第25卷第4期增刊儀器儀表學(xué)報2004年8月起落架動力學(xué)參數(shù)測量系統(tǒng)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起落架減震器控制系統(tǒng)的動力學(xué)參數(shù)測量系統(tǒng)。利用該系統(tǒng)可以實時同步獲取起落架的各動力學(xué)參數(shù),特別是采用成像式位移測量可以有效地消除橫向抖動對測量精度的影響,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(tǒng)的工作原理和具體實現(xiàn)方法關(guān)鍵詞決策控制半主動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(tǒng)的動態(tài)特性。由于系統(tǒng)的彈性元件除了用于吸收和儲存能量外,還得承擔(dān)機體的靜載荷,因此改變系統(tǒng)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(tǒng)是一個非線性振動系統(tǒng)。分半主動控制系統(tǒng)實際上僅對阻尼進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(diào)整可靠性和疲勞壽命有著決定性的影響。為了解決著陸和滑跑兩個階段的矛盾以及飛機在粗糙表面滑跑的振2半主動控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和控制原理動沖擊問題,國內(nèi)外學(xué)者曾進行了大量的研究,在對原有的被動式起落架進行優(yōu)化、改造的同時,進行了主動與被動起落架相比,半主動控制相當(dāng)于增加了控制起落架的深入研究個連續(xù)的變油孔,它可根據(jù)需要隨時改變油孔面積,因根據(jù)結(jié)構(gòu)和控制方法不同,主動控制起落架系統(tǒng)此其作用要優(yōu)于被動起落架的固定變油孔,它與全主包括全主動控制系統(tǒng)和半主動控制系統(tǒng),其中全主動動控制不同,在工作時幾乎不消耗動力,因此具有很大控制系統(tǒng)又稱有源主動控制系統(tǒng),在實現(xiàn)控制時需要的優(yōu)越性1個附加的動力源為減震器提供連續(xù)的能量供應(yīng)。全半主動控制系統(tǒng)的控制方式分為狀態(tài)控制和決策主動控制起落架可給系統(tǒng)帶來更好的瞬態(tài)響應(yīng),更出控制兩大類。狀態(tài)控制是根據(jù)機體的絕對運動速度色的控制與穩(wěn)定性。但由于有源主動控制起落架的結(jié)相V凵中國煤化工尼的大小,控制策略比構(gòu)復(fù)雜性以及大功率的要求比較難以實現(xiàn),因此無源較CNMH現(xiàn)象和對反饋信號過主動控制技術(shù)成為解決問題的實用方法。度敏懋的廾天及厘塊豕?？刂品绞娇梢愿鶕?jù)跑道無源控制系統(tǒng)又稱半主動控制系統(tǒng),它由無源但隨機激勵的統(tǒng)計特征來調(diào)節(jié)減震器的阻尼,它不必考可控的阻尼和彈性元件組成,通過控制阻尼元件和彈慮每個瞬時的阻尼調(diào)節(jié),僅關(guān)心在每個有限的時間間儀器儀表學(xué)報第25卷隔內(nèi)使減震器的阻尼為最優(yōu),因此,這是統(tǒng)計意義上的的橫向抖動對測量精度的影響可以基本消除。最優(yōu)控制。這種控制比較簡單,對執(zhí)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(yù)先離線算出,并以表格的形式儲存于控制計算機中,跑道統(tǒng)計特征可以根據(jù)彈性質(zhì)量的加速度方差進行估計或采用實測的跑道數(shù)據(jù),因度,到電荷放大器此,整個控制過程計算量很小,控制周期短,對執(zhí)行元模擬質(zhì)量件的動態(tài)性能要求也不是很高,可大大降低緩沖系統(tǒng)的成本。這種系統(tǒng)因結(jié)構(gòu)簡單,造價低廉,性能接近于控制信號全主動控制而獲得了更廣泛的應(yīng)用。3半主動起落架控制系統(tǒng)動力學(xué)參數(shù)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控制技術(shù)。具體實現(xiàn)方式是通過控制伺服閥孔的大小,達(dá)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。為了實現(xiàn)最優(yōu)控制率的計算,需要對起落架的動圖1測量系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖力學(xué)參數(shù)進行測量。待測參數(shù)包括起落架和驅(qū)動平臺的位移、起落架的運動速度和加速度、力以及活塞上下力傳感器和壓力傳感器均采用輸出4~20mA電兩個油腔的壓力等物理量。參數(shù)測量時讓減震器在地流信號的變送器,經(jīng)信號調(diào)理和A/D轉(zhuǎn)換后,再經(jīng)標(biāo)面激勵響應(yīng)模擬控制系統(tǒng)(加載平臺)的作用下模擬飛度變換后保存在測量系統(tǒng)的公用緩沖區(qū);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)過電荷放大器轉(zhuǎn)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)的實時運動參數(shù)測號調(diào)理、A/D轉(zhuǎn)換和標(biāo)度變換后保存在測量系統(tǒng)的公量出來并傳送給計算機,計算機根據(jù)一定的算法確定用緩沖區(qū),供主控計算機調(diào)用。變油孔的面積達(dá)到最優(yōu)控制。系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示參考文獻3.1動力學(xué)參數(shù)測量系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)測量系統(tǒng)由加速度、力壓力和位移測量等單元組1賈玉紅.主動控制起落架滑行性能分析[D北京:北京成,每個測量單元獨立工作,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立完成各參量的實時測量。各測量單元之間通過同步landing gear control for improved ride quality during信號線連接,由主控計算機發(fā)出信號提取指令,保證獲ground roll [A]取某一時刻的瞬態(tài)數(shù)據(jù)。3[美]諾曼·斯·柯里著.方寶瑞,鄭作隸,等譯.飛機起落3.2位移測量單元架設(shè)計原理和實踐[M].北京:航空工業(yè)出版社本系統(tǒng)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:高等教育出版載實驗中,起落架除了做縱向運動外,還會有一定程度社,的橫向抖動。如果呆用普通的位移傳感器,這種抖動不僅會影響測量精度,嚴(yán)重時會損壞測量系統(tǒng)。因此在位移測量時采用成像式非接觸位移測量系統(tǒng),分別測出起落架和加載平臺的位移。成像式位移測量系統(tǒng)由粘貼在起落架上的光柵條、光學(xué)成像系統(tǒng)、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(tǒng)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(tǒng)產(chǎn)生莫爾條紋,起到光柵尺的作用。通過光電探測器和辨向電路可以測出位移。這種方法的優(yōu)點是起落架