双余度机电作动系统动态力均衡控制方法

飞机多电/全电化技术的发展使得余度机电作动系统广泛应用于飞控舵面作动系统中,但其在主动/主动工作模式下由于作动器输出不同步而造成的力纷争问题仍需解决。针对该问题,建立了系统完整的线性数学模型,分析了动态力纷争的来源和机理,研究并提出了基于速度和加速度前馈补偿控制、基于力差值反馈的PID控制联合作用的动态力均衡控制方法,并对其均衡能力及鲁棒性进行验证,结论得出所提方法不仅可以有效地减弱摩擦、间隙和指令延迟这3个因素造成的动态力纷争,还对系统中各种参数的扰动有一定的鲁棒性。

并联式机液作动系统力纷争分析研究

并联式作动系统存在的力纷争会使飞机主控舵面主承力结构发生扭曲变形,降低舵面的疲劳寿命,甚至折断舵面,影响飞行安全。以并联式机液作动系统为研究对象,对其物理结构进行深刻剖析,建立系统力纷争的仿真模型,研究单个影响因素以及组合影响因素对系统力纷争的影响情况,找出系统力纷争的主要影响因素,提出减缓纷争力的方法。研究结果表明:并联式机液作动系统中主控阀流量增益和阀口遮盖量对系统力纷争的影响较大,证明了敏感因素组合情况下通过主控阀设计和选配来减缓纷争力的可行性。

飞机副翼舵面控制的力纷争问题

为了减缓或消除单反馈回路的余度舵机上的力纷争现象,并同时改善系统响应速度,在对飞机副翼舵面的结构进行分析的基础上,对系统的机械传动部分、板阀、作动筒、管路、转轴等进行建模仿真分析,得到了系统的带宽频率及由于舵机内部的不对称性所导致的系统纷争力大小。进一步研究了系统的输入比、板阀死区大小、板阀开口面积梯度对系统纷争力大小及系统响应速度的影响。仿真结果表明,将控制反馈回路的板阀死区设置得较小,有利于系统纷争力的减小;增大系统输入比可大幅度减小系统纷争力并提高带宽;减小板阀死区或增大开口面积梯度可提高系统带宽但并不影响纷争力的大小。因此合理设置两板阀死区,提高输入比、减小板阀死区或增大板阀开口面积梯度均可改善系统的动静态性能。在以上结构参数无法更改的情况下,提出了设置可变节流孔的方法减小系统纷争力,仿真结果证实了该方法的有效性。

电动静液作动器力纷争现象的建模与仿真

针对一种机载电动静液作动系统(EHA),分析了在目前以两台EHA同时驱动一块舵面时,由于传感器、A/D,D/A、电机,以及制造误差等环节会有微小差别,EHA会由于位移不完全同步产生力纷争现象,力纷争对舵面结构的破坏效果极大。笔者利用作动筒两端的压力值作为解决力纷争的输入值,通过对比例环节和积分环节通过调参进行寻优处理,并运用AMESim软件进行仿真。结果表明其有效地消除了力纷争现象,能够满足现代飞机对作动系统的要求,为EHA优化设计提供参考依据。

前端注入信号的力纷争现象监测试验方法

针对某型号飞机力纷争产生的原因,为圆满完成力纷争试验任务,提出了一种通过在前端注入不同信号的力纷争现象监测试验方法,通过试验证实此种方法的可行性。试验结果表明:此种方法能够可靠的模拟飞机力纷争的产生,为飞机型号研制提供了可靠保障。

飞机主动式余度作动舵面铰链力矩飞行测量方法

现代飞机舵面大多采用主动式余度作动系统。这种系统固有的力纷争现象,导致传统的基于原位载荷校准试验的飞机结构载荷测量方法,不再适用于现代飞机操纵舵面铰链力矩飞行测量。提出了一种基于离位载荷校准试验和原位载荷验证试验的飞机舵面铰链力矩测量方法,建立了相应的载荷测量模型,分析确定了铰链力矩测量精准度的影响因素,给出了可能引起的系统误差的验证和修正方法,形成了主动式余度作动舵面铰链力矩飞行测量流程。通过多型飞机舵面铰链力矩测量试飞,验证了该方法的可行性和有效性;提高了飞机舵面铰链力矩测量的精准度,为飞机舵面设计载荷验证与优化提供了可靠的实测载荷;得到了飞机舵面各作动机构的载荷分配,实现了飞机舵面作动系统力纷争的飞行监测,确保了飞行安全。

飞机力纷争均衡分析和研究

针对某型号飞机余度作动系统力纷争现象,分析其产生的原因,建立力纷争均衡算法,以缓解力纷争现象,达到同舵面不同作动器间负载均分的目的。通过建立力纷争均衡的控制系统仿真模型,与物理试验结果作比较,计算力纷争均衡指令,对原舵面位置控制指令产生偏置信号,以均衡同一舵面不同作动器的两腔压差。运用仿真分析和物理试验相结合的方法对解决多余度作动系统力纷争现象的方法进行进一步探究,在建立原理性试验平台的同时,也为系统力纷争均衡控制律设计提供更可靠的试验评定依据。

主-主式舵驱动系统力纷争缓解仿真

针对某型机舵驱动系统主-主力综合配置存在的力纷争现象,提出在控制通道引入跨通道力均衡算法的解决方案,并结合实际工程,在AMESim软件中,对该均衡方案在不同差异信号影响下的均衡效果进行仿真分析。结果表明:该方案能够有效地缓解并行驱动间的力纷争,是一种快速的力纷争缓解解决方案。

余度作动系统力纷争试验方法研究

针对余度作动系统力纷争试验提出了一种计算机控制器在回路的试验方法,并着重研究了这种试验方法的实现方案。以实际工程中的应用为例,结合SIMULINK仿真过程,介绍了其核心控制元件PID控制器的调参方法。与传统由人工操作的力纷争试验方法相比,计算机控制器在回路的试验方法具有更高的试验参数控制精度,提高了试验成功率,同时能够很大程度地减缓由于人工输入引起的作动系统振荡,从而确保试验的安全。

液压伺服作动系统力纷争敏感度及机理研究

液压伺服作动系统存在的力纷争问题会引起作动系统性能下降、飞机舵面结构疲劳,影响飞机安全。为解决上述问题,建立了考虑较完整电液伺服阀模型以及飞机舵面结构参数的并联作动系统数学模型,提出了对液压伺服作动系统力纷争关键敏感参数及形成机理的研究方法。将潜在影响力纷争的因素整合为控制器参数、电液伺服阀参数、作动系统结构参数、气动力参数四类,并研究了各类参数变化对力纷争的影响。结果表明,控制器参数和电液伺服阀参数是影响力纷争的关键因素,此外,通过对伺服阀位移、作动器位移/速率和力纷争之间作用关系和影响模式的研究,找到控制器差异和伺服阀差异形成力纷争的不同机理。分析结果对液压伺服作动器的设计及力纷争的解决提供了理论依据。

飞机舵面余度作动系统力纷争均衡技术研究

飞机舵面余度作动系统存在力纷争问题,力纷争的存在会造成舵面损坏,严重时会危害飞机安全。为解决力纷争问题,分析了力纷争的产生原因并提出了解决力纷争问题的方法,即力均衡技术可以较好地解决力纷争问题。在建立飞机舵面余度作动系统完整数学模型的基础上,对力均衡技术进行仿真,仿真表明,传统的积分环节力均衡技术在抑制过程中存在瞬态问题,增加比例环节后,力纷争抑制效果满足要求。最终对比例积分环节力均衡技术进行了试验验证,结果表明,此技术可以有效解决力纷争问题。

电传飞控作动系统建模与力纷争均衡研究

针对电传飞控作动系统采用主-主工作模式而产生的力纷争问题,从系统安全性角度出发考虑成熟可靠的控制律,提出了惯性积分和PI控制力均衡算法。通过对2种算法的权衡研究,最终决定采用PI控制。同时对作动系统物理模型进行等效转换、动力学分析、位置闭环伺服控制数学建模及AMEsim建模仿真分析,结果表明采用PI控制可以使静态力纷争几乎减小为零,使动态力纷争降低到1.2889×106 Pa,比设计指标低62.58%。仿真模型验证了设计的力纷争均衡算法的可行性,能够为后期地面台架力纷争均衡试验提供理论依据。

基于LVDT信号注入的力纷争试验方法研究

介绍了力纷争现象产生的原因以及力纷争试验的目的、要求,提出了一种基于LVDT信号注入的力纷争试验方法,并通过AMESim仿真分析验证了这种试验方法的可行性。此外,结合实际工程需要,研究了这种试验方法的具体实现方案。

非相似余度作动系统动态力均衡控制策略

随着多电/全电化飞机关键技术的发展,由功率电传作动器——电动静液作动器(EHA)和机电作动器(EMA)构成的非相似余度作动系统,成为飞机多电/全电化发展的新趋势.介绍了非相似余度作动系统的结构组成和工作原理,建立了非相似余度作动系统力纷争的数学模型.在此基础上,分析了非相似余度作动系统动态力纷争的产生机理,基于上述原理提出了轨迹发生器+前馈补偿器、力纷争反馈PID补偿器和EHA力控制/EMA位置控制等3种减小动态力纷争的动态力均衡控制策略,并对其进行了理论分析与设计.最后,对所提出的3种动态力均衡控制策略进行了仿真对比,并从跟踪动态性能和抗负载扰动动态性能两个方面对仿真结果进行了深入分析.分析结果为非相似余度作动系统的设计和力均衡控制提供了理论依据.

非相似余度作动系统静态力均衡控制策略

由功率电传作动器EHA(Electro-Hydrostatic Actuator)与EMA(Electro-Mechanical Actuator)构成的非相似余度作动系统取消了中央液压源和遍布机身的液压管路,同时克服了共性故障,是飞机多电化的发展趋势.阐述了非相似余度作动系统的结构组成与工作原理,考虑舵面空气负载和连接刚度,建立了在主动/主动工作模式下闭环系统数学模型.在此基础上,论述了非相似余度作动系统静态力纷争的产生机理,提出了采用调整电气参数偏差的方法补偿静态力纷争的思想,基于上述原理提出了3种减小静态力纷争的力均衡控制策略,并对其进行理论和仿真分析.最后,对3种力均衡控制策略在静态力纷争消除性、隔离性等方面进行了综合对比分析.分析结果对非相似余度作动系统的设计及力纷争的解决提供了理论依据.

双余度电静液作动器力均衡控制

随着多电飞机技术的发展,电静液作动器(EHA)被更多地用于机载作动系统。双余度电静液作动器(DREHA)更易于实现余度控制,推进EHA在飞机上的应用。本文给出了一种新型DREHA的结构组成,并对其工作原理和固有的力纷争现象进行了分析。理想情况下,通过流量补偿进行修正,力纷争会消失。由于实际系统的参数不可能与仿真模型完全一致,通过人为引入两通道参数误差,复现实际的力纷争。针对上述力纷争现象,基于两通道左右腔压差提出了差值力补偿力均衡控制策略和交叉耦合力均衡控制策略,以减小力纷争。MATLAB和AMESim联合仿真结果表明,本文所设计的力均衡控制器能大大减小力纷争峰值,同时提高系统的响应速度。

飞机并联作动筒力纷争问题仿真分析

主要研究同一主阀为多个并联作动筒分配油路式伺服作动系统力纷争问题产生的原因。通过仿真方法,识别敏感因素及其对纷争力的影响程度。通过试验数据对比,验证仿真分析的正确性。提出减小此类伺服作动系统纷争力的可行性方法。结果表明,采取提高加工精度或进行选配的方式来减小主阀配流口不一致性;在不影响作动器性能的前提下,适量增大舵机的内漏量;合理设计机上液压系统管路及作动器内部管路,减小双液压系统供油压力不一致性等方法可有效减小此力纷争。

双余度机电作动系统静态力均衡技术研究

飞机多电/全电化技术的发展使得机电作动系统广泛应用于飞控舵面作动系统中。通过分析主动/主动式双余度机电作动系统的架构和工作原理,考虑舵面空气负载以及连接刚度建立完整的系统数学模型。通过理论分析研究系统静态力纷争形成的主要因素,进行实例仿真验证并评估这些因素对静态力纷争的影响。在此基础上,提出采用调整位置偏差补偿静态力纷争、积分环节力均衡技术和比例积分环节力均衡技术,结果表明:双余度EMA中产生静态力纷争的主要因素为通道间的静态位置偏差以及连接刚度不一致,并且其影响可以叠加;与传统积分环节的力均衡技术相比,比例积分环节力均衡技术能更精准、快速、稳定地消除静态力纷争。

双余度机电作动器力纷争机理及敏感性

双余度主-主模式机电作动系统的位置跟踪过程始终存在对伺服系统安全性不利的力纷争问题,为了更好地抑制力纷争需要解析力纷争的作用机理,确定系统参数对力纷争的影响机理和规律。通过理论分析得到力纷争影响参数,通过蒙特卡罗仿真实验研究了各参数对系统动态力纷争和静态力纷争产生的影响,并对参数进行了力纷争影响的敏感性分析,确定对系统力纷争影响最大的几类因素:位置信号断续、位置信号偏置、位置传感器延迟、传动间隙,为飞控系统力均衡控制方法的设计和系统的符合性验证提供了参考依据。

飞行器稳定性控制方法设计

飞行器余度舵机中的纷争力问题严重影响飞行器的稳定性,传统的PID控制方法对于动态下的纷争力不能有效地抑制。为了减小纷争力,提高飞行器的稳定性,设计一种小脑模型神经网络控制器。首先以某型副翼控制系统为研究对象,阐述了基本工作原理,建立了电液作动器的动态模型,其次分析了纷争力的形成原因,并确定以纷争力为位移补偿的控制策略,然后设计了小脑模型神经网络控制器并实现了对系统中包括纷争力在内的非线性环节的逼近,最后利用Matlab/Simulink模块进行了仿真。仿真结果表明,相对于传统PID控制方法,小脑模型神经网络控制方法有效地抑制了动、静态下的纷争力,提高了飞行器的稳定性。