CN107065593A - 一种飞机加油杆装置的姿态控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明属于空中加油技术领域，特别是涉及一种飞机加油杆装置的姿态控制系统，包括操纵台、飞控计算机、仿真机、姿态运动系统计算机、试验台架，传统的铁鸟试验台是飞机系统综合、优化设计等必不可少的关键试验设施，本发明将传统飞机的地面铁鸟试验方法改为由操纵台、飞控计算机、仿真机、姿态运动系统计算机、加油杆装置、试验台架组成的一种悬臂结构的控制系统及其姿态控制方法，旨在克服现有铁鸟试验台不能满足空中加油装置地面试验的问题。

Description

一种飞机加油杆装置的姿态控制系统

技术领域

本发明属于空中加油技术领域，特别是涉及一种飞机加油杆装置的姿态控制系统。

背景技术

空中加油能够提高战机作战效能，是增强战斗力的倍增器。空中加油主要有软式加油和硬式加油两种方式，与软式加油相比,硬式加油因为加油流量大、受油机操作负担轻、受油机受油设备简单等特点而具有明显的优势,是空中加油技术的发展方向。目前世界上仅美国对硬式空中加油这项先进技术有成功的工程应用，KC-135和KC-10为其空军著名的硬式加油机，但关于其控制系统设计尚无资料查询。我国仅有软式加油，且未形成广泛的军事应用，硬式加油还处于探索研究阶段。

传统飞机研制过程中必不可少的一项试验是“铁鸟”试验，即飞控液压系统综合试验，该试验承担着飞机系统级研发和验证、飞机多系统综合验证，为飞机系统集成、试飞安全和试飞排故等提供重要保障。但传统的铁鸟台不能满足硬式空中加油装置地面试验，主要原因在于硬式空中加油装置与加油机通过万向节相连，在空中的运动近似于一种悬臂结构，因此研究空中悬臂结构的地面姿态控制方法尤为必要。

本专利提出的方法可较为真实地模拟硬式加油装置在空中的运动，对其飞控系统研究具有现实意义。

发明内容

本发明的目的是：公开了一种空中悬臂结构的姿态控制系统及其控制方法。旨在克服现有铁鸟试验台不能满足空中加油装置地面试验的问题。

本发明的技术方案是：一种飞机加油杆装置的姿态控制系统，其特征在于，包括操纵台、飞控计算机、仿真机、姿态运动系统计算机、试验台架，其中，

操纵台包括俯仰操纵手柄、滚转操纵手柄，用于对加悬臂结构的俯仰姿态、滚转姿态控制输入，即俯仰操纵指令X_e、滚转操纵指令X_r；

飞控计算机接收操纵手柄信号、传感器测得的加油杆装置姿态信号：俯仰角θ、滚转角φ、选定当前飞行状态信号：高度H、速度V，通过控制律解算，输 出加油杆装置升降舵指令δ_{e_cmd}、方向舵指令δ_{r_cmd}；

仿真机用于运行加油杆装置的运动方程，输入为飞控计算机解算升降舵指令δ_{e_cmd}、方向舵指令δ_{r_cmd}以及当前飞行状态：高度H、速度V，输出为空中悬臂结构的俯仰角指令θ_cmd、滚转角指令φ_cmd；

试验台架包括万向节台架(1)、钢索A(2)、钢索B(3)、钢索A台架(4)、钢索B台架(5)、滑轮(6)、液压马达(7)、编码器(8)和拉力传感器(9)，万向节安装在万向节台架(1)上，钢索A(2)、钢索B(3)一端连接液压马达(7)，一端通过滑轮(6)连接到加油杆装置上的吊环，滑轮(6)位于钢索A台架(4)和钢索B台架(5)的顶端，以减少钢索与台架间的摩擦，液压马达(7)位于钢索台架底端，液压马达(7)上安装有编码器(8)和拉力传感器(9)，用于测量钢索长度L_A、L_B和钢索上的拉力F_A、F_B；

姿态运动系统计算机接收仿真机输出的俯仰角指令θ_cmd、滚转角指令φ_cmd作为输入，通过运行姿态运动系统方程解算出试验台架中钢索A(2)的长度指令L_{A_cmd}、钢索B(3)的长度指令L_{B_cmd}，并按该指令通过PID控制器来驱动试验台架中的液压马达(7)运动，最终通过钢索的运动实现仿真机中空中悬臂结构的俯仰角指令和滚转角指令；

在加油杆装置的伸缩杆上设置有吊环，吊环用于与试验台架中的钢索A(2)和钢索B(3)相连。

本发明飞机加油杆装置的姿态控制系统运行状态包括以下步骤：

第一步：操纵俯仰操纵手柄、滚转操纵手柄，给出输入信号，俯仰操纵指令X_e、滚转操纵指令X_r。

第二步：飞控计算机采集到操纵手柄信号、传感器测得的悬臂结构姿态信号：俯仰角θ、滚转角φ后，选定当前飞行状态信号：高度H、速度V，通过控制律解算，得到加油杆装置升降舵指令δ_{e_cmd}、方向舵指令δ_{r_cmd}。

第三步：仿真机接收升降舵指令δ_{e_cmd}、方向舵指令δ_{r_cmd}以及当前飞行状态：高度H、速度V，通过空中悬臂结构的运动方程解算输出俯仰角指令θ_cmd、 滚转角指令φ_cmd。

第四步：姿态运动系统计算机接收仿真机输出的俯仰角指令θ_cmd、滚转角指令φ_cmd作为输入，通过运行姿态运动系统方程解算出试验台架中钢索A的长度指令L_{A_cmd}、钢索B的长度指令L_{B_cmd}，并按该指令通过PID控制器来驱动试验台架中的液压马达运动，最终通过钢索的运动实现悬臂结构的俯仰姿态和滚转姿态运动。

第五步：万向节处传感器实时测得悬臂结构的姿态，将测得的俯仰角θ、滚转角φ传给飞控计算机，完成大系统闭环。

本发明的优点：

本发明将传统飞机的地面铁鸟试验方法改为由操纵台、飞控计算机、仿真机、姿态运动系统计算机、加油杆装置、试验台架组成的一种悬臂结构的控制系统及其姿态控制方法，旨在克服现有铁鸟试验台不能满足空中加油装置地面试验的问题。

附图说明

图1是本空中悬臂结构的控制系统方法内部连接示意图。

图2是试验台架示意图。

其中，万向节台架(1)、钢索A(2)、钢索B(3)、钢索A台架(4)、钢索B台架(5)、滑轮(6)、液压马达(7)、编码器(8)和拉力传感器(9)。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明，请参阅图1至图2。

一种空中悬臂结构的姿态控制系统，本系统包括：操纵台、飞控计算机、仿真机、姿态运动系统计算机、加油杆装置、试验台架。

操纵台包括俯仰操纵手柄、滚转操纵手柄，用于对加悬臂结构的俯仰姿态、滚转姿态控制输入，即俯仰操纵指令X_e、滚转操纵指令X_r。

飞控计算机接收操纵手柄信号、传感器测得的悬臂结构姿态信号：俯仰角θ、滚转角φ、选定当前飞行状态信号：高度H、速度V，通过控制律解算，输出加油杆装置升降舵指令δ_{e_cmd}、方向舵指令δ_{r_cmd}。

仿真机用于运行空中悬臂结构的运动方程，输入为飞控计算机解算升降舵指令δ_{e_cmd}、方向舵指令δ_{r_cmd}以及当前飞行状态：高度H、速度V，输出为空中悬臂结构的俯仰角指令θ_cmd、滚转角指令φ_cmd。

姿态运动系统计算机接收仿真机输出的俯仰角指令θ_cmd、滚转角指令φ_cmd作为输入，通过运行姿态运动系统方程解算出试验台架中钢索A的长度指令L_{A_cmd}、钢索B的长度指令L_{B_cmd}，并按该指令通过PID控制器来驱动试验台架中的液压马达运动，最终通过钢索的运动实现仿真机中空中悬臂结构的俯仰角指令和滚转角指令。

加油杆装置为被控对象，如图2所示，由万向节、姿态传感器、伸缩杆、升降舵、方向舵、吊环组成，万向节用于与加油机相连，加油杆装置可绕万向节做俯仰与滚转运动，万向节处安装有姿态传感器，用于测量伸缩管装置的俯仰角θ和滚转角φ，伸缩杆上安装有升降舵、一组方向舵和吊环，吊环用于与试验台架中的钢索相连。

试验台架用于被控对象加油杆装置以及其他装置的安装，如图2所示，包括万向节台架1、钢索A2、钢索B3、钢索A台架4、钢索B台架5、滑轮6、液压马达7、编码器8和拉力传感器9。万向节安装在万向节台架上，钢索A、钢索B一端连接液压马达，一端通过滑轮连接到加油杆装置上的吊环，滑轮位于钢索台架的顶端，以减少钢索与台架间的摩擦，液压马达位于钢索台架底端，液压马达上安装有编码器和拉力传感器，用于测量钢索长度L_A、L_B和钢索上的拉力F_A、F_B。

本发明姿态控制系统的工作状态，包括以下步骤：

第一步：操纵俯仰操纵手柄、滚转操纵手柄，给出输入信号，俯仰操纵指令X_e、滚转操纵指令X_r。

第二步：飞控计算机采集到操纵手柄信号X_e、X_r、传感器测得的悬臂结构姿态信号：俯仰角θ、滚转角φ后，选定当前飞行状态信号：高度H、速度V，以PID控制律为例进行控制，其PID的参数通过H、V调节，可得到加油杆装置升降舵指令δ_{e_cmd}、方向舵指令δ_{r_cmd}。

第三步：仿真机接收升降舵指令δ_{e_cmd}、方向舵指令δ_{r_cmd}以及当前飞行状态：高度H、速度V，通过空中悬臂结构的运动方程解算输出俯仰角指令θ_cmd、滚转角指令φ_cmd。其运动方程的传递函数可做如下简化：

式中，A_θ—俯仰通道传递函数系数；ξ_θ—俯仰通道阻尼系数；ω_nθ—俯仰通道自然频率；A_φ—滚转通道传递函数系数；ξ_φ—滚转通道阻尼系数；ω_nφ—滚转通道自然频率。以上系数与加油杆装置的气动特性及质量特性相关。

第四步：姿态运动系统计算机接收仿真机输出的俯仰角指令θ_cmd、滚转角指令φ_cmd作为输入，通过运行姿态运动系统方程解算出试验台架中钢索A的长度指令L_{A_cmd}、钢索B的长度指令L_{B_cmd}，具体算法如下：

如图2所示，万向节台架1的顶点为C，钢索A台架4的顶点为A，钢索B台架5的顶点为B，其中CA＝CB。以A为原点建立惯性坐标系，Z轴沿万向节台架1垂直向下为正，X轴位于试验台对称面指向加油杆反方向为正，Y轴根据右手坐标系确定。对各参数定义如下：

吊环与万向节之间的距离为l；

顶点B在XAZ平面上的投影的x坐标为l₁；

钢索A台架4与钢索B台架5之间的距离为2l₂；

万向节台架1的高度为H₁；

钢索A台架4的高度为H_A；

钢索B台架的5高度为H_B；

钢索A的长度为L_{A_cmd}；

钢索B的长度为L_{B_cmd}。

则钢索长度与姿态角之间的非线性方程可表示为：

姿态运动系统计算机按解算出的钢索指令L_{A_cmd}、L_{B_cmd}驱动试验台架中的液压马达，将编码器测得的钢索长度L_A、L_B反馈给姿态运动系统计算机，通过PID调节系统参数，实现钢索长度闭环控制。由于加油杆装置的姿态与钢索长度具有解析关系，因此实现了加油杆装置姿态的控制，即通过钢索的运动实现了悬臂结构的俯仰姿态和滚转姿态运动。

第五步：万向节处传感器实时测得悬臂结构的姿态，将测得的俯仰角θ、滚转角φ传给飞控计算机，完成大系统闭环。

Claims (1)

1.一种飞机加油杆装置的姿态控制系统，其特征在于，包括操纵台、飞控计算机、仿真机、姿态运动系统计算机、试验台架，其中，

操纵台包括俯仰操纵手柄、滚转操纵手柄，用于对加悬臂结构的俯仰姿态、滚转姿态控制输入，即俯仰操纵指令X_e、滚转操纵指令X_r；

飞控计算机接收操纵手柄信号、传感器测得的加油杆装置姿态信号：俯仰角θ、滚转角φ、选定当前飞行状态信号：高度H、速度V，通过控制律解算，输出加油杆装置升降舵指令δ_{e_cmd}、方向舵指令δ_{r_cmd}；

仿真机用于运行加油杆装置的运动方程，输入为飞控计算机解算升降舵指令δ_{e_cmd}、方向舵指令δ_{r_cmd}以及当前飞行状态：高度H、速度V，输出为空中悬臂结构的俯仰角指令θ_cmd、滚转角指令φ_cmd；

试验台架包括万向节台架(1)、钢索A(2)、钢索B(3)、钢索A台架(4)、钢索B台架(5)、滑轮(6)、液压马达(7)、编码器(8)和拉力传感器(9)，万向节安装在万向节台架(1)上，钢索A(2)、钢索B(3)一端连接液压马达(7)，一端通过滑轮(6)连接到加油杆装置上的吊环，滑轮(6)位于钢索A台架(4)和钢索B台架(5)的顶端，以减少钢索与台架间的摩擦，液压马达(7)位于钢索台架底端，液压马达(7)上安装有编码器(8)和拉力传感器(9)，用于测量钢索长度L_A、L_B和钢索上的拉力F_A、F_B；

姿态运动系统计算机接收仿真机输出的俯仰角指令θ_cmd、滚转角指令φ_cmd作为输入，通过运行姿态运动系统方程解算出试验台架中钢索A(2)的长度指令L_{A_cmd}、钢索B(3)的长度指令L_{B_cmd}，并按该指令通过PID控制器来驱动试验台架中的液压马达(7)运动，最终通过钢索的运动实现仿真机中空中悬臂结构的俯仰角指令和滚转角指令；

在加油杆装置的伸缩杆上设置有吊环，吊环用于与试验台架中的钢索A(2)和钢索B(3)相连。