（机械电子工程专业论文）直升机旋翼操纵协调加载系统控制.pdf

西北工业大学硕 i. 学位论文摘要 摘要 对于直升机来说， 旋翼操纵控制是其关键技术之一， 对旋翼进行地面加载试 验， 模拟旋翼在飞行过程中所受的气动载荷， 对于研究和改进直升机飞行控制系 统非常重要。 论文结合实际的工程项目，以某型号直升机旋翼气动载荷模拟为研 究内容， 对协调加载控制中出现的诸如强位置干扰、 多通道祸合、 非线性等问题 进行了全面的分析和研究。 论文首先介绍了直升机旋翼加载系统的结构， 在建立了单通道加载系统的数 学模型的基础上， 分析了加载系统的动态性能。 论文结合强位置干扰产生的机理 及其数学表达式， 研究了影响强位置干扰的因素， 采用结构不变性原理对其进行 了前馈补偿。仿真结果表明，采用的控制策略是可行的。 论文分析了多通道协调加载系统之间的藕合关系， 建立了多通道协调加载系 统的数学模型。 将单通道加载系统的理论结果应用在多通道加载系统， 多余力得 到了有效的抑制。 对于电液伺服控制系统， 伺服阀节流方程的非线性使得系统在忽略滞环、 死 区等非线性因素外， 系统仍然呈非线性特性。 而且千扰的时变性及强揭合也造成 了系统的非线性。 针对非线性问题， 论文分别采用了非线性控制理论和c ma c 神 经网络对系统进行了建模与控制，控制系统性能较纯经典控制有了明显改善。 仿真试验表明， 该加载控制系统能很好的完成加载试验控制， 保证系统的控 制性能指标。 关键字: 直升机协调加载非线性c m a c 神经网络 西北下业大学硕 学位论文 摘要 abs tract a i r s c r e w m a n i p u l a t i o n c o n t r o l i s o n e o f t h e k e y t e c h n o l o g i e s t o a h e l i c o p t e r . i t i s v e ry i m p o rt a n t f o r s t u d y i n g a n d im p r o v i n g t h e fl i g h t c o n t r o l s y s t e m o f h e l i c o p t e r t o c a r r y o u t a i r s c r e w l o a d i n g t e s t o n t h e g r o u n d a n d s i m u l a t e t h e a e r o d y n a m i c lo a d a c t i n g o n t h e a i r s c r e w w h e n fl y i n g . i n t h i s t h e s i s , t h e a e r o d y n a m i c lo a d s i m u l a t i o n o f o n e t y p e o f h e l ic o p t e r a i r s c r e w w a s s t u d i e d a c c o r d i n g t o a p r a c t i c a l p r o j e c t . s o m e i s s u e s s u c h as s t r o n g p o s i t i o n d i s t u r b a n c e , m u l t i - c h a n n e l c o u p l i n g a n d n o n l i n e a r i t y w e r e a n a l y z e d a n d r e s e a r c h e d r o u n d l y . f ir s t , t h e s t r u c t u r e o f h e l i c o p t e r a i r s c r e w l o a d i n g s y s t e m w a s i n t r o d u c e d , o n t h e b a s i s o f s i n g l e c h a n n e l l o a d i n g s y s t e m s m a t h m o d e l , t h e s y s t e m s d y n a m i c p e r f o r m a n c e w a s a n a l y z e d . c o m b i n i n g t h e m e c h a n i s m o f s t r o n g p o s it i o n d i s t u r b a n c e a n d i t s m a t h e x p r e s s i o n , f a c t o r s i n fl u e n c i n g t h e s t r o n g p o s i t i o n d i s t u r b a n c e w a s i n v e s t i g a t e d . i n t h i s t h e s i s , s t r u c t u r e i n v a r i a b i l i t y p r i n c i p l e w a s p r o p o s e d as f e e d - f o r w a r d c o m p e n s a t io n t o t h e d is t u r b a n c e . i t h as b e e n t e s t e d t h a t t h e c o n t r o l s t r a t e g y w a s f e a s i b l e . t h i s t h e s i s a n a l y z e d t h e c o u p l i n g r e l a t i o n s h i p o f t h e c h a n n e l s o f t h e s y s t e m a n d p r o p o s e d it s m a t h m o d e l . t h e s in g le c h a n n e l t h e o ry w a s a p p l i e d t o t h e m u l t i - c h a n n e l s y s t e m a n d t h e a d d it i o n a l f o r c e w as r e s t r a i n e d e f f e c t i v e l y . a s t o e le c t r o - h y d r a u l i c s e r v o s y s t e m , i t w as n o n l i n e a r b e c a u s e o f t h e n o n l i n e a r s e r v o v a l v e t h r o tt l e e q u a t io n i g n o r i n g s o m e n o n l i n e a r f a c t o r s s u c h a s b a c k l a s h a n d d e a d z o n e . t h e t i m e - v a ry i n g d i s t u r b a n c e a n d s t r o n g c o u p l i n g a l s o m a d e t h e s y s t e m n o n l i n e a r . n o n l in e a r c o n t r o l t h e o ry a n d c m a c n e u r a l n e t w o r k w a s a p p l i e d t o p r o p o s e m a t h m o d e l a n d c o n t r o l a c c o r d i n g t o t h e s y s t e m s n o n l i n e a r i ty , a n d t h e c o n t r o l s y s t e m s p e r f o r m a n c e w a s e n h a n c e d c o m p a r e d t o p u r e c l a s s i c a l c o n t r o l t h e o ry . s i m u la t i o n r e s u lt s s h o w e d t h a t t h e l o a d in g c o n t r o l s y s t e m c a n a c c o m p l i s h t h e l o a d i n g t e s t c o n t r o l a n d e n s u r e t h e s y s t e m s p e r f o r m a n c e t a r g e t s . k e y w o r d s : h e l ic o p t e r h a r m o n y l o a d i n g n o n l i n e a r i t y c ma c n e u r a l n e t w o r k 西北t业大学硕 学位论文第一章 绪论 第一章 绪论 1 . 1选题的意义 在大气层中的飞行器除受到使它飞行的动力外， 还受到惯性力和气动力的作 用。 而气动力随着飞行高度、 飞行速度、飞行姿态和气流等因素的变化而发生改 变 ” ， 因 此要求飞 行器具有在承受这些力同时能正常飞行的能力。 为了 验证在各 种飞行状态下飞行器的各项性能指标， 如何在地面模拟飞行器在各种飞行状态下 所受的气动载荷是一个十分重要的问题。 对于直升机来说， 旋翼操纵控制是其关 键技术之一， 对旋翼进行地面加载试验， 模拟旋翼在飞行过程中所受的气动载荷， 对于研究和改进直升机飞行控制系统尤为重要。 模拟飞机在飞行过程中所受空气动力的加载装置称为模拟气动力加载系统， 其功能是在实验室条件下模拟飞机在空中 所受的各种气动力载荷， 从而检验其技 术性能指标，将经典的自 破坏性的全实物实验化为实验室条件下的预测性研究， 以 达到缩短研制周期、节约研究经费、提高可靠性和成功率的目 的【 。以 往的 气动力加载系统采用模拟式控制系统或弹簧板进行加载试验， 仅能实现静态加载 试验， 只能考核系统在确定时间、 在固定载荷下的性能， 其控制精度与可靠性设 计难以满足试验的需要， 无法进行动态加载试验， 无法考核操纵系统在实际气动 载荷作用时的性能。 模拟式加载系统一般只能考察系统的几个频域特性指标， 无 法直观的显示动态过程。 即便可以进行动态实验， 往往因为硬件电路的设计修改 周期长、费用高，因而在实际应用中有很多的不便， 无法根据实验需要及时调整 试验台。 随着航空科技和国防事业的发展， 迫切需要研制高性能的加载试验系统， 为新型飞行器提供性能试验参考数据， 为新技术的应用提供可靠的实验资料， 为 新型飞机的试验提供可靠的试验设施。目前， 在航空铁鸟试验台上的加载主要采 用电液伺服加载方式，该方式的主要优点为动态性能好、 精度高， 加载系统能较 好地复现飞机飞行中所受的气动载荷。 本课题来源于西北工业大学与某直升机研究所签署的某型直升机旋翼多点 协调加载试验台研制协议。 该试验台用于模拟直升飞机飞行时旋翼所受的气动载 荷， 在试验中应用加载装置产生一种类似真实气流的载荷 施加于操纵系统， 使操 西北t业大学硕 学位论文第一章 绪论 第一章 绪论 1 . 1选题的意义 在大气层中的飞行器除受到使它飞行的动力外， 还受到惯性力和气动力的作 用。 而气动力随着飞行高度、 飞行速度、飞行姿态和气流等因素的变化而发生改 变 ” ， 因 此要求飞 行器具有在承受这些力同时能正常飞行的能力。 为了 验证在各 种飞行状态下飞行器的各项性能指标， 如何在地面模拟飞行器在各种飞行状态下 所受的气动载荷是一个十分重要的问题。 对于直升机来说， 旋翼操纵控制是其关 键技术之一， 对旋翼进行地面加载试验， 模拟旋翼在飞行过程中所受的气动载荷， 对于研究和改进直升机飞行控制系统尤为重要。 模拟飞机在飞行过程中所受空气动力的加载装置称为模拟气动力加载系统， 其功能是在实验室条件下模拟飞机在空中 所受的各种气动力载荷， 从而检验其技 术性能指标，将经典的自 破坏性的全实物实验化为实验室条件下的预测性研究， 以 达到缩短研制周期、节约研究经费、提高可靠性和成功率的目 的【 。以 往的 气动力加载系统采用模拟式控制系统或弹簧板进行加载试验， 仅能实现静态加载 试验， 只能考核系统在确定时间、 在固定载荷下的性能， 其控制精度与可靠性设 计难以满足试验的需要， 无法进行动态加载试验， 无法考核操纵系统在实际气动 载荷作用时的性能。 模拟式加载系统一般只能考察系统的几个频域特性指标， 无 法直观的显示动态过程。 即便可以进行动态实验， 往往因为硬件电路的设计修改 周期长、费用高，因而在实际应用中有很多的不便， 无法根据实验需要及时调整 试验台。 随着航空科技和国防事业的发展， 迫切需要研制高性能的加载试验系统， 为新型飞行器提供性能试验参考数据， 为新技术的应用提供可靠的实验资料， 为 新型飞机的试验提供可靠的试验设施。目前， 在航空铁鸟试验台上的加载主要采 用电液伺服加载方式，该方式的主要优点为动态性能好、 精度高， 加载系统能较 好地复现飞机飞行中所受的气动载荷。 本课题来源于西北工业大学与某直升机研究所签署的某型直升机旋翼多点 协调加载试验台研制协议。 该试验台用于模拟直升飞机飞行时旋翼所受的气动载 荷， 在试验中应用加载装置产生一种类似真实气流的载荷 施加于操纵系统， 使操 西北工业大学硕 卜 学位论文 第 一章 绪沦 纵系统能在与实际飞行中受力相同的状态下工作。 一方面检验操纵系统性能是否 达到了预先的设计指标， 同时也可以发现设计中存在的问题， 为改进设计提供有 力的数据。 1 . 2电液伺服控制技术在国内 外的发展现状 电液伺服控制技术最先产生于美国的 m i t ( m a s s a c h u s e t te s i n s t it u t e o f t e c h n o l o g y ) ， 后因 其响应快、 精度高 很快在工业界得 到了 普及。 电 液伺 服系统是 以液压动力元件作为执行机构， 根据负反馈原理， 使系统的输出跟踪给定信号的 控制系统。 它不仅能自 动、 准确、 快速的复现输入信号的变化规律， 而且 可对输 入量进行变换与放大。 作为控制领域的一个重要研究对象， 电液伺服系统的设计 理论和方法一直受到控制学科的指导和启发， 经历了 从线性控制到非线性控制， 再到智能控制的发展历程。 从2 0世纪 5 0年代，mi t开始研究电液伺服系统的控制，在以后的几十年 中， 电液伺服控制设计基本上采用基于工作点附近的增量线性化模型对系统进行 综合与分析。 p i d控制也因其控制律简单和易于理解，受到工程界的普遍欢迎。 然而， 随着人们对控制品质要求的提高， 电液伺服系统中p i d控制的地位发生了 动摇。 这主要是由电液伺服系统的特性所决定的。 首先，电液伺服系统是一严重 不确定非线性系统， 环境和任务复杂， 普遍存在参数变化、 外干扰和交叉祸合干 扰; 其次，电液伺服系统对频带和跟踪精度都有很高的要求， 如航空航天领域的 系统频宽可达1 0 0 h z ， 己 经接近甚至超过液压动力机构的固有频率; 另 外， 在高 精度快速跟踪条件下，电液系统中的非线性作用己不容忽视。 因此， 这是一类典 型的未知不确定非线性系统。 这类系统扰动大、 工作范围宽、 时变参量多、 难以 精确建模。 这些特点对系统的稳定性、 动态特性和精度将产生严重的影响， 特别 是控制精度受负载特性的 影响而难以预测。 在这种情况下， 仅采用传统的液压控 制技术已难以满足要求，机、电、液一体化技术正是在这种背景下产生的。 7 0 年代末至8 0 年代初， 计算机技术的发展为电子技术和液压技术的结合奠 定了基础。 随后， 计算机控制在电 液伺服系统中得到应用， 使复杂控制策略的实 现成为可能。自 适应控制的引入在一定程度上提高了系统的鲁棒性和控制精度， 并在解决许多工程问 题上发挥了 积极的作用 3 。 但在大 扰动下， 或系 统存在严重 西北工业大学硕 卜 学位论文 第 一章 绪沦 纵系统能在与实际飞行中受力相同的状态下工作。 一方面检验操纵系统性能是否 达到了预先的设计指标， 同时也可以发现设计中存在的问题， 为改进设计提供有 力的数据。 1 . 2电液伺服控制技术在国内 外的发展现状 电液伺服控制技术最先产生于美国的 m i t ( m a s s a c h u s e t te s i n s t it u t e o f t e c h n o l o g y ) ， 后因 其响应快、 精度高 很快在工业界得 到了 普及。 电 液伺 服系统是 以液压动力元件作为执行机构， 根据负反馈原理， 使系统的输出跟踪给定信号的 控制系统。 它不仅能自 动、 准确、 快速的复现输入信号的变化规律， 而且 可对输 入量进行变换与放大。 作为控制领域的一个重要研究对象， 电液伺服系统的设计 理论和方法一直受到控制学科的指导和启发， 经历了 从线性控制到非线性控制， 再到智能控制的发展历程。 从2 0世纪 5 0年代，mi t开始研究电液伺服系统的控制，在以后的几十年 中， 电液伺服控制设计基本上采用基于工作点附近的增量线性化模型对系统进行 综合与分析。 p i d控制也因其控制律简单和易于理解，受到工程界的普遍欢迎。 然而， 随着人们对控制品质要求的提高， 电液伺服系统中p i d控制的地位发生了 动摇。 这主要是由电液伺服系统的特性所决定的。 首先，电液伺服系统是一严重 不确定非线性系统， 环境和任务复杂， 普遍存在参数变化、 外干扰和交叉祸合干 扰; 其次，电液伺服系统对频带和跟踪精度都有很高的要求， 如航空航天领域的 系统频宽可达1 0 0 h z ， 己 经接近甚至超过液压动力机构的固有频率; 另 外， 在高 精度快速跟踪条件下，电液系统中的非线性作用己不容忽视。 因此， 这是一类典 型的未知不确定非线性系统。 这类系统扰动大、 工作范围宽、 时变参量多、 难以 精确建模。 这些特点对系统的稳定性、 动态特性和精度将产生严重的影响， 特别 是控制精度受负载特性的 影响而难以预测。 在这种情况下， 仅采用传统的液压控 制技术已难以满足要求，机、电、液一体化技术正是在这种背景下产生的。 7 0 年代末至8 0 年代初， 计算机技术的发展为电子技术和液压技术的结合奠 定了基础。 随后， 计算机控制在电 液伺服系统中得到应用， 使复杂控制策略的实 现成为可能。自 适应控制的引入在一定程度上提高了系统的鲁棒性和控制精度， 并在解决许多工程问 题上发挥了 积极的作用 3 。 但在大 扰动下， 或系 统存在严重 西北工业大学仙 卜 学位论文 第 一章 m论 不确定时，自 适应算法将趋向复杂， 造成实现上的困难。此外， 对非线性因素的 处理能力还不尽人意 4 ， 。 近年来， 控制学科的发展推动了电 液伺服系统智能控制的研究 5 。 文 献( 6 研究了电液伺服系统自 适应恒力加载和神经网络恒力加载系统， 这也是国内电液 伺服神经网络控制技术较早的应用。 文献【 7 1 则研究了不对称缸的h z 鲁棒控制 和自 校正控制。 精确反馈线性化是一种很好的非线性控制方法， 近年来在电液伺 服系统中也展开了应用研究。文献 【 8 1针对对称缸电液伺服系统阀口流量的非 线性影响， 研究了精确反馈线性化控制策略， 取得了一些有益的结论。 此外， 模 糊控制、 变结构控制、 迭代学习控制等非线性控制技术也都在电液伺服系统中取 得了一席之地。 1 . 3电液力伺服系统的分类与特点 电液力伺服系统通常分两种类型， 一类是对结构、 材料进行静、 动强度试验 的加载系统， 称之为静止加载或主动加载口 另一类是对有自 主运动的物体进行加 载， 如舵机、 起落架系统等的加载， 称之为运动加载或被动加载。 这两类加载系 统的实质区别是受载体是否存在独立于加载系统的自 主运动。 因而上述称谓并没 有科学的反映这一本质的区别。因为结构和材料的变形也可以很大， 所以加载点 的位移在宏观上并不是静止的而且可以很大。 但这个位移是受试结构在加载力的 作用下产生的， 它们之间存在着因果关系， 位移与力相互不是独立的。 所以问题 不在于加载点动或不动的问题。问题是这个“ 动” 是否是独立变量。 其次称前者 为主动加载， 后者为被动加载也不妥当， 因为目前主动控制与被动控制的名词已 在广泛的控制领域中采用了。 所谓主动控制， 指的是能够积极的采用各 种控制手 段构成一种系统， 以适应各种变化了的状况达到某种更高的性能要求。 如飞控系 统中的主动控制技术实现放宽静稳定性功能， 主动颤振抑制功能等， 直接影响飞 机的总体设计。 而主动加载与被动加载的叫法， 恰好与广泛应用的主动控制概念 相矛盾，反而引起不必要的混淆。 所以加载系统这样称呼较为合适，一类是受载 体没有独立运动的加载， 另一类是受载体存在自 主的或独立运动的加载系统。 用 于模拟气动力载荷的电液力伺服系统几乎都属于后者。 单通道电液力伺服系统的数学模型的主要特点是有两个输入端，一个输出 西北工业大学仙 卜 学位论文 第 一章 m论 不确定时，自 适应算法将趋向复杂， 造成实现上的困难。此外， 对非线性因素的 处理能力还不尽人意 4 ， 。 近年来， 控制学科的发展推动了电 液伺服系统智能控制的研究 5 。 文 献( 6 研究了电液伺服系统自 适应恒力加载和神经网络恒力加载系统， 这也是国内电液 伺服神经网络控制技术较早的应用。 文献【 7 1 则研究了不对称缸的h z 鲁棒控制 和自 校正控制。 精确反馈线性化是一种很好的非线性控制方法， 近年来在电液伺 服系统中也展开了应用研究。文献 【 8 1针对对称缸电液伺服系统阀口流量的非 线性影响， 研究了精确反馈线性化控制策略， 取得了一些有益的结论。 此外， 模 糊控制、 变结构控制、 迭代学习控制等非线性控制技术也都在电液伺服系统中取 得了一席之地。 1 . 3电液力伺服系统的分类与特点 电液力伺服系统通常分两种类型， 一类是对结构、 材料进行静、 动强度试验 的加载系统， 称之为静止加载或主动加载口 另一类是对有自 主运动的物体进行加 载， 如舵机、 起落架系统等的加载， 称之为运动加载或被动加载。 这两类加载系 统的实质区别是受载体是否存在独立于加载系统的自 主运动。 因而上述称谓并没 有科学的反映这一本质的区别。因为结构和材料的变形也可以很大， 所以加载点 的位移在宏观上并不是静止的而且可以很大。 但这个位移是受试结构在加载力的 作用下产生的， 它们之间存在着因果关系， 位移与力相互不是独立的。 所以问题 不在于加载点动或不动的问题。问题是这个“ 动” 是否是独立变量。 其次称前者 为主动加载， 后者为被动加载也不妥当， 因为目前主动控制与被动控制的名词已 在广泛的控制领域中采用了。 所谓主动控制， 指的是能够积极的采用各 种控制手 段构成一种系统， 以适应各种变化了的状况达到某种更高的性能要求。 如飞控系 统中的主动控制技术实现放宽静稳定性功能， 主动颤振抑制功能等， 直接影响飞 机的总体设计。 而主动加载与被动加载的叫法， 恰好与广泛应用的主动控制概念 相矛盾，反而引起不必要的混淆。 所以加载系统这样称呼较为合适，一类是受载 体没有独立运动的加载， 另一类是受载体存在自 主的或独立运动的加载系统。 用 于模拟气动力载荷的电液力伺服系统几乎都属于后者。 单通道电液力伺服系统的数学模型的主要特点是有两个输入端，一个输出 西北t . 业大学硕 学位论文 第一章 绪论 端。如图卜1 所示; 位移x( 千扰输入) 指令 尸 控 制 器日 伺 服 阀目 作 动 筒洋 ( 给定输入 力传感器 图1 一单通道加载系统框图 单通道电液力伺服系统的特点是: 1 、干扰输入 ( 位移 x )是一个强干扰。 称它为“ 强” 是因为 它直接作 用在输出 端， x 直 接影响输出凡。 任何 补 偿措 施都要通过控制器来起作用，这肯定不够 “ 及时” ，因而要动态的消除干扰和影 响 是 几乎 不 可能 的( 除 非能“ 提 前” 获 取x 变 化的 信 息) 。 干 扰引 起f ,. 的 误 差 被 称为“ 多余力 ， 其严重性还由 于 通常k : 数值很 大， 在不 采取缓冲 措施的 情 况下 一 般可 达到 1 0 5 k g f / c m量 级， 即 瞬间i m m的 位 移 阶 跃， 可引 起1 0 k g f 的 脉 冲 干扰力。 当位移干扰输入为正弦信号时， 输出力呈相位超前的正弦波， 且当频率 增 大时 ， f , 的 相 位超 前 值与凡的 幅 值 均增 大。 以 上 特点 说明 ， 以x 为 输 入， 凡 为输出的信号传递呈现微分的倾向。 2 、阀控作动筒 ( 或马达)起双重作用。 在有位移干扰的电液力伺服系统中，阀控作动筒起着双重的作用，即一方面 它应当 跟随受载物体的自 主运动， 即从宏观上看， 它应当与受载物体“ 同步” 运 动， 另一方面又应当听从力指令信号的控制， 随时调整力的大小， 使其满足加载 力的精度要求。 这两个作用实际上又是统一的， 因为只有很好的跟踪了 受载物体 的运动， 干扰力才会减小， 加载的精度才能提高， 反过来ia， 当加载精度满足性 能要求时，力伺服系统的运动也就与受载物体随动了。 两北工业大学硕 学位论文第一章 绪论 1 . 4电液力伺服系统设计和研制的一般性原则 由电液力伺服系统的上述特点，在系统设计和研制中应当注意以下几点: 1 、 伺服阀的选择 要兼顾加载系统的静动态特性，特别是有利于缓解位移千扰引起的 “ 多余 力” ，因而其额定流量应当选得大一些，仅仅满足空载流量是不够的。特别是对 收放系统加载 如起落架等) ，因为这些系统是开环操纵的，瞬时运动速度快， 加载力较大， 所以力系统的伺服阀流量一定要满足工作的需要口 为了有利于消除 多余力， 还要考虑有一定的流量余量和良 好的动态特性。 一般的分析认为带有预 开口的流量阀或压力阀， 有利于多余力的消除， 但是预开口太小效果有限， 预开 口 太大， 功率损失太多。 而压力阀对于控制加载力是有利的， 但是考虑到还要跟 随对象运动，所以流量阀有流量阀的优点。 z 、 伺服作动筒的参数要仔细计算设计 当然， 首先要满足加载力的需要， 同时要尽量考虑减小摩擦力。 采用静压支 承的作动筒可以较好的解决这一问题。 但是价格太贵， 构造复杂， 对于一般的加 载系统来说 必要性不大。 所以应当对密封结构精心设计， 考虑到两腔之间即使有 泄漏也是可以接受的， 所以内密封可以松一些， 外密封也不应太紧。 密封件可以 采用包氟的或定购国外优质件。 3 、 校正装置 最好采用机械液压、 电子相结合的校正方案。 在有可能的情况下可考虑采用 缓冲弹簧、 液压蓄能器等装置， 因为这对消除力干扰是最直接的， 也是绝对有效 的， 但是，它也将影响力伺服系统的频带宽 ( 或快速性) ，所以在设计时也 应当 综合考虑， 选择优化的参数。电子校正装置的设计可由计算机来实现， 控制规律 的设计是使力伺服系统达到优良 性能的最后的关键步骤。 首先通过串联校正设计 使力闭 环的频宽能够达到4 0 h z 以上， 再进行千扰补偿设计使干扰力尽量小。因 为工程上常用的利用结构不变性原理消除多余力的方案具有结构简单、 信号传递 迅速、 调节方便和成本低等优点， 所以论文采用了 这种方法， 并在此基础上完成 了多通道的协调加载系统的校正。 这部分内容将分别在第三章和第四章中具体介 绍。 西北工业大学硕 1 : 学位论文第一帝 绪论 1 . 5技术难点及关键概述 1 、直升机旋翼加载系统是包含五个加载通道的系统，每一个加载系统受三 个位置操纵系统的位移干扰， 而三个位置操纵系统同时也受着五个加载系统负 载 力的影响。因此，负载干扰、外干扰、交叉祸合是直升机加载系统设计的难点。 2 、由于载荷谱中交变动载荷的频率较高 ( f ? 2 5 .s h z ) ，在系 统设计、结构 布局时必须首先考虑有利于展宽系统的频宽。 例如选用频带宽的伺服阀， 尽量减 小容腔， 增大传动刚度等， 一些减小多余力的措施也应在兼顾频宽的条件下谨慎 的来选取。 3 、在助力器 i o h z 运动加载时，多余力要达到指标的要求 ( _ 1 0 %) 。因此 必须采取有效的补偿校正措施， 除了 常用的速度补偿措施外， 像预开口、 缓冲等 方法均不宜采用， 因为这些措施会影响系统的频宽。 根据论文中直升机旋翼加载 系统的实际情况， 可采用加载油缸与助力器同步运动的方法来减小多余力， 其思 路是通过状态估计取得助力器运动的状态变量， 然后利用这些状态变量来驱动加 载油缸，使其跟踪助力器的运动，进行位置同步补偿。 丽北_ 业大学坝 j 学位论立 鹚一帚加裁系统的结构i i 数学模型 第二章加载系统的结构与数学模型 2 1 直升机旋翼加载系统的结构 直升机旋翼加载系统分为主桨加载系统和尾桨加载系统，为了模拟真实结构 中的五片桨叶所受的气动载荷，主桨加载装置由五个加载作动筒提供加载力，形 成五个加载通道。主桨加载系统的结构示意图如图2 1 。五个加载作动简上铰点 连接在固定刚架上，如图中a 1 ，a 2 ，a 3 ，a 4 ，a 5 点所示：另一端连接在半径r 为动盘上，五个加载作动筒按相差角度为7 2 。角均匀安装在动盘上，如图中b l ， b 2 ，b 3 ，b 4 ，b 5 点所示；三个助力器是直升机上的真实部件，其上铰点是均匀 安装在半径为尺的不动盘上，如图中c 1 ，c 2 ，c 3 所示：另一端如图中的d 1 ， d 2 ，d 3 所示，与主减壳体相连接。 图2 ，1直升机旋鹱加载系统结构幽 直升机旋翼上所承受的气动载荷由加载作动筒输出，通过动盘、不动盘传递 到主桨助力器上。模拟实验台上未安装主减和自动倾斜器，加载时力的作用关系 两北t 业人学坝卜学位论殳 第一幸加栽系统的结构j 数学模型 通过一套机械模拟装置来模拟。主桨助力器操纵摇臂由相应的操纵信号位置系统 来控制。直升机旋翼加载系统属受载体存在自主运动的加载系统，这类系统受载 体运动参量的干扰直接作用加载系统的输出端，属于强干扰。血个加载作动简和 三个助力器通过动盘和不动盘铰接在一起，模拟盘可以以圆心上下或倾斜运动， 这样三个位置系统与五个加载系统有很强的耦合关系。在协调加载一章中将分析 位置系统位移和所受力与加载作动筒位移和力的关系，从而找出位置系统与加载 系统的耦合关系。 在研究多通道协调加载系统之前，首先来研究一下单通道加载系统。单通道 加载系统工作原理图为： 厂_ 6 0 h z 故_ 6 0 h z 故v ,. = 2 丫= 2 7 r x 6 0 = 4 0 0 r a d l s ， 氛 一般取 0 .6 2 5 . 取 泄 漏系 数:氏二 2 x 1 0 - m / n - s . 取匆r = 2 x l o n / m ， 最 大 运 动 速 度 : ， = 3 0 0 m m / .s 。 _ a p r x a 二 2 x 1 3 .4 7 二 0 .9 k e f l( 二 / ， ) 一 9 0 0 n /( m l s ) v3 0一 .m , = 8 k g . 液压固 有频率:lo h 二 4 e ,.城 v m , 1 5 0 0 r a d / s , 兀= 、6 . 6 x 1 0 - s l r a d 2 . 2 . 2位置系统数学模型 、助力器方块图如图 二 一一一- 住少一一一i 图 2 - 7助力器方块图 图中误差比较点处有: e = k , x ， 一 k r x , 式中瓦 ; 称为 输入比。 气 ， 是 假定 输出 端不 动的 情况f ( x ， 二 0 ) 滑阀开 度与 输入 两北r . 业大学硕 学位论义第_ _ 章 加载系统的结构 、 数学模型 端 位 移 之比 。k ， 称为 反 馈比 ，k ， 是 假 定 输 入 不 动 情况 下， 滑阀 反向 开 度 与 输 出 端位移( x ， 为正时) 之比 。 其中阀 控液压缸部分与上 一节中 加载系统的阀 控 液 压缸部分相同，这一节中不再详细说明。 当 助力器输出 端仅连有惯性负 载， 且 输出 端作 用有外力f r. ( 看作干扰) 的 条 件下， 补充阀控缸传递函数，建立助力器方块图见图 ( ? - 8 ) 0 图2 - 8带惯性负载助力器方块图 其中: 4 e y a ,2 2 氛o) h = v m , 4 e y 凡 。 * 一 作 动筒 无阻 尼自 振 频 率 v一 作动筒两腔容积 a一 作 动筒活 塞有效面 积 m ， 一 连接于输出 端上的 质量 k ,.e = k ,. + c ., c .o 一泄漏系数 e ， 一 油 液 弹 性模 量 月一 输出 端上的 外力， 假定与x ， 方向 相反时为 正。 西北工业大学硕 卜 学位论文 第_章 加载系统的结构与数学模型 2 、 助力器闭环传递函数 助力器闭环传递函数为: k ,., k / a , 弃s j + 2j , s +. * : + 0 ) h仍方 k rr k e a ( 2 . 1 3 ) 助力器阻抗为: 脸s + s + 兰 立 = r9 , 臼 h a , _ k + , r 二 v , ( 2 . 1 4 ) 4 e , k + 3 、 参数估算 . 活 塞 有效面 积减= 1 8 .5 c m z .由助力器最大速度v = 1 5 c m l s 可得最大流量为: q = 1 5 x 1 8 .5 = 2 7 7 二 2 8 0 c m / s . 最大开口:e = 3 m m = 0 . 3 c m . 泄 漏 系 数:c ,., = 7 x 1 0 - m l n - s . 液 压 缸容 积:v = 1 3 x 1 8 .5 = 2 4 0 c m 3 .等效质量:m= 1 0 棺 . 取如， = 2 x 1 0 5 n / m 2 b= 2 x 1 8 . 5 1 5 2 .5 k g ( l ( c m l s ) = 2 .5 x 1 0 3 n / ( 二 / : ) 2 . 2 . 3单通道加载系统数学模型 前 面对位置系统模型的建立和分析时， 标明了负载力对位置系统的影响，可 以认为负 载力是位置系统的干扰输入。 那么对于位置系统， 可以 认为它是一个双 输入、 单输出系统， 它的两个输入信号分别是操纵操纵杆的指令信号和负载力对 它的干扰输入信号， 输出为助力器输出的 位移。 对于单通道的电 液伺服加载系统 来说， 它也是一个双输入、 单输出的力伺服系统。双输入中一个是指令输入，另 西北工业大学硕 卜 学位论文 第_章 加载系统的结构与数学模型 2 、 助力器闭环传递函数 助力器闭环传递函数为: k ,., k / a , 弃s j + 2j , s +. * : + 0 ) h仍方 k rr k e a ( 2 . 1 3 ) 助力器阻抗为: 脸s + s + 兰 立 = r9 , 臼 h a , _ k + , r 二 v , ( 2 . 1 4 ) 4 e , k + 3 、 参数估算 . 活 塞 有效面 积减= 1 8 .5 c m z .由助力器最大速度v = 1 5 c m l s 可得最大流量为: q = 1 5 x 1 8 .5 = 2 7 7 二 2 8 0 c m / s . 最大开口:e = 3 m m = 0 . 3 c m . 泄 漏 系 数:c ,., = 7 x 1 0 - m l n - s . 液 压 缸容 积:v = 1 3 x 1 8 .5 = 2 4 0 c m 3 .等效质量:m= 1 0 棺 . 取如， = 2 x 1 0 5 n / m 2 b= 2 x 1 8 . 5 1 5 2 .5 k g ( l ( c m l s ) = 2 .5 x 1 0 3 n / ( 二 / : ) 2 . 2 . 3单通道加载系统数学模型 前 面对位置系统模型的建立和分析时， 标明了负载力对位置系统的影响，可 以认为负 载力是位置系统的干扰输入。 那么对于位置系统， 可以 认为它是一个双 输入、 单输出系统， 它的两个输入信号分别是操纵操纵杆的指令信号和负载力对 它的干扰输入信号， 输出为助力器输出的 位移。 对于单通道的电 液伺服加载系统 来说， 它也是一个双输入、 单输出的力伺服系统。双输入中一个是指令输入，另 西北工业大学硕 厂 学位论文第_帝 加载系统的结构 j 数学模型 一个是位移干扰输入。输出为加在受试件上的负载力。指令输入p 为给定的指令 载荷谱， 是实际加载力要跟踪的目 标值。 位移干扰输入x , 为受试对象助力器的 输出位移量， 它在绝大多数情况下使实际的加载力偏离给定的值， 这一误差力通 常称为多余力。 而位移干扰直接作用在输出端， 是一个强干扰。 所以是不能忽略 的， 事实上， 对多余力的抑制是整个系统所要解决的关键问题。 这一工作将在第 三章中进行。加载系统与位置系统之间的相互影响关系可用图( 2 - 9 ) 来表示: ! 位 置 系 统 毕 一 - 一“ 立 卜 图 2 - 9加载系统与 位置系统相互影响关系示意图 在以上的传递函数中，考虑了惯性负载，阻尼及弹性负载，还考虑了油的压 缩性和液压缸的泄漏等各种因素。 在实际应用中往往没有这么复杂， 在一定条件 下可以 忽略一些因素， 这样可使传递函数得到一定的简化。 论文中系统的弹性负 载 相 对于 惯 性负 载 很 小， 可以 忽 略，k , = 0 。 此 外， 式中b , k , 1 a 参 数 可以 写 武一dt一风 成如下的形式:b , k , , b , a , z p k c e p t 了d 沂 a， d t 。 .、 。 ，_ 己 y 、 _ ._、 、_ 显热 n h厄刀 城匹小士欣压缸的输 dt 出 力 ， 泄 漏 等 损 失 的 流 量凡 e p ， 远 小 于 活 塞 运 动 所 需 的 流 量 。 故 项b 戈 。 / a 与1 相比可以忽略。 通过以上的分析和前几节对力加载系统和位置系统数学模型的建立， 可以得 到完整的单通道加载系统的方块图，如图( 2 - 1 0 ) 所示: 西北工业大学4 0 学位论文第 _ 章 加载系统的结构与数学模型 一 一 令 ( v(4e, k ,“一 ，) 卜 一 之 仁 招 万卜公 七月| 扮日匕 厂口 赢仁 ; 困洲 - - k , i- - - 一 _ _ 图2 - 1 0单通道加载系统方框图 在以后的分析中， 主要是基于这一方框图来从不同的方面进行的。 将以 上单 通道加载系统框图进一步简化为如图 ( 2 - i 1 ) 的形式; 图2 - 1 1 变换后单通道加载系统方框图 s + 1 ) g , ( s ) 其中 + 2 , s 十 5 十 k f 丛 co n a, ( 2 . 1 5 ) 夕一心 注意到式( 2 . 1 4 ) 助力器的阻抗与式( 2 . 1 5 ) 成负倒数关系。 _ 2 0 西北工 业人学硕 学位论文第二章 加载系统性能分析及校下 第三章 加载系统性能分析及校正 3 . 1力加载系统的性能分析及校正 对于单通道加载系统，由2 . 2 节可得到它的结构框图为: g ( s ) x ,叫 k c, 下， ，. 州 一一 x - - , rc 匕止二 图3 - 1力加载系统结构框图 其中 x 为干扰输入，由以上框图可以 得到， 加载系 统的输出负载力f , 与 输入 p 之间的 开 环传递函 数g , . ( s ) = g ( s ) h ( s ) ， 其中 g( s ) = g , ( s ) k , k . a , v m , s a 十 4 e , ( v 旦 4 e , ， 、 ，“ + (k ,b , + v, k, )s + k,k,4 e ,. ( 3 . 1 ) 对 其 进 行整 理， 将 其分子 分 母上同 除以a . 2 得: g.( s ) 反 ， 气 g( s ) 茂 v , m_ ;犷双m, k -、 _ :k_ 及 3- +吸 +一二子. ) j一 +卜 一 竺 下二+1 + 4 气a , 一 4 凡4 戌一 a , v , k , 一 止 二 ) s+ 4 e , a k - k , ( 3 . 2 ) a rt 反 馈 传 递函 数为:h ( s ) = 气 由 ( 3 - 2 ) , ( 3 - 3 )得开环传递函数: ( 33 ) g , , ( s ) k , ,k , g k . ( s ) = a ,一“ r v , m_ :v , b , m. k . _ ， 了 - 二3 - +( = +一 笋 ) ) - 4 气减 一4 式碑 一 减 - v , k , 、 _ k 几 不 二 二号 ) 3 += 4 e戌一戌 ( 3 . 4 ) 争 则其闭环传递函数为: 西北工 业人学硕 学位论文第二章 加载系统性能分析及校下 第三章 加载系统性能分析及校正 3 . 1力加载系统的性能分析及校正 对于单通道加载系统，由2 . 2 节