第七章：余度舵机.ppt

意 义 执行机构往往是故障率较高—飞机余度舵机占整个FBW成本的40％，总量占60％。 近代飞控系统发展焦点将转移到舵面的驱动系统。 凡是要求“绝对”可靠的地方都将采用，如核电站、航空、战略武器、航天飞机、大型地面电站等。 这些地方的工作系统一旦失效，不仅造成人力、物力损失，有些甚至产生灾难性的后果。在元部件可靠性达到极致情况下，为了更显著的提高系统可靠性，使之在产生故障的情况下仍能继续工作，就必须采用余度技术，即采用多重系统，其中一套发生问题则通过故障监控予以切除或隔离。 伺服作动器 伺服作动器:是为实现电气至机械运动之间的信号转,从而驱动飞行器气动面作机械运动的目的而设计的执行机构。 伺服作动器功能:包括控制级和功率作动级两个功能层次,具体功能单元可分为:信号转换、综合、均衡;信号放大;机械运动与 率输出;机械运动反馈信号的拾取;作动器故障检测,以及能源控制和其他附件等。 余度伺服作动器 采用余度技术设计的伺服作动器 航空：余度舵机 航天：余度伺服机构 余度伺服作动器的特点 机电液一体 余度可靠性设计方法 关键技术不同 力纷争 力均衡算法 余度管理策略 伺服作动器分类 电动伺服作动器 电液伺服作动器 受到飞机对作动器重量、体积和安装方式的约束，作动器的形式可以是多种多样的,即使是一架飞机,其飞行控制系统不同气动面所对应的作动器形式也是迥然相异的。 例如,伺服作动器与功率作动器(助力器)相独立;伺服作动器同功率作动器合成为一个装置－组合式：组合式作动器的机械指令级同功率输出作动级相分离等。 余度伺服作动器的布局 伺服作动系统的布局,是指在物理结构上安排组成伺服控制器和作动器的形式。 布局选择的出发点是:提高系统的可靠性和可维护性,满足飞机对LRU的空间限制与安装形式的要求,保证信号的传递等等。 伺服作动系统,原则上可以分为集中控制与分散控制布局。集中控制是指伺服控制器置于飞行控制计算机机内,作动器则根据其所驱动的飞机气动面的位置、机械传求与安装部位的空间限制,分散就近配置在飞机气动面的附近。 常见的余度伺服系统 余度舵机形式 航天余度伺服机构 航天喷嘴综合伺服机构 B2飞机的余度舵机 “美洲虎”飞机双余度舵机 四余度伺服机构基本组成 四余度伺服阀原理 四余度舵机建模 流量连续方程 增加4余度后 由于 很大，余度舵机传递函数可以简化为： 力纷争产生的原因 通道间的差异（包括输入信号失配）； 耦合作用对差异存在一个高增益环 ，这点从耦合函数的静态表达式中可以看出。 对差异存在一个积分作用 ，积分作用的存在，极易使输出力发散。 力均衡技术 中值均衡 以三余度为例， 为中值： 均值均衡 式中 可以是积分，也可以是比例加积分。由此可见引入均衡网络之后，无论是中值均衡还是均值均衡，高增益环节明显下降，积分环节也彻底消除了，而且不会降低系统的总刚度，因此均衡技术是解决力纷争问题的一种有效途径。 无均衡： 耦合及其解耦控制 输出力耦合函数： 解耦方法 开环解耦：前向通道解耦控制是在前向通道中加入了电校正网络，这会使得系统的可靠性降低。 闭环解耦：采用全状态反馈进行解耦，但这样会使设计变得很复杂且难以实现。 压力反馈解耦： 设： 则： 则解耦矩阵为： 比例积分均衡 四余度伺服机构建模 衔铁组件动力学平衡方程 滑阀的流量连续方程 流量连续方程 作动筒的流量连续方程 7．动压反馈环节 伺服阀不同增益下的频率响应 固定T=0.05，改变动压反馈的强度Kd的影响 力纷争： Fi与u+di的关系 各通道的输出压差F i 不仅与本通道的输入信号u和d i 有关，而且与其余通道的差异有关。当系统处于稳态时，经计算: 工作时余度伺服机构的力纷争 跨通道均衡 通道内均衡 通过改变比例系数，可以改变前置级伺服阀的压力增益。比例增益越大，各通道的压力增益就越低，缓解力纷争现象的能力就越强，但与此同时故障后均衡信号作为附加的控制信号对系统的瞬态影响就越大。另一方面，比例增益的改变对系统响应的快速性影响较大。求出K=2，K=4时系统的主导极点，如表3.2所示，将其与表3.1对比，发现随着K值增大，实轴上的极点与虚轴的距离越来越小，这会导致系统响应的快速性变差；而共轭极点的阻尼比越来越小，虽然这会使响应的起始速度较快，但因为振荡强烈，衰减缓慢，调节时间亦长，快速性也不好。 积分均衡 积分均衡效果 积分均衡效果 比例加积分均衡 比例加积分均衡效果 伺服阀堵塞均衡效果 新型余度舵机 直接驱动阀 直接驱动式电动余度舵机 余度配置 EHA EHA发展 EHA原理 EHA流量系数 EHA力矩系数 EHA输出压力 EHA动态特性 F-18副翼中的EHA EHA余度配置 数字式直