飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)力感仿真方法
【專利摘要】本發(fā)明的飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)力感仿真方法，建立了與真實(shí)飛機(jī)可逆式操縱系統(tǒng)相同的包含隨動補(bǔ)償片桿力仿真模型。該模型與真實(shí)飛機(jī)實(shí)際構(gòu)成相同，使得隨動補(bǔ)償片產(chǎn)生的力可以單獨(dú)調(diào)試，使調(diào)試相對過去通過調(diào)節(jié)鉸鏈力矩系數(shù)方法而變得簡化，縮短了產(chǎn)品調(diào)試、生產(chǎn)周期，調(diào)試時間比通過調(diào)整鉸鏈力矩系數(shù)方法調(diào)試時間縮短了42.5％。因此，提高了產(chǎn)品競爭力；不僅適用于飛機(jī)具有可逆式操縱系統(tǒng)包含隨動補(bǔ)償片操縱桿力的模擬，也適用于沒有隨動補(bǔ)償片的可逆式飛機(jī)操縱系統(tǒng)操縱桿力的模擬。該模型各項(xiàng)系數(shù)也可隨被模擬飛機(jī)真實(shí)構(gòu)成進(jìn)行修改，具有通用性。該方法有效解決了氣動力對舵面鉸鏈力矩影響，提高了可逆式操縱系統(tǒng)桿力模擬的逼真度。
【專利說明】飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)力感仿真方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛機(jī)真實(shí)操縱機(jī)構(gòu)的數(shù)學(xué)建模和計(jì)算機(jī)數(shù)字仿真領(lǐng)域，用于飛行模擬器實(shí)時地、逼真地復(fù)現(xiàn)具有可逆式操縱系統(tǒng)的飛機(jī)在不同飛行條件下由空氣動力引起的桿力和在不同操縱模式下(如:自動、手動、應(yīng)急操縱等)操縱系統(tǒng)的動、靜態(tài)特性。
【背景技術(shù)】
[0002]在具有可逆式操縱系統(tǒng)的飛機(jī)上，飛行員施加給駕駛盤個力使舵面偏轉(zhuǎn)，駕駛盤和舵面之間是一個硬式拉桿系統(tǒng)。飛機(jī)操縱系統(tǒng)包括方向舵、升降舵、副翼、方向舵調(diào)整片、升降舵調(diào)整片、副翼調(diào)整片，升降舵隨動補(bǔ)償片，方向舵隨動補(bǔ)償片、副翼隨動補(bǔ)償片、襟翼操縱系統(tǒng)等。
[0003]飛機(jī)操縱系統(tǒng)是飛機(jī)重要和主要的機(jī)上系統(tǒng)之一。它在很大程度上決定了飛機(jī)使用的可能性和飛行安全。飛行狀態(tài)變化時，操縱系統(tǒng)桿力的變化比桿位移變化更好被飛行員所感受。如果飛行員感受不到桿力改變，那么他將失去很重要的關(guān)于飛機(jī)狀態(tài)的反饋信息。這時，人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)將呈現(xiàn)開環(huán)狀態(tài)。這可能導(dǎo)致飛機(jī)失穩(wěn)，桿力過大或過小亦然。同樣，飛行模擬器的操縱系統(tǒng)是向使用模擬器的飛行員提供駕駛盤力、腳蹬力的人感系統(tǒng)，同時完成升降舵偏角、副翼偏角和方向舵偏角的實(shí)時計(jì)算，是影響飛行模擬器逼真度的重要部分之一。其模擬逼真度直接影響模擬器訓(xùn)練效果和實(shí)用性。
[0004]目前，從科技查新檢索到國內(nèi)外文獻(xiàn)上看，可逆式操縱系統(tǒng)桿力建模除包含對系統(tǒng)質(zhì)量、拉伸、阻尼、摩擦、間隙特性等建模外，在考慮空氣對鉸鏈力矩的影響時僅對舵面角和調(diào)整片影響進(jìn)行了建模。但是，還沒有對隨動補(bǔ)償片的建模，其功能通過調(diào)整鉸鏈力矩系數(shù)方法來實(shí)現(xiàn)的。但是，該調(diào)試方法困難且易引起操縱系統(tǒng)高頻振蕩，甚至失穩(wěn)。事實(shí)上，當(dāng)保持飛機(jī)幾何和氣動力相似，即保持迎角、舵的偏角和舵的尺寸不變時，隨著空速的增加，鉸鏈力矩會急劇增加，隨之而來的駕駛盤力將猛烈地增加，飛機(jī)的操縱就困難了。為此，對于具有可逆式操縱系統(tǒng)的真實(shí)飛機(jī)通常設(shè)有隨動補(bǔ)償片，即當(dāng)主舵面轉(zhuǎn)動某一角度時，附加在主舵后面的小舵(小舵與安定面相聯(lián))按比例的向反方向轉(zhuǎn)動一角度。此時，作用于舵面的空氣動力重新分配，使得壓力中心靠近舵面的旋轉(zhuǎn)軸，鉸鏈力矩減小了。因此，桿力也減小了，使飛機(jī)較無隨動補(bǔ)償片時更易于操縱了。因此，對于具有可逆式操縱系統(tǒng)飛機(jī)的飛行模擬器操縱系統(tǒng)建立包含隨動補(bǔ)償片鉸鏈力矩模型，對提高飛行模擬器操縱系統(tǒng)力感逼真度是極其必要的。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]為了提高飛行模擬器可逆式操縱系統(tǒng)的力感逼真度，本發(fā)明提供了飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)力感仿真方法。
[0006]本發(fā)明通過建立與真實(shí)飛機(jī)操縱負(fù)荷機(jī)構(gòu)一致的包含隨動補(bǔ)償片的鉸鏈力矩模型，使得飛行模擬器操縱裝置為飛行員提供的力與真實(shí)飛機(jī)操縱裝置提供的力基本相同，且動態(tài)和靜態(tài)特性一致，為可逆式操縱系統(tǒng)桿力的模擬提供一種更為逼真地仿真方法。[0007]本發(fā)明提供的飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)力感仿真方法，步驟和條件如下:
1、建立如下包含隨動補(bǔ)償片的鉸鏈力矩模型式并存儲在飛行模擬器的操縱負(fù)荷計(jì)算機(jī)中:(1)空氣作用在飛機(jī)升降舵及其調(diào)整片和補(bǔ)償片上關(guān)于鉸鏈軸氣動力矩平衡關(guān)系式如下:
【權(quán)利要求】
1.飛行模擬器可逆式操縱負(fù)荷系統(tǒng)力感仿真方法，其特征在于，步驟和條件如下: 1、建立如下包含隨動補(bǔ)償片的鉸鏈力矩模型式并存儲在飛行模擬器的操縱負(fù)荷計(jì)算機(jī)中:(1)空氣作用在飛機(jī)升降舵及其調(diào)整片和補(bǔ)償片上關(guān)于鉸鏈軸氣動力矩平衡關(guān)系式如下: 所述的包含隨動補(bǔ)償片模型的鉸鏈力矩?cái)?shù)學(xué)模型中，第一項(xiàng)J,4是由于舵面角變化而引起的關(guān)于鉸鏈軸處力矩變化;第二項(xiàng)是由于飛機(jī)偏轉(zhuǎn)角變化而引起的關(guān)于鉸鏈軸處力矩變化；第三項(xiàng)kieeie是由于調(diào)整片偏角變化而引起的關(guān)于鉸鏈軸處力矩變化；第四項(xiàng)匕。\是由于隨動補(bǔ)償片隨舵偏角變化而引起的關(guān)于鉸鏈軸處力矩變化；第五項(xiàng)keg是由于飛機(jī)重心位置變化而引起的關(guān)于鉸鏈軸處力矩變化； Ie是升降舵關(guān)于鉸鏈軸e的轉(zhuǎn)動慣量； δ e是舵面角； <是舵面角角加速度； 矣秦是飛機(jī)關(guān)于重心處歐拉角角速度； P，q，r是飛機(jī)關(guān)于重心處歐拉角； Iez是關(guān)于e，z兩個不同鉸鏈軸的慣量積； kse是調(diào)整片鉸鏈力矩系數(shù)； ere是調(diào)整片偏角； kec是升降舵隨動補(bǔ)償片的比例系數(shù)； keg是當(dāng)飛機(jī)重心移動一個平均弦長時，為了保持飛機(jī)平衡在原先飛行狀態(tài)上，飛行員必須施于駕駛盤上的力； mhe是升降舵的鉸鏈力矩系數(shù)； 1!^4是升降舵的鉸鏈力矩； (2)桿力和鉸鏈力矩關(guān)系如下: Fe=keMhe；A(2) Fe是作用在駕駛盤上的桿力； ke是傳動系數(shù)； I1、得到t時刻的飛機(jī)所處狀態(tài)下的真實(shí)飛機(jī)桿力:在t時刻，將飛機(jī)重心位置、調(diào)整片位置、襟翼位置、駕駛盤位置、舵面角及飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)如飛行高度、飛行速度、動壓的數(shù)據(jù)，輸入到上述的操縱負(fù)荷計(jì)算機(jī)中存儲的包含隨動補(bǔ)償片的鉸鏈力矩?cái)?shù)學(xué)模型中，求出與飛行員當(dāng)前的操縱相對應(yīng)的作用在飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)鉸鏈軸處空氣動力力矩的大小，得到該狀態(tài)下的真實(shí)飛機(jī)桿力； II1、得到擾動空氣產(chǎn)生的桿力值:得到t時刻的飛機(jī)所處狀態(tài)下的真實(shí)飛機(jī)桿力的同時，判斷飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)是否包含湍流，振顫，空氣逆增等空氣引起的特殊桿力；如果當(dāng)前狀態(tài)包含了湍流，振顫，空氣逆增空氣引起的特殊桿力，則計(jì)算出由該擾動空氣產(chǎn)生的桿力值:Frande =1Vande1 randF Frande是升降舵方向上受到的擾動桿力值；
krande
是擾動力系數(shù)；
是飛機(jī)升降舵方向上鉸鏈處擾動力； IV、桿力線性疊加:將步驟II得到t時刻的飛機(jī)所處狀態(tài)下的真實(shí)飛機(jī)桿力與步驟III得到擾動空氣產(chǎn)生的桿力線性疊加，得到加于力伺服系統(tǒng)電動負(fù)荷裝置上的桿力指令信號; V、得到桿力偏差信號:操縱負(fù)荷計(jì)算機(jī)將桿力指令信號與通過力傳感器荻取的實(shí)測力信號進(jìn)行比較，得到桿力偏差信號； V1、得到在該飛行狀態(tài)下飛行員需要在駕駛盤上所加的力:得到的桿力偏差信號經(jīng)數(shù)字濾波后傳送給I / O接口卡，再經(jīng)過控制器和電氣放大單元驅(qū)動伺服電動缸運(yùn)動，從而將計(jì)算力轉(zhuǎn)換成操縱裝置上真實(shí)的機(jī)械力，電動負(fù)荷裝置產(chǎn)生的力將直接加到駕駛盤上，得到在該飛行狀態(tài)下飛行員需要在駕駛盤上所加的力。
【文檔編號】G09B9/28GK103761899SQ201310745162
【公開日】2014年4月30日 申請日期:2013年12月31日 優(yōu)先權(quán)日:2013年12月31日
【發(fā)明者】潘春萍, 王勇亮, 肖景新, 高亞飛, 唐升全, 藺文彬 申請人:中國人民解放軍空軍航空大學(xué)軍事仿真技術(shù)研究所