(dòng)比仿真曲線見(jiàn)圖6、圖7所示。

同理，建立副翼和方向舵作動(dòng)系統(tǒng)的AMESim模型，并進(jìn)行仿真驗(yàn)證，驗(yàn)證結(jié)果如圖8-圖13所示。

1.2 前襟作動(dòng)系統(tǒng)模型的建立和驗(yàn)證

前襟作動(dòng)系統(tǒng)分為外側(cè)前襟作動(dòng)系統(tǒng)和內(nèi)側(cè)前襟作動(dòng)系統(tǒng)，均由伺服機(jī)構(gòu)、前襟作動(dòng)筒（含傳感器）及其相應(yīng)的伺服板組成。每片前襟由一臺(tái)伺服機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)兩個(gè)前襟作動(dòng)筒同步進(jìn)行運(yùn)動(dòng)。伺服機(jī)構(gòu)接收電氣信號(hào)的控制指令，輸出液壓源驅(qū)動(dòng)前襟作動(dòng)筒的運(yùn)動(dòng)，前襟作動(dòng)筒通過(guò)拉桿、搖臂再驅(qū)動(dòng)舵面的偏轉(zhuǎn)。

根據(jù)前述的液壓系統(tǒng)的相關(guān)理論知識(shí)，建立前襟作動(dòng)系統(tǒng)的AMESim模型 (由于伺服機(jī)構(gòu)的噴嘴擋板式電液伺服閥模型比較復(fù)雜，為降低計(jì)算量，本例中使用等效的四邊滑閥模型代替，不影響計(jì)算結(jié)果。)，前襟作動(dòng)系統(tǒng)的AMESim模型如圖14所示，圖中采用節(jié)流孔等效取代控制閥開(kāi)口流量，節(jié)流孔流量q按式（12）計(jì)算。

式中：q—節(jié)流孔流量；

f——孔口幾何面積；

P1—上游壓力（本例中為油源壓力20.6MPa）；

P2—下游壓力（初始值可按0計(jì)算）；

ρ—液體密度（本例中為15號(hào)航空液壓油，833.3kg/m3）；

c——流量系數(shù)。

外側(cè)前襟作動(dòng)系統(tǒng)的仿真驗(yàn)證曲線見(jiàn)圖15-圖17。

同樣方法建立內(nèi)側(cè)前襟作動(dòng)系統(tǒng)的AMESim模型，并進(jìn)行參數(shù)調(diào)整和仿真驗(yàn)證，驗(yàn)證結(jié)果如圖18-圖20所示。

2 控制律模型的建立

由于本文的主要目的是計(jì)算液壓流量，因此，大迎角仿真模型的具體建立方法就不討論了，而僅對(duì)相關(guān)的模塊進(jìn)行說(shuō)明。依據(jù)不同的尾旋剖面計(jì)算、篩選出進(jìn)入、改出尾旋過(guò)程中各操縱面最大偏轉(zhuǎn)角度、鉸鏈力矩。大迎角試飛時(shí)，如果意外進(jìn)入尾旋，飛行員可以使用舵面改出尾旋，或者利用反尾旋傘改出，控制律模塊見(jiàn)圖21，尾旋數(shù)學(xué)仿真過(guò)程包括尾旋進(jìn)入、穩(wěn)定、改出、改出后下滑、空滑（無(wú)起落架）、空滑（帶起落架），總時(shí)長(zhǎng)150s?？刂坡煞抡媲€見(jiàn)圖22、圖23。

具體時(shí)間段如下：

尾旋進(jìn)入：3s～8s；穩(wěn)定：8s～28s；

改出：28s～31s；改出后下滑：31s～38s；

控制律切回?cái)?shù)字主模態(tài)：33s；

空滑（無(wú)起落架）：38s～120s；

啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)：100s；

空滑（帶起落架）：120s～150s。

3 作動(dòng)系統(tǒng)模型與控制律模型聯(lián)合仿真

完成AMESim中各子系統(tǒng)的模型調(diào)試后，將所有子系統(tǒng)按機(jī)上的液壓系統(tǒng)劃分，組成一個(gè)飛控系統(tǒng)全機(jī)液壓部件的模型，如圖24所示，將所有液壓部件的液壓流量信號(hào)引出進(jìn)行求和，其中第1液壓系統(tǒng)包含左/右外側(cè)前襟作動(dòng)系統(tǒng)、左/右副翼作動(dòng)系統(tǒng)、左/右平尾作動(dòng)系統(tǒng)、方向舵作動(dòng)系統(tǒng)，第2液壓系統(tǒng)包含左/右內(nèi)側(cè)前襟作動(dòng)系統(tǒng)、左/右副翼作動(dòng)系統(tǒng)、左/右平尾作動(dòng)系統(tǒng)、方向舵作動(dòng)系統(tǒng)。

在AMESim中提供了兩種與Simulink接口界面，標(biāo)準(zhǔn)界面（Simulink）和聯(lián)合仿真界面（Simu-Cosim），兩種界面的區(qū)別為：采用標(biāo)準(zhǔn)接口界面（Simulink）仿真時(shí)，采用Simulink中選定的求解器，而采用聯(lián)合仿真界面（SimuCosim）時(shí)，二者則各自采用各自的求解器；采用標(biāo)準(zhǔn)接口界面仿真時(shí)，模型被看作是時(shí)間連續(xù)模塊，而采用聯(lián)合仿真界面仿真時(shí)，其被當(dāng)作時(shí)間的離散模塊處理，這使得其在simulink中建立的模型控制器十分匹配。所以一般建議選用聯(lián)合仿真界面（SimuCosim）。

利用AMESim與Simulink的共仿真接口Simu-Cosim模塊進(jìn)行聯(lián)合仿真，如圖24和圖25所示。

在本例中，由于作為控制模型simulink的控制律模型，部分舵面偏度或鉸鏈力矩初始狀態(tài)為非零狀態(tài)，為避免AMESim中的液壓部件模型初始化帶來(lái)初始誤差信號(hào)，需要將AMESim中的液壓部件模型的初始值與simulink控制律模型初始值進(jìn)行匹配設(shè)置初始值。AMESim模型初始值的設(shè)置既要注意作動(dòng)筒（器）的位移應(yīng)與simulink模型一致，避免作動(dòng)系統(tǒng)產(chǎn)生初始化運(yùn)動(dòng)；同時(shí)，作動(dòng)筒（器）內(nèi)的液壓壓力值應(yīng)與鉸鏈力矩平衡，否則，會(huì)對(duì)系統(tǒng)產(chǎn)生反向力，導(dǎo)致液壓流量出現(xiàn)瞬時(shí)波動(dòng)。

例如，本例中前襟初始狀態(tài)為30°，且保持了32秒，如果不對(duì)AMESim中前襟作動(dòng)系統(tǒng)的模型進(jìn)行初始化設(shè)置，前襟作動(dòng)系統(tǒng)從0秒開(kāi)始會(huì)有一個(gè)初始化過(guò)程，直至運(yùn)動(dòng)至30°，此時(shí)，會(huì)消耗液壓流量，帶入不必要的液壓流量消耗信號(hào)；本例中內(nèi)側(cè)前襟初始時(shí)有52kg·m的初始鉸鏈力矩，根據(jù)式（11）可知，平衡狀態(tài)下如果一開(kāi)始仿真時(shí)，Ps=0，則會(huì)造成作動(dòng)筒活塞反向擠壓液壓油，而系統(tǒng)為了達(dá)到平衡，需要及時(shí)補(bǔ)充液壓能量，液壓油剛度雖較大，但存在微小的壓縮量，導(dǎo)致出現(xiàn)液壓波動(dòng)，作動(dòng)筒也會(huì)產(chǎn)生不該有的瞬時(shí)速度和加速度。

將反尾旋傘改出尾旋的控制律模型與液壓模型進(jìn)行聯(lián)合仿真，第1液壓系統(tǒng)的液壓流量消耗如圖26、圖27所示，由圖可知，最大液壓流量消耗發(fā)生在120.1秒，為30.72L/min；第2液壓系統(tǒng)的液壓流量消耗如圖28、圖29所示，由圖可知，最大液壓流量消耗發(fā)生在33.05秒，為40.96L/min。

將舵面改出尾旋的控制律模型與液壓模型進(jìn)行聯(lián)合仿真，第1液壓系統(tǒng)的液壓流量消耗如圖30、圖31所示，由圖可知，最大液壓流量消耗發(fā)生在35.08秒，最大液壓流量消耗為32.77L/min；第2液壓系統(tǒng)的液壓流量消耗如圖32、圖33所示，由圖可知，最大液壓流量消耗發(fā)生在33.05秒，最大液壓流量消耗為41.25L/min。

4 結(jié)語(yǔ)

傳統(tǒng)的人工計(jì)算方法為脫離了控制律的靜態(tài)計(jì)算，只是將所有液壓部件的最大液壓流量需求進(jìn)行簡(jiǎn)單的疊加，僅從單一部件的角度考慮需求，而沒(méi)有從系統(tǒng)的控制協(xié)調(diào)性角度考慮作動(dòng)系統(tǒng)的實(shí)際工況，如果按傳統(tǒng)方法計(jì)算設(shè)計(jì)液壓泵，不僅會(huì)造成較大的能量浪費(fèi)，也給飛機(jī)增加了額外重量。本例中通過(guò)兩種軟件的聯(lián)合仿真，將控制模型與液壓模型進(jìn)行了有效結(jié)合，實(shí)現(xiàn)了液壓流量實(shí)際消耗過(guò)程的動(dòng)態(tài)計(jì)算，實(shí)現(xiàn)了流量計(jì)算與實(shí)際工況的吻合，使計(jì)算結(jié)果更加精確。

基于本例可進(jìn)行拓展分析：如果應(yīng)急液壓源無(wú)法滿(mǎn)足計(jì)算后的液壓流量需求，可反向利用定流量的液壓源進(jìn)行評(píng)估，在給定的液壓流量下，飛控系統(tǒng)的液壓部件運(yùn)動(dòng)情況，可為控制律評(píng)估提供依據(jù)。

[1]王永熙.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)·第12冊(cè).飛行控制系統(tǒng)和液壓系統(tǒng)設(shè)計(jì).北京：航空工業(yè)出版社，2003.

[2]黃志堅(jiān).液壓伺服控制比例控制及PLC應(yīng)用.北京：化學(xué)工業(yè)出版社，2014.

[3]夏立群.DDV作動(dòng)器余度數(shù)字伺服系統(tǒng)工程設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn).航空學(xué)報(bào)，2008，29(2).