CN115862425A - 一种飞机模拟操纵负荷系统及模拟方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种飞机模拟操纵负荷系统及模拟方法，系统包括：相互独立的两个通道操纵子系统、离合器和教员台子系统，每个通道操纵子系统均包括驾驶杆和力模拟装置，离合器连接两个所述驾驶杆，用于锁定和解锁其中一个通道操纵子系统；教员台子系统与每一通道子系统电连接，用于设置每一通道子系统的故障状态。本发明通过增加机械电磁离合对双通道驾驶杆进行离合，极大程度的降低了软件算法难度和系统对电机性能的要求，使系统实际研发成本降低，其次，机械离合的方式与实际飞机真实结构更加接近，目标杆力与实际飞机一致，能够得到更好的控制精度和效果。
Description
技术领域
本发明属于飞机模拟技术领域，具体涉及一种飞机模拟操纵负荷系统及模拟方法。
背景技术
在真实飞机上，操纵力将随着飞机气动面偏转、飞行速度、高度、液压状态、高升力装置状态、平尾配平甚至外界温度等飞行状态参数的变化而改变，飞行员凭借着操纵力的变化来做出相应的判断并执行相应的操作，操纵力感为飞行员控制飞行状态提供了最直接，最主要的判断依据。在模拟训练中，操纵负荷系统所模拟的静态和动态操纵力感特性必须与真实飞机相同，以培训飞行员对飞行状态的判断能力，飞行模拟机中对操纵杆“杆力--位移”曲线特性有着严格的要求，仿真驾驶杆偏离中立位置的角度和飞行员感觉力之间的关系必须与真实飞机特性必须在一定容差范围内。在飞机具有两个通道驾驶杆的情况下，需要两套操纵负荷系统同时工作。由于两套驾驶杆之间不存在任何机械连接，为了满足双通道同步的要求，每一个通道必须同时知道另一侧通道的实际位置，并计算与另一通道之间的位置误差，将误差作为杆力修正量，对该通道杆力进行调整，从而控制该通道与另一通道保持位置上的同步则存在以下问题：为了保持双通道同步，控制目标不仅为模型计算出的理论力，还包括了为了保持双通道同步额外引入的同步力，该力导致了输入给电机的目标力矩与飞机实际特性不一致，从而导致驾驶员手上的力感出现偏差；双通道之间的同步方法，其控制的基础是双通道的位置误差，即不存在位置误差时，同步算法不会产生作用。因而，实际控制过程中，未被驾驶员直接操纵的一侧驾驶杆，一定会与直接被操纵的驾驶杆之间存在一个位置偏差，驾驶杆移动出现“滞后”现象，甚至出现明显的不同步现象。为了尽可能减小该现象，则要求电机能够在很小的位置误差作用下，产生较大的控制力矩从而消除误差；但较大的控制力又会导致目标力偏离模型力太大，造成驾驶员力感的失真，即两个操纵杆之间的“位置偏差”与仿真杆力和真实杆力之间的“杆力偏差”，难以同时满足要求。
发明内容
为了克服现有技术存在的问题，本发明提供一种飞机模拟操纵负荷系统及模拟方法，用于克服目前存在的缺陷。
一种飞机模拟操纵负荷系统，所述系统包括：相互独立的两个通道操纵子系统、离合器和教员台子系统，
其中，每个通道操纵子系统均包括驾驶杆和力模拟装置，所述驾驶杆的顶端为操作区域，用于操作所述驾驶杆，所述驾驶杆的底端连接所述力模拟装置，用于接收所述力模拟装置提供的模拟杆力；
所述离合器连接两个所述驾驶杆，用于锁定和解锁其中一个通道操纵子系统；
所述教员台子系统与每一通道子系统电连接，用于设置每一通道子系统的故障状态。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述力模拟装置为电机。
本发明还提供了一种飞机模拟操纵负荷系统的模拟方法，所述方法采用所述的系统来实现，包括如下步骤：
S1.飞机模拟操纵负荷系统上电初始化；
S2.两通道操纵子系统均未收到教员台子系统发送的故障设置信号时，离合器保持在锁定位置，两通道操纵子系统处于正常操作模式；
S3.若其中一个通道操纵子系统收到教员台子系统发送的故障设置信号，则发生卡阻，离合器进行解锁，另外一个通道操纵子系统在驾驶杆的操作区域施加的操纵力下继续移动；
S4.当松开所述另外一个通道操纵子系统驾驶杆时，该驾驶杆自动回到与卡阻一侧的驾驶杆相同的位置。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述正常操作模式包括：所述两个通道操纵子系统均在正常操作下的模拟杆力下进行运动，所述模拟杆力通过如下公式获得：
，其中：force为正常操作下的模拟杆力；pos为驾驶杆偏离中立位置角度；k为弹性系数；friction为驾驶杆摩擦力；vel为驾驶杆运动方向；sign()为符号函数。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，S3.若其中一个通道操纵子系统收到教员台子系统发送的故障设置信号，则发生卡阻，此时力模拟装置产生突破力，所述突破力通过如下公式获得：当突破力小于等于bo时，则
；
当突破力大于bo时，breakout通过如下公式求取
；
其中：breakout为突破力；m 1 为突破阶段的弹力系数；breakPos为驾驶杆偏离突破位置的角度；bo为breakPos角度最大时对应的最大突破力; P L 为突破力等于bo时的驾驶杆所处的位置，m 2 为突破之后的弹力系数。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述另外一个通道操纵子系统在驾驶杆的操作区域施加的操纵力包括正常操作下的模拟杆力和突破力，通过如下公式获得：
，其中，total为施加的操纵力，force为正常操作下的模拟杆力，breakout为突破力。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述S3中发生卡阻时，该卡阻的通道操纵子系统的电机保持在收到故障设置信号时的运动位置。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述
的表达式为/>
。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述k的取值范围为：pos在[-2，2]之间时，k取值为2；其余时候k取值为1。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述方法在S4后还包括：S5.所述教员台子系统停止发送故障设置信号后，离合器重新锁定两个驾驶杆，两个驾驶杆回到正常操作模式。
本发明的有益效果
与现有技术相比，本发明有如下有益效果：
本发明的系统包括：相互独立的两个通道操纵子系统、离合器和教员台子系统，其中，每个通道操纵子系统均包括驾驶杆和力模拟装置，所述驾驶杆的顶端为操作区域，用于操作所述驾驶杆，所述驾驶杆的底端连接所述力模拟装置，用于接收所述力模拟装置提供的模拟杆力
；所述离合器连接两个所述驾驶杆，用于锁定和解锁其中一个通道操纵子系统；所述教员台子系统与每一通道子系统电连接，用于设置每一通道子系统的故障状态。本发明通过增加机械电磁离合机构对双通道驾驶杆进行离合，极大程度的降低了软件算法难度和系统对电机性能的要求，使系统实际研发成本降低，其次，机械离合的方式与实际飞机真实结构更加接近，目标杆力与实际飞机一致，能够得到更好的控制精度和效果。
附图说明
图1为本发明的操纵负荷系统的结构示意图；
图2为本发明的单通道操纵负荷“杆力--位移”特性曲线图；
图3为本发明的单通道操纵负荷突破力特性曲线图；
图4(a)，4(b)为本发明的双通道操纵负荷系统连接示意图；
图5为本发明的模拟方法流程图。
具体实施方式
为了更好的理解本发明的技术方案，本发明内容包括但不限于下文中的具体实施方式，相似的技术和方法都应该视为本发明保护的范畴之内。为使本发明要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图及具体实施例进行详细描述。
应当明确，本发明所描述的实施例仅仅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作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
如图4(a),4(b)所示，本发明的一种飞机模拟操纵负荷系统，所述系统包括：相互独立的两个通道操纵子系统、离合器和教员台子系统，
其中，每个通道操纵子系统均包括驾驶杆和力模拟装置，所述驾驶杆的顶端为操作区域，用于操作所述驾驶杆，所述驾驶杆的底端连接所述力模拟装置，用于接收所述力模拟装置提供的模拟杆力；
所述离合器连接两个所述驾驶杆，用于锁定和解锁其中一个通道操纵子系统；
所述教员台子系统与每一通道操纵子系统电连接采用以太网连接，用于传输信号，用于设置每一通道子系统的故障状态。
真实飞机驾驶杆的底端连接着钢索、连杆等机械结构，这些机械结构产生的力往往与飞机驾驶杆偏离中立位置角度相关。当驾驶员拉驾驶杆时，底端的钢索拉力，摩擦力，飞机气动力等通过驾驶杆反传回顶端，使驾驶员感受到操纵力，本发明的飞机模拟操纵负荷系统，如图1所示，则使用一个力模拟装置来替代钢索、连杆等机械结构，力模拟装置采用高性能伺服电机来实现，高性能伺服电机产生模拟杆力，用来模拟真实飞机驾驶杆底部的力。驾驶杆顶端为驾驶员操作区域，在模拟时，驾驶员施加给驾驶杆顶端一个操纵力，驾驶杆底端由伺服电机施加模拟杆力，当操纵力那一侧的力矩大于模拟杆力一侧的力矩时，操纵驾驶杆按照操纵力的方向运动，模拟杆力包括弹簧力和摩擦力。
优选地，本发明还提供了一种飞机模拟操纵负荷系统的模拟方法，所述方法采用本发明所述的系统来实现，包括如下步骤：
S1.飞机模拟操纵负荷系统上电初始化；
S2.两通道操纵子系统均未收到教员台子系统发送的故障设置信号时，离合器保持在锁定位置，两通道操纵子系统处于正常操作模式；
S3.若其中一个通道操纵子系统收到教员台子系统发送的故障设置信号，则发生卡阻，离合器进行解锁，另外一个通道操纵子系统在驾驶杆的操作区域施加的操纵力下继续移动；
S4.当松开所述另外一个通道操纵子系统驾驶杆时，该驾驶杆自动回到与卡阻一侧的驾驶杆相同的位置。
其中，所述正常操作模式包括：所述两个通道操纵子系统均在模拟杆力下进行运动，所述模拟杆力通过如下公式获得：
其中：force为模拟杆力；pos为驾驶杆偏离中立位置角度，单位为度；k为弹性系数，单位为 N/°；friction为驾驶杆的摩擦力；vel为驾驶杆运动方向，在pos增大时方向为正，反之为负；sign为符号函数：
优选地，本发明中，pos的取值范围是根据模拟不同型号的飞机而选定合适的值，例如pos在[-2，2]之间时，k取值为2；其它情况下，k取值为1。
“杆力--位置”关系与被模拟飞机型号密切相关，不同类型的飞机操纵系统的“杆力--位置”关系存在差别，但是其杆力实现原理基本一致，杆力指的是驾驶杆底端的模拟杆力，位移指的是驾驶杆的位置，模拟杆力由高性能伺服电机产生，是模拟真实飞机驾驶杆底端的多个力的合力，该合力包括弹簧力和摩擦力，图2示出了本发明的模拟杆力和驾驶杆位置的关系，由于模拟杆力中的摩擦力的方向总与运动方向相反，所以图中曲线上侧部分为驾驶杆位置正向运动的特性曲线，下侧部分为反向运动的特性曲线。由于伺服电机存在滞环，故曲线的来回运动不完全一致。
当系统正常工作时，电机只产生正常模式的模拟杆力；当系统有模拟驾驶杆卡阻时，电机额外产生突破力，所述突破力通过如下公式获得：
当突破力小于等于bo时，则
（2）；
当突破力大于bo时，breakout通过如下公式求取
（3）；
其中：breakout为突破力；m 1 为突破阶段的弹力系数；breakPos为驾驶杆偏离突破位置的角度；bo为breakPos角度最大时对应的最大突破力，由模拟不同类型的飞机而取的不同的常数值; P L 为突破力等于bo时的驾驶杆所处的位置，m 2 为突破之后的弹力系数。
本发明采用的电磁离合器为模拟操纵负荷系统输入信号控制其连接和断开，不是根据力的大小而断开，因此，在电磁离合器在连接和断开过程中，不存在任何额外力矩。但真实飞机的驾驶杆卡阻时，需要提供一个较大的“突破力”，才能够断开两个驾驶杆之间的机械连接，从而实现两个驾驶杆的独立控制。因此，在本发明的模拟操纵负荷系统中需要对两个驾驶杆断开时的突破力进行模拟。本发明的方法适用于各种不同的突破力，如图3所示，其中，曲线的上升端为电磁离合器未断开前的突破力，此时模拟有卡阻现象，驾驶杆移动的角度越大，突破力就越大。当突破力达到最大突破力时，模拟真实飞机驾驶杆突破卡阻的现象，之后突破力快速下降为0，即模拟真实飞机驾驶杆突破卡阻之后运动的现象。
模拟操纵负荷系统在正常操纵过程中，两个通道操纵杆由电磁离合固连，此时没有突破力；当两个通道需要断开时，以断开位置为原点，根据偏离突破力的角度先缓慢增加，突破力是由伺服电机产生的。以开始卡阻的位置为原点，突破力先随着偏离开始卡阻位置的角度增加而缓慢增加，到达最大突破力（根据模拟不同型号飞机而设定的常数）时，突破力迅速变小至0，突破力通过上面的公式（2）-（3）求取获得。迅速减小为0是由于之前驾驶杆已经突破了卡阻，回到了正常状态，正常状态（即没有模拟卡阻时）模拟杆力中的突破力为0。
优选地，所述施加的操纵力通过如下公式获得：
（4），其中，total为驾驶员施加的操纵力，force为正常情况下的模拟杆力，breakout为突破力，正常模式下为0，在卡阻模式时通过上面的公式（2）-（3）求取。如图4所示，当两通道驾驶杆均处于正常工作状态时，离合器将双通道转轴锁定，形成一个固连整体。此时双通道不存在突破，此时是正常状态，没有设定模拟机驾驶杆卡阻，此时高性能伺服电机产生的模拟杆力只包括摩擦力和弹簧力等力，没有突破力，即突破力为0，因此，突破力不起作用；当其中一个通道卡阻在指定位置时，离合器解锁，此时卡阻侧操纵杆将保持卡阻时的位置不动，另一侧操纵杆则可在驾驶员操纵力下继续运动。但如果驾驶员在另一个通道施加操纵力，则此时需要首先克服突破力才能移动驾驶杆，此时施加操纵力通过上述公式（4）获取。当其中一个通道卡阻在指定位置时，离合器保持连接（正常情况下一直连接），此时卡阻侧驾驶杆将保持卡阻时的位置不动；另一侧驾驶杆则需要模拟机驾驶员先完成突破卡阻操作，才能继续正常操纵驾驶杆。
优选地，所述S3中发生卡阻时，该卡阻的通道操纵子系统的伺服电机保持在收到故障设置信号时的运动位置。
优选地，所述方法在S4后还包括：所述教员台子系统停止发送故障设置信号后，离合器重新锁定两个驾驶杆，两个驾驶杆回到正常操作模式。
如图5所示，操纵系统离合（控制离合器锁定（连接）或者解锁（断开））和模型操纵负荷单侧卡阻故障（控制伺服电机产生模拟杆力实现）通过教员台子系统直接设置。
当教员未设置故障时，离合器保持在锁定位置，两个操纵负荷通道均使用正常模型进行计算，对外体现为一个整体，离合器锁定状态即离合器连接状态，这时两个通道的驾驶杆刚性连接，两个驾驶杆的运动角度完全一致，运动完全一致。
当教员设置某一个通道卡阻时，离合器将解锁，此时被注入故障的通道将进入卡阻模式，注入卡阻故障的这个通道，该通道控制伺服电机的模拟杆力，使模拟机驾驶员无论用多大的操纵力都不能使驾驶杆移动，使得这一侧的驾驶杆不能动，也就是电机保持在注入故障时的位置不动；而未注入故障的通道，则可在飞行员的操纵力下继续移动，但与双通道都没有故障时不同的是，此时指模拟机驾驶员实际操纵力为“正常模式的模拟杆力force”加上“突破力breakout”。
由于突破力模型原点是卡阻一侧驾驶杆的位置，驾驶杆的位置为驾驶杆偏转的角度，驾驶杆是前后运动。原点为教员台设置卡阻模式时，当时驾驶杆的偏转位置为原点，原点对应图3 的横坐标，根据驾驶杆偏离原点的角度改变突破力的大小。当模拟机驾驶员（即学员）松开驾驶杆时，未卡阻一侧驾驶杆将会自动回到与卡阻一侧驾驶杆相同的位置，即之前的原点位置，驾驶杆固定在了原点位置，当模拟机驾驶员增大操纵力企图使驾驶杆移动时，由于操纵力不够大于最大突破力bo，所以伺服电机产生的模拟杆力会使驾驶杆回到原点的位置。此时，取消施加故障后，可以使离合器重新锁定两个驾驶杆，两个驾驶杆回到正常的同步工作状态。
在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。
上述说明示出并描述了本发明的若干优选实施例，但如前所述，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述申请构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求书的保护范围内。
Claims (10)
1.一种飞机模拟操纵负荷系统，其特征在于，所述系统包括：相互独立的两个通道操纵子系统、离合器和教员台子系统，
其中，每个通道操纵子系统均包括驾驶杆和力模拟装置，所述驾驶杆的顶端为操作区域，用于操作所述驾驶杆，所述驾驶杆的底端连接所述力模拟装置，用于接收所述力模拟装置提供的模拟杆力；
所述离合器连接两个所述驾驶杆，用于锁定和解锁其中一个通道操纵子系统；
所述教员台子系统与每一通道子系统电连接，用于设置每一通道子系统的故障状态。
2.根据权利要求1所述的飞机模拟操纵负荷系统，其特征在于，所述力模拟装置为电机。
3.一种飞机模拟操纵负荷系统的模拟方法，其特征在于，所述方法采用权利要求1-2任一项所述的系统来实现，包括如下步骤：
S1.飞机模拟操纵负荷系统上电初始化；
S2.两通道操纵子系统均未收到教员台子系统发送的故障设置信号时，离合器保持在锁定位置，两通道操纵子系统处于正常操作模式；
S3.若其中一个通道操纵子系统收到教员台子系统发送的故障设置信号，则发生卡阻，离合器进行解锁，另外一个通道操纵子系统在驾驶杆的操作区域施加的操纵力下继续移动；
S4.当松开所述另外一个通道操纵子系统驾驶杆时，该驾驶杆自动回到与卡阻一侧的驾驶杆相同的位置。
4.根据权利要求3所述的模拟方法，其特征在于，所述正常操作模式包括：所述两个通道操纵子系统均在正常操作下的模拟杆力下进行运动，所述模拟杆力通过如下公式获得：
，其中：force为正常操作下的模拟杆力；pos为驾驶杆偏离中立位置角度；k为弹性系数；friction为驾驶杆摩擦力；vel为驾驶杆运动方向；sign()为符号函数。
5.根据权利要求4所述的模拟方法，其特征在于，S3.若其中一个通道操纵子系统收到教员台子系统发送的故障设置信号，则发生卡阻，此时力模拟装置产生突破力，所述突破力通过如下公式获得：当突破力小于等于bo时，则
；
当突破力大于bo时，breakout通过如下公式求取
；
其中：breakout为突破力；m 1 为突破阶段的弹力系数；breakPos为驾驶杆偏离突破位置的角度；bo为breakPos角度最大时对应的最大突破力; P L 为突破力等于bo时的驾驶杆所处的位置，m 2 为突破之后的弹力系数。
6.根据权利要求5所述的模拟方法，其特征在于，所述另外一个通道操纵子系统在驾驶杆的操作区域施加的操纵力包括正常操作下的模拟杆力和突破力，通过如下公式获得：
，其中，total为施加的操纵力，force为正常操作下的模拟杆力，breakout为突破力。/>
7.根据权利要求3所述的模拟方法，其特征在于，所述S3中发生卡阻时，该卡阻的通道操纵子系统的电机保持在收到故障设置信号时的运动位置。
8.根据权利要求4所述的模拟方法，其特征在于，所述
的表达式为
。
9.根据权利要求4所述的模拟方法，其特征在于，所述k的取值范围为：pos在[-2，2]之间时，k取值为2；其余时候k取值为1。
10.根据权利要求3所述的模拟方法，其特征在于，所述方法在S4后还包括：S5.所述教员台子系统停止发送故障设置信号后，离合器重新锁定两个驾驶杆，两个驾驶杆回到正常操作模式。
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| 张冲: "民航客机驾驶杆操纵机构脱开力仿真研究", 《科技创新导报》, no. 26, 31 December 2013 (2013-12-31), pages 23 - 24 * |
| 王婷: "民用飞机飞控系统主舵面卡阻试飞方法研究", 《航空工程进展》, vol. 5, no. 3, 31 August 2014 (2014-08-31), pages 343 - 349 * |
| 赵明波: "一种飞行仿真中的多通道操纵负荷系统设计方法", 《电子测量技术》, vol. 41, no. 15, 31 August 2018 (2018-08-31), pages 40 - 45 * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| CN117690332A (zh) * | 2024-02-02 | 2024-03-12 | 北京东方瑞丰航空技术有限公司 | 一种操纵指引方法、装置、设备及介质 |
| CN117690332B (zh) * | 2024-02-02 | 2024-04-26 | 北京东方瑞丰航空技术有限公司 | 一种操纵指引方法、装置、设备及介质 |
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