模式轉(zhuǎn)換在飛機(jī)操縱系統(tǒng)試驗(yàn)中的應(yīng)用

李宏亮，張革命，吝繼鋒，張 寧

(1.中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所第八研究室，陜西 西安 710065；2.全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710065)

1 引 言

飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)是根據(jù)不同工況施加載荷，用以檢驗(yàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度是否滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求的一種試驗(yàn)方法，是飛機(jī)研制過(guò)程中不可缺少的重要環(huán)節(jié)。操縱系統(tǒng)試驗(yàn)是靜力試驗(yàn)的重要組成部分[1]。在某些操縱試驗(yàn)中，要求同一個(gè)加載點(diǎn)使用不同的控制模式(載荷/位移)進(jìn)行控制。例如，某型飛機(jī)操縱試驗(yàn)中，要求當(dāng)左駕駛盤(pán)順時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)對(duì)其使用位移控制模式，同時(shí)對(duì)右駕駛盤(pán)使用載荷控制模式，而當(dāng)右駕駛盤(pán)逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)對(duì)其使用位移控制模式，同時(shí)對(duì)左駕駛盤(pán)使用載荷控制模式。這就需要應(yīng)用模式轉(zhuǎn)換技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)。控制模式轉(zhuǎn)換技術(shù)支持用戶(hù)在同一個(gè)試驗(yàn)文件中任意狀態(tài)下切換加載點(diǎn)的控制模式進(jìn)行控制[2]。在水平尾翼操縱系統(tǒng)試驗(yàn)中，真實(shí)地模擬駕駛桿后拉過(guò)程，進(jìn)行了手動(dòng)和自動(dòng)模式轉(zhuǎn)換。

2 模式轉(zhuǎn)換原理

控制模式是指當(dāng)前閉環(huán)控制回路由哪些輸入輸出信號(hào)參與控制，而控制模式轉(zhuǎn)換是一種閉環(huán)伺服控制技術(shù)，其通過(guò)轉(zhuǎn)換閉環(huán)控制回路的當(dāng)前反饋來(lái)改變?cè)摶芈房刂频奈锢韰?shù)[3]。控制模式轉(zhuǎn)換的實(shí)現(xiàn)是在控制通道有多路輸入的前提下，通過(guò)切換當(dāng)前輸入信號(hào)，由不同的輸入信號(hào)來(lái)參與閉環(huán)回路控制，其它的輸入信號(hào)則作為監(jiān)視信號(hào)。例如，將控制回路的當(dāng)前反饋由載荷傳感器的輸入信號(hào)轉(zhuǎn)換為位移傳感器的輸入信號(hào)，則控制模式由載荷控制轉(zhuǎn)換為位移控制。典型的控制通道模式轉(zhuǎn)換原理如圖1所示。從控制原理的角度來(lái)看， 在一個(gè)典型的PID控制回路中， 針對(duì)不同輸入信號(hào)的特性，需要由不同的控制參數(shù)來(lái)進(jìn)行控制[4]，所以在帶有控制模式轉(zhuǎn)換功能的控制回路中，針對(duì)不同的輸入信號(hào)，應(yīng)配置不同的控制參數(shù)來(lái)進(jìn)行調(diào)節(jié)。簡(jiǎn)單地說(shuō)，就是同一個(gè)控制通道設(shè)置有兩套或者多套控制參數(shù)[5]。在控制系統(tǒng)中，一個(gè)帶有控制模式轉(zhuǎn)換功能的控制通道配置如圖2所示。從控制模式1轉(zhuǎn)換至控制模式2時(shí)，進(jìn)行無(wú)擾動(dòng)切換(如圖3所示)，即切換瞬間控制系統(tǒng)閥輸出不變，以此來(lái)保持當(dāng)前系統(tǒng)的穩(wěn)定狀態(tài)[6]。

圖1 控制通道模式轉(zhuǎn)換原理

圖2 帶有模式轉(zhuǎn)換的控制通道配置圖

圖3 控制模式轉(zhuǎn)換過(guò)程

3 模式轉(zhuǎn)換在飛機(jī)操縱試驗(yàn)中的應(yīng)用

3.1 試驗(yàn)配置

在協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)軟件中，控制模式是由用戶(hù)分配的輸入通道的類(lèi)型決定的，一旦用戶(hù)為某一通道分配了輸入信號(hào)的類(lèi)型，其當(dāng)前控制模式(Active Control Mode)和默認(rèn)控制模式(Default Control Mode)就確定了。當(dāng)前控制模式是指該控制通道在當(dāng)前狀態(tài)下的控制模式，如果用戶(hù)將某一通道定義為位控通道，其當(dāng)前控制模式和默認(rèn)控制模式就是位控模式，反之，如果將其定義為力控通道，其當(dāng)前控制模式和默認(rèn)控制模式就是力控模式。當(dāng)某一控制通道同時(shí)有多個(gè)輸入信號(hào)時(shí)，其當(dāng)前控制模式和默認(rèn)控制模式根據(jù)用戶(hù)首先選擇的輸入信號(hào)決定[7]。

3.2 模式轉(zhuǎn)換實(shí)現(xiàn)方式

試驗(yàn)加載時(shí)，在試驗(yàn)執(zhí)行或者函數(shù)發(fā)生器操作欄里都可以進(jìn)行模式轉(zhuǎn)換。在轉(zhuǎn)換的過(guò)程中，試驗(yàn)站可以是加壓狀態(tài)，也可以是卸壓狀態(tài)?？梢酝ㄟ^(guò)以下途徑執(zhí)行模式轉(zhuǎn)換：

(1)手動(dòng)改變控制模式，即通過(guò)添加快捷鍵進(jìn)行手動(dòng)轉(zhuǎn)換，如圖4所示。

圖4 快捷鍵

(2)在試驗(yàn)中，當(dāng)包含模式轉(zhuǎn)換的命令執(zhí)行時(shí)，在動(dòng)作組中添加模式轉(zhuǎn)換動(dòng)作組，如圖5所示；在載荷譜的行開(kāi)始動(dòng)作和行結(jié)束動(dòng)作都可以調(diào)用，如圖6所示。

圖5 模式轉(zhuǎn)換動(dòng)作組

圖6 事件中調(diào)用模式轉(zhuǎn)換動(dòng)作

(3)當(dāng)定義有模式轉(zhuǎn)換的動(dòng)作事件發(fā)生時(shí)，即在事件中調(diào)用，當(dāng)事件發(fā)生時(shí)調(diào)用模式轉(zhuǎn)換動(dòng)作，如圖7所示。

圖7 事件中調(diào)用模式轉(zhuǎn)換動(dòng)作

3.3 試驗(yàn)應(yīng)用

某飛機(jī)主操縱疲勞試驗(yàn)分為地面、空中兩種情況，兩種情況下要求同一個(gè)加載點(diǎn)使用不同的控制模式(載荷/位移)進(jìn)行控制。在水平尾翼操縱系統(tǒng)試驗(yàn)中，按照模式轉(zhuǎn)換功能的應(yīng)用方向，結(jié)合飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中的需要，進(jìn)行如圖8所示真實(shí)地模擬駕駛桿后拉過(guò)程，進(jìn)行了手動(dòng)和自動(dòng)模式轉(zhuǎn)換。

本次驗(yàn)證試驗(yàn)只使用一個(gè)加載點(diǎn)，包括位移和力兩個(gè)反饋輸入，通道具體配置如圖9所示。

圖8 模式轉(zhuǎn)換試驗(yàn)框架

圖9 控制通道配置

根據(jù)試驗(yàn)要求，設(shè)置了控制模式F和控制模式P?？刂颇Ｊ紽為1#點(diǎn)力控，控制模式P為1#點(diǎn)位控。具體配置如圖10所示。

圖10 控制模式配置

4 試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

在試驗(yàn)中分別進(jìn)行了自動(dòng)模式切換和手動(dòng)模式切換。

4.1 手動(dòng)轉(zhuǎn)換試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

在試驗(yàn)過(guò)程中，分別使用命令-反饋曲線以及命令、反饋、誤差表來(lái)實(shí)時(shí)監(jiān)視試驗(yàn)數(shù)據(jù)[8]，圖11為手動(dòng)進(jìn)行模式轉(zhuǎn)換的結(jié)果。

圖11 手動(dòng)轉(zhuǎn)換結(jié)果

由圖11可以得出如下結(jié)論：

(1)模式轉(zhuǎn)換時(shí)刻在圖中顯示為一條垂直于時(shí)間軸的直線，即可以理解為一個(gè)時(shí)間點(diǎn)。由于實(shí)時(shí)顯示軟件的更新時(shí)間約為48ms，所以可以確定模式轉(zhuǎn)換時(shí)間為毫秒級(jí)。

(2)模式轉(zhuǎn)換前，反饋曲線跟隨性良好，其與命令曲線幾乎貼合，表明加載過(guò)程平穩(wěn)，誤差小。

(3)模式轉(zhuǎn)換后，反饋?lái)憫?yīng)較為迅速，后續(xù)加載過(guò)程反饋跟隨性較好。

(4)模式轉(zhuǎn)換發(fā)生時(shí)刻，位移反饋與載荷反饋均無(wú)異常跳動(dòng)，轉(zhuǎn)換過(guò)程平穩(wěn)可靠。

(5)模式轉(zhuǎn)換前后，試驗(yàn)誤差均≤1%FS。

(6)模式轉(zhuǎn)換后，控制系統(tǒng)閥輸出維持在-0.1V左右，表明模式轉(zhuǎn)換過(guò)程重復(fù)性較好。

4.2 連續(xù)記錄器數(shù)據(jù)分析

根據(jù)試驗(yàn)需求設(shè)置載荷表，如表1所示，飛行譜中共設(shè)置有3處模式轉(zhuǎn)換，選取飛行譜中極限位置處的模式轉(zhuǎn)換過(guò)程為研究對(duì)象，分析模式轉(zhuǎn)換時(shí)刻的連續(xù)記錄數(shù)據(jù)，模式轉(zhuǎn)換過(guò)程中反饋曲線如圖12、圖13所示。

表1 試驗(yàn)載荷表設(shè)置

圖13 轉(zhuǎn)換過(guò)程反饋曲線-2

由圖12、圖13可以看出，轉(zhuǎn)換過(guò)程中載荷反饋的變化量為1N，位移變化量為0.005mm，因此轉(zhuǎn)換過(guò)程平穩(wěn)、無(wú)波動(dòng)。

5 結(jié) 論

通過(guò)控制模式轉(zhuǎn)換技術(shù)研究以及操縱系統(tǒng)試驗(yàn)應(yīng)用，可以得出以下結(jié)論：

(1)模式轉(zhuǎn)換功能能夠平穩(wěn)快速地將當(dāng)前控制模式轉(zhuǎn)換到所需控制模式；

(2)模式轉(zhuǎn)換后，反饋?lái)憫?yīng)較為迅速，后續(xù)加載過(guò)程反饋跟隨性較好；

(3)模式轉(zhuǎn)換過(guò)程中，加載點(diǎn)誤差以及跟隨性均能滿(mǎn)足試驗(yàn)要求；

(4)就單個(gè)作動(dòng)筒而言，該技術(shù)可應(yīng)用到相應(yīng)的靜力或疲勞試驗(yàn)中。