飞机起落架半主动控制仿真研究

第２３卷第１１期　计算机仿真　２００６年１１月　文章编号：１００６—９３４８（２００６）１１一ＯＯ４４—０３　飞机起落架半主动控制仿真研究　范伟，聂宏　（南京航空航天大学，江苏南京，２１００１６）　摘要：该文总结了飞机起落架的三种控制方法：被动控制，主动控制，半主动控制。传统的起落架控制方法不能使飞机很快　的达到稳定，为了解决这一问题，该文分析了半主动控制的优点。建立起了半主动控制起落架的数学模型和线性状态控制方　程，并根据现代控制理论分析被动控制起落架系统的稳定性和可控性。采用常规状态反馈的控制方法对起落架系统进行设　计，得到了半主动控制器。最后通过仿真软件分别对被动控制和半主动控制的起落架模型进行了仿真分析。仿真结果表　明：被动控制起落架有较强的振荡，系统稳定时间也较长。而半主动控制起落架能够有效的降低飞机冲击载荷和振动响应，　使飞机很快达到稳定。　关键词：起落架；被动控制；半主动控制；状态反馈控制　’　中图分类号：Ｖ２２６＋，２　文献标识码：Ａ　Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｔｈｅ　Ｓｅｍｉ—．Ａｃｔｉｖｅ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　ｏｆ　Ａｉｒｃｒａｆｔ　Ｌａｎｄｉｎｇ　Ｇｅａｒ　ＦＡＮ　Ｗｅｉ．ＮＩＥ　Ｈｏｎｇ　（Ｎａｎｊｉｎｇ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ　ｏｆ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ＆Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ　Ｊｉａｎｇｓｕ　２１００１６，Ｃｈｉｎａ）　ＡＢＳＴＲＡＣＴ：Ｔｈｅ　ａｒｔｉｃｌｅ　ｓｕｍｍａｒｉｚｅｓ　ｔｈｒｅｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｍｅｔｈｏｄｓ　ｏｆ　ａｉｒｃｒａｆｔ　ｌａｎｄｉｎｇ　ｇｅａｒ：ｐａｓｓｉｖｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ，ａｃｔｉｖｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ａｎｄ　ｓｅｍｉ—ａｃｔｉｖｅ　ｃｏｎｔｒｏ１．Ｔｈｅ　ｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｍｅｔｈｏｄ　ｃａｎ　ｎｏｔ　ｓｔａｂｉｌｉｚｅ　ｔｈｅ　ａｉｒｐｌａｎｅ　ｖｅｒｙ　ｓｏｏｎ．Ｉｎ　ｏｒｄｅｒ　ｔｏ　ｓｏｌｖｅ　ｔｈｉｓ　ｐｒｏｂｌｅｍ，ｔｈｅ　ａｒｔｉｃｌｅ　ａｎａｌｙｚｅｓ　ｔｈｅ　ｖｉｔｒｕｅ　ｏｆ　ｓｅｍｉ—ａｃｔｉｖｅ　ｃｏｎｔｒｏ１．Ａ　ｍａｔｈｅｍａｔｉｃａｌ　ｍｏｄｅｌ　ａｎｄ　ｌｉｎｅａｒ　ｓｔａｔｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｅ・　ｑｕａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｓｅｍｉ—ａｃｔｉｖｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｌａｎｄｉｎｇ　ｇｅａｒ　ｉｓ　ｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ．Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ　ｔｏ　ｔｈｅ　ｍｏｄｅｌＴｌ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｔｈｅｏｒｙ，ｔｈｅ　ｓｔａｂｉｌｉｔｙ　ａｎｄ　ｃｏｎｔｏｒｌｌａｂｉｌｉｔｙ　ｏｆ　ｐａｓｓｉｖｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｌａｎｄｉｎｇ　ｇｅａｒ　ａｒｅ　ａｎａｌｙｚｅｄ．Ａ　ｓｔａｔｅ　ｆｅｅｄｂａｃｋ　ｓｅｍｉ—ａｃｔｉｖｅ　ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ　ｉｓ　ｄｅｓｉｇｎｅｄ．Ａｔ　ｌａｓｔ，ｔｈｅ　ｐａｓｓｉｖｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｌａｎｄｉｎｇ　ｇｅａｒ　ｍｏｄｕｌｅ　ａｎｄ　ｓｅｍｉ—ａｃｔｉｖｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｌａｎｄｉｎｇ　ｇｅａｒ　ｍｏｄｕｌｅ　ａｒｅ　ｓｉｍｕｌａｔｅｄ．Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　．ｒｅｓｕｌｔ　ｓｈｏｗｓ：ｔｈｅ　ｖｉｂｒａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｐａｓｓｉｖｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｌａｎｄｉｎｇ　ｇｅａｒ　ｉｓ　ｖｅｈｅｍｅｎｔ，ａｎｄ　ｔｈｅ　ｓｙｓｔｅｍ　ｓｔａｂｌｅ　ｔｉｍｅ　ｉｓ　ｌｏｎｇ．Ｂｕｔ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｓｅｍｉ—ａｃｔｉｖｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｌａｎｄｉｎｇ　ｇｅａｒ　ｓｙｓｔｅｍ　ｔｈｅ　ｉｍｐａｃｔ　ｌｏａｄ　ａｎｄ　ｖｉｂｒａｔｉｏｎ　ｃａｎ　ｂｅ　ｒｅｄｕｃｅｄ。ｔｈｅ　ａｉｒｃｒａｆｔ　ｃａｎ　ｒｅａｃｈ　ｔｈｅ　ｓｔａ・　ｂｉｌｉｔｙ　ｓｔａｔｅ　ｉｎ　ａ　ｆｅｗ　ｓｅｃｏｎｄｓ．　ＫＥＹＷＯＲＤＳ：Ｌａｎｄｉｎｇ　ｇｅａｒ；Ｐａｓｓｉｖｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ；Ｓｅｍｉ—ａｃｔｉｖｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ；Ｓｔａｔｅ　ｆｅｅｄｂａｃｋ　ｃｏｎｔｒｏｌ　１　引言　仅依靠控制装置与结构相互作用提供控制力；②主动控制：　在飞机着陆、滑跑过程中，起落架有着降低飞机过载、提　需要大功率的外部能源来驱动作动器，控制力根据传感器测　高飞机结构疲劳寿命、成员舒适性、地面可操纵性等重要作　得的激励或结构响应的反馈来决定；③半主动控制：以被动　用。起落架结构、布局的合理设计以及动态特性（缓冲性能）　控制为主，只在结构反应达到界限值时，施加少量能量，使控　的最优设计对于飞机着陆、滑跑至关重要。起落架的缓冲性　制系统切换工作状态。　能主要取决于缓冲器的设计。　传统的被动控制可控制性不高，飞机着陆和滑跑的稳定　为了提高起落架寿命，降低由起落架传递到机身上的动　性不好。主动控制需要提供额外的大功率外部电源，为起落　载荷幅值，使飞机着陆和滑跑时尽快达到稳定。近几十年　架装置带来硬件设计上的负担。而半主动控制则结合了主　来，主要通过三种途径解决：被动控制、主动控制、半主动控　动控制和被动控制双方的优点，半主动控制起落架与主动控　制途径。三者主要区别是：①被动控制：无需外部能源驱动，　制起落架相比，它设计简单，质量轻便，安全性高因而具有更　好的适应性。大多数半主动控制系统能用电池作为能源进　行工作，这一点对于在能源供应系统瘫痪的结构尤其重要。　收稿Ｅｔ期：２００５—０９—１４　本文的状态反馈控制器设计就应用在半主动缓冲器，它的干　－－－——４４－－－－——　维普资讯 http://www.cqvip.com

涉只要通过调整油孔面积就可以完成了。因此这种控制方　放大系数，数值上等于肘：。　法较主动控制具有更广阔的应用前景。　２半主动起落架数学模型和方程的建立。　缓　图１　半主动控制起落架结构模型　图１是半主动控制　起落架的结构模型，为　了较好的模拟起落架结　构中各部分的运动特　点，把起落架结构质量　按需要划分为两个集中　质量：弹性支撑质量　（Ｍ１）：缓冲器中空气弹　簧的上部质量，包括机　身、机翼、尾翼、缓冲器　外简等质量，即空气弹　簧支承的质量。非弹性　图２半主动控制起落架力学模型　支撑质量（Ｍ２）：空气弹　簧下部的质量，包括缓冲器活塞杆、刹车装置、轮胎等质量，　【！Ｊ】怍空气弹簧支撑的质量。所以有了如图２的半主动控制　起落架力学模型。　半主动起落架力学方程的建立：（假设地面为水平地面，　我们只考虑飞机为垂直落震情况即飞机没有水平速度）　肘１Ｚ１＝Ｃ１（ｚ２一ｚ１）＋　１（Ｚ２一Ｚ１）＋ｍ１　Ｕ　（１）　肘：Ｚ　＝一Ｃ　（　一ｚ　）一　（Ｚ：一Ｚ　）一　Ｚ２　（２）　其中　为弹性支撑质量，　为非弹性支撑质量。ｚ．为弹性　支撑质量位移，ｚ。为弹性支撑质量速度，ｚ　为弹性支撑质量　加速度。ｚ　为非弹性支撑质量位移，ｚ：为非弹性支撑质量速　度，　为非弹性支撑质量加速度。Ｃ　为油液缓冲器当量阻尼　系数，　为油液缓冲器当量刚度系数，　为轮胎弹性当量刚　度系数，　则为半主动控制力。ｍ．为控制力对弹性质星　的　放大系数，数值上等于Ｍ　。ｍ：为控制力对非弹性质量肘：的　根据半主动控制理论，半主动控制力的方程为：　Ｕ＝ＥＡ　（３）　为可调油孔当量阻尼力系数，单位为Ｎ／ｍ　３　半主动控制器在起落架上的分析应用。　首先选取好系统参数的值代入方程，我们选取肘，＝　２５０００Ｋｇ，Ｍ２＝８２６Ｋｇ，Ｃｌ＝１００Ｋ　Ｎ・Ｓ／ｍ，Ｋ．＝２５００ＫＮ／ｍ．　＝３２ＯＯＫＮ／ｍ，Ｅ＝２ＯＯ００Ｎ／ｍ　。则可得方程：　Ｚ１＝一４Ｚｌ＋４Ｚ１—１ＯＺｌ＋１ＯＯＺ２＋Ｕ　（４）　＝１２１Ｚｌ一１２１Ｚ２＋３２０６Ｚｌ＋（一６９００Ｚ￣）一Ｕ（５）　若设半主动控制起落架的状态方程和输出方程为　ｉｒ　：ＡＺ＋ＢＵ　Ｙ：ＣＺ　（６）　则其中　Ｏ　ｌ　Ｏ　Ｏ　—一Ａ＝　ｌｏｏ　４　ｌｏｏ　４　Ｏ　Ｏ　Ｏ　ｌ　３０２６　ｌ２ｌ　一６９００　一ｌ２ｌ　Ｏ　１．ＯＯｏｏ　Ｂ＝　Ｏ　ｃ＝［：　ｏｏ］　—１．ｏｏＯ　系统稳定性分析：对方程求特征根得Ｓ　＿２ｌ　＝一６１．９ｉ８８　　一８　＋５４．３７６８ｉ，一６１．９ｌ８８—５４．３７６８ｉ，一０．６２０９＋７．５２８０ｉ．一０．加　∞６２０９—７．５２８０ｉ　由此可见，未加控制力的系统所有极点都在Ｓ域的右半　平面，系统最终稳定。　系统可控性分析：　＾　＾　设Ｐ＝［Ｂ，Ａ　Ｂ，Ａ２　Ｂ，Ａ３　Ｂ］，计算得到　Ｏ　Ｏ　８００　Ｏ　—ｌＯ　—Ｐ＝　５９６ｌＯ　Ｏ　Ｏ　一２０３５０　Ｏ　２４Ｏ　—８６６０９０　Ｐ的秩为４，所以可控矩阵满秩，系统可控。　对于起落架系统来说，控制目标就是起落架的垂直速度　和位移尽可能快的趋于零或在极小的范围内变化。由图３可　知，为了达到控制目标，把起落架控制系统的四个状态分量　作为控制器的输入，通过控制器的加丁处理后输出单一变量　Ｕ作为其控制函数，从而实现起落架的稳定。　控制器的设计：根据现代控制理论，由于系统完全可控，　所以系统的所有极点（即特征根）可以用线性状态反馈Ｖ任　意配置。当所选择的Ｋ使闭环系统的所有极点都在左半ｓ平　面内时，并且尽量远离虚轴。在这种控制策略下，控制器的作　用简化为对输入的四个状态分量进行线性组合，即　Ｕ＝Ｖ［Ｚ１　Ｚ１　Ｚ２　Ｚ２］　．．．——４５．．．——　２　２　∞　Ｏ　维普资讯 http://www.cqvip.com

圈３　半主动控制起落架控制方块图　＝ＶｌＺｌ＋Ｖ２Ｚｌ＋Ｖ３Ｚ２＋Ｖ４Ｚ２（３—４）　在综合考虑状态反馈的可实现性和系统极点所在位置　的情况下，本人最终选择将系统极点配置为：　『一６Ｏ＋６０ｉ，一６０—６０ｉ，一２＋５ｉ，一２—５ｉ］　算得状态反馈系数：Ｖ＝　『３．０６８２，系统输出　２．１８８２，一６８．１５８６，一３．２５３６］　４仿真结果与分析。　根据前面的设计分别对被动控制下的起落架控制系统　和半主动起落架控制系统进行仿真：　１）图４为被动控制起落架速度变化曲线，横坐标为时间　单位ｓ，纵坐标为速度单位ｍ／ｓ。经过８ｓ的振荡时间，速度为　０，起落架达到稳定。　图４被动控制起落架速度变化曲线图　２）图５为被动控制起落架位移变化曲线，横坐标为时　间单位ｓ，纵坐标为位移单位ｍ，且位移的振荡衰减时间也达　到８ｓ。　３）图６为半主动控制起落架速度的变化曲线，横坐标　为时间单位ｓ，纵坐标为速度单位ｍ／ｓ。起落架的速度由初　始下落速度２ｍ／ｓ一直减小，２ｓ之后便达到稳定，值为零。　４）图７为半主动控制起落架的位移变化曲线。横坐标　为时间单位ｓ，纵坐标为位移单位ｍ。起落架的位移最大峰　值到０．２３ｍ左右，经过控制后也很快达到稳定。　５）图８为半主动控制器产生的未放大的控制力，横坐　标为时间单位ｓ，纵坐标为力的单位Ｎ。随着起落架速度和　位移的变化力也在不断的变化，直至系统稳定。　半主动控制策略规定了控制力和油孔面积之间成正比　关系所以控制力的产生由油孔面积的改变产生，其面积大小　．．．．——４６．．．．——　圈５被动控制起落架位移变化曲线围　围６半主动控制起落架速度变化曲线圈　图７半主动控制起落架位移变化曲线图　圈８半主动控制起落架控制力变化曲线圈　０到０．Ｏ００５ｍ　之问变化。　（下转第７４页）　维普资讯 http://www.cqvip.com

Ｌ‘　、　Ｌ巾　Ｌ上ＥＬ拦ｌ　Ｊ　　ＩＨＪ，ｌ　ＨＸ１７Ｌ，＾‘　—ｈ　Ｉｒ　ＪＩ　ＨＪ　Ｈ　，　稳定，也可用于卫星的返回控制和交会对接。　完成这个卫星姿态确定与控制系统模型的仿真之后，我　们还可以通过借鉴国内其他实时平台测试系统，研究ＭＡＴ—　ＬＡＢ／Ｓｉｍｕｌｉｎｋ建立的模型的动态系统产生代码模块的方法　和机制，对微小卫星姿控设计进行进一步的实时仿真和测　图７　ＥｓｔｉＡｔｔ　试。　参考文献：　［１］章ｔ二为编著．卫星轨道姿态动力学与控制［Ｍ］．北京航空航　天大学出版社，１９９８—８．　［２］　屠善澄主编．卫星姿态动力学与控制［Ｍ］．宇航出版社，１９９８　—图８　ＥｓｔｉＡｔｔＰ￣ｔｅ　９．　［３］黄圳圭编著．航天器姿态动力学［Ｍ］．国防科技大学出版社，　ｌ９９７一ｌ１．　［４］徐福祥主编．卫星＿Ｔ程［Ｍ］．中国宇航社出版社，２００２—１０．　［５］　［美］Ｔ　Ｒ凯恩，Ｐ　Ｗ莱金斯，Ｄ　Ａ李文生著。黄克累。张安厚　译．航天飞行器动力学［Ｍ］．科学出版社，１９８８．　图９　Ｔｊｅｔ　［作者简介］　余涌涛（１９８１一），男（汉族），湖南人，硕士研究生，　动量姿态控制系统。其主要优点是响应快、指向精度较高，　主要研究方向为系统仿真；　适用于在各种轨道上运行的有各种指向要求的卫星。可用　粱加红（１９５９一）。男（汉族）。湖南人，博士，教授。　于卫星刚入轨后的？肖除初始姿态偏差、速率阻尼、姿态捕获、　博士生导师，主要研究方向为：系统仿真，训练模拟　器，武器系统控制工程。　（上接第４６页）　５结果分析　［３］　胡寿松．自动控制原理［Ｍ］．南京航空航天大学，科学技术出　通过被动控制和半主动控制仿真结果对比可以看出，起　版社，２００１—６．　落架系统加上半主动控制环节后，原来振荡稳定的系统很快　［４］　聂宏．缓冲性能分析与设计及其寿命计算方法［Ｄ］．南京航空　就达到稳定，振荡次数明显减少，响应时间由原来的８ｓ缩减　航天大学博士学位论文，１９９０—４．　至２ｓ，符合起落架着陆的稳定响应时间要求。各项性能指标　［５］　Ｘｉｍｉｎｇ　Ｗａｎｇ　ａｎｄ　Ｕｄｏ　Ｃａｒｌ　Ｈａｍｂｕｒｇ，Ｇｅｒｍａｎｙ．Ｆｕｚｚｙ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　ｏｆ　也达到了很好的效果，这说明控制是很有成效的。　Ａｉｒｃｒｆａｔ　Ｓｅｍｉ—ａｃｔｉｖｅ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　Ｌａｎｄｉｎｇ　ｇｅａｒ　ｓｙｓｔｅｍ［Ｒ］．ＡＩＡＡ　９９　—０２６５．　半主动控制提高了起落架缓冲器着落的缓冲性能，使飞　［６］　顾仲权．震动主动控制［Ｍ］．国防工业大学出版社，１９９８—１．　机的舒适度和可操作性加强。最后本人希望其控制规律能　在工程上予以实现，为飞机的起落架设计提供参考和帮助。　［作者简介］　范伟（１９７９．１２一），男（汉族），江苏盐城人，南京　参考文献：　航空航天大学自动化学院攻读硕士学位，主要研究　［１］Ｄ　Ｋａｒｎｏｐｐ．Ａｃｔｉｖｅ　ａｎｄ　Ｓｅｍｉ－Ａｃｔｉｖｅ　Ｖｅｈｉｃｌｅ　Ｓｕｓｐｅｎｓｉｏｎｓ［Ｊ］．　方向：飞机起落架的控制与仿真；　Ｖｅｈｉｃｌｅ　Ｓｙｓｔｅｍ　Ｄｙｎａｍｉｃｓ，１９９１，２０（３—４）：２０１—２２３．　聂　宏（１９６０．１一），男（汉族），安徽芜湖人，南京　［２］Ｈｏｌｇｅｒ　Ｗｅｎｔｓｃｈｅｒ．Ｄｅｓｉｇｎ　ａｎｄ　Ａｎａｌｙｓｉｓ　ｏｆ　Ｓｅｍｉ—Ａｃｔｉｖｅ　ｂａｎｄｉｎｇ　航空航天大学航空宇航学院教授，博士生导师。主　Ｇｅａｒｓ　ｆｏｒ　Ｔｒａｎｓｐｏ￣Ａｉｒｃｒａｆｔ［Ｊ］．Ｊａｎｕａｒｙ　１９９６．　要研究方向：控制理沧和控制工程。　・—－—　７４－－——