CN103761899A - 飞行模拟器可逆式操纵负荷系统力感仿真方法 - Google Patents

Abstract

本发明的飞行模拟器可逆式操纵负荷系统力感仿真方法，建立了与真实飞机可逆式操纵系统相同的包含随动补偿片杆力仿真模型。该模型与真实飞机实际构成相同，使得随动补偿片产生的力可以单独调试，使调试相对过去通过调节铰链力矩系数方法而变得简化，缩短了产品调试、生产周期，调试时间比通过调整铰链力矩系数方法调试时间缩短了42.5％。因此，提高了产品竞争力；不仅适用于飞机具有可逆式操纵系统包含随动补偿片操纵杆力的模拟，也适用于没有随动补偿片的可逆式飞机操纵系统操纵杆力的模拟。该模型各项系数也可随被模拟飞机真实构成进行修改，具有通用性。该方法有效解决了气动力对舵面铰链力矩影响，提高了可逆式操纵系统杆力模拟的逼真度。

Description

飞行模拟器可逆式操纵负荷系统力感仿真方法

技术领域

本发明涉及飞机真实操纵机构的数学建模和计算机数字仿真领域，用于飞行模拟器实时地、逼真地复现具有可逆式操纵系统的飞机在不同飞行条件下由空气动力引起的杆力和在不同操纵模式下(如：自动、手动、应急操纵等)操纵系统的动、静态特性。 

背景技术

在具有可逆式操纵系统的飞机上，飞行员施加给驾驶盘个力使舵面偏转，驾驶盘和舵面之间是一个硬式拉杆系统。飞机操纵系统包括方向舵、升降舵、副翼、方向舵调整片、升降舵调整片、副翼调整片，升降舵随动补偿片，方向舵随动补偿片、副翼随动补偿片、襟翼操纵系统等。 

飞机操纵系统是飞机重要和主要的机上系统之一。它在很大程度上决定了飞机使用的可能性和飞行安全。飞行状态变化时，操纵系统杆力的变化比杆位移变化更好被飞行员所感受。如果飞行员感受不到杆力改变，那么他将失去很重要的关于飞机状态的反馈信息。这时，人机闭环系统将呈现开环状态。这可能导致飞机失稳，杆力过大或过小亦然。同样，飞行模拟器的操纵系统是向使用模拟器的飞行员提供驾驶盘力、脚蹬力的人感系统，同时完成升降舵偏角、副翼偏角和方向舵偏角的实时计算，是影响飞行模拟器逼真度的重要部分之一。其模拟逼真度直接影响模拟器训练效果和实用性。 

目前，从科技查新检索到国内外文献上看，可逆式操纵系统杆力建模除包含对系统质量、拉伸、阻尼、摩擦、间隙特性等建模外，在考虑空气对铰链力矩的影响时仅对舵面角和调整片影响进行了建模。但是，还没有对随动补偿片的建模，其功能通过调整铰链力矩系数方法来实现的。但是，该调试方法困难且易引起操纵系统高频振荡，甚至失稳。事实上，当保持飞机几何和气动力相似，即保持迎角、舵的偏角和舵的尺寸不变时，随着空速的增加，铰链力矩会急剧增加，随之而来的驾驶盘力将猛烈地增加，飞机的操纵就困难了。为此，对于具有可逆式操纵系统的真实飞机通常设有随动补偿片，即当主舵面转动某一角度时，附加在主舵后面的小舵(小舵与安定面相联)按比例的向反方向转动一角度。此时，作用于舵面的空气动力重新分配，使得压力中心靠近舵面的旋转轴，铰链力矩减小了。因此，杆力也减小了，使飞机较无随动补偿片时更易于操纵了。因此，对于具有可逆式操纵系统飞机的飞行模拟器操纵系统建立包含随动补偿片铰链力矩模型，对提高飞行模拟器操纵系统力感逼真度是极其必要的。 

发明内容

为了提高飞行模拟器可逆式操纵系统的力感逼真度，本发明提供了飞行模拟器可逆式操纵负荷系统力感仿真方法。 

本发明通过建立与真实飞机操纵负荷机构一致的包含随动补偿片的铰链力矩模型，使得飞行模拟器操纵装置为飞行员提供的力与真实飞机操纵装置提供的力基本相同，且动态和静态特性一致，为可逆式操纵系统杆力的模拟提供一种更为逼真地仿真方法。 

本发明提供的飞行模拟器可逆式操纵负荷系统力感仿真方法，步骤和条件如下： 

I、建立如下包含随动补偿片的铰链力矩模型式并存储在飞行模拟器的操纵负荷计算机中：(1)空气作用在飞机升降舵及其调整片和补偿片上关于铰链轴气动力矩平衡关系式如下： 

$I_e{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\δ}}}_e-(\stackrel{\·}{q}-\mathrm{pr})I_e+k_{\mathrm{te}}{e}_{\mathrm{re}}+k_{\mathrm{ec}}{\mathrm{\δ}}_e+k_{\mathrm{eg}}=m_{\mathrm{re}}{M}_{\mathrm{he},A}---\left(1\right)$

所述的包含随动补偿片模型的铰链力矩数学模型中，第一项是由于舵面角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第二项

是由于飞机偏转角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第三项k_tee_te是由于调整片偏角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第四项k_ecδ_e是由于随动补偿片随舵偏角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第五项k_eg是由于飞机重心位置变化而引起的关于铰链轴处力矩变化； 

I_s是升降舵关于铰链轴e的转动惯量； 

δ_e是舵面角； 

是舵面角角加速度； 

是飞机关于重心处欧拉角角速度； 

p,q,r是飞机关于重心处欧拉角； 

I_ez是关于e，z两个不同铰链轴的惯量积； 

k_te是调整片铰链力矩系数； 

e_te是调整片偏角； 

k_ec是升降舵随动补偿片的比例系数； 

k_eg是当飞机重心移动一个平均弦长时，为了保持飞机平衡在原先飞行状态上,飞行员必须施于驾驶盘上的力； 

m_he是升降舵的铰链力矩系数； 

M_he,A是升降舵的铰链力矩； 

(2)杆力和铰链力矩关系如下： 

F_e=k_eM_he,A                      (2) 

F_e是作用在驾驶盘上的杆力； 

k_e是传动系数； 

II、得到t时刻的飞机所处状态下的真实飞机杆力：在t时刻，将飞机重心位置、调整片位置、襟翼位置、驾驶盘位置、舵面角及飞机当前状态如飞行高度、飞行速度、动压的数据，输入到上述的操纵负荷计算机中存储的包含随动补偿片的铰链力矩数学模型中，求出与飞行员当前的操纵相对应的作用在飞机操纵机构铰链轴处空气动力力矩的大小，得到该状态下的真实飞机杆力； 

III、得到扰动空气产生的杆力值：得到t时刻的飞机所处状态下的真实飞机杆力的同时，判 断飞机当前状态是否包含湍流，振颤，空气逆增等空气引起的特殊杆力；如果当前状态包含了湍流，振颤，空气逆增空气引起的特殊杆力，则计算出由该扰动空气产生的杆力值： 

F_rande=k_randeF_randF

F_rande是升降舵方向上受到的扰动杆力值； 

k_rande是扰动力系数； 

F_randF是飞机升降舵方向上铰链处扰动力； 

IV、杆力线性叠加：将步骤II得到t时刻的飞机所处状态下的真实飞机杆力与步骤III得到扰动空气产生的杆力线性叠加，得到加于力伺服系统电动负荷装置上的杆力指令信号； 

V、得到杆力偏差信号：操纵负荷计算机将杆力指令信号与通过力传感器获取的实测力信号进行比较，得到杆力偏差信号； 

VI、得到在该飞行状态下飞行员需要在驾驶盘上所加的力：得到的杆力偏差信号经数字滤波后传送给I／O接口卡，再经过控制器和电气放大单元驱动伺服电动缸运动，从而将计算力转换成操纵装置上真实的机械力，电动负荷装置产生的力将直接加到驾驶盘上，得到在该飞行状态下飞行员需要在驾驶盘上所加的力。 

铰链力矩愈大，相应的杆力亦愈大，达到模拟该飞行条件下操纵系统提供给飞行员的驾驶盘力的目的。 

有益效果：本发明飞行模拟器可逆式操纵负荷系统力感仿真方法，建立了与真实飞机可逆式操纵系统相同的包含随动补偿片杆力仿真模型。该模型包括五项内容，第一项是由于舵面角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第二项是由于飞机偏转角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第三是由于调整片偏角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第四项是由于随动补偿片随舵偏角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第五项是由于飞机重心位置变化而引起的关于铰链轴处力矩变化。该模型与真实飞机实际构成相同，使得随动补偿片产生的力可以单独调试，使调试相对过去通过调节铰链力矩系数方法而变得简化，缩短了产品调试、生产周期，本发明方法的调试时间比通过调整铰链力矩系数方法调试时间缩短了42.5％。因此，提高了产品竞争力。 

本发明不仅适用于飞机具有可逆式操纵系统包含随动补偿片操纵杆力的模拟，对于没有随动补偿片的可逆式飞机操纵系统操纵杆力的模拟，由于随动补偿片模型包含可调系 数，只要将随动补偿片的比例系数置为零即可。这样不影响该方法在无随动补偿片飞行模拟器可逆式操纵系统力感仿真中应用，同时模型各项系数也可随被模拟飞机真实构成进行修改，因此，具有通用性。该方法有效解决了气动力对舵面铰链力矩影响，提高了可逆式操纵系统杆力模拟的逼真度。 

本发明不仅适用于飞机具有可逆式操纵系统包含随动补偿片操纵杆力的模拟，对于没有随动补偿片的可逆式飞机操纵系统操纵杆力的模拟只要将随动补偿片的比例系数置为零即可，因此该模型具有通用性。该方法有效解决了气动力对舵面铰链力矩影响，提高了可逆式操纵系统杆力模拟的逼真度。 

附图说明

图1是本发明的飞机的舵面偏转角和铰链轴示意图。 

具体实施方式

实施例1图1是飞机的舵面偏转角和铰链轴示意图。 

本发明提供的飞行模拟器可逆式操纵负荷系统力感仿真方法，步骤和条件如下： 

飞行操纵装置位移是由飞行员施加的力和操纵装置的反力之间的不同而引起的。在飞行模拟器上操纵装置的反力是由电动加载器提供的，在相同飞行条件下，如果飞行模拟器操纵装置的反力与真实飞机操纵装置的反力基本相同，且动态和静态特性一致。而飞行模拟器操纵装置的反力大小由模型提供，因此，所建模型和真实系统越一致。那么，飞行模拟器的操纵系统就越能实时地、逼真地复现飞机在不同飞行条件下和不同操纵模式下(如：自动、手动、应急操纵等)操纵系统的静态和动态力； 

I、建立如下包含随动补偿片的铰链力矩模型式并存储在飞行模拟器的操纵负荷计算机中： 

(1)空气作用在飞机升降舵及其调整片和补偿片上关于铰链轴气动力矩平衡关系式如下： 

$I_e{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\δ}}}_e-(\stackrel{\·}{q}-\mathrm{pr})I_e+k_{\mathrm{te}}{e}_{\mathrm{re}}+k_{\mathrm{ec}}{\mathrm{\δ}}_e+k_{\mathrm{eg}}=m_{\mathrm{re}}{M}_{\mathrm{he},A}---\left(1\right)$

所述的包含随动补偿片模型的铰链力矩数学模型中，第一项

是由于舵面角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第二项是由于飞机偏转角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第三项k_tee_te是由于调整片偏角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第四项k_ecδ_e是由于随动补偿片随舵偏角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第五项k_eg是由于飞机重心位置变化而引起的关于铰链轴处力矩变化； 

I_e是升降舵关于铰链轴e的转动惯量； 

δ_e是舵面角； 

是舵面角角加速度； 

是飞机关于重心处欧拉角角速度； 

p，q，r是飞机关于重心处欧拉角； 

I_ez是关于e，z两个不同铰链轴的惯量积； 

k_te是调整片铰链力矩系数； 

e_te是调整片偏角； 

k_ec是升降舵随动补偿片的比例系数； 

k_eg是当飞机重心移动一个平均弦长时，为了保持飞机平衡在原先飞行状态上,飞行员必须施于驾驶盘上的力； 

m_he是升降舵的铰链力矩系数； 

M_he,A是升降舵的铰链力矩； 

(2)杆力和铰链力矩关系如下： 

F_e=k_eM_he,A                    (2) 

F_e是作用在驾驶盘上的杆力； 

k_e是传动系数； 

II、得到t时刻的飞机所处状态下的真实飞机杆力：在t时刻，将飞机重心位置、调整片位置、襟翼位置、驾驶盘位置、舵面角及飞机当前状态如飞行高度、飞行速度、动压的数据，输入到上述的操纵负荷计算机中存储的包含随动补偿片的铰链力矩数学模型中，求出与飞行员当前的操纵相对应的作用在飞机操纵机构铰链轴处空气动力力矩的大小，得到该状态下的真实飞机杆力； 

III、得到扰动空气产生的杆力值：得到t时刻的飞机所处状态下的真实飞机杆力的同时，判断飞机当前状态是否包含湍流，振颤，空气逆增等空气引起的特殊杆力；如果当前状态包含了湍流，振颤，空气逆增空气引起的特殊杆力，则计算出由该扰动空气产生的杆力值： 

F_rande=k_randeF_randF

F_rande是升降舵方向上受到的扰动杆力值； 

k_rande是扰动力系数； 

F_randF是飞机升降舵方向上铰链处扰动力； 

IV、杆力线性叠加：将步骤II得到t时刻的飞机所处状态下的真实飞机杆力与步骤III得到扰动空气产生的杆力线性叠加，得到加于力伺服系统电动负荷装置上的杆力指令信 号； 

V、得到杆力偏差信号：操纵负荷计算机将杆力指令信号与通过力传感器获取的实测力信号进行比较，得到杆力偏差信号； 

VI、得到在该飞行状态下飞行员需要在驾驶盘上所加的力：得到的杆力偏差信号经数字滤波后传送给I／O接口卡，再经过控制器和电气放大单元驱动伺服电动缸运动，从而将计算力转换成操纵装置上真实的机械力，电动负荷装置产生的力将直接加到驾驶盘上，得到在该飞行状态下飞行员需要在驾驶盘上所加的力。 

根据上述方法，本实施例的具体的实际操作如下： 

1、参数初始化； 

2、根据真实飞机的几何参数，设置相关参数：具有可逆式操纵系统的某型飞机关于升降舵铰链轴的转动惯量I_e为637.2kgm²；由于飞机对称性关于不同铰链轴的惯量积分别为I_ez=150kgm²，I_eg=150kgm²，I_rx=210kgm²，I_rs=210kgm²；k_e[a,r]c=0,0.03,0飞机欧拉角和角速度均取零即平飞状态，k_te[a,r]=-0.0012，-0.002，-0.015,e_te[a,r]=0.4,0.2,0,k_e[r]t=5，k_e[a,r]=1.6,在操纵负荷计算机上,每500微秒进行一次解算，主要解算在当前飞行状态下杆力大小和电动缸伸长量，送到相应的驱动器，驱动电动缸产生与要求的力相一致的运动。 

3、根据t时刻飞行状态，求出t时刻由舵偏角角加速度计算引起的关于铰链轴处气动力矩： 

4、根据t时刻飞行状态，求出t时刻由于飞机偏转角即角速度变化而引起的关于铰链轴处力矩； 

5、根据t时刻飞行状态，求出t时刻由于调整片偏角变化而引起的关于铰链轴处力矩； 

6、根据t时刻飞行状态，求出t时刻由于补偿片随舵偏角变化而引起的关于铰链轴处力矩： 

7、在升降舵方向上，根据t时刻飞行状态，求出t时刻由于飞机重心变化而引起的关于铰链轴处力矩； 

8、计算湍流，振颤，空气逆增等扰动空气引起的铰链力矩； 

9、线性叠加上述铰链力矩； 

10、铰链力矩与其相应的传动系数乘积得到在该飞行状态下，飞行员在驾驶盘和脚蹬处应感觉到的力； 

按照上述方法实时求解出力指令值，控制电动缸按指令值运动，与通过力传感器获取的实测力信号进行比较，得到的偏差信号经数字滤波传送给I／O接口卡，再经过控制器和电气放大单元驱动伺服电动缸运动，电动负荷装置产生的力直接加到驾驶盘或脚蹬上，实现对操纵机构的加载和力感的模拟。 

为了验证本发明方法的实际效果，进行了调试时间测试： 

试验条件：两个机组；调试时间长度以达到两个机组成员主观评价杆力模拟逼真度基本相同的时间长度； 

试验方法为：使用两台硬件配置相同计算机，不同的是飞行模拟器可逆式操纵负荷系统力感仿真方法不同，一种包含随动补偿片操纵杆力的模拟，另一种不包含。 

实际测试结果是：利用本发明方法的调试时间为42天，一天按8小时计算；而未用本发明方法的，即通过调整铰链力矩系数方法提高杆力模拟逼真度的调试时间是73天，一天按8小时计算。本发明方法的调试时间比通过调整铰链力矩系数方法调试时间缩短了42.5％。 

本发明不仅适用于飞机具有可逆式操纵系统包含随动补偿片操纵杆力的模拟，对于没有随动补偿片的可逆式飞机操纵系统操纵杆力的模拟只要将随动补偿片的比例系数置为零即可，因此该模型具有通用性。该方法有效解决了气动力对舵面铰链力矩影响，提高了可逆式操纵系统杆力模拟的逼真度。 

Claims (1)

1.飞行模拟器可逆式操纵负荷系统力感仿真方法，其特征在于，步骤和条件如下： 

I、建立如下包含随动补偿片的铰链力矩模型式并存储在飞行模拟器的操纵负荷计算机中：(1)空气作用在飞机升降舵及其调整片和补偿片上关于铰链轴气动力矩平衡关系式如下： 

所述的包含随动补偿片模型的铰链力矩数学模型中，第一项

是由于舵面角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第二项

是由于飞机偏转角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第三项k_iee_ie是由于调整片偏角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第四项k_ecδ_e是由于随动补偿片随舵偏角变化而引起的关于铰链轴处力矩变化；第五项k_eg是由于飞机重心位置变化而引起的关于铰链轴处力矩变化； 

I_e是升降舵关于铰链轴e的转动惯量； 

δ_e是舵面角； 

是舵面角角加速度； 

是飞机关于重心处欧拉角角速度； 

p，q，r是飞机关于重心处欧拉角； 

I_ez是关于e，z两个不同铰链轴的惯量积； 

k_se是调整片铰链力矩系数； 

e_re是调整片偏角； 

k_ec是升降舵随动补偿片的比例系数； 

k_eg是当飞机重心移动一个平均弦长时，为了保持飞机平衡在原先飞行状态上，飞行员必须施于驾驶盘上的力； 

m_he是升降舵的铰链力矩系数； 

M_he,A是升降舵的铰链力矩； 

(2)杆力和铰链力矩关系如下: 

F_e=k_eM_he,A                      (2) 

F_e是作用在驾驶盘上的杆力； 

k_e是传动系数； 

II、得到t时刻的飞机所处状态下的真实飞机杆力：在t时刻，将飞机重心位置、调整片位置、襟翼位置、驾驶盘位置、舵面角及飞机当前状态如飞行高度、飞行速度、动压的数据，输入到上述的操纵负荷计算机中存储的包含随动补偿片的铰链力矩数学模型中，求出与飞行员当前的操纵相对应的作用在飞机操纵机构铰链轴处空气动力力矩的大小，得到该状态下的真实飞机杆力； 

III、得到扰动空气产生的杆力值：得到t时刻的飞机所处状态下的真实飞机杆力的同时，判断飞机当前状态是否包含湍流，振颤，空气逆增等空气引起的特殊杆力；如果当前状态包含了湍流，振颤，空气逆增空气引起的特殊杆力，则计算出由该扰动空气产生的杆力值： 

F_rande=k_randeF_randF

F_rande是升降舵方向上受到的扰动杆力值； 

k_rande是扰动力系数； 

F_randF是飞机升降舵方向上铰链处扰动力； 

IV、杆力线性叠加：将步骤II得到t时刻的飞机所处状态下的真实飞机杆力与步骤III得到扰动空气产生的杆力线性叠加，得到加于力伺服系统电动负荷装置上的杆力指令信号； 

V、得到杆力偏差信号：操纵负荷计算机将杆力指令信号与通过力传感器荻取的实测力信号 进行比较，得到杆力偏差信号； 

VI、得到在该飞行状态下飞行员需要在驾驶盘上所加的力：得到的杆力偏差信号经数字滤波后传送给I／O接口卡，再经过控制器和电气放大单元驱动伺服电动缸运动，从而将计算力转换成操纵装置上真实的机械力，电动负荷装置产生的力将直接加到驾驶盘上，得到在该飞行状态下飞行员需要在驾驶盘上所加的力。 

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