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1、飞机操纵系统建模与仿真和故障分析摘 要:通过对某型飞机纵向操纵系统组成、结构及功能分析，将系统分 布参数集中化处理,利用等效动态模型法建立了 从电动舵机到舵面的数学模型。在MATLAB环境下以模块化方法进行系统仿真， 得到与实际系统静态、动态响应相吻合的仿 真模型。将此模型等效降阶成二阶模型，结合飞机纵向运动方程及飞行控制律， 得到飞机飞行状态的动态响应,这个响应与真 实情况更加接近。此模型可应用于调整飞机自动驾驶仪参数和评价飞机飞行品 质。关键词:操纵系统；故障分析;建模；仿真Modelingand Simulation of VehicleControl SystemAbstract:A
2、completemathematicalmodelof a vehicle control system form ElectromechanicalActuatortoElevatorisestablishedafteranalyzingtheElevatormechanicalstructureof it.Wemodeled itbymeansofcentralizing thedistributed system parametersand establishing itwith dynamicmodeling.ByusingMatlab?Simulink, the simulation
3、 results show that themodel is identical to the realone in both static and dynamicperformance. Thepracticalhighorder system model isequivalent to a low ordermodel. Combiningwith theAircraft lognitudinal state equation and the flight control law,amore reliable response of the autonomousflight can be
4、gotten. Themodel isvaluable to the analysisof theparamtersof the flight control law and theflight quality.Key words:vehicle control system,dynamic equivalentmodel,modeling,simulation引言在飞机设计阶段，为了考察飞机操纵系统对飞机自动驾驶仪参数的影响，需 要建立完整的飞机飞行操纵系统数学模型。目前在研究飞机操纵系统时,一般是 将从舵机到操纵舵面的机械传动部分处理成一阶惯性环节。这种方法的好处是系 统的总体阶次较低，缺
5、点是所采用的一阶惯性环节不能很好地拟合真实系统的响 应，致使所建立的系统模型误差较大，在动态特性上很难与实际系统一致。因而在 研究飞机操纵系统时，有必要将机械操纵部分建立成相对完整的数学模型，这个 模型要能在某种程度上再现真实系统的性能。本文从机械操纵部分的动态模型着 手，首先建立从电动舵机到舵面的高阶等效模型，并将此高阶模型等效降阶成二 阶等效模型。将此二阶模型与飞机状态方程、自动驾驶仪控制律结合，得到完整 的飞机飞行操纵系统动态模型。这个模型在动态特性上与真实系统相近，而且系 统的阶次只比原来增加一阶，系统分析的难度增加很小。基于这样的飞机操纵系统模型,可用于“自动驾驶仪2操纵系统2飞机”
6、的动 特性分析与研究、评价所设计的操纵系统及飞机飞行品质是否满足规范要求。1从电动舵机到舵面部分的操纵系统数学模型1.1电动舵机到舵面部分的操纵系统结构分析飞行操纵系统通常分为两个部分1,4。驾驶员的手、脚直接操纵的部分是 由手操纵机构（驾驶杆或驾驶盘）和脚操纵机构（脚蹬）所组成。把驾驶员的动作传 到舵面的那部分,叫做传动机构或传动装置。电动舵机由自动驾驶仪控制，一般在通向左右通道的交叉点接入机械操纵系 统，与驾驶杆（盘）或脚蹬处于并联状态。一般飞机操纵系统由升降舵操纵系统、方向舵操纵系统和副翼操纵系统组 成。升降舵、方向舵和副翼操纵系统数学模型的建立原理基本相同，本文以升降 舵操纵系统为例。
7、1.2升降舵电动舵机到舵面部分操纵系统建模自动驾驶仪控制通过电动舵机、扇形轮与升降舵操纵系 统交联实现。操纵系统结构如图1。驾驶盘 钢索电动舵机“一摇臂才至另一升降舵.拉杆图1升降舵操纵系统结构简图通过对结构分析，将系统分布参数进行集中化处理125。电动舵机、驾驶盘、 机械杆系、扇形轮及钢索等分别折合至通向左右升降舵通道的交叉点N上,后段 特性的参数折合至助力器的输出端B点。得到升降舵电动舵机到舵面部分机械操 纵系统建模原理如图2所示。其中,m,K,C和x分别集中质量、刚度、阻尼和位移;He和De表示舵面的铰 链力矩和舵偏角;Fz和Dz表示电动舵机力和转角。由图2可得各环节数学模型如 下：（1
8、）电动舵机及钢索Fd二Kdd(xdxm)+Cdd(xadxamm)Fz=nkFdDe=xdondmdxbm二Kdd(xd-xm)+Cdd(xad-xam)-fm xN=xm- $ xm$0 BxmB$xm+$ xmW $(5)电动舵机及钢索飞机动态G(S)右驾驶盘y 可逆式液压助力器I、后段及舵面/图2升降舵电动舵机到舵面部分操纵系统建模原理图fm=fN BxmB $0 BxmB$(6)其中,nd为电动舵机到N点的传动比,单位是:m6( )。(2) 钢索及前段ms2xb2二Ks2(xN-x2)+Cs2(xaN-xa2)-fx2msxbs二Ksl(xN-xs)+Csl(xaN-xas)-Cpxa
9、sfN=2Ks2(xN-x2)+2Cs2(xaN-xa2)+2fs+2Ksl(xN-xs)+2Csl(xaN-xas) fs=fsm xaN00xaN=0fsm xaN00ea=0fvm ea(r/s)图7接一阶模型图8接入二阶等效模型仿真结果表明，将操纵系统等效成一阶环节时，在5s内就能实现稳态误差不超过 015。的要求，符合国军标，见图7。当把操纵系统等效成二阶等效模型后，俯仰 角要5s10s才能达到稳态误差不超过015的要求，不满足国军标要求。因此, 需要对飞机控制律参数K;和KXe进行调整，在工程可实现的范围内，使其在5s内 稳态误差不超过015。本结论与半实物仿真情况一致。3结论(1
10、) 本文针对飞机飞行操纵系统，建立了包含操纵系统、 飞机动态方程及自动驾驶仪控制律的完整数学模型,结果表 明模型的正确性及仿真软件的可行性。(2) 本文针对操纵系统，将分布参数集中化处理,运用动 态等效模型法建立完整的数学模型，仿真结果表明模型的正 确性。(3) 提出将从电动舵机到舵面部分的操纵系统等效成二 阶模型，经仿真表明是有效的。(4) 应用MATLAB在Simulink环境下以结构方框图进 行模块仿真具有灵活性、集成性及可视性。5) 上述模型可应用于飞机的飞机飞行品质评估中。2 模型验证下面运用该模型对L波段某系列两坐标低空中中程警戒雷达在轰炸机攻击下 的机动生存能力进行评估。对9名专
11、家关于该系列雷达影响机动生存能力因素的 评分进行综合处理，确定的权系数为：(KA,KB,KC,KD) = (0130,0135,0120,0115)Kij=0.250.30 0.150.300.350.100.300.250.550.150.300.000.300.200.150.35(i二a,b,c,d,j二1,2,3,4)对该系列雷达各项性能指标按上述各式计算并进行归一化处理，最后得出雷达机 动生存能力综合评估结果。其结果列于表1。从表1可以看出：该型系列雷达从A 型到D型的机动生存能力在不断改进。A型到B型技术体制基本没有改变，且受 当地技术条件的限制和军事需求对机动性要求不高的影响;C
12、型虽体制没变，但 军事需求和技术条件大大提高，因此机动生存能力有明显的提高。而D型雷达采 用全新技术体制，且设计时很重视机动性和生存能力,使其开关时间、架设撤收 时间、重量、体积大大缩短，隐蔽能力和再生能力也明显提高。从而验证了该模 型和方法的正确性。3 结束语本文在对轰炸机攻击下雷达机动生存能力的各项性能指标进行具体分析量 化的基础上，建立了雷达机动生存能力指数综合评估模型，为雷达的研制、改造及 作战使用等提供了必要的数据。但由于对雷达作战性能的评估牵涉到诸多问题和 工程实践因素，许多问题还需进一步探讨和改善。表1某些系列雷达装备性能归 一化指标及机动生存能力评估结果参数A型B型C型D型a1
13、 0.25 0.25 0.33 0.50a20.250.440.500.85a30.330.330.331.00a40.130.250.631.00b10.730.860.861.00b20.700.900.941.00b30.330.330.671.00b40.750.750.901.00c10.420.630.780.85c20.750.750.750.75c30.200.200.250.32d10.780.780.780.78d20.360.360.360.36d30.480.480.480.48d40.700.700.800.90P0.42890.4581 0.5643 0.7834参考文献：1 赵超作战效能综合效能评估方法探索J.电光与控 制，2001,(1):63265.2 朱雪平.防空兵作战效能分析M.郑州：防空兵指挥学院，1999.3 姜启源.数学模型M.北京:高等教育出版
