一种通用操纵负荷系统动力学模型仿真建模方法及系统与流程

本发明属于飞行仿真与操纵负荷模拟，具体涉及一种通用操纵负荷系统动力学模型仿真建模方法及系统。

背景技术：

1、飞机操纵系统的结构形式及操纵力感形成方式因飞机类型不同而存在差异。例如，采用钢索直连操纵系统的飞机，其操纵力感主要与舵面气动载荷、机械摩擦及结构阻尼有关；采用电传操纵系统的飞机，其操纵力感主要由弹簧、阻尼等机构形成；部分飞机还需要根据自动驾驶状态、液压系统状态、操纵行程及失速状态改变操纵力感。

2、现有飞行模拟器在进行操纵负荷仿真时，通常需要针对不同飞机操纵系统分别建立与其操纵特性相对应的动力学模型。当待模拟飞机类型、操纵方式或者故障状态发生变化时，需要重新调整模型结构或建立不同的动力学计算路径，导致不同机型之间的模型复用程度较低，并增加模型配置、参数管理及后续维护的复杂度。

3、因此，需要一种能够在保持主要动力学计算关系不变的情况下，通过配置不同动力学参数适配不同飞机操纵系统的仿真建模方法，并能够反映前端操纵位置、钢索传递、后端动力学状态及目标力感之间的相互作用关系。

技术实现思路

1、为了解决现有技术中的上述问题，即针对不同飞机操纵系统需要分别建立动力学模型，导致模型复用程度低、模型配置及维护复杂的问题，本发明第一方面提出了一种通用操纵负荷系统动力学模型仿真建模方法，包括：

2、根据待模拟飞机的操纵系统类型配置动力学参数，所述动力学参数包括弹簧力计算参数、铰链力矩计算参数、钢索传递参数、摩擦参数、阻尼参数和抖杆参数；

3、获取前端位置、后端位置、力感平衡位置和附加力；

4、基于所述后端位置与所述力感平衡位置之间的位置偏差以及所述弹簧力计算参数确定弹簧力，基于所述后端位置和所述铰链力矩计算参数确定铰链力矩输出，并基于所述弹簧力和所述铰链力矩输出确定后端主动力；

5、基于所述前端位置与所述后端位置之间的位置偏差以及所述钢索传递参数确定钢索力，并根据所述钢索力与所述后端主动力的差值确定结构损耗力；

6、基于所述结构损耗力、所述摩擦参数和所述阻尼参数确定更新后的后端位置，并将所述更新后的后端位置反馈用于所述后端主动力和所述钢索力的后续计算；

7、基于所述抖杆参数确定抖杆力，并基于所述附加力、所述钢索力和所述抖杆力确定目标力感。

8、进一步地，确定所述力感平衡位置，包括：

9、获取自动驾驶状态、配平位置和自动驾驶指令位置；

10、在所述自动驾驶状态为未接通状态时，将所述配平位置确定为所述力感平衡位置；

11、在所述自动驾驶状态为接通状态时，将所述自动驾驶指令位置确定为所述力感平衡位置；

12、基于所述后端位置与所述力感平衡位置之间的位置偏差更新所述后端主动力。

13、进一步地，所述弹簧力计算参数包括弹簧力梯度；

14、确定所述弹簧力，包括：计算所述后端位置与所述力感平衡位置之间的位置偏差，根据所述位置偏差和所述弹簧力梯度确定所述弹簧力，并将所述弹簧力用于所述后端主动力的确定；

15、在所述后端位置更新后，重新计算所述位置偏差并更新所述弹簧力。

16、进一步地，所述铰链力矩计算参数包括飞机马赫数、飞机高度和配平调整片位置；

17、确定所述铰链力矩输出，包括：基于所述后端位置、所述飞机马赫数、所述飞机高度和所述配平调整片位置，从预设铰链力矩关系中确定所述铰链力矩输出，并将所述铰链力矩输出用于所述后端主动力的确定。

18、进一步地，所述钢索传递参数包括钢索刚度和钢索死区；

19、确定所述钢索力，包括：计算所述前端位置与所述后端位置之间的位置偏差，对所述位置偏差进行钢索死区处理，得到钢索有效位置偏差；

20、根据所述钢索有效位置偏差和所述钢索刚度确定所述钢索力，并将所述钢索力分别用于所述结构损耗力和所述目标力感的确定；

21、在所述后端位置更新后，重新确定所述钢索力。

22、进一步地，确定所述更新后的后端位置，包括：

23、基于所述结构损耗力和所述摩擦参数确定经摩擦作用后的作用力；

24、基于所述经摩擦作用后的作用力和所述阻尼参数确定后端运动速度；

25、对所述后端运动速度进行积分，得到所述更新后的后端位置；

26、基于所述更新后的后端位置分别重新确定所述后端位置与所述力感平衡位置之间的位置偏差以及所述前端位置与所述后端位置之间的位置偏差，以更新所述后端主动力和所述钢索力。

27、进一步地，所述抖杆参数包括抖杆频率和抖杆振幅；

28、确定所述抖杆力和所述目标力感，包括：根据所述抖杆频率生成周期信号，并根据所述抖杆振幅调节所述周期信号的幅值，得到所述抖杆力；

29、将所述附加力、所述钢索力和所述抖杆力叠加，得到所述目标力感；

30、在所述钢索力更新后，重新确定所述目标力感。

31、进一步地，所述铰链力矩计算参数包括飞机马赫数，所述弹簧力计算参数包括弹簧力梯度，所述抖杆参数包括抖杆振幅；

32、根据所述操纵系统类型配置所述动力学参数，包括：在无需模拟铰链力矩时，将所述飞机马赫数设置为零；在无需模拟弹簧力时，将所述弹簧力梯度设置为零；在无需模拟抖杆力时，将所述抖杆振幅设置为零；

33、保持所述前端位置、所述钢索力、所述后端位置和所述后端主动力之间的计算关系，并基于配置后的所述动力学参数确定所述后端主动力和所述目标力感。

34、进一步地，所述通用操纵负荷系统动力学模型仿真建模方法还包括：

35、获取后端位置上限值和后端位置下限值；

36、根据所述后端位置上限值和所述后端位置下限值限制所述更新后的后端位置，并将限制后的后端位置用于所述后端主动力和所述钢索力的后续计算；

37、在模拟后端位置卡阻时，将所述后端位置上限值和所述后端位置下限值设置为同一数值，并基于所述前端位置与所述限制后的后端位置之间的位置偏差确定所述钢索力。

38、本发明第二方面提出了一种通用操纵负荷系统动力学模型仿真系统，包括：

39、参数配置模块，配置为根据待模拟飞机的操纵系统类型配置动力学参数，所述动力学参数包括弹簧力计算参数、铰链力矩计算参数、钢索传递参数、摩擦参数、阻尼参数和抖杆参数；

40、数据获取模块，配置为获取前端位置、后端位置、力感平衡位置和附加力；

41、主动力计算模块，配置为根据所述后端位置、所述力感平衡位置、所述弹簧力计算参数和所述铰链力矩计算参数确定后端主动力；

42、钢索力计算模块，配置为根据所述前端位置、所述后端位置和所述钢索传递参数确定钢索力，并根据所述钢索力与所述后端主动力的差值确定结构损耗力；

43、后端位置计算模块，配置为根据所述结构损耗力、所述摩擦参数和所述阻尼参数更新所述后端位置，并将更新后的所述后端位置反馈至所述主动力计算模块和所述钢索力计算模块；

44、目标力感计算模块，配置为根据所述抖杆参数确定抖杆力，并根据所述附加力、所述钢索力和所述抖杆力确定目标力感。

45、本发明的有益效果：

46、本发明通过建立前端位置、钢索力、后端位置和后端主动力之间的统一反馈计算关系，根据待模拟飞机的操纵系统类型配置弹簧力计算参数、铰链力矩计算参数、钢索传递参数、摩擦参数、阻尼参数和抖杆参数，使不同操纵系统能够共用相同的动力学计算路径，减少因飞机操纵系统类型变化而重复建立独立动力学模型的需求。

47、本发明根据前端位置与后端位置之间的位置偏差确定钢索力，根据钢索力与后端主动力之间的差值确定结构损耗力，并经过摩擦和阻尼作用更新后端位置，再将更新后的后端位置反馈至后端主动力和钢索力的后续计算，由此形成位置与力相互反馈的闭环动力学关系，使钢索传递、机械摩擦、阻尼作用以及后端主动力对操纵力感的影响能够在同一计算过程中连续体现。

48、同时，本发明可通过调整相应动力学参数改变弹簧力、铰链力矩输出和抖杆力的参与状态，并利用后端位置限制模拟操纵行程受限或后端位置卡阻，使不同正常操纵状态和故障状态仍沿统一动力学关系进行计算，有利于降低不同机型和不同状态下模型配置及维护的复杂度。