民用飛機地面模擬試驗氣動力模擬系統的原理性估算

戴燁飛

(上海飛機設計研究院，上海 200000)

民用飛機在進行飛行試驗之前，要先進行地面模擬試驗。國內外，各飛機制造商的地面模擬試驗主要通過鐵鳥進行。鐵鳥一般是由真實的飛控、起落架、液壓、電源等系統集合而成的綜合試驗平臺。

氣動力模擬系統，又稱舵面加載系統或鉸鏈力矩模擬器，它是鐵鳥試驗平臺上為飛控系統作動系統提供模擬氣動力或鉸鏈力矩的試驗設備，是強位置耦合的力伺服系統，鐵鳥試驗中半物理仿真的重要試驗設備。［1］

1 基本原理

同普遍的伺服系統一樣，氣動力模擬系統根據供能方式的不同，可以分為電動方式的氣動力模擬系統和電液方式的氣動力模擬系統，前者一般具有響應速度快，參數穩定，體積小，成本低等優點，而后者則具有較寬的頻帶、較大的輸出力等優點。由于飛機所受的氣動力較大，鐵鳥上的氣動力模擬系統多采用電液氣動力模擬系統。［2］

電液氣動力模擬系統的基本原理如圖1所示。控制器根據輸入的指令信號、反饋的力傳感器和位移傳感器信號，解算出控制電液伺服閥的電壓信號。電液伺服閥根據信號控制流入作動筒的液壓油，從而控制系統輸出力。

圖1 電液氣動力模擬系統基本原理簡圖

2 設計指標的估算

一般在伺服系統設計之前，需要確定系統應該具有何種性能，也就是要確定系統的性能指標，即系統的設計輸入。氣動力模擬系統的性能指標主要來自于飛機的作動系統和舵面，即舵面的質量、慣量、偏轉精度、行程、偏轉速率以及隨舵面偏轉的氣動力模擬系統設計的輸入。［3］

氣動力模擬系統的設計指標一般包括輸出力范圍、行程、精度、頻率響應等。輸出力范圍根據飛機舵面在空中所受到的氣動載荷而定，但是考慮傳感器的線性度和系統的裕量，一般系統設計時在舵面所受氣動載荷的基礎上再增加20%－30%的余量。

行程主要是指作動筒的正反兩個方向運動的位移總量。它與舵面的偏角范圍和作動器的安裝位置有關，同時在設計時也要考慮留有一定的余量。

系統精度包括靜態精度和動態精度。靜態精度主要取決于飛機舵面偏轉的精度，根據一般工程估算的原則，氣動力模擬系統的精度應該比飛機舵面偏轉精度高5－10倍。動態精度主要是指系統能夠克服多余力的能力。在氣動力模擬系統加載過程中，由于系統隨著舵面的運動而運動，從而產生由位置干擾而引起的多余力。多余力的存在對系統的輸出力有很大的影響，因此在系統設計中要盡量克服多余力，一般要求多余力小于3% －5%。

頻率響應也就是系統的帶寬，通常是在總輸入幅值5%－10%的輸入信號下，系統輸出幅值衰減3dB時的頻率。一般試驗設備的帶寬應高于被測系統的5－8倍，也就是說氣動力模擬系統的帶寬應該是飛機作動系統帶寬的5－8倍。［4］但是在實際上，由于電液伺服系統本身限制，不可能具有較大的帶寬，一般氣動力模擬系統的帶寬在3－5Hz左右。

另外，在系統設計時，還需要考慮系統的分辨率、零位漂移等指標。

3 原理性估算

在確定了性能指標之后，就可以進行原理性估算了。原理性估算主要確定如何選擇合適的執行機構、電液伺服閥。［5］這里以液壓缸為執行機構的力伺服系統的原理性估算為例進行說明。

3.1 液壓缸參數計算

某一型號飛機升降舵氣動力模擬系統要求其行程為170mm，載荷為25000N，速度為200mm/s。根據要求的最大載荷25000N，考慮一定的余量，取氣動力模擬系統所輸出的最大力為35000N。一般飛機的液壓系統的額定壓力為21MPa，取氣動力模擬系統的供油壓力為21MPa。

由公式

求得液壓缸內徑D=46mm，查機械手冊可取D=50mm。

根據工作壓力選取液壓缸往復速度比，ψ=2，由公式

求得活塞桿直徑d=D/2=23mm，查機械手冊可取d=28mm。

根據以上計算值，選取液壓缸的長度。一般液壓缸長度不應大于內徑的20－30倍，同時，液壓缸長度的選擇也應考慮飛機控制面的行程、氣動力模擬系統的安裝位置等因素。

3.2 電液伺服閥選型

電液伺服閥的主要根據負載流量和額定閥壓降下的流量曲線來選取。

伺服閥的負載流量可有以下公式計算而得(不考慮能量損失):

其中Qmax為最大負載流量，Vmax為液壓缸活塞桿的最大運動速度。根據以上公式最后求得

Qmax=1347*200=269400=16.1 L/min。

根據以上計算所得的流量值，結合電液伺服閥的額定閥壓降下的流量曲線選取合適的電液伺服閥。圖2所示是穆格G761系統電液伺服閥，一般額定閥壓降取7MPa，根據計算所得的最大負載流量，考慮一定的余量，可以選取最大負載流量為38L/min的G761－3004型伺服閥。

圖2 G761系列流量曲線

4 結論

原理性估算主要是對氣動力模擬系統的性能指標進行估算，為其部件選型提供依據。在原理性估算完成后，就可以依據選定的系統部件的參數進行詳細數字仿真和計算，并設計氣動力模擬系統的控制策略。控制策略的設計主要是消除氣動力模擬系統在隨飛機舵面運動過程中產生的干擾力，即多余力。消除多余力是氣動力模擬系統設計中的關鍵，原理性估算則是系統設計的必要前提。

［1］張德發，葉勝利.飛行控制系統的地面與飛行試驗［M］.北京:國防工業出版社，2003.

［2］申安玉，申學仁，李云保.自動飛行控制系統［M］.北京:國防工業出版社，2003.

［3］厲虹，楊黎明，艾紅.伺服技術［M］.北京:國防工業出版社，2008.

［4］王宗學.飛行器控制概論［M］.北京:北京航空航天大學出版社，1994.

［5］楊勇.多自由度液壓伺服系統的控制策略研究［D］.長沙:中南大學，2006.