飞机地面模拟试验反推力电液加载系统的实现

施光林 泮 健

上海交通大学,上海,200240

0 引言

飞机速度的提高和机翼载荷的增大必然使飞机起飞和着陆滑跑距离增大,如果要缩短着陆滑跑距离则经常要一些专用的减速装置,常用的减速装置就是反推力装置。在军用方面,反推力装置在缩短飞机滑跑距离的同时还大大提高了飞机的作战效能。在民用方面,反推力装置可以对民航建设产生重大影响。自从采用反推力装置以来,飞机的着陆滑跑距离已经由3000m缩短到450m以内[1]。因此,反推力装置在民用飞机的设计中有着十分重要的作用。

在我国某型民用飞机的研制过程中,反推力装置必须在模拟气动载荷下完成测试试验,以检验反推力装置功能和性能。因此,在液压系统地面模拟试验中,需配置一套反推力装置加载系统和相应的试验台架,实现对反推力装置在展开和收起过程中所受气动载荷的模拟;并进一步考核反推力装置的各种性能指标,为反推力系统及全机液压系统的适航符合性提供试验依据。同时,电液伺服加载系统也是一种使用广泛的系统,国内外开展了许多类似的研究[2-3]。王益群等[4]总结了近年来电液力控制的一些进展。王辉等[5]在飞行模拟器操纵负荷控制系统中,采用位置闭环控制、速度闭环控制和力闭环控制三种方式实现驾驶员在操纵时的力感觉,取得了理想的效果。Alleyne等[6]提出了一种用于电液伺服系统力控制的简单方法,很好地补偿了系统的参数不确定性。Nam等[7]基于定量反馈理论设计了一种用于气动载荷加载仿真的力控制器,并通过仿真与试验验证了方法的可行性。

本文介绍了所设计的反推力地面模拟试验电液伺服加载系统,首先分析了该加载系统的结构组成与特点,然后叙述了系统的控制策略,最后给出了在终止反推、正常着落和收回三种状态下的试验结果。

1 加载系统的结构组成与特点

本文设计的反推力电液伺服加载系统由左右两套独立的反推力台架和加载系统组成。两加载台架共用一套油源,每套系统都采用了同样的电液伺服阀控制相同的加载伺服液压缸,并可以在多通道控制器的控制下实现单通道加载和双通道同步加载,加载系统由全数字伺服控制器、电液伺服阀、加载伺服液压缸、传感器及多功能安全模块等组成。为了节约系统成本,简化系统结构,加载系统采取集中加载方式。左右反推力台架的活动平台各用一个加载伺服液压缸加载,加载系统的硬件结构框图见图1。

由图1可知:加载系统采用专用伺服控制器控制,工业控制计算机作为监控机的分层控制结构;专用伺服控制器实现电液伺服加载系统的实时控制;工业控制计算机主要进行系统控制参数、输入信号的设定,以及收集系统的主要控制参量并实时显示,以对整个系统进行实时的监控;专用伺服控制器与工业控制计算机之间进行联网通信。

在液压元件的选用上,选用了MOOG公司的D661型射流管式两级大流量电液伺服阀控制Atos公司的CKF型伺服液压缸,以实现对气动载荷的模拟加载。其中,CKF型伺服液压缸内置高精度磁致式位移传感器,重复精度为0.005%,线性度为0.03%,速度为1m/s,并带有前端缓冲装置。控制器则采用了MOOG公司的MSC3000专用轴伺服控制器,实现左右两套电液伺服加载系统的实时控制。MSC3000专用伺服控制器的最小循环时间为500μ s,可以实现电液伺服系统的快速、精确的位移、速度和力控制。

为保证系统能安全可靠地运行,采用了多种安全保护措施。其中,在电液伺服加载系统的结构设计上,一是在系统入口的旁通路上设置了电磁溢流阀,可以实现系统的过载保护作用;二是在伺服液压缸A腔、B腔的旁通油道上各设置了一个常开型的电磁球阀,当系统失电时,伺服液压缸A腔、B腔的液压油经各自的常开型电磁球阀直接回油箱,起到对系统的保护作用,只有当常开型的电磁球阀通电后,电液伺服加载系统才可能有效工作,实现对被加载物体的加载。另外,在左右加载台架和总控台上都设置了应急按钮,确保了在紧急情况下可以迅即使电磁球阀断电而保护系统。

2 加载系统控制策略

总体而言,所设计的反推力电液伺服加载系统采用了PI加前馈补偿的控制策略。控制软件的开发基于MOOG公司提供的伺服系统专用软件开发环境MSCS。该软件使用图形化的编写方式,能够尽可能地接近实际控制系统。同时,该软件提供可视化开发工具以及8路示波器通道,方便了系统的调试。控制系统界面如图2所示。

系统工作时,左右反推力台架的活动平台首先由各自的4个反推力液压缸产生推力,使其快速打开;同时,加载伺服控制器根据活动平台的位移查询当前所需的理论加载力,并根据理论加载力与力传感器所测得的实际加载力的差值来调整电液伺服阀的开度,从而使实际加载力等于理论加载力数值。电液伺服加载系统的控制原理框图见图3。

MSCS中提供了标准的 PID模块以及最常用的基本模块,方便了使用者构建控制系统。对于其他一些特殊的模块,MSCS支持以结构文本的形式开发专用模块。对于所设计的加载系统,需要另行开发的模块有变增益模块、开闭环切换模块、工况选择模块、前馈补偿模块等。

变增益模块主要用于系统加载后期的“刹车”,以避免活动平台在行程终点撞击台架。这是由于反推力系统整个加载过程最短只有1.3s,而活动平台等的质量很大,这就导致了加载末期的冲击现象。另外,为了使系统在基本完成加载任务的同时尽量避免大载荷的冲击,在控制策略的设计上采用了在末端位移处减小控制器比例系数的方法。

开闭环切换模块在系统不加载的时候给电液伺服阀一个初始化信号,使电液伺服阀工作在一个确定的零位。工况选择模块用于各种工况的切换选择。

根据加载要求,反推力功能试验有三种工况:正常加载、终止反推加载以及返回加载。各种工况的加载曲线差别很大,所以各自的控制参数都不同,这就需要一个专用模块来管理这些零散的参数。有了工况选择模块后,使用者只需选择相应的工况,系统就能自动完成参数切换。

前馈补偿模块在整个加载过程中根据位移提供不同的前馈补偿,从而使得加载曲线很好地跟踪了理论曲线,特别是在拐点的跟踪上取得了很好的效果。

3 加载系统试验结果

根据反推力功能试验的要求,加载工况总共有正常展开、终止反推和返回三种模式。下面分别介绍加载试验结果。

3.1 正常展开模式

在反推力系统正常展开过程中,加载系统的压力为 20.6MPa,加载曲线的最大力值为18 808N,加载的结果如图4所示。实际加载力与理想力之间的误差百分比曲线见图5,图中间的两条粗实线表示±15%的误差带,两条点划线表示±5%的误差带。

从图4、图5可以看出,实际加载力较好地跟踪了理想力,满足加载动态误差不大于15%的要求,而且大多数情况下的动态误差都小于5%。加载曲线末端加载力突然减小的情况正是所谓的“刹车”现象带来的效果。它使得加载过程能平稳地结束,从而有效地保护了系统。

3.2 终止起飞模式

在反推力系统正常展开过程中,加载系统的压力为 20.6MPa,加载曲线的最大力值为35 407N,加载的结果如图6所示。实际加载力与理想力之间的误差百分比曲线见图7。

从图6、图7可以看出,实际加载力也较好地跟踪了理想力,满足加载动态误差不大于15%的要求。误差百分比曲线上起始点的尖峰是由于加载曲线过零点造成的。

3.3 返回加载模式

在反推力系统返回过程中,加载系统的压力为10MPa,加载曲线的力值为837N,加载的结果如图8所示。实际加载力与理想力之间的误差百分比曲线见图9。

从图8、图9可以看出,加载系统在大部分工作过程中完成了跟踪理论加载曲线的任务,满足了动态误差不大于15%的要求。

4 结束语

本文在所设计的反推力电液伺服加载系统的控制中,使用PI加前馈补偿的控制策略,根据系统的跟随曲线,不断地修正前馈补偿量,保证了较好的力跟踪加载的要求。由于本次加载的力比较大,为了保护系统,特别在控制算法中加入了“刹车”模块。虽然牺牲了系统最后段的曲线要求,但是很好地保护了系统,使得每次加载总能平稳地结束。通过反复试验与控制器参数的调整,所设计的飞机反推力电液伺服加载系统满足了所要求的动态力加载误差不大于15%的要求,而且在曲线形式上也尽量与理论曲线保持了一致,表明系统设计是成功的。

[1]靳宝林,邢伟红,刘殿春.飞机/发动机推进系统反推力装置[J].航空发动机,2004,30(2):48-57.

[2]陈机林.电液加载仿真台的设计与自适应控制[J].机床与液压,2005(12):124-126.

[3]齐蓉,林辉,陈明.被动式电动加载系统多余力的研究[J].控制与决策,2006,21(2):225-228.

[4]王益群,王燕山.电液力控制研究的进展[J].液压与气动,2002(7):1-4.

[5]王辉,闫详安,王立文,等.操纵负荷系统电液伺服加载控制方式的比较研究[J].中国机械工程,2007,18(2):141-144.

[6]Alleyne A,Liu R.A Simplified Approach to Force Control for Electro—hydraulic Systems[J].Control Engineering Practice,2000,8(12):1347-1356.

[7]Nam Y,Hong S K.Force Control System Design for Aerodynamic Load Simulator[J].Control Engineering Practice,2002,10(5):549-558.