（人机与环境工程专业论文）位置扰动型电液伺服力加载控制系统的研究.pdf

中国民航大学硕士学位论文 a b s t r a c t n ef o r c el o a d i n gc o n t r o ls e r v es y s t e mo ff l i g h ts i m u l a t o ri sat y p i c a lp o s i t i o n d i s t u r b a n c et y p eo ff o r c el o a d i n gs y s t e m i nt h i ss y s t e mt h ec o r r e s p o n d i n gf o r c e n e e d e dt ot h ep i l o ts t i c ks h o u l db el o a d e da c c o r d i n gt ot h ed i s p l a c e m e n to fs t i c k d u e t ot h em o t i o no fo b j e c t ，ah i g hd i s p l a c e m e n td i s t u r b a n c ew o u l db ep r o d u c e d ，c a l l e da s e x t r a n e o u sf o r c e ，w h i c hc o u l db el a r g e rt h a nt h en e e df o r c ei fc o r r e c tt r e a t m e n t sa r e a b s e n t i nm a n yc a s e s ，t h ee x t r a n e o u sf o r c ew i l lr e d u c e dt h ep r e c i s i o no ft h es y s t e m t h ee x t r a n e o u sf o r c ew i l la f f e c tt r a c kp r e c i s i o no ft h es y s t e m t h eq u a l i t yo ft h ef o r c e l o a d i n gc o n t r o ls y s t e mw i l lh a v eag r e a ti m p a c to nt h ee f f e c to fs i m u l a t i o nt ot h ep i l o t s t i c k , a n dt h e nt h eq u a l i t yo ft h ef l i g h ts i m u l a t o r w i t ht h eb a c k g r o u n do fc o n t r o ll o a d i n gs y s t e mo ff l i g h ts i m u l a t o r , t h ep o s i t i o n d i s t u r b a n c et y p eo fe l e c t r o h y d r a u l i cs e l v of o r c el o a d i n gs y s t e mi ss t u d i e dd e e p l yi n t h i st h e s i s am a t h e m a t i c a lm o d e lo ff o r c el o a d i n gc o n t r o ls y s t e mh a sb e e n e s t a b l i s h e d a n dt h e na n a l y s e sa r ep l a c e do nt h ee x t r a n e o u sf o r c ed u et op o s i t i o n d i s t u r b a n c e n o n 1 i n e ro fe l e c t r o h y d r a u l i cs e r v o v a l v ea n dt h ei m p a c to ff r i c t i o no f h y d r a u l i cc y l i n d e r a i m i n ga tt h e s ef a c t o r s ，c o n t r o l l i n gs t r a t e g i e sw e r ep u tf o r w a r dt o c o m p e n s a t et h e m f o rt h ep r o b l e mo fe x t r a n e o u sf o r c e ，t h es t r u c t u r e i n v a r i a b l ep d n c i p l ei su s e df o r c o m p e n s a t i o n a n dw i t hah y b r i dc o n t r o ls t r a t e g yo ft h ei m p r o v e ds t r u c t u r e - i n v a r i a b l e p r i n c i p l ea n dt h ep r o p o r t i o n a l i n t e g r a l - d i f f e r e n t i a l ( p i d ) ，e l l o r so ft h ee l e c t r o - h y d r a u l i c s e l - v o v a l v e sn o n 1 i n e ra n dr e a l t i m eo ft h e1 0 a df l u xa r ec o m p e n s a t e d w i t hr e g a r dt o t h eh y d r a u l i cc y l i n d e r sf r i c t i o nf o r c e ，af r i c t i o no b s e r v e ri sd e s i g n e db a s e do nl u g r e m o d e la n dt h e o r yo fs t a t eo b s e r v a t i o n t h es i m u l a t i o nr e s u l t si n d i c a t e dt h a tt h e e x t r a n e o u sf o r c ec a nb er e s t r a i n e de f f e c t i v e l yb yt h es t r u c t u r e - i n v a r i a b l ep r i n c i p i e ；t h e n o n - - l i n e rf a c t o ro fe l e c t r o h y d r a u l i cs e r v o v a l v eh a sag r e a ti m p a c to nt h es y s t e m ；a n d t h ec o m b i n a t i o no fi m p r o v e ds t r u c t u r e - i n v a r i a b l ep r i n c i p l ew i t hp i dc o u l dc u td o w n e x t r a n e o u sf o r c es h a r p l y , b u td on o th a v ear e m a r k a b l ee f f e c to nr e d u c i n gt r a c ke r r o r r e s u l t i n gf r o mn o n - l i n e rf a c t o r ；a n dt h a tc o m p e n s a t i n gs y s t e mf o rt h ef r i c t i o nc o u l d f u r t h e rr e d u c eo u t p u te r r o ra n di m p r o v et h et r a c kp r e c i s i o no fs y s t e m k e y w o r d s ：p o s i t i o nd i s t u r b a n c e ；f o r c el o a d i n g ；e x t r a n e o u sf o r c e ；s t r u c t u r e - i n v a r i a b l e p r i n c i p l e ；e l e c t r o h y d r a u l i cs e r v o - v a l v e ；f r i c t i o nf o r c e l i 中国民航大学学位论文独创性声明 本人声明所呈交的学位论文是我个人在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成果。 尽我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含其他人已经发表或撰写过 的研究成果，也不包含为获得中国民航大学或其它教育机构的学位或证书而使用过的材料。 与我一同工作的同志对本研究所做的任何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示了谢意。 研究生签名：聱奎珲日期： 中国民航大学学位论文使用授权声明 中国民航大学、中国科学技术信息研究所、国家图书馆有权保留本人所送交学位论文的 复印件和电子文档，可以采用影印、缩印或其他复制手段保存论文。本人电子文档的内容和 纸质论文的内容相一致。除在保密期内的保密论文外，允许论文被查阅和借阅，可以公布( 包 括刊登) 论文的全部或部分内容。论文的公布( 包括刊登) 授权中国民航大学研究生部办理。 研究生签名：叠塞聋 导师签名： 一出7 中国民航大学硕士学位论文 1 1 课题研究背景和意义 第一章绪论帚一早三；百y 匕 飞行模拟器( 又称飞行仿真器，f l i g h ts i m u l a t o r ) 在飞机飞行品质研究、飞机设计、机 载系统设计及飞行员训练等方面发挥着越来越大的作用。工程飞行模拟器是飞机设计研 制的重要工具。通过工程飞行模拟器可以在早期发现问题，减少风险；综合系统验证， 解决各系统之间的动态匹配连接关系；加速系统试验过程，缩短研制周期；分析解决试 飞后发现的技术问题，使飞行员及早参与飞机的设计研制工作。“协和号超音速飞机 使用了飞行仿真器，使研制周期缩短了八分之一，研制经费节省百分之十五。美国在研 制波音7 7 7 飞机的同时就已开始研制波音7 7 7 飞行模拟器。飞行模拟器作为训练用，具 有节能、经济、安全、不受场地和气候条件的限制、缩短训练周期、提高训练效率等突 出优点。 随着计算机技术的发展，国外飞行仿真技术得到了迅速发展，到七十年代末，美、 英、法等国已建成较完善的飞行仿真试验中心。飞行仿真器已成为和风洞、喷气发动机 试验台、结构环境试验设备并列的航空四大试验研究设施。 飞行仿真技术的出现和发展，对于航空器制造和飞行安全具有重要的意义，飞行模 拟机的研制将节省庞大的研制费用和训练经费，主要表现在【1 ，2 】： ( 1 ) 节省训练经费，模拟机运行费用仅为对应飞机飞行费用的8 。 ( 2 ) 节省研制费用1 5 。 ( 3 ) 研制周期缩短1 2 5 。 ( 4 ) 减少研制飞机的风险。 ( 5 ) 不受场地和气候条件的限制。 在现代民用飞机飞行模拟器中，操纵负荷系统占有十分重要的地位，因为高逼真度 地仿真人工操纵或自动操纵飞机对于飞行员的训练是最基本的，也是至关重要的。操纵 负荷系统( c o n t r o ll o a d i n gs y s t e m ) 是提供飞行员训练和工程研究的操纵力人感系统，现 代的数字式操纵负荷系统还要完成操纵面偏角的实时计算，实现与飞行仿真系统、运动 系统、自动飞行系统等的交联与耦合，是飞行模拟器中一个重要的组成部分。 操纵负荷系统的仿真效果如何直接影响飞行员的训练，影响对飞行模拟器飞行品质 的评价。如果操纵力感觉与真实飞机操纵时的感觉一样逼真，飞行员在训练中完成各种 任务时就能够获取正确的飞行经验，工程研究中心也就能够正确地评价被仿真飞机的飞 行品质；否则，飞行员训练时将得到负面的训练效果以及研究时得出错误的结论。另外， 在一些现代先进的电传操纵飞机上，为了给驾驶员提供操纵驾驶杆时的操纵力感觉，也 采用操纵负荷系统为驾驶杆加载。 中国民航大学硕士学位论文 飞行模拟器操纵负荷系统的发展已经到了全数字化阶段，其中力加载伺服系统是其 极为重要的一个环节，力加载伺服系统的品质将极大地影响操纵负荷系统对杆力特性的 仿真效果。因此，研究力加载伺服系统具有重要的理论意义和实用价值。 操纵负荷力加载伺服系统是一典型的位置扰动型施力系统，它要求施力系统根据被 加载对象( 驾驶杆) 位移的大小给驾驶杆施加相应的力。 位置扰动型施力系统是力伺服系统中重要而又复杂的一类施力系统。位置扰动型施 力系统是指在施力过程中，受力对象的位置相对于施力机构有显著变化，而这种变化正 是受力对象所要求的。 由于位置扰动型施力系统中的位置扰动在施力系统中产生很大的干扰力，即多余 力，如果处理不当，这种多余力会比系统所要施加的力还要大得多。多余力的存在，影 响力伺服系统的跟踪精度。 在评价飞行模拟器的模拟效果时，飞行员注重的是驾驶杆( 驾驶盘) 或脚蹬力是否逼 真，因而需对多余力问题进行深入的研究，提出合理的控制方式、方法来减小甚至消除 多余力的影响。 目前，飞行模拟器操纵负荷系统对驾驶杆力及脚蹬力的仿真多采用的是电液加载系 统，其加载执行机构为电液伺服系统。 电液伺服控制系统是在电子、液压传动、自动控制技术基础上发展起来的一门较新 的新兴科学技术，它是在2 0 世纪6 0 年代以后才逐渐发展起来并形成- - 1 3 新的学科，在 自动化领域占有重要地位。电液伺服系统具有反应快、功率重量比大、抗负载刚性大等 优点。电液伺服系统是典型的机、电、液一体化耦合系统，与一般的控制系统相比，普 遍存在非线性、参数时变以及外干扰引起的不确定性等因素。 由于电液伺服力加载系统在飞行模拟器研制中的重要作用和显著的经济效益，关于 电液伺服加载系统的研究一直是液压控制领域的一个前沿课题，倍受国际控制和仿真领 域众多学者的重视，并得到政府的研究资助。 1 2 操纵负荷加载系统 通常的加载系统的结构包括：伺服控制器、执行机构( 液压缸、加载电机等) 以及检 测元件等，如图1 1 所示，其核心为伺服控制器，系统输出为加载力( 或力矩) 。 图1 1 加载系统的一般结构形式 2 中国民航大学硕士学位论文 操纵负荷系统对驾驶杆力、脚蹬力仿真的方法有： ( 1 ) 弹簧加载：它采用与真实飞机操纵载荷机构弹簧刚度及气动变化率相近的弹簧 直接与驾驶杆( 或脚蹬) 相连，产生与驾驶杆( 或脚蹬) 位移成正比的力。但它不能随飞机 飞行状态的变化而变化，也不可能实现配平的功能。这种类型的加载方式通用性很差， 灵活性也很差，只能用于某种特定型号飞机的飞行操纵系统的简单模拟【3 1 。如果需要改 变控制规律，则只有更换弹簧等部件来进行调整。同时，开发周期较长，使用维修较复 杂，目前这种类型的加载方式仅用于简单的飞行模拟器上。 ( 2 ) 载荷机构实物加载：将飞机上的力臂调节器、载荷机构和调校机构进行改装。 利用计算机内的飞控系统计算的飞行参数，通过数模转换，用相应的模拟电压信号调节 力臂调节器的臂长，改变传动比，从而达到改变驾驶杆杆力。再通过原有的开关电路， 接通调校机构，实现卸载和配平。 ( 3 ) 力伺服系统加载：利用传感器测量驾驶盘( 或脚蹬) 上的位移、力、速度等信号， 经计算机仿真程序的计算，得到加于力伺服系统执行机构上的控制指令，执行机构产生 的力直接加在驾驶盘( 或脚蹬) 上。这种方法仿真精度高，易于修改杆力模型及参数，可 适应不同的仿真对象和不同工作模式下杆力特性变化的要求。 在当前的大型复杂的飞行模拟器的研制中都采用力伺服系统加载方法，小型简易或 固定飞行训练器中采用弹簧加载。力伺服系统加载的操纵负荷系统可以采用液压伺服加 载方式，也可以采用电动伺服加载方式。液压伺服加载方式具有负载的范围宽，工作平 稳，寿命长，便于同飞行模拟器的六自由度运动系统的液压源系统相结合。电动伺服加 载方式具有占据空间小、频带宽的优点，但是在过长时间的大载荷下，力矩电机会损坏； 钢丝绳的寿命较短，需要经常更换等。 1 3 国内外的发展状况 1 3 1 力感跟踪控制技术 在力伺服系统的设计与校正，改善力伺服系统的品质方面国内外的研究主要集中在 以下两个方面：一是对力伺服系统的执行机构进行研究，如选择预开口的伺服阀，加阻 尼孔，选择有效容积小的油缸等等措施【4 】；二是研究系统的控制律，如p i d 控制、结构 不变性原型4 】、双p i d 控制1 5 1 、自适应控制【6 1 、模糊自适应控制m 、基于无穷范数优化的 鲁棒预测控制峭j 等。 为了提高控制精度，在液压缸的摩擦力及其补偿的研究，国内外的学者也进行了大 量的研究工作。具有代表性的如：u n i v e r s i t yo fn i 的m i r o s l a vm i h a j l o v 应用模糊p i 控 制器对电液伺服系统位置控制中的摩擦力进行补偿取得很好的效果【9 】。美国科学系统公 司的j a y e s ha m i n 和新泽西工程技术学院的b e r n a r df r i e l d l a n d 教授和a v r a h a mh a r n o y 教 授对摩擦力的评估和摩擦力的补偿方法进行了研究【1 0 l 。北京航空航天大学的王晓东在电 3 中国民航大学硕士学位论文 液加载系统的研究中，将l u g r e 摩擦力模型应用于该系统的仿真和摩擦补偿【l l j 。由于摩 擦力属于液压伺服控制系统中的非线性因素，很多学者通过运用或构建摩擦力模型，采 用不同控制方法来补偿摩擦力带来的影响。 1 3 2 多余力抑制技术 对用于操纵负荷系统的电液力伺服控制系统，它是典型的位置扰动型施力系统。该 系统在工作期间存在典型的多余力成分，抑制或减小多余力是提高系统跟踪精度的关键 所在。对于多余力抑制的研究，国内外学者大多是基于负载模拟器系统进行研究。相关 的研究介绍如下： 日本池谷光荣为代表的科研小组对负载模拟器进行了多年的研究【1 2 1 ，用压差反馈代 替力反馈，并采用p i d 控制、解耦控制、参考模型自适应控制等多种方法来抑制系统的 多余力。美国波音公司的研究人员通过控制模型中的位置模型防止导弹舵面空气动力舵 力矩负载模拟器加载过程中的多余力1 1 3 】。 国内也有许多基于负载模拟器系统来抑制多余力方面的研究，如哈尔滨工业大学的 张立勋设计位置同步补偿加载系统克服系统的多余力f 1 4 1 ；哈尔滨工业大学的王安敏对多 余力的正常分量和非正常分量进行了研究1 1 5 】；哈尔滨工业大学的于慈远设计了二自由度 p i d 控制器用于抑制电液负载仿真台系统的多余力矩【5 1 。北京航空航天大学的李运华针 对负载模拟器的多余力矩问题，提出了一种从职能分工角度抑制多余力矩更有效的控制 方法一混合控制法1 1 6 l ；北京航空航天大学的沈东凯针对电动加载系统中多余力矩的干扰， 提出了基于r b f ( 径向基函数) 神经网络的复合控制策略，通过仿真与试验，控制器有效 的减少了多余力矩对系统的影响，改善了加载系统的动态性能【1 刀；北京航空航天大学的 焦宗夏从理论上找出了传统结构不变性原理消除多余力的效果具有一定的局限性，提出 了利用伺服阀的控制信号进行速度同步控制来抑制多余力矩的方梨1 8 j ；北京航空航天大 学的华清、焦宗夏等在电液负载模拟器的技术指标评价体系、多余力矩抑制、非线性、 摩擦特性等方面都作了深入的研究，所取得的研究成果具有较强的理论和应用价值 1 1 9 1 1 2 0 1 2 卜2 5 1 。哈尔滨工业大学的叶正茂、李洪人、王经甫提出了基于c m a c 神经网络的 复合控制【2 6 j 、自学习控制方式【2 7 】以及双阀并联控制【2 8 j 来抑制多余力的方案。 对于飞行模拟器操纵负荷系统中多余力抑制的研究，国外的m i c r o f l i t e 公司的某 型号飞行模拟器和雷迪呼声公司的m d - 8 2 飞行模拟器采用p i d 校正的方法来抑制多余 力。国内研制的运七一1 0 0 飞行模拟器操纵负荷系统采用p i d 控制基础上的速度校正( 又 称为前馈校正或结构不变性原理) 来抑制系统的多余力。北京航空航天大学的蔡永强通 过仿真研究，采用在非线性前馈校正基础上的模糊自适应控制策略，较好地消除系统的 多余力，同时克服系统的非线性及参数时变等因素的影响，改善系统的动态品质；同时他 还通过仿真研究，采用基于无穷范数优化的鲁棒预测控制策略消除系统多余力以及系统 中参数时变、环境干扰等不确定性因素的影响，该控制算法具有很好的效果1 7 ，8 】。 4 中国民航大学硕士学位论文 1 4 本文的主要工作 本文以飞行模拟器中操纵负荷系统的力加载系统为基础，主要研究电液伺服力加载 控制系统，围绕系统模型的构建，本文的主要工作大致有以下几个方面。 第一章，阐述课题的研究背景和意义，综述国内外相关领域的研究成果及存在问题， 并提出本文主要研究内容。 第二章，介绍操纵负荷力加载系统的组成、工作原理以及系统基本特征，忽略电液 伺服阀、液压缸摩擦力等非线性因素，建立系统的数学模型及动态仿真模型；另外，分 析系统中多余力产生的机理及影响因素，采用结构不变性原理对多余力进行抑制。 第三章，通过分析电液伺服阀的传递函数及负载流量方程，研究电液伺服阀的非线 性因素对电液伺服力加载系统产生的影响，改进结构不变性原理，引入负载流量的时变 性参数，将其与p i d 控制相结合，采用复合控制策略来消除系统的跟踪误差。 第四章，针对电液伺服力加载系统中液压缸的非线性因素一摩擦力问题进行研究， 叙述摩擦力模型的发展概况，采用基于l u g r e 模型和状态观测理论设计的摩擦观测器对 摩擦力进行补偿。 第五章，研究结论及展望。 5 中国民航大学硕士学位论文 第二章位置扰动型电液力伺服系统数学模型的构建及多余力的 抑制研究 2 1 引言 本章首先介绍操纵负荷力加载系统的组成、工作原理和系统基本特征，建立系统的 数学模型。另外，分析系统中多余力的产生机理和影响因素，同时采用结构不变性原理 的控制策略对多余力进行补偿。 2 2 位置扰动型电液力伺服控制系统分析 电液伺服系统广泛应用于各种领域，而位置扰动型电液伺服施力系统是其中一个复 杂的分支。所谓位置扰动型施力系统是指受力对象是一个位置系统，它运动与否由其本 身而定，施力系统仅起到加载作用。这种系统的特点是，施力系统一方面给受力的位置 系统施加力函数，而位置系统又按其自身规律运动，而施力系统被动地受到受力系统扰 动的影响。飞行模拟器中的操纵负荷力加载系统就是一种典型的位置扰动型施力系统。 由于存在位置扰动，使系统的设计与优化难度增加【4 】。如果不对系统进行优化设计， 研究提高系统动、静态品质的补偿律，就难以逼真地模拟操纵系统的杆力秆位移特性。 数学模型是系统仿真的基础，也是系统仿真逼真度的关键，因此，必须建立施力系统的 数学模型，对系统进行特性分析，研究其补偿控制律。 2 2 1 操纵负荷力加载系统的组成 操纵负荷力加载系统的结构组成如图2 1 所示，其中， 1 、驾驶杆( 或脚蹬) ：既是施力机构，又是受力对象。 2 、位移传感器：实时测量驾驶杆( 或脚蹬) 的位移，并通过信号调理、滤波输入高速 微机，作为计算驾驶杆( 或脚蹬) 模型力和舵偏角的主要参数之一。 3 、力传感器：实时测量作用在驾驶员握点处的力，通过接口输入高速专用微机作 为力伺服控制的反馈信号。 4 、电液伺服阀：电液转换元件，同时又是功率放大元件，实现电、液信号的转换 与放大，以及对液压执行元件的控制。 5 、液压缸：动力执行机构。 6 、工控机：计算模型力，并与力传感器的实测力比较而得到力的误差信号，调理、 校正后输出控制信号给伺服阀。 6 中国民航大学硕士学位论文 2 2 2 系统的工作原理 图2 1 操纵负荷力加载系统结构图 1 、驾驶杆( 或脚蹬) 2 、位移传感器3 、力传感器 4 、电液伺服阀5 、液压缸 如图2 1 所示，操纵负荷力加载系统的工作原理为：系统首先检测驾驶杆( 盘或脚蹬) 的位移，并根据飞机的飞行状态及操纵模式，实时计算应施加于驾驶杆( 盘或脚蹬) 上的 力，即模型力，也就是驾驶员操纵驾驶杆( 盘或脚蹬) 时所要感受的力，将其转换为电压 信号，经过调理、校正，输入给伺服阀，控制施力机构向驾驶杆( 盘或脚蹬) 施力，同时 检测模型力与实测力之间的差值，继续校正力的大小，也就是所施加的力要精确跟踪模 型力。 2 2 3 系统基本特征 操纵负荷电液力加载系统是一个典型的位置扰动型力伺服系统，也称为被动式力加 载系统，驾驶杆( 或脚蹬) 既是系统的施力对象，同时又是受力对象。 电液伺服加载系统也是一个相当复杂的机一电一液一体耦合系统，具有强非线性、 参数时变性等特征。 2 3 系统的数学模型 2 2 节介绍了操纵负荷电液力加载系统的工作原理，如图2 1 所示。 图中，) ，为驾驶杆位移，单位为m ( 米) ；f ，为驾驶杆操纵力，单位为n ( 牛顿) ；f 为液压缸输出力，单位为n ( 牛顿) ；y 为液压缸活塞位移，单位为m ( 米) 。设驾驶杆及传 动杆( 折算到活塞杆上) 的等效质量为m ，单位为k g ( 千克) ；力传感器的弹性系数为k ，； 液压缸负载流量为q ，单位为m 3 s ( 立方米秒) ；伺服阀阀芯开度为x ，单位为m ( 米) ； 液压缸负载压力层，单位为p “帕) ；流量增益为k x ，单位为m 3 s ( 立方米秒) ；流量压 7 中国民航大学硕士学位论文 力系数k ，单位为m 5 i s n ：伺服阀传递函数w o ；控制电压u ，单位为v ( 伏特) ；液压 缸活塞面积a ，单位为m 2 ( 平方米) ；泄漏系数e ，单位为i l l 5 s n ；液压缸及其伺服阀 之间的管路总容积y ，单位为m 3 ( 立方米) ；液体容积模数为尾，单位为n m 2 。 操纵负荷力伺服系统采用电液阀控液压缸加载，为了推导简洁又不失准确性，做如 下假设： 1 、伺服阀为理想零开口四通滑阀，四个节流口是匹配和对称的； 2 、节流窗口处的流动为紊流，液体压缩性的影响在阀中予以忽略； 3 、阀具有理想的响应能力，对应阀芯位移和阀压降的变化相应的流量变化可以瞬 间发生； 4 、液压缸为理想的双出杆对称液压缸； 5 、供油压力p ，恒定不变，回油压力为零p 月一0 ； 6 、所有的连接管道都短而粗，管道内的摩擦损失、流体质量影响和管道动态忽略 不计； 7 、液压缸每个工作腔内各处压力相等，油液温度和容积弹性模数可以认为是常数： 8 、液压缸的内、外泄漏为层流流动。 另外，暂时忽略系统中电液伺服阀、液压缸摩擦力的非线性因素，它们将在后面的 章节中另行讨论。 2 3 1 加载系统的数学模型 阀控液压缸加载系统示意图如图2 2 ， 图2 2 阀控液压缸示意图 ( i ) 活塞杆运动方程式 忽略摩擦和阻尼，考虑存在的间隙( 机械) 、弹性等因素， m y 一乃+ f( 2 i ) 8 中国民航大学硕士学位论文 f f k s bf y 、 以上两式联立，经拉氏变换后解得 k , yf + f ， i n s 2 + k ( 2 ) 伺服阀的流量方程 如图2 2 所示，由于伺服阀由零开口四通滑阀组成， 为零，忽略泄漏和液体可压缩性，则流量方程为： i 2 i = 巳舭括厉 显然，( 2 - 4 ) 式为非线性方程。 ( 2 2 ) ( 2 3 ) 活塞两腔面积相等及回油压力 ( 2 4 ) 对( 2 4 ) 式进行线性化处理，在平衡点处展成泰勒级数，用平衡点处的切线方程代替 原来的非线性方程，可得： 1 2 i k 善x - k p p l ( 2 5 ) ( 3 ) 伺服阀的传递函数可表示为： 工， 茎型茎型 ( 厂 ( 1 + i sx 虿s 2 + 考刚 ( 2 6 ) 式中： j | ( 甜伺服放大器增益，纠v ； k 伺服阀增益： 最低转折频率，1 s ； 倒匆伺服阀的固有频率，1 s ； 肘伺服阀的阻尼比： 对上式近似简化，得： z w o u( 2 7 ) ( 4 ) 液压缸的负载流量方程 设k 、分别是左右两腔包括至伺服阀管道的容积，q c ，为泄漏流量，其它符号的 物理意义见图2 2 。 因流入k 腔中的流量为q 1 ，k 腔中的实际流量为q l q c ，故在k 腔中的质量流量 为p 衄一q c ，) ，这里密度和体积都在变化，可列出方程式： p ( q a 一如) * 竽；挈。i ty + 华d t p 口f 故。 9 ( 2 8 ) q 1 = q c ，+ 攻+ k 詈 ( 2 9 ) 液体的状态方程可写成： 。【1 + 去p 吲坤一t o ) 】 仁l 式中，成为液体的体积弹性模数，p 。 对上式取导数，得： 户。老正p 。打( 2 1 1 ) 同理，流入圪腔的流量为q 2 ，而腔圪中的流量为伤+ q c ，故其质量流量p ( 幺+ 如) 等于其质量变化率d p ) l d t ，得： 妒一q c ，+ 吃+ 屹詈( 2 1 2 ) 定义负载流量q 为输入流量q 1 与输出流量一q ：的平均值，液压缸及其伺服阀的管道的 总有效容积之和为y ，总的泄漏系数为c f ，则： q 一学一线+ 半哆化吲 ( 2 1 3 ) 砭= v k ( 2 1 4 ) 则： 政；埘。以 ( 2 1 5 ) 又： 丑半 昱- 学 对( 2 1 6 ) 求导，得： 宣；冬。一户： 又因为：如一c 假一只) 一c 毋，故： q ，- c t 0 + 矽+ 旦p ( 吒一k ) 将( 2 1 2 ) f f t h ( 2 1 8 ) ，得： q ；c ，弓+ 匆+ 吉以一哆) ( 爱户一p 。打) 将( 2 1 1 ) 葡) k ( 2 1 9 ) ，得： 1 0 ( 2 1 6 ) ( 2 1 0 ( 2 1 8 ) ( 2 1 9 ) 中国民航大学硕士学位论文 卵郫删+ 再五矗而盱嘣订 1 + 玄p 一晶) 一口仃一瓦) 以 为简化模型以便实现系统的仿真，近似认为油液的温度变化是等温变化，则： q f1 4 妙+ c + 弓虿啦 ( 5 ) 液压缸输出力方程： 根据牛顿第二定律，可列出带负载的液压缸力方程式： 蝎厂一刀纱+ c 夕+ j 毛y - f m 人负载折算质量，k g ； c 阻尼系数，n s m ； f 加载力，n ； k 。人通过传动机构到液压缸的折算弹性系数，n m ； 厂液压缸的摩擦力，n 。 忽略人的影响因素，以及液压缸的摩擦力，则简化方程为： f - 鹆 2 3 2 校正环节 校正环节方程： u i l l k p 壮。一k f 1 式中： k ，一放大器增益； 职校正环节传递函数； k ，一力一电转换系数； f 一加载函数，n ； f o 一力函数( 计算机给出的指令信号) ，n 。 ( 2 2 0 ) ( 2 2 1 ) ( 2 2 2 ) ( 2 2 3 ) ( 2 2 4 ) 假设伺服阀的传递函数简化为比例环节，则操纵负荷力感系统的数学模型为： f g ) 去 i m ( k ，一w o r , a k ：) s 2 + 隆争k 一蜓) ( 2 2 5 ) 根据以上简化方程式，可以建立操纵负荷力感系统的方块图如图2 3 所示，图中，r 中国民航大学硕士学位论文 为模型力，是驾驶杆位移的函数；k ，为力反馈系数。 2 3 3 杆力( 模型力) 数学模型 图2 3 操纵负荷力感系统方块图 通过线性化及近似线性化处理，模型力可以采用反映动态变化主要特性的三段式线 性模型【2 9 】。杆力一杆位移特性图如图2 4 所示， 0 曼，：2 苎，y 村 0 ，故使放大器输出负电流f ，阀芯便向负方向移动z ，位移。 由图2 6 可知，这时阀的节流窗口3 与回油腔相通，与此同时，加载缸2 腔的压力只降 低，使传感器电压“f 的绝对值减小，同时驱动装置强制带动活塞负方向运动。由于承载 中国民航大学硕士学位论文 对象带动加载油缸活塞运动，这样给定电位计和模型力计算程序将根据驱动装置的反向 位移给出正的给定电压“，( 加载方向与运动方向相反) 通过放大器输出给伺服阀。随着， 的减小，放大器的输出也随着减小，伺服阀的负向电流减小，从而关小节流口，对强制 流量q 。- 匆。节流而产生大于只的液压力只，实现动态加载。当活塞被承载对象强制停 在某一个位置y ，值时，活塞速度夕。- 0 ，强制流量q c - 0 ，罡减小，力传感器所承受 的拉力随之减小，“。的绝对值减小，出现了u 。一“f 0 。此时放大器输出正偏差，正电 流控制伺服阀阀芯通过中位关闭节流口3 和2 ，打开节流口1 和4 ，实现静态加载。 ( a ) 图2 6 加载过程示意图 动态加载过程中伺服阀一直处于“非正常 工作状态，即驱动缸的2 腔与油腔接通， 而回油腔与油源接通。这是因为承载对象主动运动，产生强迫流量，伺服阀受反馈力信 号的控制要泄漏这个强迫流量，从而使强迫压力减小，使多余力减小。这种多余力的数 值可能比给定信号大若干倍，对系统的动态特性起到很大的破坏作用。当承载对象停止 运动后，强迫流量趋于零，多余力随之消失，伺服阀进入正常工作状态，即工作腔与油 源接通，非工作腔与回油接通，实现静态加载。 2 4 3 多余力的数学模型 按照对多余力的定义，可以知道多余力是模型力人为地假定为零时的操纵负荷力感 系统的输出力。在操纵负荷力加载系统的方块图中假设r 一0 ，即可建立多余力的数学 模型： a 2 s v - as y 凡。丢碡磊面i l 磊甄磊丽仁2 8 荔，+ 乏僻r 一墨彳k ，炉+ ( 老+ 惫沁+ ( k 一墨彳k ，) 由模型可知，多余力的绝对值与液压缸活塞面积和飞行员操纵驾驶杆的速度成正 比，而与反馈系数和流量放大系数成反比。 1 4 中国民航大学硕士学位论文 2 4 4 系统中不同环节对多余力的影响 2 4 4 1 伺服阀环节对多余力的影响 选择流量一压力系数大的伺服阀，可以降低压力对流量的敏感程度，从而减小多余 力。同时，多余力的大小与阀的响应也有关，选择频带高、响应速度快的伺服阀也可降 低力系统的多余力。 2 4 4 2 控制器对多余力的影响 由于多余力的特性，控制器的结构形式对多余力的影响也很大，需要为操纵负荷系 统选取合适的控制器。为减小多余力，控制器宜选用高增益的超前校正环节，增大输入 信号至伺服阀的增益可以大幅度减少多余力，也就是提高输入信号至伺服阀环节( 包括 伺服阀环节) 的快速性可以极大地削弱多余力。积分校正环节对多余力的低频、高频都 有放大作用，对克服多余力的动态分量是不利的，然而对克服多余力的稳态分量是有利 的。因此，系统控制器结构形式的选择应根据操纵负荷系统的性能要求折衷选择，使控 制器既满足加载系统快速性和高精度要求，又满足克服多余力的要求。 2 4 4 3 液压缸对多余力的影响 多余力的大小与液压缸活塞的有效面积有关。当模型力设为零时，施力系统的输出 力即为多余力，多余力的大小与活塞面积成正比，因此，在设计范围允许的情况下，需 要减小液压缸活塞的有效面积。 2 5 采用结构不变性原理消除多余力 结构不变性原理( 也称前馈补偿原理) 的基本控制框图如图2 7 所示，其实质就是确 定前馈补偿器g ( s ) ，它是基于扰动补偿原理提出的补偿方法。结构不变性原理利用控制 理论的前馈思想，首先确定外部干扰的形式及其引入方式，然后再计算所要施加的控制 作用，预先加以补偿。 图2 7 结构不变性原理控制框图 引入结构不变性原理是将加载系统的活塞运动速度夕作为观测量；在理论上只要满 足【4 】 雯4 一夕g ( s ) j 0 0 则可得 ( 2 2 9 ) 中国民航大学硕士学位论文 g ( s ) 一面a ( 2 3 。) 如果校正环节g o ) 满足上式，即可对位置扰动多余力实现完全补偿。 2 6 系统仿真 m a t l a b 的t o o l b o x 工具箱与s i m u l i n k 仿真工具为控制系统的计算与仿真提供了 强有力的工具，m a t l a b 已经成为国内外控制领域最流行的计算与仿真软件【3 2 l 。 m a t l a b 是美国m a t h w o r k s 公司开发的大型数学计算软件，它提供了强大矩阵处理和 绘图功能，具有编程效率高、可信度高、灵活性好、使用方便、人机界面直观、输出结 果可视化、扩充能力强等优点，而且易学易用，其应用领域日益广泛。 作为m a t l a b 的重要组成部分，s i m u l i n k 具有相对独立的功能和使用方法【3 3 l 。确 切地说，它是一个实现动态系统建模、仿真和分析的仿真集成环境软件工具包( d y n a m i c s y s t e ms i m u l a t i o n ) ，是控制系统计算与仿真最先进的高效工具。仿真模型由模块组成的框 图来表示，用户建模通过简单的单击模块和拖动鼠标的动作就能完成，不需要详细推导 系统的传递函数。 2 6 1 动态仿真框图 将图2 4 与图2 7 相结合，得到系统的动态仿真框图如图2 8 所示，通过修改图中 g a i n 6 的参数值，可以达到是否应用结构不变性原理进行多余力抑制的目的。通过修改 g a i n 5 的参数值，可以得到系统的实际输出力或多余力。 图2 8 操纵负荷电液力加载系统动态仿真框图 1 6 中国民航大学硕士学位论文 2 6 2 仿真结果 1 、系统部分参数设定为： 供油压7 m p a ； 活塞直径3 6 m m ，活塞杆直径2 0 m m ，活塞有效面积a = 7 0 3 3 6x1 0 m 2 ；有效行程 0 2 5 m ； 系统的折算质量2 0 k g , 伺服阀额定流量1 5 1 m i n ； 系统的输入信号可以设为0 0 4 s i n ( 0 4 * 3 1 4 t ) m 。 2 、仿真参数： 仿真时间2 0 s ；解法选变步长o d e 4 5 方式；其它均为系统默认参数。 3 、将仿真结果同时输出到示波器和数据文件中，并在m a t l a b 环境下应用p l o t 0 命令 进行绘图，以便于结果分析。 得到的仿真结果如下： 图2 9 为操纵负荷力加载系统实际输出力曲线与模型力曲线，可以看出，两者存在 较大的跟踪误差，特别是在活塞杆运动方向改变的时刻( 即曲线的波峰、波谷位置) 尤 其明显。图2 1 0 为系统的多余力输出曲线，可以看出，多余力最高达到了2 4 牛顿。 图2 9 系统校正前实际输出力与模型力曲线 1 7 图2 1 0 系统校正前多余力曲线 图2 1 1 为采用结构不变性原理进行多余力校正后，系统的实际输出力和模型力曲 线，与图2 9 比较，可以看出系统的跟踪性能得到了很好的改善，两条曲线基本能够重 厶 口o 图2 1 1 系统校正后实际输出力与模型力曲线 中国民航大学硕士学位论文 图2 1 2 是经过校正后系统的多余力输出曲线，最大值在o 0 2 牛顿左右，与图2 1 0 相比，多余力大大减少，仅为系统校正前多余力的o 1 。 图2 1 2 系统校正后多余力曲线 比较系统采用结构不变性原理进行多余力校正前后的输出曲线，可知，操纵负荷力 加载系统是一个典型的位置扰动型力伺服系统，存在很大的多余力；采用结构不变性原 理能够有效地抑制多余力。 2 7 小结 本章以飞行模拟器中的操纵负荷力加载系统为研究对象，首先介绍了位置扰动型电 液伺服力加载系统的结构组成、工作原理和特征，并且在忽略系统的电液伺服阀及液压 缸摩擦力等非线性因素情况下，建立了系统的简化数学模型；另外，分析了多余力产生 机理并应用结构不变性原理对多余力进行了校正。仿真结果表明，操纵负荷力加载系统 是典型的位置扰动型力伺服系统，多余力对