飛機(jī)攔阻系統(tǒng)控制仿真分析.pdf

1、飛機(jī)攔阻系統(tǒng)是一種機(jī)場(chǎng)重要的常務(wù)保障設(shè)施，它用來(lái)對(duì)正常降落和因意外原因沖出跑道的飛機(jī)實(shí)施安全攔阻，以保障人機(jī)安全。目前國(guó)內(nèi)的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)是一種純機(jī)液系統(tǒng)，系統(tǒng)中的關(guān)鍵部件——控制節(jié)流口大小的凸輪型面設(shè)計(jì)的好壞直接關(guān)系到整個(gè)攔阻系統(tǒng)能否達(dá)到工作要求。通過(guò)改變凸輪的起始工作角度來(lái)適應(yīng)不同型號(hào)飛機(jī)的攔停要求，使得不同型號(hào)飛機(jī)的攔停效果差異較大，精度不高；凸輪型面受損或者起始工作角調(diào)整得不夠精確，都能極大影響攔停效果。一旦凸輪型面確定，其攔停飛

2、機(jī)的型號(hào)、攔停距離以及飛機(jī)著陸時(shí)的初速度等條件均被固定，若出現(xiàn)需要攔停新型號(hào)飛機(jī)或其他條件發(fā)生變化，則需要更換凸輪，使得系統(tǒng)的通用性較差，不符合現(xiàn)代工業(yè)節(jié)能高效的要求。在技術(shù)飛速發(fā)展，普遍采用計(jì)算機(jī)的現(xiàn)代，就需要改進(jìn)該系統(tǒng)使其成為一個(gè)自動(dòng)控制系統(tǒng)。 本文首先對(duì)飛機(jī)攔阻系統(tǒng)的應(yīng)用、發(fā)展及國(guó)內(nèi)外的研究現(xiàn)狀進(jìn)行了闡述，提出了本課題的研究背景。指出了原來(lái)攔阻器系統(tǒng)液壓機(jī)構(gòu)部分的不足，對(duì)液壓系統(tǒng)進(jìn)行改造設(shè)計(jì)。根據(jù)設(shè)計(jì)要求，系統(tǒng)的輸出壓力應(yīng)

3、隨著飛機(jī)攔停期間位移的變化而變化，故將由凸輪機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)的節(jié)流閥部分更換為電液比例閥，由于被控剎車(chē)壓力與輸入電信號(hào)成正比，因此可以在被攔飛機(jī)運(yùn)行到一定位移的地方時(shí)，適時(shí)地調(diào)節(jié)比例閥的輸入電信號(hào)以改變系統(tǒng)的輸出壓力，對(duì)飛機(jī)實(shí)施攔阻，從而滿(mǎn)足攔停設(shè)計(jì)的要求。 其次對(duì)整個(gè)攔阻系統(tǒng)進(jìn)行了完整的運(yùn)動(dòng)學(xué)、動(dòng)力學(xué)分析，詳細(xì)分析并建立起了攔阻器的綜合數(shù)學(xué)模型，在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了一種飛機(jī)攔阻的電液比例控制系統(tǒng)，采用非線(xiàn)性系統(tǒng)反饋線(xiàn)性化的方法來(lái)補(bǔ)償攔阻系

4、統(tǒng)非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)部分，利用得到的線(xiàn)性系統(tǒng)設(shè)計(jì)了一種基于極點(diǎn)配置的PD反饋控制器使系統(tǒng)穩(wěn)定。為此利用SIMULINK模塊建立仿真模型對(duì)所設(shè)計(jì)的控制器進(jìn)行仿真驗(yàn)證，結(jié)果表明通過(guò)適當(dāng)調(diào)整PD控制器的參數(shù)，能夠使線(xiàn)性化后的非線(xiàn)性系統(tǒng)達(dá)到設(shè)計(jì)要求的性能指標(biāo)，并具有較強(qiáng)的魯棒性。 本文還采用能量分析法對(duì)多指標(biāo)限定下的飛機(jī)攔阻力規(guī)律進(jìn)行了設(shè)計(jì)計(jì)算，利用指數(shù)函數(shù)處處連續(xù)可導(dǎo)的特點(diǎn)，提出一種基于指數(shù)函數(shù)的光滑的攔阻力設(shè)計(jì)方法，通過(guò)與恒定攔阻力和分段