直升機模擬器飛控反驅(qū)功能設(shè)計與實現(xiàn)

周 攀，謝國富,王 強

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

現(xiàn)代高新技術(shù)的發(fā)展促進(jìn)了飛行訓(xùn)練手段的不斷進(jìn)步和更新，飛行訓(xùn)練模擬器在民用及軍事領(lǐng)域均得到廣泛使用，因其成本低、安全性好等優(yōu)越性而受到世界各國的高度重視。飛行訓(xùn)練模擬器不僅是培訓(xùn)飛行員的重要裝備，而且是新機種研制及原理驗證、飛行故障診斷的重要工具。一般地，直升機模擬器包括模擬座艙、視景系統(tǒng)、運動系統(tǒng)、操縱負(fù)荷系統(tǒng)、音響系統(tǒng)、管理系統(tǒng)等分系統(tǒng)，這些分系統(tǒng)分別實現(xiàn)模擬器的不同功能，相互之間交聯(lián)耦合，共同完成模擬器的仿真訓(xùn)練任務(wù)[1]。其中，操縱負(fù)荷系統(tǒng)作為直升機模擬器中唯一與飛行員具有直接交互關(guān)系的系統(tǒng)，其功能的好壞直接影響到飛行員對模擬器使用情況的評價，而要提高操縱負(fù)荷系統(tǒng)的仿真度，對飛控反驅(qū)功能的仿真實現(xiàn)就必不可少。

1 操縱負(fù)荷系統(tǒng)基本工作原理

操縱負(fù)荷系統(tǒng)是直升機模擬器的重要組成部分，主要模擬直升機操縱機構(gòu)的動靜態(tài)特性功能，包括周期變距桿、總距桿和腳蹬等四個通道正常/故障狀態(tài)下的靜態(tài)操縱桿力、行程模擬以及動態(tài)特性模擬。操縱負(fù)荷系統(tǒng)的仿真效果直接影響飛行員的訓(xùn)練以及對飛行模擬器飛行品質(zhì)的評價。如果操縱感覺逼真，飛行員在訓(xùn)練中完成各種任務(wù)時就能夠積累正確的飛行經(jīng)驗，在工程研究中也就能夠正確地評價被仿真飛機的飛行品質(zhì)，否則，飛行員訓(xùn)練時將得到負(fù)面的訓(xùn)練效果甚至是錯誤的結(jié)論。因此，研制高性能、高逼真度、高可靠性的操縱負(fù)荷系統(tǒng)是研制高性能飛行模擬器的基礎(chǔ)[2]。

2000年以前，大多數(shù)模擬器使用液壓執(zhí)行機構(gòu)作為控制載荷，通過計算機驅(qū)動液壓執(zhí)行機構(gòu)來完成操縱負(fù)荷系統(tǒng)功能模擬。液壓執(zhí)行機構(gòu)對基本力感及位移特性的仿真效果優(yōu)異，但是往往過于龐大且成本高昂，難以在高等級模擬器中使用。2000年以后，隨著電動機技術(shù)的發(fā)展，在每個通道上使用一個電動機就可以實現(xiàn)對控制載荷的驅(qū)動。由于結(jié)構(gòu)簡單且性能優(yōu)良等天然優(yōu)勢，電動執(zhí)行機構(gòu)逐漸替代了傳統(tǒng)液壓執(zhí)行機構(gòu)作為直升機模擬器的操縱負(fù)荷系統(tǒng)實現(xiàn)方式。目前國內(nèi)直升機模擬器操縱負(fù)荷系統(tǒng)主要由控制和采集計算機、電動執(zhí)行機構(gòu)、電動伺服控制驅(qū)動箱、信號分配箱和腳踏板剎車力感仿真機構(gòu)組成。機械安裝圖及系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖如圖1所示。采集計算機和電動伺服控制驅(qū)動箱、信號分配箱及執(zhí)行機構(gòu)之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系如圖2系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖所示。

圖1 操縱負(fù)荷系統(tǒng)機械安裝示意圖

圖2 操縱負(fù)荷控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

在飛行仿真過程中，飛行員通過座艙操縱產(chǎn)生輸入，輸入信號通過在操縱模型中高速運行的計算模型(迭代頻率≥1000Hz)分析計算后輸出控制信號，經(jīng)功率放大器放大后對執(zhí)行機構(gòu)產(chǎn)生控制輸出；測量裝置采集輸出力、速度、位移信號反饋給操縱模型進(jìn)行比較修正。操縱負(fù)荷系統(tǒng)基本工作原理流程如圖3所示。

圖3 操縱負(fù)荷系統(tǒng)原理流程

2 飛控反驅(qū)功能的設(shè)計與實現(xiàn)

飛控反驅(qū)功能主要用于穩(wěn)定和控制直升機的飛行姿態(tài)和航跡運動。為了提高模擬器仿真的逼真度，在高等級直升機模擬器中需要仿真直升機的飛控反驅(qū)功能。以某型直升機模擬器為例，所模擬的飛控反驅(qū)功能包括反驅(qū)功能模擬、接觸桿功能模擬、總距保安/最小高度保安模擬等。下面重點介紹該部分功能的設(shè)計與實現(xiàn)。

2.1 反驅(qū)功能模擬

直升機接通飛控反驅(qū)后，舵機控制四個通道的操縱面轉(zhuǎn)動，以達(dá)到穩(wěn)定和控制飛機姿態(tài)及航跡運動的功能。在直升機模擬器中，飛控反驅(qū)功能由操縱負(fù)荷系統(tǒng)中的電動執(zhí)行機構(gòu)實現(xiàn)。

操縱負(fù)荷系統(tǒng)實時接收飛行動力學(xué)仿真系統(tǒng)(含飛控系統(tǒng)仿真模塊)解算的位置驅(qū)動信號，操縱模型根據(jù)輸入信號進(jìn)行數(shù)據(jù)處理及模型解算，模型輸出經(jīng)D/A轉(zhuǎn)換，控制伺服控制器驅(qū)動直流力矩測速機組，經(jīng)傳動機構(gòu)將位移及桿力加到周期變距桿、總距桿和腳蹬上；同時，位移傳感器、速度傳感器、拉壓力傳感器將周期變距桿、總距桿和腳蹬的位移、速度、拉壓力等參數(shù)經(jīng)A/D轉(zhuǎn)換反饋給操縱模型和伺服控制器，操縱模型將反饋數(shù)據(jù)與操縱負(fù)荷系統(tǒng)模型解算數(shù)據(jù)比較，輸出誤差信號，控制力矩電機，以修正桿力或桿位移的大小。反驅(qū)功能基本實現(xiàn)原理如下圖4所示：

圖4 反驅(qū)功能基本原理

反驅(qū)功能模擬需要解決的關(guān)鍵技術(shù)是模擬器飛控反驅(qū)速度與直升機飛控系統(tǒng)反驅(qū)速度的匹配。直升機飛控系統(tǒng)輸出的是電壓信號，所以通過改變電壓信號值來控制舵機從而實現(xiàn)飛控反驅(qū)控制[3]。一定范圍內(nèi)，電壓值越大，反驅(qū)速度越快。在模擬器中，由于沒有舵機，所有反驅(qū)功能都由直流力矩電機實現(xiàn)，因此將電壓信號轉(zhuǎn)換為模型可以識別的模擬信號至關(guān)重要。轉(zhuǎn)換系數(shù)根據(jù)電機特性差異有所不同，需要根據(jù)不同電壓輸出建立轉(zhuǎn)換系數(shù)模型。同時，在反驅(qū)過程中，直升機飛控系統(tǒng)會輸出不同的反驅(qū)速度到直流力矩電機，為了解決飛控反驅(qū)過程中飛控系統(tǒng)輸出的反驅(qū)速度從正向速度突然跳向負(fù)向速度而導(dǎo)致的卡滯問題，需在數(shù)據(jù)輸入端做數(shù)據(jù)緩沖處理，即每次有突變時需在中間做插零處理，保證反驅(qū)速度的平穩(wěn)過渡。

設(shè)計過程中遇到的問題：采用位置環(huán)控制時，系統(tǒng)的配平速度不均勻，配平響應(yīng)滯后；采用速度環(huán)控制時，配平速度慢時可以保持勻速運動，不會發(fā)生跳動現(xiàn)象，但將配平速率調(diào)大時，會產(chǎn)生跳桿現(xiàn)象。

解決上述問題采用了速度環(huán)和位置環(huán)共同控制的方法。飛控驅(qū)動模型處理飛行動力學(xué)仿真系統(tǒng)發(fā)出的位置/速度控制信號，通過位置/速度信號來控制操縱桿運動到指令位置。?？觳捎肞ID控制算法，計算當(dāng)前誤差值與實際誤差值進(jìn)行比較，通過測試設(shè)定微分項和積分項，實現(xiàn)位置驅(qū)動和速度驅(qū)動控制。其中速度信號控制精度誤差小于0.03，位置信號控制精度誤差小于0.1°。通過測試發(fā)現(xiàn)，前段模塊中求平均速度的時間周期長，計算100ms內(nèi)的平均速度值，通過測試將平均速度時間周期設(shè)置為25ms，并修改PID控制算法中的比例系數(shù)和積分系數(shù)。其中比例項參數(shù)設(shè)置過大容易發(fā)散掉，積分項參數(shù)設(shè)置過大步長變小，微分項設(shè)置過大容易產(chǎn)生運動過程中的超調(diào)[3]，位置環(huán)判斷當(dāng)前位置是否到達(dá)目標(biāo)位置，使程序跳出速度控制環(huán)路。調(diào)試最后實現(xiàn)接收控制速度達(dá)到0～4.5°/s的勻速配平速度，并且不會產(chǎn)生跳桿現(xiàn)象。其中，PID算法的離散公式一般如式(1)所示。

Kd×[e(k)-e(k-1) ]

(1)

在操縱負(fù)荷系統(tǒng)模型中使用的位置式PID控制偽代碼為：

rbd_error_v[i] = palldata->m_data.chnl_i[i].fExDrV +g_nED[i]*qdzl_aveVc[i];

rbd_error_c[i] += rbd_error_v[i];

rbd_p_ut[i] = fKp[i]*rbd_error_v[i]+fKi[i]*rbd_error_c[i]+ fKd[i]*(rbd_error_v[i] - rbd_error_old_v[i]);

rbd_error_old_v[i] = rbd_error_v[i];

其中，fKp[i]參數(shù)控制的是四個通道的速度誤差，fKi[i]參數(shù)控制的是四個通道的誤差累積，fKd[i]參數(shù)控制的是四個通道的誤差偏差量，經(jīng)迭代測試，確定四個通道的最優(yōu)PID參數(shù)。本文選取總距通道作為示例，測試反驅(qū)效果。

總距通道配平位置-時間曲線如5所示。

圖5 總距通道配平時間-位置曲線圖

總距通道由于桿自重的原因，飛控反驅(qū)實現(xiàn)起來最為復(fù)雜。本文選取總距通道飛控反驅(qū)過程中的位置時間曲線圖，系統(tǒng)的配平速度均勻，無配平響應(yīng)滯后或跳動現(xiàn)象發(fā)生，可以滿足模擬器工程使用要求。

2.2 接觸桿功能模擬

直升機接通飛控反驅(qū)后，遇到強力操縱時接觸桿斷開，舵機自動退出控制狀態(tài)，將操縱機構(gòu)的控制權(quán)交給飛行員。在直升機模擬器操縱負(fù)荷系統(tǒng)中，要模擬同樣的接觸桿功能，以完全仿真機上的飛控接通/斷開狀態(tài)。接觸桿功能模擬主要難點在兩個：一是將傳感器信號轉(zhuǎn)換為桿頭的力信號；二是根據(jù)力信號進(jìn)行接觸桿接通/斷開功能模擬。

模擬器操縱負(fù)荷系統(tǒng)通過改變直流力矩電壓輸出實現(xiàn)載荷控制，在直流力矩電機前段安裝力傳感器，根據(jù)實時監(jiān)控力傳感器值來實現(xiàn)對直流力矩電機的閉環(huán)控制。對于接觸桿功能模擬模塊，需要將力傳感器信號轉(zhuǎn)換為桿頭的力信號值。下面以縱向通道為例，簡單講述桿頭力信號轉(zhuǎn)換方法。

縱向操縱桿初始位置不同導(dǎo)致重量變化，對縱向通道力傳感器的初始信號輸出影響較大，因此在模型解算前需要確定傳感器的初始位置。模型基本解算周期為10ms，經(jīng)測試，選取程序運行后第100楨數(shù)據(jù)作為力傳感器初始值，以此為基礎(chǔ)進(jìn)行下一步解算工作。測試的力傳感器值即可以作為傳遞至桿頭位置的力信號值，也可以作為直流力矩電機搖臂端的力反饋值。

初始傳感器值確定后，需要將電機輸出力與桿頭力信號做轉(zhuǎn)換。首先要確定力傳感器端到桿頭位置的傳動比，可根據(jù)機械結(jié)構(gòu)分析計算出大概傳動比范圍，然后調(diào)整電機輸出力，通過等比原理解算出具體的準(zhǔn)確的傳動比。在傳動比確定后，需要建立當(dāng)前型號直流力矩電機的力電壓比模型。力電壓比，即電機輸出電壓轉(zhuǎn)換為力的比值，在超過一定范圍后，力電壓比呈非線性變化，因此需要調(diào)整電機輸出電壓，測試出不同范圍內(nèi)的電機力電壓比曲線[4]。

力信號轉(zhuǎn)換非常重要，操縱負(fù)荷系統(tǒng)的所有模型(含接觸桿接通/斷開模型)都是基于精準(zhǔn)的傳動比和電機力電壓比建立的。

現(xiàn)場四通道供電調(diào)試時，發(fā)現(xiàn)給電機供電處于啟動狀態(tài)時會對傳感器采集信號產(chǎn)生干擾，從而對采集到的模擬信號值有影響。如圖6所示，將前20s時間內(nèi)電機未供電時采集到的縱向通道傳感器模擬信號值與電機供電后采集到的模擬信號值進(jìn)行對比，可以觀察到當(dāng)電機開啟后，采集到的模擬信號有了很大的波動，由此可證明電機供電運行時會對傳感器采集信號產(chǎn)生很大干擾。測量電機對力傳感器信號干擾如圖6所示。

圖6 1電機對力傳感器信號干擾圖

為了解決干擾問題，通過創(chuàng)建一個緩存區(qū)，將采樣到的數(shù)據(jù)先放到緩存區(qū)中，再將緩存區(qū)中的數(shù)據(jù)求取平均值[5]。設(shè)定每個緩存區(qū)只存儲30個數(shù)據(jù)，當(dāng)緩存區(qū)數(shù)據(jù)大于30個時，將最先進(jìn)入的數(shù)據(jù)移除，再將新測數(shù)據(jù)放在數(shù)據(jù)的最后，這樣既不影響到系統(tǒng)運行的實時性能，也不會因為干擾信號對系統(tǒng)產(chǎn)生過大的影響，使采樣數(shù)據(jù)更加準(zhǔn)確。信號處理后電機對力傳感器干擾圖如圖7所示。

直升機上，接觸桿是飛控系統(tǒng)的重要裝置，舵機通過接觸桿斷開與否判斷是否接入強力操縱模式，斷開飛控裝置。在直升機模擬器中，接觸桿功能由操縱負(fù)荷系統(tǒng)來判斷實現(xiàn)。在手上操縱力測試準(zhǔn)確的基礎(chǔ)上，接觸桿判斷相對簡單。判斷手上操縱力與機上斷開接觸點需要加載駕駛桿上的最小作用力，如果手上操縱力大于接觸桿斷開最小作用力，則發(fā)出接觸桿斷開信號，同時控制模型進(jìn)入接觸桿斷開模式[4]。參照機上狀態(tài)，可以將接觸桿斷開狀態(tài)當(dāng)作飛控反驅(qū)速度為零處理。

圖7 處理后電機對力傳感器干擾圖

2.3 總距保安功能模擬

8度總距保安裝置是某型機飛控系統(tǒng)的組成部件之一，在直升機作無線電高度保持或多普勒懸停保持時，8度總距保安裝置保證總距不低于保安槳距角(對總距范圍是6°～21°的直升機，保安槳距角為8°～8.5°；對總距范圍是1°～17°的直升機，保安槳距角為4°～4.5°)，以確保直升機的安全。對于某直升機飛行訓(xùn)練模擬器，為了提高仿真的逼真度，需要增加總距保安功能模擬?？偩啾０残盘栍赡M器飛控模塊發(fā)出，由操縱負(fù)荷系統(tǒng)實現(xiàn)。操縱負(fù)荷系統(tǒng)在接到總距保安信號后，需保證此時總距桿處于半向鎖死狀態(tài)，即只能向上提拉總距，不能向下壓總距，至一定操縱量后，接收飛控系統(tǒng)信號，解除總距保安狀態(tài)，總距桿處于自由狀態(tài)?；驹韴D如圖8所示。

圖8 總距保安實現(xiàn)基本流程

要解決的關(guān)鍵技術(shù)是總距桿單向鎖定模式模擬。

為了實現(xiàn)總距桿單向鎖定功能，需要利用鎖定模式狀態(tài)。鎖定模式的基本功能是將操縱機構(gòu)鎖定在當(dāng)前位置，實現(xiàn)原理相對簡單：根據(jù)手上操縱力，經(jīng)過模型解算控制直流力矩電機輸出，在電機最大輸出力(即門限力)范圍內(nèi)，電機輸出力隨手上操縱力變大而增加，以保證無論有多大的外力干擾，操縱機構(gòu)對應(yīng)通道的電機都能輸出抵消的力，以達(dá)到鎖定當(dāng)前位置的目的。

設(shè)計過程中遇到的問題：總距桿在鎖定模式下，用門限力以下的力可以拉動總距桿，其他三個通道都可以在門限力范圍內(nèi)被鎖定。經(jīng)分析，由于周期桿和腳蹬受自身重力影響小，總距桿在電機不輸出力時，由于自身的重力而始終處在最下端位置上。因此在總距的鎖定模塊中，將桿系的自身重力影響加到模型中，使電機輸出力與操縱力及重力關(guān)系平衡，將總距桿鎖定在當(dāng)前位置，不會產(chǎn)生位移，達(dá)到鎖定功能。

3 結(jié)束語

飛控反驅(qū)功能是高等級直升機模擬器需要模擬的重要功能。本文從原理及實現(xiàn)的角度簡單介紹了某型直升機模擬器操縱負(fù)荷系統(tǒng)中飛控功能的設(shè)計與實現(xiàn)，同時針對研制過程中遇到或解決的關(guān)鍵技術(shù)問題進(jìn)行了簡要的分析和總結(jié)。該技術(shù)已經(jīng)應(yīng)用在某型直升機飛行訓(xùn)練模擬器中，且隨模擬器通過GJB5449直升機模擬器C等級鑒定測試，可作為參考應(yīng)用于其它型號模擬器中。