飞行模拟设备电子载荷加载系统的研究

飞行模拟设备主要用于训练飞行人员，使其掌握飞行驾驶技术等相关技术。为了使训练器能代表相应飞机，应当给驾驶员提供正确的感觉 J。这就要求飞机操纵感觉系统的动态特性复现所模拟的飞机。电子载荷加载系统可提供模拟真实飞机在三通道(俯仰、滚转、偏航)产生的真实力响应 J，且相对于电液伺服负载模拟器具有噪音低、环境污染孝可靠性高和易维护等优点。方案针对Cessna 172飞机飞行训练模拟机的位置、力关系曲线和具体飞行数据设计了基于 FAST总线系统的全新构架，并且对传统的开环控制与本方案所采用的PID闭环控制通过实验做了比较，缩短了响应时间，大大降低了系统稳态误差，获得了满意的效果。

2 电子载荷加载系统的构成2.1 工作原理基于FAST总线系统，集PLC、I/O控制、伺服和数控以及人机界面技术与-体流伺服电机、旋变传感器、伺服驱动器、I/O拈，通过旋变传感器收稿日期 ：2013年 1月检测电机转轴角度及伺服驱动器检测电机输出电流大小，并通过 FAST总线送入 I/O管理拈，无缝集成，所有的控制数据做到真正的统-管理，透明访问。软件上使用特殊设计的基于事件响应的处理机制，有别于传统PLC的循环扫描机制，使得整个系统的响应时间大大缩短。

根据系统调试、检测、及操纵等要求，电子载荷加载系统具有五种工作模式，如表 1所示。

表 1 电子载荷加载系统的五种工作模式工作模式 具体内容通过手动输入转速、位置及加载力矩，测试采集执 调试模式行站能否响应上层命令输人手动模式 对应于电机力矩控制模式对应于电机位置控制模式，其命令来源为模拟机 自动模式主控计算机作为软件调试使用，此状态下，电机转速为零，只 固定模式做力矩输出显示站及控制站对下层无命令输出，电机转轴工 随动模式作于无控制状态其原理为三通道执行器(驾驶杆、驾驶盘、脚蹬)执行外部驾驶员信号输入，通过硬件执行机构(推杆、链轮、齿轮)传人电机转轴，安装于电机轴上的旋变传感器检测此时三通道位移量，并通过伺服驱动器电缆采集此时的角位移数据。伺服驱动器采2013年第47卷 No.5集数据经过处理后，通过 FAST总线送入 I/O拈，I/O拈再通过 FAST总线送入工控机。此时，根据模拟机的工作状态，工控机通过不同通道，选择不同的位移.力加载曲线，根据此时的位移计算所需加载的力的大校加载力转换为驱动电机所需的电流大小，使三通道执行器在其位置保持其相对应的力矩。

在自动模式下，根据模拟机主控计算机发出的命令，传输进人工控机后，使伺服系统三通道自动执行到指定的位置。

2.2 数据流构架与电气系统构架数据流分析主要为系统数据采取的通讯协议，应考虑以下几个方面内容：应用环境-般为温度、湿度等外部环境较为稳定且 良好的室内诚；与整个模拟机系统通讯协议尽量保持相同，以减轻数据采集及软件编程负担；与模拟机主机的通讯应具有实时性、数据传输速率；通讯协议的走线应尽量简洁，保持系统硬件走线的美观。

综合考虑以上几方面的因素，电子载荷加载系统与模拟机主机采用 RJ45接口的通讯协议，系统控制层与执行层采用 FAST总线通讯协议。FAST总线构成的控制系统为是基于事件响应机制的实时控制系统，故对事件响应的时间非常短，达到 10zs级别。且实时内核可直接应用于 Windows下，让用户人机界面以及控制程序的开发也较为简单。电子载荷加载系统其电气特性主要涉及电源使用及电气元件安装等。其系统构成如图1所示。

图 1 电气 系统构架2.3 软件系统构架软件管理系统主要有通讯、采集、计算、显示等功能，由两部分组成，安装于工控机中的Windows平台下。-部分为内核(Kerne1)，负责对实时任务进行实现与管理；另-部分则是将用户程序和实时内核进行连接的部分，通过基于Win32的Active控件实现。目前此控件支持两种主流的高级语言开发，能够获得较多功能支持的 Delphi是其中的-种。

工控机对运动控制的伺服轴的数据采集频率达到1ms级别。

65根据系统工作要求，软件系统实现了以下功能：I/O控件监控；位移-力曲线加载；三通道状态数据实时采集及显示；三通道阻尼、摩擦力的调整；三通道中位点设置；三通道控制率设置；示波功能。

3 控制率设计3.1 假设条件通过建立电机控制数学模型，对电子载荷加载系统自动模式控制下的控制率进行简化设计 ：忽略外界环境条件如温度、湿度等对系统的影响；控制系统对转速 n调节为数字量调节，忽略硬件调节所产生的信号滞后、振荡等现象；电机响应驾驶杆位移大小通过电机转轴外径大小与转速确定；系统输出控制量为力矩(非电流)，设定电流大小与力矩值呈正比关系；为简化系统建模，只考虑飞行模拟设备驾驶杆在拉方向产生位移。

2.2 数学模型(1)控制系统原理当飞行模拟设备于-定的状态工作时，拉动驾驶杆以确定电机所需达到的转速，从而通过飞行模拟设备状态及加载曲线可确定在不同位移下的参考力矩，即电机所需达到的力矩大校此力矩与转速通过-定的调整方法调节驱动电压，而通过调节电枢电压来使 电机输 出满足实际需求 的力矩值大小图2 载荷加载系统原理图(2)电机模型建立系统采用丝杠直连电机方式，使用 FP0911型号伺服电机。驾驶杆前后推拉，丝杠前后运动，带动电机，这时，电机反方向输出阻碍加载扭矩。其主要技术指标如表 2所示。

表2 电机模型技术指标项目 技术指标力加载范围 0-266 N力控制精度 ±lO%丝杠压缩移动范围 0-1l5mm丝杠拉伸移动范围 0-.275mm需要注意，驾驶杆推拉至任何位置时候，当手松66开(意味着驾驶杆速度为 0)，保持当前位置不变。

系统会根据位移变化、速度变化、加速度变化这3个变量计算阻尼输出扭矩，以-个位置为中心，距离越远反扭矩越大，推拉的速度越大反扭矩越大，加减速度越大反扭矩越大。3个阻尼系数可以在界面设置调整，设置其中任何加载因素可眩还可以根据实际应用需要，按照位置和扭矩，设置多组对应曲线，进行加载实际模拟，采集实际位移、速度、扭矩数据。

圈3 驾驶杆载荷加载装置根据伺服电机原理[ 可知U R- - (1)由式(1)可得控制电压，即 ，z：0时的电压为控制电压。这是根据加载曲线， 电机转轴输出力矩为理论力矩(参考力矩)，则此时理论力矩大小与操纵杆位移及飞机状态有关。

Rar， (2)式中，n为电枢转速(r/rain)， Ua为电枢控制电压(V)，C 为电动势常数，C 为转矩常数， 为每极磁通(Wb)，R 为电枢回路总电阻(n)， 为电机转轴输出力矩。

3.3 载荷加载曲线根据《cess]q-a 172试飞数据》中地面试飞项目关于 G-O1驾驶杆位置与力的关系(地面)有：启动力28-9N(拉)；驾驶杆力 35.6N(拉)；驾驶杆位移为最根据《Cessna 172试飞数据》中地面试飞项目的基本信息及目录有：升降舵操纵行程范围为推杆115ram和拉杆：27ram。

驾驶杆推拉力F与行程为近似为线性关系，满足 ：F 2.474S2. 9484根据位移S可求取电机转速为n ：式中，s 为电机轴旋转-周所产生的位移。

≥5s 3.4 结果分析从图4可知，若无控制率参与控制下，此系统响应时间为6s，远未达到实际需求。且在6s后，参考力矩与实际力矩有稳态误差存在。由于系统响应时间及稳态误差与电机电感有关，而对于选定电机的控制系统而言，改善系统特性可从控制率设计方面考虑。

图4 无控制率力矩响应曲线3.5 控制率设计由于PID控制器结构简单，易于整定，且对对象参数变化具有较强的鲁棒性，所以电子载荷加载系统控制选用 PID控制∝制系统原理图如图5所示。

图5 载荷加载系统 PlD控制原理图根据无控制率时，系统响应较慢，且存在稳态误差，可在PID控制率中认大的 加快系统响应及较大的K 减小系统稳态误差。

：2。5150j0.2 0.4 0.6 0.8 丢时间 ，s1r3、 图6 PlD控制下力矩响应图、 从图6可知，使用PID控制后，系统响应时间为，0·16 ，且大大降低了系统稳态误差，达到实际响应 (4)要求㈨ ～2013年第47卷 No.5同轴度误差成组检验夹具惠兆文 ，刘松滨 ，赵忠兴。，唐大春中国第-汽车集团股份有限公司； 长春市春求科技开发有限公司摘要：同轴度的常规检测方法存在效率低、测量精度稳定性差和操作复杂等诸多问题 ，为此设计开发 了这种适合成组生产用的新型同轴度误差快速检验夹具 ，介绍了这种夹具的结构和设计原理。

关键词：同轴度；检验夹具 ；成组生产；在线检测中图分类号：TG86 文献标志码：AGroup Production Detecting Fixture of Concentricity ErrorHui Zhaowen，Zhao Zhongxing，Tang DachunAbstract：There are several problems for concentricity conventional methods，such as low eficiency，poor stabilitymeasurement precision and complex operation.The design and development of the new group production concentricity errorrapid detecting fixture are presented.The structure and prineiple of the fixture are introduced。

Keywords：concentricity；detecting fixture；group production；online detection1 轴类零件同轴度误差的常规检验轴类零件常需要检验内孔与外圆的同轴度误差。图1所示为某汽车转向器输出轴：基准要素为轴颈 A和轴颈 B，二者同轴，直径不同；被测要素为右端直径为 D的内圆轴线。

常规检验方法是用 V型块支撑轴颈 A和轴颈B，然后在 D的内圆柱表面打表测量。但由于A、B直径不同，特别是当-批工件两个轴颈的轴向距离也不同时，调整时间很长。测量精度的稳定性也存收稿日期：2013年 1月67在问题 ，在线检测很困难。

图1 被测零件图2 新型同轴度误差检验夹具的结构新设计开发的同轴度误差成组检验夹具成功地4 结语本方案设计了飞行模拟设备的电子载荷加载系统，根据系统指标要求，完成了加载系统总体方案设计，包括总体结构，工作原理，各组成部件的选取以及控制率的设计与实现。系统 能够准确的模拟Cessna 172飞机飞行时所受空气动力载荷，为飞行模拟设备的控制策略和研究提供了实验平台，对同类飞行模拟设备的设计具有-定的参考价值。