民用飞机飞行控制系统的优化设计对飞机的燃油经济性和飞行稳定性等具有重要的作用，因此，很多研究者在此方面做了大量的研究工作。查阅过的文献资料有针对某型飞机在地面试验过程中发生方向舵颤振现象，通过比较仿真结果和试验结果，提出解决方案来抑制**方向舵的耦合振荡；有的建立了一套方向舵地面突风阻尼特性的MAT LAB模型，深入研究了民用飞机方向舵地面突风阻尼特性；有的研究开发了一套飞机机械主操纵系统的性能数值计算模型；还有的以飞机前起落架液压收放系统为例应用AMESim软件建立系统仿真模型进行仿真分析。在联合仿真研究方面，翻阅到以某型飞机摇臂式主起落架为例介绍了基于LMS Motion和AMESim的起落架缓冲性能联合仿真研究方法。然而，基于LMS Motion和AMESim这两种软件在民用飞机作动器性能的联合建模仿真研究工作还很少见公开发表的资料。本文通过建立方向舵作动系统的LMS Motion多体动力学模型和作动器的AMESim液压模型，对方向舵作动系统的性能进行联合CAE仿真计算，研究了方向舵作动器在不同工作模式下整个作动系统的性能。这对民用飞机研发过程中的作动系统优化设计和作动系统铁鸟实验具有一定的借鉴意义。
　　
　　1 方向舵作动系统
　　
　　(1）方向舵作动器液压工作原理
　　
　　方向舵作动器为固定法兰盘式作动器，三个作动器上下垂直排列，分别由三套液压系统驱动。壳体通过螺栓固定在垂尾后梁上，活塞杆通过一根连杆与舵面相连，如图1所示。


　　方向舵作动器为电液伺服式作动器，主要由模态选择电磁阀、电液伺服阀、模态选择阀、阻尼孔和作动筒组成。作动器分主动和阻尼两种工作模式。主动模式下，模态选择电磁阀通电，通过电液伺服阀来控制作动筒动作；阻尼模式下，模态选择电磁阀断电，电液伺服阀不再控制作动筒，作动筒两腔通过阻尼孔连通。当外界载荷超过限定值时，载荷限制溢流阀打开，保护作动器不被高压破坏。
　　
　　2 方向舵作动器工作模式
　　
　　正常情况下，三个作动器处于主动模式共同驱动方向舵。当某作动器发生故障或其对应的液压系统失效时便进入阻尼模式，只提供阻尼功能，方向舵由处于主动工作模式下的作动器进行控制。为满足飞机的性能要求，每个作动器都具有独立驱动方向舵的能力，同时对颤振特性、作动器刚度及舵面有载和无载偏转速率也提出了具体要求。当三个作动器都处于主动工作模式时，能够满足上述性能要求；但当失去一个或两个液压系统时，作动系统的性能会出现下降，进而导致飞机的操纵性能下降。因此，必须研究在失去一个或两个液压系统情况下方向舵作动器性能变化，以研究其对飞机正常操纵性能的影响。
　　
　　3 方向舵作动系统的联合建模仿真
　　
　　3.1基于LMS Motion的多体动力学三维建模
　　
　　多体动力学仿真需要面对很多问题，如刚柔混合、参数化/流程化设计、多学科系统级CAE仿真以及如何利用试验数据进行仿真模型验证等，LMS Motion软件可以提供很好地专业解决方案。方向舵作动系统基于LMS Motion的多体动力学建模过程如下：
　　
　　(1)将垂尾后梁、方向舵作动器、方向舵的三维数模导入LMS Motion中，按照CATIAV 5R18的装配方法进行约束装配。
　　
　　(2)根据各部件间的相对运动关系在各部件上建立相应的坐标系。
　　
　　(3)根据各部件间的相对运动关系建立相应的运动副。
　　
　　(4)施加方向舵铰链力矩等。
　　
　　3.2基于AMESim的液压系统一维建模
　　
　　AMESim是LMS公司推出的专门用于液压/机械系统建模仿真和动态性能分析的**仿真平台，在飞机的飞控/液压系统研究等方面得到了广泛应用。方向舵作动器基于AMESim的液压系统一维建模过程如下：
　　
　　(1)在液压库里选用对称腔作动筒、三位四通电液伺服阀。作动筒模型需设置的主要参数有：活塞直径、活塞杆直径，活塞行程，死区容积、泄漏系数和粘性摩擦系数等；电液伺服阀需设置的主要参数有：激励电流、自然频率、阻尼比、**流量和**流量下的压降等。
　　
　　(2)在HCD库里选用阀芯组件建立模态选择阀模型。
　　
　　(3)建立作动器内部液阻和液压系统管路液阻模型。
　　
　　(4)建立系统压降模型。
　　
　　3.3联合建模仿真的接口建立
　　
　　LMS Motion为三维多体动力学仿真计算CAE软件，AMESim为一维液压系统仿真计算软件，二者需要一个接口来实现数据传输。AMESim将作动筒的输出力通过接口输入LMS Motion，LMS Motion将三维模型的运动速度和位移通过接口输入到AMESim。在LMS Motion中利用Two-Body Control Input将三维模型的运动速度和位移输入AMESim，利用Two-Body Control Output将AMESim的输出力输入LMS Motion，完整的AMESim模



　　4 联合仿真及结果分析
　　
　　LMS Motion能够自动计算导入的三维数模的质量、重心和转动惯量等参数。联合仿真计算采用coupled方法，此方法使用LMS Motion的求解器。求解器将编译后的AMESim液压模型和三维多体动力学模型综合起来进行计算求解。设定的分析条件为：液压系统压力2400psi，液压油温度为-7℃，方向舵的**铰链力矩为3200Nm（正常偏度25deg时）。此模型未考虑作动器的力纷争，并假设方向舵为刚性，主要计算失去一个液压系统、两个液压系统情况下和三个液压系统都正常情况下作动系统的性能变化，三种工作情况分别为:
　　
　　(1)三个作动器主动模式工作（3 Active）。
　　
　　(2)两个主动工作模式一个阻尼模式工作（2 Active 1 Damping）。
　　
　　(3)一个主动模式工作两个阻尼模式工作（1 Active 2 Damping）。
　　
　　4.1阶跃响应分析
　　
　　阶跃响应特性是衡量作动器性能的重要指标。飞控作动系统必须能够很好地响应飞行员或自动飞行系统的指令，调整飞行姿态，同时保证良好的乘坐舒适性。方向舵作动系统的阶跃响应特性如图3所示。
　　
　　从计算结果中可得出，当一个作动器处在主动模式，另外两个作动器处于阻尼模式时，舵面从0偏转到29°所用的时间为0.6s；当两个作动器处在工作模式，另外一个作动器处在阻尼模式时，舵面从0偏转到29°所用的时间为0.38s。在阶跃信号激励的以上三种工作情况下，舵面从0偏转到29°所用的时间差别较小，满足系统要求的不超过0.69s的要求且时域响应特性较好。
　　
　　4.2舵面有载偏转速率分析
　　
　　舵面有载偏转速率为衡量作动器在一定载荷情况下推动舵面偏转快慢的指标。
　　
　　(1)3 Active工作模式下舵面有载偏转速率时域响应特性是**的。
　　
　　(2)2 Active 1D amping工作模式下，舵面偏转速率较大，但当舵面偏转至指令位置后出现超调，产生反向偏转使舵面产生小幅振荡。
　　
　　(3)1 Active 2D amping工作模式下，舵面偏转至指令位置后的小幅振荡情况更严重。
　　
　　因此，当作动器因出现故障或失去液压系统而进入阻尼模式时，此时飞机操纵性能下降，飞行员应缓慢操纵驾驶杆，避免舵面小幅振荡情况的出现，舵面的这种小幅振荡对飞机的操纵性能和结构破坏是非常危险的。通过调整作动器阻尼孔的大小可得到不同的舵面偏转速率特性，进而从中选取**值。
　　
　　4.3作动器输出力分析
　　
　　在飞行过程中，若飞控系统检测到某个作动器发生故障或其液压系统失效，会发出指令使该作动器进入阻尼模式，由处于主动模式的作动器控制舵面运动。假设三个作动器在推动方向舵运动过程中下面位置的作动器进入阻尼模式，该文建立的模型计算了此过程中作动器的输出力和舵面偏转情况。
　　
　　首先给三个作动器的伺服阀施加相同的激励信号，在作动器推动舵面运动到3.2s时，注入故障信号使一个作动器进入阻尼模式，研究整个过程中作动器的性能变化。图5所示为激励信号和方向舵度随时间变化情况。
　　
　　从图5中可看出整个偏转曲线较为平滑，仅在3.2s时舵面偏转有较小的波动（圆圈处放大图）。故障模式下三个作动器的输出力如图6所示。
　　
　　从0.5s开始三个作动器接受斜坡激励信号推动舵面偏转，3.2s时*下方的作动器进入阻尼模式，只提供阻尼功能。在0.5～3.2s之间，三个作动器的输出力均匀且一致；3.2s时，舵面偏转发生较小波动（见图5），但上面和中间的两个作动器输出力迅速增加，在0.4s时间间隔内发生明显的较大幅度的振荡。进入阻尼模式的作动器输出力迅速降为0，作动筒两腔通过阻尼孔连通，作动器只提供阻尼功能。上面和中间两个作动器输出力的振荡会引起系统油压的压力脉动，对整个液压系统带来影响，在设计和计算其他液压子系统必须予以考虑。

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