基于聯(lián)合仿真的民機方向舵作動器性能研究

摘 要：結合某民用飛機的方向舵作動系統(tǒng)的鐵鳥實驗，以某單通道民用飛機方向舵作動系統(tǒng)為例，通過建立基于LMS Motion和AMESim軟件的聯(lián)合仿真模型，研究方向舵作動器在不同工作模式下整個作動系統(tǒng)的性能。這對民用飛機研發(fā)過程中的作動系統(tǒng)優(yōu)化設計和作動系統(tǒng)地面鐵鳥實驗具有一定的借鑒意義。

關鍵詞：民用飛機 飛控作動系統(tǒng) 方向舵作動器 聯(lián)合仿真

中圖分類號：V215.34 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2013）03（b）-00-02

民用飛機飛行控制系統(tǒng)的優(yōu)化設計對飛機的燃油經(jīng)濟性和飛行穩(wěn)定性等具有重要的作用，因此，很多研究者在此方面做了大量的研究工作[1-4]。文獻1針對某型飛機在地面試驗過程中發(fā)生方向舵顫振現(xiàn)象，通過比較仿真結果和試驗結果，提出解決方案來抑制消除方向舵的耦合振蕩。文獻2建立了一套方向舵地面突風阻尼特性的MATLAB模型，深入研究了民用飛機方向舵地面突風阻尼特性。文獻3研究開發(fā)了一套飛機機械主操縱系統(tǒng)的性能數(shù)值計算模型。文獻4以飛機前起落架液壓收放系統(tǒng)為例應用AMESim 軟件建立系統(tǒng)仿真模型進行仿真分析。在聯(lián)合仿真研究方面，文獻5以某型飛機搖臂式主起落架為例介紹了基于LMS Motion和AMESim的起落架緩沖性能聯(lián)合仿真研究方法。然而，基于LMS Motion和AMESim這兩種軟件在民用飛機作動器性能的聯(lián)合建模仿真研究工作還很少見公開發(fā)表的文獻。該文通過建立方向舵作動系統(tǒng)的LMS Motion多體動力學模型和作動器的AMESim液壓模型，對方向舵作動系統(tǒng)的性能進行聯(lián)合仿真計算，研究了方向舵作動器在不同工作模式下整個作動系統(tǒng)的性能。這對民用飛機研發(fā)過程中的作動系統(tǒng)優(yōu)化設計和作動系統(tǒng)鐵鳥實驗具有一定的借鑒意義。

1 方向舵作動系統(tǒng)

（1）方向舵作動器液壓工作原理

方向舵作動器為固定法蘭盤式作動器，三個作動器上下垂直排列，分別由三套液壓系統(tǒng)驅(qū)動。殼體通過螺栓固定在垂尾后梁上，活塞桿通過一根連桿與舵面相連，如圖1所示。

方向舵作動器為電液伺服式作動器，主要由模態(tài)選擇電磁閥、電液伺服閥、模態(tài)選擇閥、阻尼孔和作動筒組成。作動器分主動和阻尼兩種工作模式。主動模式下，模態(tài)選擇電磁閥通電，通過電液伺服閥來控制作動筒動作；阻尼模式下，模態(tài)選擇電磁閥斷電，電液伺服閥不再控制作動筒，作動筒兩腔通過阻尼孔連通。當外界載荷超過限定值時，載荷限制溢流閥打開，保護作動器不被高壓破壞。

2 方向舵作動器工作模式

正常情況下，三個作動器處于主動模式共同驅(qū)動方向舵。當某作動器發(fā)生故障或其對應的液壓系統(tǒng)失效時便進入阻尼模式，只提供阻尼功能，方向舵由處于主動工作模式下的作動器進行控制。為滿足飛機的性能要求，每個作動器都具有獨立驅(qū)動方向舵的能力，同時對顫振特性、作動器剛度及舵面有載和無載偏轉速率也提出了具體要求。當三個作動器都處于主動工作模式時，能夠滿足上述性能要求；但當失去一個或兩個液壓系統(tǒng)時，作動系統(tǒng)的性能會出現(xiàn)下降，進而導致飛機的操縱性能下降。因此，必須研究在失去一個或兩個液壓系統(tǒng)情況下方向舵作動器性能變化，以研究其對飛機正常操縱性能的影響。

3 方向舵作動系統(tǒng)的聯(lián)合建模仿真

3.1 基于LMS Motion的多體動力學三維建模

多體動力學仿真需要面對很多問題，如剛柔混合、參數(shù)化/流程化設計、多學科系統(tǒng)級仿真以及如何利用試驗數(shù)據(jù)進行仿真模型驗證等，LMS Motion軟件[5]可以提供很好地專業(yè)解決方案。方向舵作動系統(tǒng)基于LMS Motion的多體動力學建模過程如。

（1）將垂尾后梁、方向舵作動器、方向舵的三維數(shù)模導入LMS motion中，按照CATIA V5R18的裝配方法進行約束裝配。

（2）根據(jù)各部件間的相對運動關系在各部件上建立相應的坐標系。

（3）根據(jù)各部件間的相對運動關系建立相應的運動副。

（4）施加方向舵鉸鏈力矩等。

3.2 基于AMESim的液壓系統(tǒng)一維建模

AMESim是LMS公司推出的專門用于液壓/機械系統(tǒng)建模仿真和動態(tài)性能分析的高級仿真平臺，在飛機的飛控/液壓系統(tǒng)研究等方面得到了廣泛應用[6]。方向舵作動器基于AMESim的液壓系統(tǒng)一維建模過程如下。

（1）在液壓庫里選用對稱腔作動筒、三位四通電液伺服閥。作動筒模型需設置的主要參數(shù)有：活塞直徑、活塞桿直徑，活塞行程，死區(qū)容積、泄漏系數(shù)和粘性摩擦系數(shù)等；電液伺服閥需設置的主要參數(shù)有：激勵電流、自然頻率、阻尼比、最大流量和最大流量下的壓降等。

（2）在HCD庫里選用閥芯組件建立模態(tài)選擇閥模型。

（3）建立作動器內(nèi)部液阻和液壓系統(tǒng)管路液阻模型。

（4）建立系統(tǒng)壓降模型。

3.3 聯(lián)合建模仿真的接口建立

LMS motion為三維多體動力學仿真計算軟件，AMESim為一維液壓系統(tǒng)仿真計算軟件，二者需要一個接口來實現(xiàn)數(shù)據(jù)傳輸。AMESim將作動筒的輸出力通過接口輸入LMS motion，LMS motion將三維模型的運動速度和位移通過接口輸入到AMESim。在LMS motion中利用Two-Body Control Input將三維模型的運動速度和位移輸入AMESim，利用Two-Body Control output將AMESim的輸出力輸入LMS motion，完整的AMESim模型如圖2所示。

4 聯(lián)合仿真及結果分析

LMS Motion能夠自動計算導入的三維數(shù)模的質(zhì)量、重心和轉動慣量等參數(shù)。聯(lián)合仿真計算采用coupled方法，此方法使用LMS motion的求解器。求解器將編譯后的AMESim 液壓模型和三維多體動力學模型綜合起來進行計算求解。設定的分析條件為：液壓系統(tǒng)壓力2400 psi，液壓油溫度為-7 ℃，方向舵的最大鉸鏈力矩為3200 Nm（正常偏度25 deg時）。此模型未考慮作動器的力紛爭，并假設方向舵為剛性，主要計算失去一個液壓系統(tǒng)、兩個液壓系統(tǒng)情況下和三個液壓系統(tǒng)都正常情況下作動系統(tǒng)的性能變化，三種工作情況分別為。

（1）三個作動器主動模式工作（3 Active）。

（2）兩個主動工作模式一個阻尼模式工作（2 Active 1 Damping）。

（3）一個主動模式工作兩個阻尼模式工作（1 Active 2 Damping）。

4.1 階躍響應分析

階躍響應特性是衡量作動器性能的重要指標。飛控作動系統(tǒng)必須能夠很好地響應飛行員或自動飛行系統(tǒng)的指令，調(diào)整飛行姿態(tài)，同時保證良好的乘坐舒適性。方向舵作動系統(tǒng)的階躍響應特性如圖3所示。

從計算結果中可得出，當一個作動器處在主動模式，另外兩個作動器處于阻尼模式時，舵面從0偏轉到29 °所用的時間為0.6 s；當兩個作動器處在工作模式，另外一個作動器處在阻尼模式時，舵面從0偏轉到29 °所用的時間為0.38 s。在階躍信號激勵的以上三種工作情況下，舵面從0偏轉到29 °所用的時間差別較小，滿足系統(tǒng)要求的不超過0.69 s的要求且時域響應特性較好。

4.2 舵面有載偏轉速率分析

舵面有載偏轉速率為衡量作動器在一定載荷情況下推動舵面偏轉快慢的指標。圖4所示為階躍信號激勵的三種工作情況下的舵面有載偏轉速率，從計算結果中可以

看出。

（1）3 Active工作模式下舵面有載偏轉速率時域響應特性是最好的。

（2）2 Active 1 Damping工作模式下，舵面偏轉速率較大，但當舵面偏轉至指令位置后出現(xiàn)超調(diào)，產(chǎn)生反向偏轉使舵面產(chǎn)生小幅振蕩。

（3）1 Active 2 Damping工作模式下，舵面偏轉至指令位置后的小幅振蕩情況更嚴重。

因此，當作動器因出現(xiàn)故障或失去液壓系統(tǒng)而進入阻尼模式時，此時飛機操縱性能下降，飛行員應緩慢操縱駕駛桿，避免舵面小幅振蕩情況的出現(xiàn)，舵面的這種小幅振蕩對飛機的操縱性能和結構破壞是非常危險的。通過調(diào)整作動器阻尼孔的大小可得到不同的舵面偏轉速率特性，進而從中選取最優(yōu)值。

4.3 作動器輸出力分析

在飛行過程中，若飛控系統(tǒng)檢測到某個作動器發(fā)生故障或其液壓系統(tǒng)失效，會發(fā)出指令使該作動器進入阻尼模式，由處于主動模式的作動器控制舵面運動。假設三個作動器在推動方向舵運動過程中下面位置的作動器進入阻尼模式，該文建立的模型計算了此過程中作動器的輸出力和舵面偏轉情況。

首先給三個作動器的伺服閥施加相同的激勵信號，在作動器推動舵面運動到3.2 s時，注入故障信號使一個作動器進入阻尼模式，研究整個過程中作動器的性能變化。圖5所示為激勵信號和方向舵度隨時間變化情況。

從圖5中可看出整個偏轉曲線較為平滑，僅在3.2 s時舵面偏轉有較小的波動（圓圈處放大圖）。故障模式下三個作動器的輸出力如圖6所示。

從0.5 s開始三個作動器接受斜坡激勵信號推動舵面偏轉，3.2 s時最下方的作動器進入阻尼模式，只提供阻尼功能。在0.5～3.2 s之間，三個作動器的輸出力均勻且一致；3.2 s時，舵面偏轉發(fā)生較小波動（見圖5），但上面和中間的兩個作動器輸出力迅速增加，在0.4 s時間間隔內(nèi)發(fā)生明顯的較大幅度的振蕩。進入阻尼模式的作動器輸出力迅速降為0，作動筒兩腔通過阻尼孔連通，作動器只提供阻尼功能。上面和中間兩個作動器輸出力的振蕩會引起系統(tǒng)油壓的壓力脈動，對整個液壓系統(tǒng)帶來影響，在設計和計算其他液壓子系統(tǒng)必須予以考慮。

5 結語

民用飛機在進行飛控作動系統(tǒng)地面鐵鳥實驗前一般會以模型仿真結果作為實驗基礎，并根據(jù)試驗數(shù)據(jù)來完善模型。通過對方向舵作動器性能的聯(lián)合建模仿真計算及結果分析可以看出，此方法能夠很好地分析研究飛控作動系統(tǒng)的性能，研究作動器在各種工作模式下的舵面響應、作動器輸出力、液壓流量等參數(shù)的變化，這對飛控作動系統(tǒng)地面鐵鳥實驗及作動系統(tǒng)的優(yōu)化設計具有很好的參考價值。

參考文獻

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[3]黃漢零.飛機機械操縱系統(tǒng)的傳動性能計算分析與優(yōu)化設計研究[D].西北工業(yè)大學碩士學位論文，2006.

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