CN103761902A - 采用双力源仿真直升机操纵力感的方法 - Google Patents
采用双力源仿真直升机操纵力感的方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN103761902A CN103761902A CN201310744728.0A CN201310744728A CN103761902A CN 103761902 A CN103761902 A CN 103761902A CN 201310744728 A CN201310744728 A CN 201310744728A CN 103761902 A CN103761902 A CN 103761902A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- helicopter
- computing machine
- model
- chip microcomputer
- force
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明提供了采用双力源仿真直升机操纵力感的方法。该方法使用的装置形成模拟直升机并联通道和串联通道的双环控制系统。由实装舵机作为实现直升机操纵系统并联通道的力加载源，完成并联通道的力感模拟；由电磁力伺服加载系统作为串联通道的力加载源，实现串联通道的力感模拟。通过双力加载源实现了对直升机操纵负荷系统全面模拟，飞行员操纵力感与真实飞机几乎完全一致，提高了飞行模拟器逼真度。该装置并、串联通道分别控制，没有交联耦合。并联通道与原机控制逻辑关系一致。串联通道模拟力性质已知，建模方便。该装置除可模拟操纵负荷系统在自动、人工驾驶状态下的工作外，还能保证操纵系统的其它功能与真实直升机完全一致的操纵力感。<b/>
Description
技术领域
本发明涉及采用双力源仿真直升机操纵力感的方法。
背景技术
操纵负荷系统是直升机飞行模拟器的重要系统之一。通常一种方法是采用原机舵机用于并联通道力加载模拟，而串联通道无加载力源，使得由于仿真需要串联通道被去掉部分的惯性力、摩擦力和阻尼力以及故障状态下产生的力无法模拟，严重影响力感逼真度。另一种方法是采用仿真件作为加载力源，由于加载力建模的误差以及仿真件与原机舵机物理特性的差异，力感模拟逼真度也同样受到一定限制。
发明内容
为了解决已有技术存在的问题，本发明提供采用双力源仿真直升机操纵力感的方法。目的是既不改变原机的控制逻辑关系，使操纵负荷系统方便可靠、又不丢失需要模拟的操纵负荷系统的操纵力，提高操纵负荷系统模拟逼真度。
本发明提供采用双力源仿真直升机操纵力感的方法，采用的装置的构成如下：主飞行仿真计算机、操纵负荷计算机、教员控制台计算机和自动驾驶仪计算机分别通过1000M以太网连接；RS485数据转换器分别与操纵负荷计算机、dsPIC单片机连接；dsPIC单片机还分别与光电编码器、舵机伺服放大器、电磁力伺服放大器连接；电磁力伺服放大器与电磁力伺服加载器连接；电磁力伺服加载器与驾驶杆连接；原装并联舵机分别与驾驶杆和舵机伺服放大器连接；光电编码器分别与驾驶杆及dsPIC单片机连接，用来检测驾驶杆的位移并将驾驶杆的位移信号传送给1000M以太网；
形成如下两个环控制系统：Ⅰ、模拟并联通道的闭环控制系统构成如下：1000M以太网分别与主飞行仿真计算机、操纵负荷计算机、教员控制台计算机和自动驾驶仪计算机连接；RS485数据转换器分别与操纵负荷计算机、dsPIC单片机连接；dsPIC单片机与舵机伺服放大器连接；舵机伺服放大器与原装并联舵机连接；、原装并联舵机与驾驶杆连接；光电编码器分别与驾驶杆及dsPIC单片机连接；
①教员控制台计算机设置气象条件和直升机特情状态的信息；飞行人员对操纵负荷系统的的操纵信息经过光电编码器检测并通过dsPIC单片机、RS485数据转换器、1000M以太网传送至主飞行仿真计算机，主飞行仿真计算机通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态的状态数据，传送给1000M以太网；
②自动驾驶仪计算机根据从1000M以太网得到的飞行员要保持的直升机状态数据，以及主飞行仿真计算机解算出的直升机的当前飞行状态，解算出原装并联舵机的位置指令信号；经1000兆以太网、操纵负荷计算机、RS485数据转换器传送给dsPIC单片机；
③同时，dsPIC单片机接收反映原装并联舵机实际位置的光电编码器的编码信号，并将原装并联舵机的指令位置信号与实际位置信号进行比较，其差值作为控制信号，经dsPIC单片机的PID控制器形成舵机伺服放大器的伺服控制信号，再经舵机伺服放大器放大后，驱动原装并联舵机工作，从而使驾驶杆摆动，控制飞机按飞行员要保持的状态飞行。
Ⅱ、串联通道的开环控制系统构成如下：1000M以太网分别与主飞行仿真计算机、操纵负荷计算机、教员控制台计算机和自动驾驶仪计算机连接；RS485数据转换器分别与操纵负荷计算机、dsPIC单片机连接；dsPIC单片机还分别与光电编码器、舵机伺服放大器、电磁力伺服放大器连接；电磁力伺服放大器与电磁力伺服加载器连接；电磁力伺服加载器与驾驶杆连接；光电编码器分别与驾驶杆及dsPIC单片机连接，飞行人员对操纵系统的操纵信息经过光电编码器检测并通过dsPIC单片机、RS485数据转换器传送操纵负荷计算机传送至1000M以太网；
①通过教员控制台计算机设置气象条件和直升机特情状态的信息；飞行人员对操纵系统的操纵信息经过光电编码器检测并通过dsPIC单片机、RS485数据转换器、操纵负荷计算机、1000M以太网传送至主飞行仿真计算机及操纵负荷计算机；主飞行仿真计算机通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态的状态数据，传送给1000M以太网；
②人工操纵驾驶杆的位置信号由光电编码器检测，该位置信号经dsPIC单片机传送给操纵负荷计算机；操纵负荷计算机根据教员控制台计算机设置气象条件和直升机特情状态的信息，通过串联通道力感模型解出电磁力伺服加载器的力控制信号，经RS485数据转换器、dsPIC单片机传送给电磁力伺服放大器，控制电磁力伺服加载器产生所需要的力作用到驾驶杆上；使飞行员操纵力感与真实飞机几乎完全一致；
③同时，主飞行仿真计算机根据飞行员在特情状态下的操纵情况，通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态等状态数据，通过1000M以太网传送给模拟器其他系统；
所述的②中的串联通道力感模型包括由于仿真需要被去掉的直升机上的传动机构、助力器等部分的惯性力模型、摩擦力模型、阻尼力模型以及直升机特情状态下附加力模型；直升机特情状态下附加力模型包括分油活门卡滞模型、左右液压系统故障模型；
所述的串联通道力感模型计算出的被去掉部分的总力F为：
F＝F1+ F2+ F3+ F4+ F5
F1为惯性力模型F1、F2为摩擦力模型、F3为阻尼力模型、F4为分油活门卡滞模型、F5为左右液压系统故障模型。
这些力是飞行员对驾驶杆的操作状态和教员控制台计算机对直升机特情状态的函数；串联通道力感模型保证给出的力感信号使电磁力伺服加载器产生的力与由于仿真需要被去掉的直升机上的传动机构、助力器等部分作用在驾驶杆上的力相等。
采用双力源仿真直升机操纵力感的方法的条件和步骤如下：
a. 建立如上所述的采用双力源仿真直升机操纵力感的装置；
b.对该采用双力源仿真直升机操纵力感的装置确定如上所述的两个环控制系统：Ⅰ、模拟并联通道的闭环控制系统，Ⅱ、串联通道的开环控制系统；
c.并联通道的模拟：①教员控制台计算机设置气象条件和直升机特情状态的信息；飞行人员对操纵负荷系统的的操纵信息经过光电编码器检测并通过dsPIC单片机、RS485数据转换器、操纵负荷计算机、1000M以太网传送至主飞行仿真计算机，主飞行仿真计算机通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态的状态数据，传送给1000M以太网；
②自动驾驶仪计算机根据从1000M以太网得到的飞行员要保持的直升机状态数据，以及主飞行仿真计算机解算出的直升机的当前飞行状态，解算出原装并联舵机的位置指令信号；经1000兆以太网、操纵负荷计算机、RS485数据转换器传送给dsPIC单片机；
③同时，dsPIC单片机接收反映原装并联舵机实际位置的光电编码器的编码信号，并将原装并联舵机的指令位置信号与实际位置信号进行比较，其差值作为控制信号，经dsPIC单片机的PID控制模块形成舵机伺服放大器的伺服控制信号，再经舵机伺服放大器放大后，驱动原装并联舵机工作，从而使驾驶杆摆动，控制飞机按飞行员要保持的状态飞行。
.串联通道的模拟: ①通过教员控制台计算机设置气象条件和直升机特情状态的信息；飞行人员对操纵系统的操纵信息经过光电编码器检测并通过dsPIC单片机、RS485数据转换器、操纵负荷计算机、1000M以太网传送至主飞行仿真计算机及操纵负荷计算机；主飞行仿真计算机通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态的状态数据，传送给1000M以太网；
②人工操纵驾驶杆的位置信号由光电编码器检测，该位置信号经dsPIC单片机传送给操纵负荷计算机；操纵负荷计算机根据教员控制台计算机设置气象条件和直升机特情状态的信息，通过串联通道力感模型解出电磁力伺服加载器的力控制信号，经RS485数据转换器、dsPIC单片机传送给电磁力伺服放大器，控制电磁力伺服加载器产生所需要的力作用到驾驶杆上；使飞行员操纵力感与真实飞机几乎完全一致；
③同时，主飞行仿真计算机根据飞行员在特情状态下的操纵情况，通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态等状态数据，通过1000M以太网传送给模拟器其他系统；
所述的串联通道力感模型包括由于仿真需要被去掉的直升机上的传动机构、助力器等部分的惯性力模型、摩擦力模型、阻尼力模型以及直升机特情状态下附加力模型；直升机特情状态下附加力模型包括分油活门卡滞模型、左右液压系统故障模型；
所述的串联通道力感模型计算出的被去掉部分的总力F为：
F＝F1+ F2+ F3+ F4+ F5
F1为惯性力模型F1、F2为摩擦力模型、F3为阻尼力模型、F4为分油活门卡滞模型、F5为左右液压系统故障模型。
有益效果：本发明提供的采用双力源仿真直升机操纵力感的方法。采用的装置的主飞行仿真计算机、操纵负荷计算机、教员控制台计算机和自动驾驶仪计算机分别通过1000M以太网连接；采用的装置形成模拟并联通道的闭环控制系统和串联通道的开环控制系统。（1）由实装舵机作为实现直升机操纵系统并联通道的力加载源，自动驾驶仪计算机根据飞行员要保持的直升机飞行状态以及主飞行仿真计算机解算出的直升机当前飞行状态解算出原装并联舵机的位置指令信号，驱动原装并联舵机工作，从而使驾驶杆摆动，控制飞机按飞行员要保持的状态模拟飞行，同时并联舵机的人工载荷机构向飞行员提供操纵力感，完成并联通道的力感模拟；（2）由电磁力伺服加载系统作为串联通道的力加载源，实现串联通道由于仿真需要被去掉部分的惯性力、摩擦力和阻尼力以及直升机特情状态下产生的力的力感模拟。通过双力加载源实现了对直升机操纵负荷系统全面模拟，飞行员操纵力感与真实飞机几乎完全一致，提高了飞行模拟器逼真度。
本发明的方法采用的装置并、串联通道分别控制，没有交联耦合，并联通道与原机控制逻辑关系一致，容易实现，串联通道模拟力性质已知，建模方便，容易调试。
本发明的方法采用的装置除可模拟操纵负荷系统在自动驾驶状态下、人工驾驶状态下的工作外，还能保证操纵系统的其它功能如稳定功能、配平释放功能、比普配平功能透明操纵功能、比普加杆操纵功能、增稳功能、自动配平功能等与真实直升机完全一致的操纵手感。
附图说明
图1为本发明的方法采用双力源仿真直升机操纵力感的装置的结构示意框图。
图2为本发明的方法采用双力源仿真直升机操纵力感的装置的模拟并联通道的闭环控制系统的结构示意框图。
图3为本发明的方法采用双力源仿真直升机操纵力感的装置的模拟串联通道的开环控制系统的结构示意框图。
具体实施方式
实施例1 采用双力源仿真直升机操纵力感的方法，采用的装置的构成如下： 1000M以太网2分别与主飞行仿真计算机1、操纵负荷计算机3、教员控制台计算机4和自动驾驶仪计算机5连接；RS485数据转换器7分别与操纵负荷计算机3、dsPIC单片机9连接；dsPIC单片机9还分别与光电编码器6、舵机伺服放大器8、电磁力伺服放大器10连接；电磁力伺服放大器10与电磁力伺服加载器11连接；电磁力伺服加载器11与驾驶杆13连接；原装并联舵机12分别与驾驶杆13和舵机伺服放大器8连接；光电编码器6分别与驾驶杆13及dsPIC单片机9连接；
形成如下两个环控制系统：Ⅰ、模拟并联通道的闭环控制系统构成如下（见附图2）：1000M以太网2分别与主飞行仿真计算机1、操纵负荷计算机3、教员控制台计算机4和自动驾驶仪计算机5连接；RS485数据转换器7分别与操纵负荷计算机3、dsPIC单片机9连接；dsPIC单片机9与舵机伺服放大器8连接；舵机伺服放大器8与原装并联舵机12连接；、原装并联舵机12与驾驶杆13连接；光电编码器6分别与驾驶杆13及dsPIC单片机9连接；
①教员控制台计算机4设置气象条件和直升机特情状态的信息；飞行人员对操纵负荷系统的的操纵信息经过光电编码器6检测并通过dsPIC单片机9、RS485数据转换器7、操纵负荷计算机3、1000M以太网2传送至主飞行仿真计算机1，主飞行仿真计算机1通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态的状态数据，传送给1000M以太网2；
②自动驾驶仪计算机5根据从1000M以太网2得到的飞行员要保持的直升机状态数据，以及主飞行仿真计算机1解算出的直升机的当前飞行状态，解算出原装并联舵机12的位置指令信号；经1000兆以太网2、操纵负荷计算机3、RS485数据转换器7传送给dsPIC单片机9；
③同时，dsPIC单片机9接收反映原装并联舵机12实际位置的光电编码器6的编码信号，并将原装并联舵机12的指令位置信号与实际位置信号进行比较，其差值作为控制信号， 经 dsPIC单片机9的PID控制模块形成舵机伺服放大器8的伺服控制信号，再经舵机伺服放大器8放大后，驱动原装并联舵机12工作，从而使驾驶杆13摆动，控制飞机按飞行员要保持的状态飞行。
Ⅱ、串联通道的开环控制系统构成如下（见附图3）：1000M以太网2分别与主飞行仿真计算机1、操纵负荷计算机3、教员控制台计算机4和自动驾驶仪计算机5连接；RS485数据转换器7分别与操纵负荷计算机3、dsPIC单片机9连接；dsPIC单片机9还分别与光电编码器6、舵机伺服放大器8、电磁力伺服放大器10连接；电磁力伺服放大器10与电磁力伺服加载器11连接；电磁力伺服加载器11与驾驶杆13连接；光电编码器6分别与驾驶杆13及dsPIC单片机9连接，用来检测驾驶杆的位移；并将检测结果通过dsPIC单片机9、RS485数据转换器7传送操纵负荷计算机3传送至1000M以太网2；
①通过教员控制台计算机4设置气象条件和直升机特情状态的信息；飞行人员对操纵系统的操纵信息经过光电编码器6检测并通过dsPIC单片机9、RS485数据转换器7传送操纵负荷计算机3、1000M以太网2传送至主飞行仿真计算机1及操纵负荷计算机3；主飞行仿真计算机1通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态的状态数据，传送给1000M以太网2；
②人工操纵驾驶杆13的位置信号由光电编码器6检测，该位置信号经dsPIC单片机9传送给操纵负荷计算机3；操纵负荷计算机3根据教员控制台计算机4设置气象条件和直升机特情状态的信息，通过串联通道力感模型解出电磁力伺服加载器11的力控制信号，经RS485数据转换器7、dsPIC单片机9传送给电磁力伺服放大器10，控制电磁力伺服加载器11产生所需要的力作用到驾驶杆13上；使飞行员操纵力感与真实飞机几乎完全一致；
③同时，主飞行仿真计算机1根据飞行员在特情状态下的操纵情况，通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态等状态数据，通过1000M以太网2传送给模拟器其他系统；
所述的串联通道力感模型包括由于仿真需要被去掉的直升机上的传动机构、助力器等部分的惯性力模型、摩擦力模型、阻尼力模型以及直升机特情状态下附加力模型；直升机特情状态下附加力模型包括分油活门卡滞模型、左右液压系统故障模型；
所述的串联通道力感模型计算出的被去掉部分的总力F为：
F＝F1+ F2+ F3+ F4+ F5
F1为惯性力模型F1、F2为摩擦力模型、F3为阻尼力模型、F4为分油活门卡滞模型、F5为左右液压系统故障模型。
采用双力源仿真直升机操纵力感的方法的条件和步骤如下：
a. 建立如上所述的采用双力源仿真直升机操纵力感的装置；
b.对该采用双力源仿真直升机操纵力感的装置确定如上所述的两个环控制系统：Ⅰ、模拟并联通道的闭环控制系统（见附图2），Ⅱ、串联通道的开环控制系统（见附图3）；
c.并联通道的模拟：①教员控制台计算机4设置气象条件和直升机特情状态的信息；飞行人员对操纵负荷系统的的操纵信息经过光电编码器6检测并通过dsPIC单片机9、RS485数据转换器7传送操纵负荷计算机3、1000M以太网2传送至主飞行仿真计算机1，主飞行仿真计算机1通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态的状态数据②自动驾驶仪计算机5根据从1000M以太网2得到的飞行员要保持的直升机状态数据，以及主飞行仿真计算机1解算出的直升机的当前飞行状态，解算出原装并联舵机12的位置指令信号；经1000兆以太网2、操纵负荷计算机3、RS485数据转换器7传送给dsPIC单片机9；
③同时，dsPIC单片机9接收反映原装并联舵机12实际位置的光电编码器6的编码信号，并将原装并联舵机12的指令位置信号与实际位置信号进行比较，其差值作为控制信号，经dsPIC单片机9的PID控制摸块形成舵机伺服放大器8的伺服控制信号，再经舵机伺服放大器8放大后，驱动原装并联舵机12工作，从而使驾驶杆13摆动，控制飞机按飞行员要保持的状态飞行。
.串联通道的模拟: ①通过教员控制台计算机4设置气象条件和直升机特情状态的信息；飞行人员对操纵系统的操纵信息经过光电编码器6检测并通过dsPIC单片机9、RS485数据转换器7传送操纵负荷计算机3、1000M以太网2传送至主飞行仿真计算机1及操纵负荷计算机3；主飞行仿真计算机1通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态的状态数据，传送给1000M以太网2；②人工操纵驾驶杆13的位置信号由光电编码器6检测，该位置信号经dsPIC单片机9传送给操纵负荷计算机3；操纵负荷计算机3根据教员控制台计算机4设置气象条件和直升机特情状态的信息，通过串联通道力感模型解出电磁力伺服加载器11的力控制信号，经RS485数据转换器7、dsPIC单片机9传送给电磁力伺服放大器10，控制电磁力伺服加载器11产生所需要的力作用到驾驶杆13上；使飞行员操纵力感与真实飞机几乎完全一致；
③同时，主飞行仿真计算机1根据飞行员在特情状态下的操纵情况，通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态等状态数据，通过1000M以太网2传送给模拟器其他系统；
所述的②中的串联通道力感模型包括由于仿真需要被去掉的直升机上的传动机构、助力器等部分的惯性力模型、摩擦力模型、阻尼力模型以及直升机特情状态下附加力模型；直升机特情状态下附加力模型包括分油活门卡滞模型、左右液压系统故障模型；
所述的串联通道力感模型计算出的被去掉部分的总力F为：
F＝F1+ F2+ F3+ F4+ F5
F1为惯性力模型F1、F2为摩擦力模型、F3为阻尼力模型、F4为分油活门卡滞模型、F5为左右液压系统故障模型。
这些力是飞行员对驾驶杆13的操作状态和教员控制台计算机4对直升机特情状态的函数；串联通道力感模型保证给出的力感信号使电磁力伺服加载器11产生的力与由于仿真需要被去掉的直升机上的传动机构、助力器等部分作用在驾驶杆13上的力相等；
其中，（1）惯性力模型为
F1＝ma （1-1）
式中， m为被去掉部分的等效质量，a为被去掉部分等效质量的加速度，由光电编码器的编码信号两次微分求得；
（2）摩擦力模型为
F2＝fF （2-1）
式中，f为摩擦系数，F为对被去掉部分所有运动件正压力之和；
（3）阻尼力模型为F3＝CV （3-1）
式中，C为粘性阻尼系数，V为被去掉传动部分的速度、光电编码器的编码信号一次微分求得；
（4）直升机特情状态下附加力模型包括：
分油活门卡滞模型为F4＝f′F′ （4-1）
式中，f′为分油活门内外套向的摩擦系数，F′为外套对内套的正压力；
左右液压系统故障模型为F5＝C′kV （4-2）
式中，C′为助力器内的粘性阻尼系数，V为被去掉的传动部分的速度，k为助力器活塞的运动速度与被去掉的传动部分的速度V的比例系数。
Claims (1)
1.采用双力源仿真直升机操纵力感的方法，其特征在于，所采用的装置的构成如下：主飞行仿真计算机（1）、操纵负荷计算机（3）、教员控制台计算机（4）和自动驾驶仪计算机（5）分别通过1000M以太网（2）连接；RS485数据转换器（7）分别与操纵负荷计算机（3）、dsPIC单片机（9）连接；dsPIC单片机（9）还分别与光电编码器（6）、舵机伺服放大器（8）、电磁力伺服放大器（10）连接；电磁力伺服放大器（10）与电磁力伺服加载器（11）连接；电磁力伺服加载器(11)与驾驶杆(13)连接；原装并联舵机(12)分别与驾驶杆(13)和舵机伺服放大器(8)连接；光电编码器（6）分别与驾驶杆（13）及dsPIC单片机（9）连接；
形成如下两个环控制系统：Ⅰ、模拟并联通道的闭环控制系统构成如下：主飞行仿真计算机（1）、操纵负荷计算机（3）、教员控制台计算机（4）和自动驾驶仪计算机（5）分别通过1000M以太网（2）连接；RS485数据转换器（7）分别与操纵负荷计算机（3）、dsPIC单片机（9）连接； dsPIC单片机（9）与舵机伺服放大器（8）连接；舵机伺服放大器（8）与原装并联舵机（12）连接；、原装并联舵机（12）与驾驶杆（13）连接；光电编码器（6）分别与驾驶杆（13）及dsPIC单片机（9）连接；
①教员控制台计算机（4）设置气象条件和直升机特情状态的信息；飞行人员对操纵负荷系统的的操纵信息经过光电编码器（6）检测并通过1000M以太网（2）传送至主飞行仿真计算机（1），主飞行仿真计算机（1）通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态的状态数据，传送给1000M以太网（2）；
②自动驾驶仪计算机（5）根据从1000M以太网（2）得到的飞行员要保持的直升机状态数据，以及主飞行仿真计算机（1）解算出的直升机的当前飞行状态，解算出原装并联舵机（12）的位置指令信号；操纵负荷计算机（3）、RS485数据转换器（7）经1000兆以太网（2）传送给dsPIC单片机（9）；
③同时，dsPIC单片机（9）接收反映原装并联舵机（12）实际位置的光电编码器（6）的编码信号，并将原装并联舵机（12）的指令位置信号与实际位置信号进行比较，其差值作为dsPIC单片机(9)输入信号，经dsPIC单片机(9)的PID控制器形成舵机伺服放大器（8）的伺服控制信号，再经舵机伺服放大器（8）放大后，驱动原装并联舵机（12）工作，从而使驾驶杆（13）摆动，控制飞机按飞行员要保持的状态飞行；
Ⅱ、串联通道的开环控制系统构成如下：主飞行仿真计算机（1）、操纵负荷计算机（3）、教员控制台计算机（4）和自动驾驶仪计算机（5）分别通过1000M以太网（2）连接； RS485数据转换器（7）分别与操纵负荷计算机（3）、dsPIC单片机（9）连接；dsPIC单片机（9）还分别与光电编码器（6）、舵机伺服放大器（8）、电磁力伺服放大器（10）连接；电磁力伺服放大器（10）与电磁力伺服加载器（11）连接；电磁力伺服加载器（11）与驾驶杆（13）连接；光电编码器(6)分别与驾驶杆(13)及dsPIC单片机（9）连接；
①通过教员控制台计算机（4）设置气象条件和直升机特情状态的信息；飞行人员对操纵系统的操纵信息经过光电编码器（6）检测并通过dsPIC单片机（9）、RS485数据转换器（7）传送操纵负荷计算机（3）、再通过1000M以太网2）传送至主飞行仿真计算机（1）；主飞行仿真计算机（1）通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态的状态数据，传送给1000M以太网（2）；
②人工操纵驾驶杆（13）的位置信号由光电编码器（6）检测，该位置信号经dsPIC单片机（9）、RS485数据转换器（7）传送给操纵负荷计算机（3）；操纵负荷计算机（3）根据教员控制台计算机（4）设置的气象条件和直升机特情状态信息，通过串联通道力感模型解算出电磁力伺服加载器（11）的力控制信号，经RS485数据转换器（7）、dsPIC单片机（9）传送给电磁力伺服放大器（10），控制电磁力伺服加载器（11）产生所需要的力作用到驾驶杆（13）上；
③同时，主飞行仿真计算机（1）根据飞行员在特情状态下的操纵情况，通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态等状态数据，通过1000M以太网（2）传送给模拟器其他系统；
所述的②中的串联通道力感模型包括由于仿真需要被去掉的直升机上的传动机构、助力器部分的惯性力模型、摩擦力模型、阻尼力模型以及直升机特情状态下附加力模型；直升机特情状态下附加力模型包括分油活门卡滞模型、左右液压系统故障模型；
所述的串联通道力感模型计算出的被去掉部分的总力F为：
F＝F1+ F2+ F3+ F4+ F5
F1为惯性力模型F1、F2为摩擦力模型、F3为阻尼力模型、F4为分油活门卡滞模型、F5为左右液压系统故障模型；
采用双力源仿真直升机操纵力感的方法的条件和步骤如下：
建立如上所述的采用双力源仿真直升机操纵力感的装置；
对该采用双力源仿真直升机操纵力感的装置确定如上所述的两个环控制系统：Ⅰ、模拟并联通道的闭环控制系统，Ⅱ、串联通道的开环控制系统；
并联通道的模拟：①教员控制台计算机设置气象条件和直升机特情状态的信息；飞行人员对操纵负荷系统的的操纵信息经过光电编码器检测并通过dsPIC单片机、RS485数据转换器、操纵负荷计算机、1000M以太网传送至主飞行仿真计算机，主飞行仿真计算机通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态的状态数据，传送给1000M以太网；
②自动驾驶仪计算机根据从1000M以太网得到的飞行员要保持的直升机状态数据，以及主飞行仿真计算机解算出的直升机的当前飞行状态，解算出原装并联舵机的位置指令信号；经1000兆以太网、操纵负荷计算机、RS485数据转换器传送给dsPIC单片机；
③同时，dsPIC单片机接收反映原装并联舵机实际位置的光电编码器的编码信号，并将原装并联舵机的指令位置信号与实际位置信号进行比较，其差值作为控制信号，经dsPIC单片机的PID控制模块形成舵机伺服放大器的伺服控制信号，再经舵机伺服放大器放大后，驱动原装并联舵机工作，从而使驾驶杆摆动，控制飞机按飞行员要保持的状态飞行；
d.串联通道的模拟: ①通过教员控制台计算机设置气象条件和直升机特情状态的信息；飞行人员对操纵系统的操纵信息经过光电编码器检测并通过dsPIC单片机、RS485数据转换器、操纵负荷计算机、1000M以太网传送至主飞行仿真计算机及操纵负荷计算机；主飞行仿真计算机通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态的状态数据，传送给1000M以太网；
②人工操纵驾驶杆的位置信号由光电编码器检测，该位置信号经dsPIC单片机传送给操纵负荷计算机；操纵负荷计算机根据教员控制台计算机设置气象条件和直升机特情状态的信息，通过串联通道力感模型解出电磁力伺服加载器的力控制信号，经RS485数据转换器、dsPIC单片机传送给电磁力伺服放大器，控制电磁力伺服加载器产生所需要的力作用到驾驶杆上；使飞行员操纵力感与真实飞机几乎完全一致；
③同时，主飞行仿真计算机根据飞行员在特情状态下的操纵情况，通过直升机性能仿真模块实时解算出直升机运动及姿态等状态数据，通过1000M以太网传送给模拟器其他系统；
所述的串联通道力感模型包括由于仿真需要被去掉的直升机上的传动机构、助力器等部分的惯性力模型、摩擦力模型、阻尼力模型以及直升机特情状态下附加力模型；直升机特情状态下附加力模型包括分油活门卡滞模型、左右液压系统故障模型；
所述的串联通道力感模型计算出的被去掉部分的总力F为：
F＝F1+ F2+ F3+ F4+ F5
F1为惯性力模型F1、F2为摩擦力模型、F3为阻尼力模型、F4为分油活门卡滞模型、F5为左右液压系统故障模型；
所述的Ⅱ、串联通道的开环控制系统中的
（1）惯性力模型为：
F1＝ma （1-1）
式中， m为被去掉部分的等效质量，a为被去掉部分等效质量的加速度，由光电编码器的编码信号两次微分求得；
（2）摩擦力模型为：
F2＝fF （2-1）
式中，f为摩擦系数，F为对被去掉部分所有运动件正压力之和；
（3）阻尼力模型为：
F3＝CV （3-1）
式中，C为粘性阻尼系数，V为被去掉传动部分的速度、光电编码器的编码信号一次微分求得；
（4）直升机特情状态下附加力模型包括：
分油活门卡滞模型为F4＝f′F′ （4-1）
式中，f′为分油活门内外套向的摩擦系数，F′为外套对内套的正压力；
左右液压系统故障模型为F5＝C′kV （4-2）
式中，C′为助力器内的粘性阻尼系数，V为被去掉的传动部分的速度，k为助力器活塞的运动速度与被去掉的传动部分的速度V的比例系数；
所述的d.串联通道的模拟中的
（1）惯性力模型为:
F1＝ma （1-1）
式中， m为被去掉部分的等效质量，a为被去掉部分等效质量的加速度，由光电编码器的编码信号两次微分求得；
（2）摩擦力模型为:
F2＝fF （2-1）
式中，f为摩擦系数，F为对被去掉部分所有运动件正压力之和；
（3）阻尼力模型为:
F3＝CV （3-1）
式中，C为粘性阻尼系数，V为被去掉传动部分的速度、光电编码器的编码信号一次微分求得；
（4）直升机特情状态下附加力模型包括：
分油活门卡滞模型为F4＝f′F′ （4-1）
式中，f′为分油活门内外套向的摩擦系数，F′为外套对内套的正压力；
左右液压系统故障模型为F5＝C′kV （4-2）
式中，C′为助力器内的粘性阻尼系数，V为被去掉的传动部分的速度，k为助力器活塞的运动速度与被去掉的传动部分的速度V的比例系数。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201310744728.0A CN103761902B (zh) | 2013-12-31 | 2013-12-31 | 采用双力源仿真直升机操纵力感的方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201310744728.0A CN103761902B (zh) | 2013-12-31 | 2013-12-31 | 采用双力源仿真直升机操纵力感的方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN103761902A true CN103761902A (zh) | 2014-04-30 |
| CN103761902B CN103761902B (zh) | 2017-04-19 |
Family
ID=50529133
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201310744728.0A Active CN103761902B (zh) | 2013-12-31 | 2013-12-31 | 采用双力源仿真直升机操纵力感的方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN103761902B (zh) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107731041A (zh) * | 2017-09-20 | 2018-02-23 | 中国民用航空飞行学院 | 一种飞行模拟机电动伺服操纵负荷系统 |
| CN107909883A (zh) * | 2017-11-03 | 2018-04-13 | 中国民用航空飞行学院 | 罗宾逊r44直升机多任务飞行训练器 |
| CN109147467A (zh) * | 2017-08-22 | 2019-01-04 | 南京乐飞航空技术有限公司 | 基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统及仿真实现方法 |
| CN109895997A (zh) * | 2017-12-11 | 2019-06-18 | 波音公司 | 组合式主动杆和控制提升致动器系统 |
| CN110470321A (zh) * | 2019-09-04 | 2019-11-19 | 哈尔滨兆禾机械设备技术开发有限公司 | 一种飞行训练模拟器油门信号处理系统及信号处理方法 |
| CN114248911A (zh) * | 2021-12-24 | 2022-03-29 | 兰州飞行控制有限责任公司 | 一种直升机电动串联舵机控制信号调整方法 |
| CN115494741A (zh) * | 2022-11-21 | 2022-12-20 | 北京蓝天航空科技股份有限公司 | 飞行模拟舱的操纵负荷模拟方法、装置及飞行模拟舱 |
| CN116882208A (zh) * | 2023-09-06 | 2023-10-13 | 天津华翼蓝天科技股份有限公司 | 一种操纵负荷系统可脱开功能仿真系统及方法 |
Citations (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3801285A1 (de) * | 1988-01-19 | 1989-07-27 | Alfons Dipl Ing Haeusler | Drehfluegler, insbesondere trag- oder flugschrauber |
| US5915649A (en) * | 1996-08-23 | 1999-06-29 | Mcdonnell Douglas Helicopter Company | Roadable helicopter |
| CN1631733A (zh) * | 2003-12-22 | 2005-06-29 | 上海雏鹰科技有限公司 | 超视距自主飞行无人驾驶直升机系统 |
| CN101332872A (zh) * | 2008-07-17 | 2008-12-31 | 韦世党 | 复合动力多用途无人机 |
| CN101376433A (zh) * | 2008-10-10 | 2009-03-04 | 南京航空航天大学 | 直升机旋翼操纵方法及系统 |
| FR2921184A1 (fr) * | 2007-09-17 | 2009-03-20 | Andre Charles Lefrancois | Dispositif de simulation d'un poste de conduite d'un aeronef |
| CN101813944A (zh) * | 2010-03-25 | 2010-08-25 | 北京航空航天大学 | 一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统及操纵方法 |
| EP2246832A1 (en) * | 2010-03-29 | 2010-11-03 | Eurocopter Deutschland GmbH | Flight simulator vibration system |
| US20120043414A1 (en) * | 2010-08-23 | 2012-02-23 | King Fahd University Of Petroleum And Minerals | Control optimization method for helicopters carrying suspended loads |
| CN102381481A (zh) * | 2011-08-01 | 2012-03-21 | 四川省科学城久利科技实业有限责任公司 | 一种无人机机载激光雷达系统 |
| CN202404386U (zh) * | 2011-12-16 | 2012-08-29 | 中国人民解放军92728部队 | 一种舰载直升机四通道操纵负荷仿真系统 |
| CN102756805A (zh) * | 2011-03-29 | 2012-10-31 | 郑鹏 | 牵引输能源式涵道旋翼飞吊器 |
| CN102789171A (zh) * | 2012-09-05 | 2012-11-21 | 北京理工大学 | 一种可视化无人机飞行控制半实物仿真测试方法及系统 |
| CN103279126A (zh) * | 2013-05-28 | 2013-09-04 | 哈尔滨工业大学 | 小型无人直升机开发测试平台 |
| CN103365214A (zh) * | 2013-06-29 | 2013-10-23 | 天津大学 | 一种单旋翼无人飞行器三自由度半实物仿真平台及实验方法 |
-
2013
- 2013-12-31 CN CN201310744728.0A patent/CN103761902B/zh active Active
Patent Citations (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3801285A1 (de) * | 1988-01-19 | 1989-07-27 | Alfons Dipl Ing Haeusler | Drehfluegler, insbesondere trag- oder flugschrauber |
| US5915649A (en) * | 1996-08-23 | 1999-06-29 | Mcdonnell Douglas Helicopter Company | Roadable helicopter |
| CN1631733A (zh) * | 2003-12-22 | 2005-06-29 | 上海雏鹰科技有限公司 | 超视距自主飞行无人驾驶直升机系统 |
| FR2921184A1 (fr) * | 2007-09-17 | 2009-03-20 | Andre Charles Lefrancois | Dispositif de simulation d'un poste de conduite d'un aeronef |
| CN101332872A (zh) * | 2008-07-17 | 2008-12-31 | 韦世党 | 复合动力多用途无人机 |
| CN101376433A (zh) * | 2008-10-10 | 2009-03-04 | 南京航空航天大学 | 直升机旋翼操纵方法及系统 |
| CN101813944A (zh) * | 2010-03-25 | 2010-08-25 | 北京航空航天大学 | 一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统及操纵方法 |
| EP2246832A1 (en) * | 2010-03-29 | 2010-11-03 | Eurocopter Deutschland GmbH | Flight simulator vibration system |
| US20120043414A1 (en) * | 2010-08-23 | 2012-02-23 | King Fahd University Of Petroleum And Minerals | Control optimization method for helicopters carrying suspended loads |
| CN102756805A (zh) * | 2011-03-29 | 2012-10-31 | 郑鹏 | 牵引输能源式涵道旋翼飞吊器 |
| CN102381481A (zh) * | 2011-08-01 | 2012-03-21 | 四川省科学城久利科技实业有限责任公司 | 一种无人机机载激光雷达系统 |
| CN202404386U (zh) * | 2011-12-16 | 2012-08-29 | 中国人民解放军92728部队 | 一种舰载直升机四通道操纵负荷仿真系统 |
| CN102789171A (zh) * | 2012-09-05 | 2012-11-21 | 北京理工大学 | 一种可视化无人机飞行控制半实物仿真测试方法及系统 |
| CN103279126A (zh) * | 2013-05-28 | 2013-09-04 | 哈尔滨工业大学 | 小型无人直升机开发测试平台 |
| CN103365214A (zh) * | 2013-06-29 | 2013-10-23 | 天津大学 | 一种单旋翼无人飞行器三自由度半实物仿真平台及实验方法 |
Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109147467A (zh) * | 2017-08-22 | 2019-01-04 | 南京乐飞航空技术有限公司 | 基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统及仿真实现方法 |
| CN109147467B (zh) * | 2017-08-22 | 2021-05-04 | 南京乐飞航空技术有限公司 | 基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统及仿真实现方法 |
| CN107731041A (zh) * | 2017-09-20 | 2018-02-23 | 中国民用航空飞行学院 | 一种飞行模拟机电动伺服操纵负荷系统 |
| CN107909883A (zh) * | 2017-11-03 | 2018-04-13 | 中国民用航空飞行学院 | 罗宾逊r44直升机多任务飞行训练器 |
| CN109895997B (zh) * | 2017-12-11 | 2024-03-29 | 波音公司 | 组合式主动杆和控制提升致动器系统 |
| CN109895997A (zh) * | 2017-12-11 | 2019-06-18 | 波音公司 | 组合式主动杆和控制提升致动器系统 |
| CN110470321A (zh) * | 2019-09-04 | 2019-11-19 | 哈尔滨兆禾机械设备技术开发有限公司 | 一种飞行训练模拟器油门信号处理系统及信号处理方法 |
| CN114248911A (zh) * | 2021-12-24 | 2022-03-29 | 兰州飞行控制有限责任公司 | 一种直升机电动串联舵机控制信号调整方法 |
| CN114248911B (zh) * | 2021-12-24 | 2024-03-01 | 兰州飞行控制有限责任公司 | 一种直升机电动串联舵机控制信号调整方法 |
| CN115494741B (zh) * | 2022-11-21 | 2023-03-10 | 北京蓝天航空科技股份有限公司 | 飞行模拟舱的操纵负荷模拟方法、装置及飞行模拟舱 |
| CN115494741A (zh) * | 2022-11-21 | 2022-12-20 | 北京蓝天航空科技股份有限公司 | 飞行模拟舱的操纵负荷模拟方法、装置及飞行模拟舱 |
| CN116882208A (zh) * | 2023-09-06 | 2023-10-13 | 天津华翼蓝天科技股份有限公司 | 一种操纵负荷系统可脱开功能仿真系统及方法 |
| CN116882208B (zh) * | 2023-09-06 | 2023-11-07 | 天津华翼蓝天科技股份有限公司 | 一种操纵负荷系统可脱开功能仿真系统及方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN103761902B (zh) | 2017-04-19 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN103761902A (zh) | 采用双力源仿真直升机操纵力感的方法 | |
| CN101989067B (zh) | 飞行环境仿真系统 | |
| CN101105423B (zh) | 变刚度舵机仿真加载装置 | |
| CN103473967B (zh) | 具有操纵力感的飞机模拟操纵装置 | |
| CN104616561B (zh) | 大型运输机的操纵负荷模拟装置 | |
| CN110928201A (zh) | 一种飞机航电系统半物理试验方法及系统 | |
| CN103253385B (zh) | 一种空间六自由度受控与失重模拟装置 | |
| CN109147467B (zh) | 基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统及仿真实现方法 | |
| CN104608934A (zh) | 监控飞行器引航装置运行的方法以及被监控的飞行器引航装置 | |
| CN110780677A (zh) | 用于监测无人驾驶飞行器的状态的系统和方法 | |
| WO2020172866A1 (zh) | 一种飞行模拟系统、方法及飞行模拟设备 | |
| CN113156834B (zh) | 一种半实物仿真飞行模拟系统开发方法 | |
| CN108318260A (zh) | 一种电动助力转向系统的测试设备 | |
| CN103761899A (zh) | 飞行模拟器可逆式操纵负荷系统力感仿真方法 | |
| CN106652650B (zh) | 一种具有触觉引导的直升机操纵负荷模拟装置 | |
| CN104135214A (zh) | 飞行仿真转台的嵌入式电机模块化伺服控制器 | |
| CN114120755A (zh) | 一种适用于高等级飞行模拟机的动态力感非线性调整系统 | |
| CN204087555U (zh) | 一种飞行器仿真系统 | |
| CN115494741B (zh) | 飞行模拟舱的操纵负荷模拟方法、装置及飞行模拟舱 | |
| Ackerman et al. | Pilot-in-the-loop flight simulator for NASA’s Transport Class Model | |
| Sati et al. | Modeling, simulation and analysis of aircraft arresting system using bond graph approach | |
| Shutao et al. | Experiment and Study of Control Loading System in a Flight Simulator Based on RCP | |
| Touron et al. | A port-Hamiltonian framework for operator force assisting systems: Application to the design of helicopter flight controls | |
| CN109960159A (zh) | 一种大型运输机作动系统仿真模型 | |
| CN109254535A (zh) | 一种起落架系统控制律综合验证平台 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20181016 Address after: 130022 southeast Lake Road 2222, Nanguan District, Changchun, Jilin Patentee after: Lu Ying Address before: 130022 nanhu road 2222, Changchun, Jilin Patentee before: Military Simulation technical institute of Air force Aviation University of the Chinese People's Liberation Army |
|
| TR01 | Transfer of patent right | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20211025 Address after: 130000 room 310-2, military transfer and entrepreneurship base building, No. 669, Chuangxin Road, high tech Industrial Development Zone, Changchun City, Jilin Province Patentee after: Changchun TIANTI Simulation Technology Co.,Ltd. Address before: 130022 southeast Lake Road 2222, Nanguan District, Changchun, Jilin Patentee before: Lu Ying |
|
| TR01 | Transfer of patent right |