起落架動(dòng)力學(xué)參數測量系統

第25卷第4期增刊儀器儀表學(xué)報2004年8月起落架動(dòng)力學(xué)參數測量系統徐平1吳永康2(北京航空航天大學(xué)理學(xué)院北京100083)2(北京航空航天大學(xué)飛機所北京100083)摘要介紹一種基于決策控制的半主動(dòng)起落架減震器控制系統的動(dòng)力學(xué)參數測量系統。利用該系統可以實(shí)時(shí)同步獲取起落架的各動(dòng)力學(xué)參數,特別是采用成像式位移測量可以有效地消除橫向抖動(dòng)對測量精度的影響,為決策控制的最優(yōu)控制率計算提供了可能。文中給出了系統的工作原理和具體實(shí)現方法關(guān)鍵詞決策控制半主動(dòng)控制起落架位移測量Dynamic Parameter Measurement System for UndercarriageXu Ping Wu YongkangBeijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100083, ChinaAbstract a dynamic parameter measurement system for absorber of undercarriage based on decision- makingcontrol is presented. It can get any parameters synchronously in real-time, especially it can measure the displacement of undercarriage accurately while the landscape orientation vibration occurred. The principal and the methedof measurement are also discussedKey words Decision-making control Semi-active control Undercarriage Displacement measurement性元件改善系統的動(dòng)態(tài)特性。由于系統的彈性元件除了用于吸收和儲存能量外,還得承擔機體的靜載荷,因此改變系統的剛度要比改變阻尼困難得多。目前大部飛機的起落架緩沖系統是一個(gè)非線(xiàn)性振動(dòng)系統。分半主動(dòng)控制系統實(shí)際上僅對阻尼進(jìn)行控制和起落架緩沖性能的優(yōu)劣,對飛機機體和起落架本身的調整可靠性和疲勞壽命有著(zhù)決定性的影響。為了解決著(zhù)陸和滑跑兩個(gè)階段的矛盾以及飛機在粗糙表面滑跑的振2半主動(dòng)控制系統結構和控制原理動(dòng)沖擊問(wèn)題,國內外學(xué)者曾進(jìn)行了大量的研究,在對原有的被動(dòng)式起落架進(jìn)行優(yōu)化、改造的同時(shí),進(jìn)行了主動(dòng)與被動(dòng)起落架相比,半主動(dòng)控制相當于增加了控制起落架的深入研究個(gè)連續的變油孔,它可根據需要隨時(shí)改變油孔面積,因根據結構和控制方法不同,主動(dòng)控制起落架系統此其作用要優(yōu)于被動(dòng)起落架的固定變油孔,它與全主包括全主動(dòng)控制系統和半主動(dòng)控制系統,其中全主動(dòng)動(dòng)控制不同,在工作時(shí)幾乎不消耗動(dòng)力,因此具有很大控制系統又稱(chēng)有源主動(dòng)控制系統,在實(shí)現控制時(shí)需要的優(yōu)越性1個(gè)附加的動(dòng)力源為減震器提供連續的能量供應。全半主動(dòng)控制系統的控制方式分為狀態(tài)控制和決策主動(dòng)控制起落架可給系統帶來(lái)更好的瞬態(tài)響應,更出控制兩大類(lèi)。狀態(tài)控制是根據機體的絕對運動(dòng)速度色的控制與穩定性。但由于有源主動(dòng)控制起落架的結相V凵中國煤化工尼的大小,控制策略比構復雜性以及大功率的要求比較難以實(shí)現,因此無(wú)源較CNMH現象和對反饋信號過(guò)主動(dòng)控制技術(shù)成為解決問(wèn)題的實(shí)用方法。度敏懋的廾天及厘塊豕?？刂品绞娇梢愿鶕艿罒o(wú)源控制系統又稱(chēng)半主動(dòng)控制系統,它由無(wú)源但隨機激勵的統計特征來(lái)調節減震器的阻尼,它不必考可控的阻尼和彈性元件組成,通過(guò)控制阻尼元件和彈慮每個(gè)瞬時(shí)的阻尼調節,僅關(guān)心在每個(gè)有限的時(shí)間間儀器儀表學(xué)報第25卷隔內使減震器的阻尼為最優(yōu),因此,這是統計意義上的的橫向抖動(dòng)對測量精度的影響可以基本消除。最優(yōu)控制。這種控制比較簡(jiǎn)單,對執行元件的要求較3.3力、壓力和加速度測量低;其最優(yōu)控制率可以預先離線(xiàn)算出,并以表格的形式儲存于控制計算機中,跑道統計特征可以根據彈性質(zhì)量的加速度方差進(jìn)行估計或采用實(shí)測的跑道數據,因度,到電荷放大器此,整個(gè)控制過(guò)程計算量很小,控制周期短,對執行元模擬質(zhì)量件的動(dòng)態(tài)性能要求也不是很高,可大大降低緩沖系統的成本。這種系統因結構簡(jiǎn)單,造價(jià)低廉,性能接近于控制信號全主動(dòng)控制而獲得了更廣泛的應用。3半主動(dòng)起落架控制系統動(dòng)力學(xué)參數測試這里所述的起落架減震器試驗裝置,采用決策控接剡查力傳感器制方式的半主動(dòng)控制技術(shù)。具體實(shí)現方式是通過(guò)控制伺服閥孔的大小,達到控制減震器阻尼的作用,改善飛加載平臺機的地面滑行性能。為了實(shí)現最優(yōu)控制率的計算,需要對起落架的動(dòng)圖1測量系統結構示意圖力學(xué)參數進(jìn)行測量。待測參數包括起落架和驅動(dòng)平臺的位移、起落架的運動(dòng)速度和加速度、力以及活塞上下力傳感器和壓力傳感器均采用輸出4~20mA電兩個(gè)油腔的壓力等物理量。參數測量時(shí)讓減震器在地流信號的變送器,經(jīng)信號調理和A/D轉換后,再經(jīng)標面激勵響應模擬控制系統(加載平臺)的作用下模擬飛度變換后保存在測量系統的公用緩沖區;加速度傳感機起落架在地面的滑跑狀態(tài)安裝在試驗裝置上的傳器輸出信號經(jīng)過(guò)電荷放大器轉換成電壓信號,再經(jīng)信感器將起落架以及機身(模擬質(zhì)量)的實(shí)時(shí)運動(dòng)參數測號調理、A/D轉換和標度變換后保存在測量系統的公量出來(lái)并傳送給計算機,計算機根據一定的算法確定用緩沖區,供主控計算機調用。變油孔的面積達到最優(yōu)控制。系統結構如圖1所示參考文獻3.1動(dòng)力學(xué)參數測量系統總體結構測量系統由加速度、力壓力和位移測量等單元組1賈玉紅.主動(dòng)控制起落架滑行性能分析[D北京:北京成,每個(gè)測量單元獨立工作,在各自的單片機控制下獨航空航天大學(xué),19992 Tyrone Catt, David Cowling, Alan Shepherd. Active立完成各參量的實(shí)時(shí)測量。各測量單元之間通過(guò)同步landing gear control for improved ride quality during信號線(xiàn)連接,由主控計算機發(fā)出信號提取指令,保證獲ground roll [A]取某一時(shí)刻的瞬態(tài)數據。3[美]諾曼·斯·柯里著(zhù).方寶瑞,鄭作隸,等譯.飛機起落3.2位移測量單元架設計原理和實(shí)踐[M].北京:航空工業(yè)出版社本系統要求測量的縱向位移為0~300mm,在加4陳杰,等.傳感器與檢測技術(shù)[M]北京:高等教育出版載實(shí)驗中,起落架除了做縱向運動(dòng)外,還會(huì )有一定程度社,的橫向抖動(dòng)。如果呆用普通的位移傳感器,這種抖動(dòng)不僅會(huì )影響測量精度,嚴重時(shí)會(huì )損壞測量系統。因此在位移測量時(shí)采用成像式非接觸位移測量系統,分別測出起落架和加載平臺的位移。成像式位移測量系統由粘貼在起落架上的光柵條、光學(xué)成像系統、像面上的固定光柵、光電探測器和中國煤化工處理電路等部分組成。光學(xué)成像系統將起落架上的光CNMHG柵條成像在像面上,與固定光柵之間組成雙光柵系統產(chǎn)生莫爾條紋,起到光柵尺的作用。通過(guò)光電探測器和辨向電路可以測出位移。這種方法的優(yōu)點(diǎn)是起落架