CN109118873B - 一种飞行器操纵负荷模拟系统以及模拟方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种飞行器操纵负荷模拟系统以及模拟方法，前者包括操纵负荷计算模组、伺服驱动器和与所述操纵负荷计算模组控制连接的执行装置，所述操纵负荷计算模组与控制电源电连接，所述伺服驱动器与主电源电连接；所述双向通讯模块通过双向总线与所述伺服驱动器相连接，所述伺服驱动器与所述执行装置控制连接，所述双向通讯模块将所述主控模块计算得到的扭矩输出值发送至所述执行装置，并接收所述执行装置的反馈值；所述以太网通讯模块通过以太网与本地计算机相连接。该飞行器操纵负荷模拟系统能够为飞行模拟器提供较高精度的操纵负荷系统模拟操纵力感，从而保证了飞行模拟器具有较高的训练效率。
Description
技术领域
本发明涉及模拟方法和校准技术领域，具体涉及一种飞行器操纵负荷模拟系统和模拟方法。
背景技术
自1903年第一架飞机诞生后，为减少未经训练人员驾驶飞机的风险性和掌握飞机的操纵技术和飞行感觉，模拟装置即应运而生。且随着科学技术的进步，模拟装置取得了一系列的进步。操纵负荷系统作为飞行模拟器的关键子系统之一，是研制高等级模拟器的前提和基础。它在有人驾驶的模拟器之中用来模拟驾驶员所感觉到的操纵力，同时还要完成操纵机构终端的位移或偏角的实时计算。对当前操纵力感的逼真模拟可以使驾驶员准确地感受到当前飞行状况，从而有效提高驾驶员的训练效率；而错误失真的操纵力感会使驾驶员形成错误的操作习惯，从而使飞行训练效率降低甚至失效。因此，提供一种飞行器操纵负荷模拟系统，以期为飞行模拟器提供较高精度的操纵负荷系统模拟操纵力感，从而保证飞行模拟器具有较高的训练效率，就成为本领域技术人员亟待解决的问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞行器操纵负荷模拟系统，以期为飞行模拟器提供较高精度的操纵负荷系统模拟操纵力感，从而保证飞行模拟器具有较高的训练效率。本发明的另一目的是提供一种基于该飞行器操纵负荷模拟系统的模拟方法。
为了解决上述技术问题，本发明提供一种飞行器操纵负荷模拟系统，包括操纵负荷计算模组、伺服驱动器和与所述操纵负荷计算模组控制连接的执行装置，所述操纵负荷计算模组与控制电源电连接，所述伺服驱动器与主电源电连接；
所述操纵负荷计算模组包括主控模块、模拟量输入模块、双向通讯模块和以太网通讯模块；
所述模拟量输入模块与所述执行装置的扭矩传感器相连接，并用于接收所述扭矩传感器传输而来的扭矩值，所述主控模块根据输入的扭矩值计算扭矩输出值；
所述双向通讯模块通过双向总线与所述伺服驱动器相连接，所述伺服驱动器与所述执行装置控制连接，所述双向通讯模块将所述主控模块计算得到的扭矩输出值发送至所述执行装置，并接收所述执行装置的反馈值；
所述以太网通讯模块通过以太网与本地计算机相连接。
进一步地，所述操纵负荷计算模组包括外回路和内回路，所述外回路用于计算操纵负荷系统应加载的模型力，所述内回路为模型力加载回路；
所述内回路包括：
力获取单元，用于获取来自外回路的模拟力以及外界施加的扰动力，并将该模拟力和扰动力的合力输出；
分析计算单元，用于接收所述力获取单元输出的合力，基于该合力计算转动惯量，并将计算得到的转动惯量以加速度的形式输出；
驱动控制单元，用于接收所述分析计算单元输出的加速度，基于该加速度计算模拟位置，并将该计算得到的模拟位置输出；
电机执行单元，用于根据所述驱动控制单元输出的模拟位置移动预设位移，并将移动后的实际位置输出；
位置输出单元，用于接收电机移动后的实际位置和所述分析计算单元计算得到的转动惯量，根据实际位置和转动惯量计算得到计算位置和位置误差反馈值，并将该计算位置输出至外回路、将位置误差反馈值输出至所述驱动控制单元。
进一步地，所述力获取单元还用于向所述分析计算单元输出力补偿，所述分析计算单元输出的模拟位置根据所述加速度和所述力补偿计算得出。
进一步地，所述力获取单元还用于向所述分析计算单元输出阻尼，所述分析计算单元输出的模拟位置根据所述阻尼、所述加速度和所述力补偿计算得到。
进一步地，所述执行装置包括：
手柄；
传动机构，包括与所述手柄传动连接的输入轴、与所述输入轴传动连接的输出轴，和安装于所述输入轴和/或所述输出轴上的扭矩传感器，所述扭矩传感器与所述模拟量输入模块通过通讯总线连接；
电机，与所述伺服驱动器双向连接，并向所述伺服驱动器输出力补偿值，所述电机与通过联轴器与所述输出轴传动连接；
限位块，设置于所述扭矩传感器的两端，并限制所述扭矩传感器的输出扭矩范围。
进一步地，所述执行装置还包括底板、安装于所述底板的安装架，和安装于所述安装架上的外罩；所述手柄、所述传动机构和所述电机均安装于所述外罩内。
本发明还提供一种飞行力感模拟方法，基于如上所述的飞行器操纵负荷模拟系统，包括以下步骤：
S1：获取来自外回路的模拟力以及外界施加的扰动力，并将该模拟力和扰动力的合力输出；
S2：接收所述力获取单元输出的合力，基于该合力计算转动惯量，并将计算得到的转动惯量以加速度的形式输出；
S3：接收所述分析计算单元输出的加速度，基于该加速度计算模拟位置，并将该计算得到的模拟位置输出；
S4：所述驱动控制单元输出的模拟位置移动预设位移，并将移动后的实际位置输出；
S5：接收电机移动后的实际位置和所述分析计算单元计算得到的转动惯量，根据实际位置和转动惯量计算得到计算位置和位置误差反馈值，并将该计算位置输出至外回路、将位置误差反馈值输出至所述驱动控制单元。
进一步地，在步骤S1中还包括向所述分析计算单元输出力补偿，步骤S2中，所述分析计算单元输出的模拟位置根据所述加速度和所述力补偿计算得出。
进一步地，在步骤S1中还包括向所述分析计算单元输出阻尼，步骤S2中，所述分析计算单元输出的模拟位置根据所述阻尼、所述加速度和所述力补偿计算得到。
在工作过程中，操纵负荷计算模组依据采集的测量量，并根据预设的控制策略，输出驱动信号给执行电机，执行电机根据此驱动信号输出相应的扭矩，为操纵人员提供逼真的力感模拟。以操纵杆为受力对象，一方面受到加载系统(电机)的控制移动，另一方面又受到人手的控制而被动移动。人手对操纵杆的施力可看成扰动信号，因而整个系统可以看成位置扰动型施力系统。其中，操纵负荷计算模组是整个系统的大脑，其主控模块、负责控制逻辑的运算，模拟量输入模块、双向通讯模块和以太网通讯模块是系统的I/O部分，负责系统的输入输出。驱动器和操纵负荷计算模块之间采用Ethercat总线高速双向通讯，伺服驱动器通过动力线缆给电机提供三相交流电，以进行控制；电机通过编码器线缆给伺服驱动器反馈相应的信号，电机轴上的扭矩传感器主要用于测量外力在电机轴上产生的扭矩，扭矩传感器输出mv模拟量，由模拟量输入模块采集。本地计算机可进行控制逻辑的组态下装、系统控制及状态显示。
该飞行器操纵负荷模拟系统基于力-位移阻抗模型的力闭环控制系统，可以实现稳定的、平滑的和精准的力感模拟，如弹簧力、阻尼力和摩擦力等，并能够在线修改操作模式(固定模式、自由模式、弹簧阻尼模式和摩擦力模式)、在线修改力感参数(如更改操纵机构的转动惯量)和曲线监视。
另外，本发明所提供的飞行力感系统将来自外回路的模型力和施加的扰动力作为基本输入参数，以两者的合力作用于系统，以实现力闭环控制，对于施加的扰动力设置了补偿，以修正控制输出，同时将转动惯量以加速度的形式体现在控制策略中，从而达到更好的控制效果；并且，发送给外回路的位置信息是理论值，而非实际测量值，从而避免由于实际编码器测量值发散造成的模型力计算不精确及位置误差。
这样，该飞行器操纵负荷模拟系统能够为飞行模拟器提供较高精度的操纵负荷系统模拟操纵力感，从而保证了飞行模拟器具有较高的训练效率。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明是所提供的模拟系统一种具体实施方式的结构示意图；
图2为图1所示模拟系统的原理框图；
图3为图1所示模拟系统的结构框图；
图4为图1所示模拟系统的控制策略框图；
图5为图1所示模拟系统中内回路控制系统的示意图；
图6为图1所示模拟系统中执行装置的结构示意图；
图7为本发明所提供的飞行力感模拟方法一种具体实施方式的流程图；
图8为欠阻尼状态下的参考位置曲线；
图9为欠阻尼状态下的实际位置曲线；
图10为欠阻尼状态下的试验结果对比曲线；
图11为临界阻尼响应时的参考位置曲线；
图12为临界阻尼响应时的实际位置曲线；
图13为简谐运动时的参考位置曲线；
图14为简谐运动时的实际位置曲线。
附图标记说明：
100-操纵负荷计算模组
200-伺服驱动器
300-执行装置
400-控制电源
500-主电源
600-本地计算机
110-主控模块
120-模拟量输入模块
130-双向通讯模块
140-以太网通讯模块
1-内回路
2-外回路
101-力获取单元
102-分析计算单元
103-驱动控制单元
104-电机执行单元
105-位置输出单元
310-手柄
320-输入轴
330-输出轴
340-扭矩传感器
350-电机
360-限位块
370-底板
380-安装架
390-外罩
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参考图1，图1为本发明是所提供的模拟系统一种具体实施方式的结构示意图。
在一种具体实施方式中，本发明提供的飞行器操纵负荷模拟系统为飞行模拟器的重要组成部分，是飞行模拟器中负责向飞行员提供逼真操纵力感的子系统，是高等级飞行模拟器的关键子系统之一。如图1所示，该模拟系统包括操纵负荷计算模组100、伺服驱动器200和与所述操纵负荷计算模组100控制连接的执行装置300，所述操纵负荷计算模组100与控制电源400电连接，所述伺服驱动器200与主电源500电连接；其中，所述操纵负荷计算模组100包括主控模块110、模拟量输入模块120、双向通讯模块130和以太网通讯模块140；所述模拟量输入模块120与所述执行装置300的扭矩传感器340相连接，并用于接收所述扭矩传感器340传输而来的扭矩值，所述主控模块110根据输入的扭矩值计算扭矩输出值；所述双向通讯模块130通过双向总线与所述伺服驱动器200相连接，所述伺服驱动器200与所述执行装置300控制连接，所述双向通讯模块130将所述主控模块110计算得到的扭矩输出值发送至所述执行装置300，并接收所述执行装置300的反馈值；所述以太网通讯模块140通过以太网与本地计算机600相连接。
在工作过程中，如图2和图3所示，操纵负荷计算模组100依据采集的测量量，并根据预设的控制策略，输出驱动信号给用于执行动作的电机350，电机350根据此驱动信号输出相应的扭矩，为操纵人员提供逼真的力感模拟。以操纵杆为受力对象，一方面受到加载系统(电机350)的控制移动，另一方面又受到人手的控制而被动移动。人手对操纵杆的施力可看成扰动信号，因而整个系统可以看成位置扰动型施力系统。其中，操纵负荷计算模组100是整个系统的大脑，其主控模块110、负责控制逻辑的运算，模拟量输入模块120、双向通讯模块130和以太网通讯模块140是系统的I/O部分，负责系统的输入输出。驱动器和操纵负荷计算模块之间采用Ethercat总线高速双向通讯，伺服驱动器200通过动力线缆给电机350提供三相交流电，以进行控制；电机350通过编码器线缆给伺服驱动器200反馈相应的信号，电机350轴上的扭矩传感器340主要用于测量外力在电机350轴上产生的扭矩，扭矩传感器340输出mv模拟量，由模拟量输入模块120采集。本地计算机600可进行控制逻辑的组态下装、系统控制及状态显示。
该飞行器操纵负荷模拟系统基于力-位移阻抗模型的力闭环控制系统，可以实现稳定的、平滑的和精准的力感模拟，如弹簧力、阻尼力和摩擦力等，并能够在线修改操作模式(固定模式、自由模式、弹簧阻尼模式和摩擦力模式)、在线修改力感参数(如更改操纵机构的转动惯量)和曲线监视。
另外，本发明所提供的飞行力感系统将来自外回路2的模型力和施加的扰动力作为基本输入参数，以两者的合力作用于系统，以实现力闭环控制，对于施加的扰动力设置了补偿，以修正控制输出，同时将转动惯量以加速度的形式体现在控制策略中，从而达到更好的控制效果；并且，发送给外回路2的位置信息是理论值，而非实际测量值，从而避免由于实际编码器测量值发散造成的模型力计算不精确及位置误差。
这样，该飞行器操纵负荷模拟系统能够为飞行模拟器提供较高精度的操纵负荷系统模拟操纵力感，从而保证了飞行模拟器具有较高的训练效率。
为实现稳定的、平滑的、精准的力感模拟，相应的控制策略必不可少。从功能逻辑上，将飞行器操纵负荷模拟系统包括内、外两个回路。具体地，如图4所示，所述操纵负荷计算模组100包括外回路2和内回路1，所述外回路2用于计算操纵负荷系统应加载的模型力，所述内回路1为模型力加载回路；根据输入的位置信息，外回路2计算操纵负荷系统应加载的模型力，而内回路1为模型力加载回路，根据输入的模型力，按照一定的控制逻辑，使驱动电机350输出相应的扭矩，从而使操作人员通过操纵杆获得逼真的力感。该飞行器操纵负荷模拟系统采用可改善系统稳定性的闭环控制，考虑到驱动器速度模式通过高分辨的编码器可对电机350位置进行精准的控制，因而采用驱动器速度工作模式；同时，考虑了飞行员施加的力对系统性能的影响，操纵负荷系统作为一种典型的位置扰动型施力系统，将飞行员施加的力处理为系统的一种扰动，并且这种扰动可测量，因而理论上可采用前馈控制消除这种扰动对系统的影响，提高系统的频率响应。在模型力计算时，将计算出的理论轴位置作为外回路2的输入，避免了系统的误差积累，使系统始终做逼近理论曲线的运动。主要是采用实际轴位置作为外回路2输入用于计算模型力时，实际的轴位置和理论值总是存在偏差，在这种错误的基础上进行计算，会使误差不断的积累，不断偏离理论值。
内回路1是控制的核心，是开发操纵负荷系统的基础，如图5所示，所述内回路1包括力获取单元101、分析计算单元102、驱动控制单元103、电机执行单元104和位置输出单元105；其中，力获取单元101用于获取来自外回路2的模拟力以及外界施加的扰动力，并将该模拟力和扰动力的合力输出；分析计算单元102用于接收所述力获取单元101输出的合力，基于该合力计算转动惯量，并将计算得到的转动惯量以加速度的形式输出；驱动控制单元103用于接收所述分析计算单元102输出的加速度，基于该加速度计算模拟位置，并将该计算得到的模拟位置输出；电机执行单元104用于根据所述驱动控制单元103输出的模拟位置移动预设位移，并将移动后的实际位置输出；位置输出单元105用于接收电机移动后的实际位置和所述分析计算单元102计算得到的转动惯量，根据实际位置和转动惯量计算得到计算位置和位置误差反馈值，并将该计算位置输出至外回路2、将位置误差反馈值输出至所述驱动控制单元103。
设计的内回路1控制器属于改进PID类型。比例通道是主要控制通道，微分通道产生加速度前馈以增加频率响应，积分通道为消除静态误差。在给电机轴施加一定的外力时，通过模型算法控制电机轴移动一定的位移，间接实现了对力矩的控制，以达到对力感的模拟。因此，整个系统的模型是一个力-位移阻抗模型。
以内回路1为研究对象，利用Simulink搭建相应的仿真模块，通过对比带有阻尼的弹簧振子的参考位置曲线，从理论方面验证了内回路1控制算法的有效性。在外回路2模型力的构建过程中，既包含动态力，也包含静态力。而国内对力感模拟方法的研究，多以静态模拟为主。实际上，动态力感模拟也非常的重要。在模拟器的鉴定标准中明确提出了操作负荷系统的动态和静态指标。动态力一般来说指惯性力(驾驶杆自身运动引起)和阻尼力。不能模拟动态力是国内自研操纵负荷系统不能进行等级鉴定的主要原因。考虑到弹簧力属于静态力范畴，阻尼力属于动态力范畴，因而选择带有阻尼的弹簧振动作为参考模型，以产生参考的位置曲线，并和内回路1控制算法产生的实际位置曲线进行对比，以验证内回路1控制算法的有效性。
为了进一步提高模拟准确性，需要提供力补偿和阻尼，具体地，所述力获取单元101还用于向所述分析计算单元102输出力补偿和阻尼，所述分析计算单元102输出的模拟位置根据所述阻尼、所述加速度和所述力补偿计算得到，可选地，也可以仅设置力补偿功能或阻尼补偿功能。
应当理解的是，从功能逻辑上，如图6所示，将操纵负荷系统的控制模型分为内外两个回路，其中，外回路2为模型力加载回路，根据输入的模型力，按照一定的控制逻辑，使驱动电机350输出相应的扭矩，从而使操作人员通过操纵元件获得逼真的力感，而内回路1是控制策略的核心算法，是系统性能的主要决定因素，本发明所涉及的模拟系统即以该内回路1为核心，主要针对操纵负荷系统内回路1控制算法进行说明，以实现力闭环控制。
本发明所提供的飞行力感系统将来自外回路的模型力和施加的扰动力作为基本输入参数，以两者的合力作用于系统，以实现力闭环控制，对于施加的扰动力设置了补偿，以修正控制输出，同时将转动惯量以加速度的形式体现在控制策略中，从而达到更好的控制效果；并且，发送给外回路2的位置信息是理论值，而非实际测量值，从而避免由于实际编码器测量值发散造成的模型力计算不精确及位置误差；这样，该基于力闭环控制的飞行器操纵负荷模拟系统，提高了飞行模拟中的控制准确性和精度，从而更好地实现了力感跟踪。
具体地，该力感模拟系统的内回路1控制算法将力作为基本输入，包含施加的扰动力和来自外回路2的模型力，其通过加速度体现了惯性力对系统的影响，并通过位置反馈消除静态误差，主要是考虑到编码器反馈中位置反馈精度最高，因而通过位置反馈消除静态误差最精准；另外，其向外回路2反馈的位置信息是计算出的理论位置，而非实际编码器测量的值，从而避免了由于实际编码器测量值发散造成的模型力计算不准确及位置误差。
上述分析计算单元102和驱动控制单元103可以为集成式控制器，该控制器属于PID类型，比例通道是主要控制通道，微分通道产生加速度前馈以增加频率响应，积分通道为消除静态误差。分析计算单元102以输出的速度信号作为驱动控制单元103的驱动信号，采用速度模式对电机轴的位置进行控制，使得整个系统的模型是一个力-位移阻抗模型。在给电机轴施加一定的外力时，通过模型算法控制电机轴移动一定的位移，间接实现了对力矩的控制，以达到对力感的模拟。
进一步地，在前期仿真建模的基础上，为从功能上实现操纵负荷系统的力感模拟，搭建了的操纵负荷系统原理样机，即为系统的执行装置300，该执行装置300只是针对模型力精确控制方面进行技术研究和性能评估，因而只考虑了单通道功能，也不考虑操纵负荷系统其他功能，如自动驾驶、配平等。如图6所示，本发明所提供的执行装置300包括手柄310、传动机构、电机350和限位块360；其中，传动机构包括与所述手柄310传动连接的输入轴320、与所述输入轴320传动连接的输出轴330，和安装于所述输入轴320和/或所述输出轴330上的扭矩传感器340，所述扭矩传感器340与所述模拟量输入模块120通过通讯总线连接；电机350与所述伺服驱动器200双向连接，并向所述伺服驱动器200输出力补偿值，所述电机350与通过联轴器与所述输出轴330传动连接；限位块360设置于所述扭矩传感器340的两端，并限制所述扭矩传感器340的输出扭矩范围。
该执行装置300(即样机)由电机350、联轴器、扭矩传感器340、电机安装板、输入轴320、输出轴330、操作杆、限位块360等部分组成。整体来说，该执行装置300结构紧凑、操纵方便和连接可靠；加轴承尽可能去除摩擦力干扰，具有很好的跟随性和相应性；手柄310的摇动范围、长度符合人机工程学原理，便于操作；各部分螺栓连接，便于安装、拆卸以及调试。
进一步地，所述执行装置300还包括底板370、安装于所述底板370的安装架380，和安装于所述安装架380上的外罩390；所述手柄310、所述传动机构和所述电机350均安装于所述外罩390内。
具体地，为使系统平稳、尽量减少摩擦采用了双轴承结构。此结构将输入轴320、法兰盘、扭矩传感器340、输出轴330等刚性衔接到一起，使其可看作一体；对于扭矩传感器340的可调限位保护。扭矩传感器340结构为双法兰盘，采用法兰盘转接；介于安全、保护扭矩传感器340损伤等因素考虑，在法兰盘上安装机械限位。为防止由于单边受力而对扭矩传感器340本身造成损伤，对扭矩传感器340的两个法兰盘一块限位，并在限位块360上加有缓冲垫。缓冲垫采用聚氨酯高分子材料，具有良好的耐油性、韧性、耐磨性、抗老化性等。在安装板上安装限位块360来保证±45°的机械限位，此限位符合操纵杆的摆动角度的量程；并且限位块360安装部分也预留槽孔保证限位块360和法兰盘能够充分接触；定位孔的螺栓(减小定位孔的间隙量)选择。对于安装电机350的固定板和两个轴承的立板，需用安装板上打孔固定。考虑此原理样机对于轴系直线度的高等级要求，采用轴肩螺钉固定，可进一步提高稳定性；底拖重量大、系统重心低。为了使系统更加稳定，在安装板的下部安装大重量的底拖，以保证在正常的操作范围内推拉操纵杆，此原理样机不会出现侧翻等不安全事故；联轴器选为具有一定纠错能力的MH系列梅花型联轴器。能够进行径向、轴向和角度的矫正；而且结构简单，便于安装及维护，抗油与电气绝缘，免修；扭向弹性，中间弹性体联结，有良好的动态特性，使用周期长；可以吸收震动、转动惯量低、顺时针逆时针回转特性完全相同，无回转间隙等优点。
除了上述模拟系统，本发明还提供一种基于该模拟系统的飞行力感模拟方法，如图7所示，该方法包括以下步骤：
S1：获取来自外回路2的模拟力以及外界施加的扰动力，并将该模拟力和扰动力的合力输出；
S2：接收所述力获取单元101输出的合力，基于该合力计算转动惯量，并将计算得到的转动惯量以加速度的形式输出；
S3：接收所述分析计算单元102输出的加速度，基于该加速度计算模拟位置，并将该计算得到的模拟位置输出；
S4：所述驱动控制单元103输出的模拟位置移动预设位移，并将移动后的实际位置输出；
S5：接收电机移动后的实际位置和所述分析计算单元102计算得到的转动惯量，根据实际位置和转动惯量计算得到计算位置和位置误差反馈值，并将该计算位置输出至外回路2、将位置误差反馈值输出至所述驱动控制单元103。
进一步地，在步骤S1中还包括向所述分析计算单元102输出力补偿，步骤S2中，所述分析计算单元102输出的模拟位置根据所述加速度和所述力补偿计算得出。
进一步地，在步骤S1中还包括向所述分析计算单元102输出阻尼，步骤S2中，所述分析计算单元102输出的模拟位置根据所述阻尼、所述加速度和所述力补偿计算得到。
为验证本发明所提供的模拟系统和模拟方法的准确性，以下通过建模进行验证。
利用Simulink搭建带有阻尼的弹簧振子仿真模块，以产生参考模型的参考位置曲线。通过设置弹簧系数和阻尼系数的数值大小，可获得简谐运动、欠阻尼响应、临界阻尼响应和过阻尼响应曲线。根据CCAR-60的鉴定指标，将参考模型的参考位置曲线和原理样机的实际位置曲线进行对比，结果如下：
如图8和图9所示，欠阻尼响应时，弹簧系数0.8，阻尼系数0.15，转动惯量0.1，图7为欠阻尼状态下的参考位置曲线，图8为欠阻尼状态下的实际位置曲线，由图可知，欠阻尼响应中，参考和实际模型的性能指标比较如表1和图10所示。结果表明此原理样机欠阻尼响应的容差满足D级模拟器对于操纵负荷系统的容差要求。
表1参考和实际模型性能指标对比
| 参考 | 实际 | 容差 | |
| 第一次交零时间T(P0) | 0.672 | 0.662 | 1.49％ |
| 第一个振荡周期T(P1) | 2.298 | 2.3205 | 0.98％ |
| 第二个振荡周期T(P2) | 2.23 | 2.3175 | 3.92％ |
| 第一次峰值T(A1) | -16.8859 | -17.2275 | 2.02％ |
| 第二次峰值T(A2) | 7.1724 | 7.105 | 0.94％ |
| 第三次峰值T(A3) | -3.0426 | -3.0549 | 0.40％ |
如图11和图12所示，临界阻尼响应时，弹簧系数0.8，阻尼系数0.565685，转动惯量0.1，图10为临界阻尼响应时的参考位置曲线，图11为临界阻尼响应时的实际位置曲线，如图可知，临界阻尼响应中，第一次交零(90％)时间1.3754s，第一次交零(90％)时间1.41348s，容差2.77％。
如图13和图14所示，简谐运动时，弹簧系数0.8，转动惯量0.1，图12为简谐运动时的参考位置曲线，周期2.222；图13为简谐运动时的实际位置曲线，周期2.25，容差1.26％。
通过以上试验，表明本发明所提供的系统和方法可以很好的模拟弹簧力、阻尼力等力感，同时通过分析实验曲线，表明此原理样机的力感模拟满足模拟器操纵负荷要求的容差。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
Claims (8)
1.一种飞行器操纵负荷模拟系统，其特征在于，包括操纵负荷计算模组(100)、伺服驱动器(200)和与所述操纵负荷计算模组控制连接的执行装置(300)，所述操纵负荷计算模组与控制电源(400)电连接，所述伺服驱动器与主电源(500)电连接；
所述操纵负荷计算模组包括主控模块(110)、模拟量输入模块(120)、双向通讯模块(130)和以太网通讯模块(140)；
所述模拟量输入模块(120)与所述执行装置(300)的扭矩传感器(340)相连接，并用于接收所述扭矩传感器(340)传输而来的扭矩值，所述主控模块(110)根据输入的扭矩值计算扭矩输出值；
所述双向通讯模块(130)通过双向总线与所述伺服驱动器相连接，所述伺服驱动器与所述执行装置(300)控制连接，所述双向通讯模块(130)将所述主控模块(110)计算得到的扭矩输出值发送至所述执行装置(300)，并接收所述执行装置(300)的反馈值；
所述以太网通讯模块(140)通过以太网与本地计算机(600)相连接；
其中，所述飞行器操纵负荷模拟系统能够在线修改操作模式和力感参数，所述操作模式包括：固定模式、自由模式、弹簧阻尼模式和摩擦力模式，所述力感参数包括更改操纵机构的转动惯量；并且所述执行装置(300)包括：
手柄(310)；
传动机构，包括与所述手柄(310)传动连接的输入轴(320)、与所述输入轴(320)传动连接的输出轴(330)，和安装于所述输入轴(320)和所述输出轴(330)上的扭矩传感器(340)，所述扭矩传感器(340)与所述模拟量输入模块(120)通过通讯总线连接；
电机(350)，与所述伺服驱动器双向连接，并向所述伺服驱动器输出力补偿值，所述电机(350)与通过联轴器与所述输出轴(330)传动连接；
限位块(360)，设置于所述扭矩传感器(340)的两端，并限制所述扭矩传感器(340)的输出扭矩范围。
2.根据权利要求1所述飞行器操纵负荷模拟系统，其特征在于，所述操纵负荷计算模组包括外回路(2)和内回路(1)，所述外回路(2)用于计算操纵负荷系统应加载的模型力，所述内回路(1)为模型力加载回路；
所述内回路(1)包括：
力获取单元(101)，用于获取来自外回路(2)的模拟力以及外界施加的扰动力，并将该模拟力和扰动力的合力输出；
分析计算单元(102)，用于接收所述力获取单元(101)输出的合力，基于该合力计算转动惯量，并将计算得到的转动惯量以加速度的形式输出；
驱动控制单元(103)，用于接收所述分析计算单元(102)输出的加速度，基于该加速度计算模拟位置，并将该计算得到的模拟位置输出；
电机执行单元(104)，用于根据所述驱动控制单元(103)输出的模拟位置移动预设位移，并将移动后的实际位置输出；
位置输出单元(105)，用于接收电机移动后的实际位置和所述分析计算单元(102)计算得到的转动惯量，根据实际位置和转动惯量计算得到计算位置和位置误差反馈值，并将该计算位置输出至外回路(2)、将位置误差反馈值输出至所述驱动控制单元(103)。
3.根据权利要求2所述的飞行器操纵负荷模拟系统，其特征在于，所述力获取单元(101)还用于向所述分析计算单元(102)输出力补偿，所述分析计算单元(102)输出的模拟位置根据所述加速度和所述力补偿计算得出。
4.根据权利要求3所述的飞行器操纵负荷模拟系统，其特征在于，所述力获取单元(101)还用于向所述分析计算单元(102)输出阻尼，所述分析计算单元(102)输出的模拟位置根据所述阻尼、所述加速度和所述力补偿计算得到。
5.根据权利要求1所述飞行器操纵负荷模拟系统，其特征在于，所述执行装置(300)还包括底板(370)、安装于所述底板(370)的安装架(380)，和安装于所述安装架(380)上的外罩(390)；所述手柄(310)、所述传动机构和所述电机(350)均安装于所述外罩(390)内。
6.一种飞行力感模拟方法，基于如权利要求2-4任一项所述的飞行器操纵负荷模拟系统，其特征在于，包括以下步骤：
S1：获取来自外回路(2)的模拟力以及外界施加的扰动力，并将该模拟力和扰动力的合力输出；
S2：接收所述力获取单元(101)输出的合力，基于该合力计算转动惯量，并将计算得到的转动惯量以加速度的形式输出；
S3：接收所述分析计算单元(102)输出的加速度，基于该加速度计算模拟位置，并将该计算得到的模拟位置输出；
S4：所述驱动控制单元(103)输出的模拟位置移动预设位移，并将移动后的实际位置输出；
S5：接收电机(350)移动后的实际位置和所述分析计算单元(102)计算得到的转动惯量，根据实际位置和转动惯量计算得到计算位置和位置误差反馈值，并将该计算位置输出至外回路(2)、将位置误差反馈值输出至所述驱动控制单元(103)。
7.根据权利要求6所述的飞行力感模拟方法，其特征在于，在步骤S1中还包括向所述分析计算单元(102)输出力补偿，步骤S2中，所述分析计算单元(102)输出的模拟位置根据所述加速度和所述力补偿计算得出。
8.根据权利要求7所述的飞行力感模拟方法，其特征在于，在步骤S1中还包括向所述分析计算单元(102)输出阻尼，步骤S2中，所述分析计算单元(102)输出的模拟位置根据所述阻尼、所述加速度和所述力补偿计算得到。
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Citations (5)
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