本發(fā)明屬于航空仿真、試飛及測(cè)試監(jiān)控技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種飛機(jī)座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能評(píng)估方法。
背景技術(shù)：
飛機(jī)座艙壓力控制系統(tǒng)具有正常飛行、貨艙卸壓、戰(zhàn)斗壓差、水上迫降、應(yīng)急卸壓等飛行任務(wù)，為環(huán)控系統(tǒng)的關(guān)鍵系統(tǒng)，關(guān)系乘員的舒適性以及飛機(jī)的安全。所以對(duì)座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能評(píng)估顯得尤為重要。座艙壓力和座艙壓力變化率為座艙壓力控制系統(tǒng)的主要性能指標(biāo)。
以往座艙壓力控制系統(tǒng)地面試驗(yàn)、交付試驗(yàn)、飛行試驗(yàn)過(guò)程中，主要通過(guò)觀察座艙壓力的控制曲線是否滿足系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求來(lái)判斷系統(tǒng)控制是否穩(wěn)定，通過(guò)觀察座艙壓力變化率是否超出系統(tǒng)設(shè)計(jì)的范圍來(lái)判斷系統(tǒng)舒適性是否滿足要求，沒(méi)有將性能指標(biāo)進(jìn)行量化。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
本發(fā)明解決的技術(shù)問(wèn)題：提供一種能夠量化飛機(jī)座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能的評(píng)估方法。
本發(fā)明的技術(shù)方案為：一種飛機(jī)座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能評(píng)估方法，其特征在于，在控制系統(tǒng)控制穩(wěn)定的前提下，通過(guò)計(jì)算座艙壓力的均方差值和座艙壓力變化率的均方根值評(píng)估控制性能，座艙壓力的均方差值和座艙壓力變化率的均方根值越小，控制性能越好。
作為本技術(shù)方案的一種改進(jìn)，控制系統(tǒng)控制穩(wěn)定，指座艙容積和 座艙供氣流量在一定范圍內(nèi)變化的情況下，座艙壓力控制誤差和座艙壓力變化率符合控制指標(biāo)的要求。
作為本技術(shù)方案的一種改進(jìn)，通過(guò)填充硬質(zhì)材料改變座艙的容積；通過(guò)切換模擬座艙系統(tǒng)供氣流量模式改變座艙的供氣流量。
作為本技術(shù)方案的一種改進(jìn)，通過(guò)以下公式計(jì)算座艙壓力的均方差值S，
其中，Pset為座艙壓力目標(biāo)值，Pi為第i個(gè)座艙壓力數(shù)據(jù)，n為試驗(yàn)數(shù)據(jù)的總數(shù)。
作為本技術(shù)方案的一種改進(jìn)，通過(guò)以下公式計(jì)算座艙壓力變化率的均方根值E，
其中delt_Pi為第i個(gè)座艙壓力變化率數(shù)據(jù)。
本發(fā)明的有益效果為：本發(fā)明解決了如何評(píng)估不同控制律對(duì)座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能的影響的問(wèn)題，首先改變座艙容積和座艙供氣流量來(lái)驗(yàn)證系統(tǒng)控制的穩(wěn)定性，再通過(guò)座艙壓力的均方差值及座艙壓力變化率均方根值來(lái)評(píng)估座艙壓力控制系統(tǒng)的控制性能優(yōu)劣。本發(fā)明給系統(tǒng)研制過(guò)程控制律設(shè)計(jì)、控制律參數(shù)優(yōu)化提供量化指標(biāo)，進(jìn)一步提升飛機(jī)座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能。
附圖說(shuō)明
圖1為本發(fā)明所需的實(shí)驗(yàn)環(huán)境示意圖。
具體實(shí)施方式
下面結(jié)合附圖對(duì)本技術(shù)方案作進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。
一種飛機(jī)座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能評(píng)估方法，所述的方法為：在控制系統(tǒng)控制穩(wěn)定的前提下，通過(guò)計(jì)算座艙壓力的均方差值和座艙壓力變化率的均方根值評(píng)估控制性能，座艙壓力的均方差值和座艙壓力變化率的均方根值越小，控制性能越好。
飛機(jī)座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能評(píng)估方法基于座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能試驗(yàn)設(shè)計(jì)，附圖1中給出了座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能試驗(yàn)的連接關(guān)系。座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能試驗(yàn)環(huán)境由座艙壓力控制系統(tǒng)控制器、座艙排氣閥、座艙壓力傳感器、飛機(jī)座艙模擬艙、大氣環(huán)境模擬艙、模擬航電系統(tǒng)組成，試驗(yàn)時(shí)模擬航電系統(tǒng)將飛行數(shù)據(jù)發(fā)送給座艙壓力控制系統(tǒng)控制器，座艙壓力控制系統(tǒng)控制器根據(jù)飛行數(shù)據(jù)確定座艙壓力及壓力變化率控制目標(biāo)，再由座艙壓力及壓力變化率的控制誤差調(diào)節(jié)座艙排氣閥的開(kāi)度，從而控制座艙排氣閥的排氣流量，使得座艙壓力及壓力變化率達(dá)到目標(biāo)值。飛機(jī)座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能座艙壓力控制系統(tǒng)控制器決定，進(jìn)一步說(shuō)飛機(jī)座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能由座艙壓力控制系統(tǒng)控制律決定。在控制系統(tǒng)控制穩(wěn)定的前提下，通過(guò)計(jì)算座艙壓力的均方差值和座艙壓力變化率的均方根值評(píng)估控制性能，座艙壓力的均方差值和座艙壓力變化率的均方根值越小，控制性能越好。
本發(fā)明首先通過(guò)改變座艙模擬艙容積大小和座艙供氣流量來(lái)驗(yàn)證系統(tǒng)控制的穩(wěn)定性，再通過(guò)座艙壓力試驗(yàn)數(shù)據(jù)的均方差值及座艙壓 力變化率試驗(yàn)數(shù)據(jù)均方根值來(lái)評(píng)估座艙壓力控制系統(tǒng)的控制性能。本發(fā)明為評(píng)估座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能優(yōu)劣提供了量化指標(biāo)。
所述的飛機(jī)座艙壓力控制系統(tǒng)控制性能評(píng)估方法，運(yùn)行步驟如下：
步驟1：確定試驗(yàn)流程。
1.1首先在模擬航電系統(tǒng)中設(shè)定飛行包線，并把飛行數(shù)據(jù)發(fā)送給座艙壓力控制系統(tǒng)控制器。
1.2座艙壓力控制系統(tǒng)控制器根據(jù)飛行數(shù)據(jù)確定座艙壓力目標(biāo)值Pset及座艙壓力變化率控制目標(biāo)值delt_Pset。
1.3通過(guò)座艙壓力傳感器采集座艙壓力P并計(jì)算座艙壓力變化率delt_P。
1.4計(jì)算座艙壓力控制誤差ΔP，即座艙壓力控制目標(biāo)值與座艙壓力之差。
1.5計(jì)算座艙壓力變化率控制誤差Δdelt_P，即座艙壓力變化率控制目標(biāo)值與座艙壓力變化率之差。
1.6座艙壓力及壓力變化率的控制誤差獲取后，座艙壓力控制系統(tǒng)控制器由控制律計(jì)算并輸出角度指令給座艙排氣閥。
步驟2：驗(yàn)證座艙慣性特性對(duì)系統(tǒng)控制穩(wěn)定性的影響。
選取需要進(jìn)行評(píng)估的控制律進(jìn)行如下試驗(yàn)，判斷系統(tǒng)控制是否穩(wěn)定。
2.1根據(jù)飛機(jī)座艙容積大小，使用硬質(zhì)材料填充飛機(jī)座艙模擬艙，使得飛機(jī)座艙模擬艙與飛機(jī)座艙實(shí)際容積V大小相同，系統(tǒng)采用正常 流量供氣。根據(jù)預(yù)定的飛行包線按照步驟1試驗(yàn)流程進(jìn)行試驗(yàn)，獲取座艙壓力和座艙壓力變化率；
2.2增加填充的硬質(zhì)材料，使得飛機(jī)座艙模擬艙與飛機(jī)座艙實(shí)際容積的μ倍，即μV，系統(tǒng)采用正常流量供氣。根據(jù)預(yù)定的飛行包線按照步驟1試驗(yàn)流程進(jìn)行試驗(yàn)，獲取座艙壓力和座艙壓力變化率數(shù)據(jù)；其中μ＜1，μ的選擇必須保證座艙排氣閥在靈敏區(qū)域調(diào)節(jié)，μ一般取0.8或0.9；
2.3減少填充的硬質(zhì)材料，使得飛機(jī)座艙模擬艙與飛機(jī)座艙實(shí)際容積的λ倍，即λV，系統(tǒng)采用正常流量供氣。根據(jù)預(yù)定的飛行包線按照步驟1試驗(yàn)流程進(jìn)行試驗(yàn)，獲取座艙壓力和座艙壓力變化率；其中λ＞1，λ的選擇必須保證座艙排氣閥在靈敏區(qū)域調(diào)節(jié)，λ一般取1.1或1.2；
2.4計(jì)算座艙壓力控制誤差和座艙壓力變化率，若座艙壓力控制誤差絕對(duì)值|ΔP|＜k1,且座艙壓力變化率絕對(duì)值|delt)_P|＜k2，同時(shí)在飛機(jī)飛行的某一個(gè)時(shí)段有座艙壓力控制誤差趨于某一個(gè)值，即LimΔP→δ，則控制系統(tǒng)穩(wěn)定。其中k1為整個(gè)飛行包線系統(tǒng)允許的最大座艙壓力控制誤差，其中k2為飛行包線各階段(爬升、巡航、下降等)系統(tǒng)允許的最大座艙壓力變化率，δ為系統(tǒng)控制靜態(tài)誤差δ＜k1。
步驟3：座艙供氣流量對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響。飛機(jī)一般分為三種供氣流量模式，經(jīng)濟(jì)、正常、最大模式。
選取需要進(jìn)行評(píng)估的控制律進(jìn)行如下試驗(yàn)，判斷系統(tǒng)控制是否穩(wěn)定。
3.1根據(jù)飛機(jī)座艙容積大小，使用硬質(zhì)材料填充飛機(jī)座艙模擬艙，使得飛機(jī)座艙模擬艙與飛機(jī)座艙實(shí)際容積V大小相同，系統(tǒng)采用正常流量供氣。根據(jù)預(yù)定的飛行包線按照步驟1試驗(yàn)流程進(jìn)行試驗(yàn)，獲取座艙壓力和座艙壓力變化率數(shù)據(jù)；
3.2根據(jù)飛機(jī)座艙容積大小，使用硬質(zhì)材料填充飛機(jī)座艙模擬艙，使得飛機(jī)座艙模擬艙與飛機(jī)座艙實(shí)際容積V大小相同，系統(tǒng)采用經(jīng)濟(jì)流量供氣。根據(jù)預(yù)定的飛行包線按照步驟1試驗(yàn)流程進(jìn)行試驗(yàn)，獲取座艙壓力和座艙壓力變化率數(shù)據(jù)；
3.3根據(jù)飛機(jī)座艙容積大小，使用硬質(zhì)材料填充飛機(jī)座艙模擬艙，使得飛機(jī)座艙模擬艙與飛機(jī)座艙實(shí)際容積V大小相同，系統(tǒng)采用最大流量供氣。根據(jù)預(yù)定的飛行包線按照步驟1試驗(yàn)流程進(jìn)行試驗(yàn)，獲取座艙壓力和座艙壓力變化率數(shù)據(jù)；
3.4計(jì)算座艙壓力控制誤差和座艙壓力變化率，若座艙壓力控制誤差絕對(duì)值|ΔP|＜k1,且座艙壓力變化率絕對(duì)值|delt)_P|＜k2，同時(shí)在飛機(jī)飛行的某一個(gè)時(shí)段有座艙壓力控制誤差趨于某一個(gè)值，即LimΔP→δ，則控制系統(tǒng)穩(wěn)定。其中k1為整個(gè)飛行包線系統(tǒng)允許的最大座艙壓力控制誤差，其中k2為飛行包線各階段(爬升、巡航、下降等)系統(tǒng)允許的最大座艙壓力變化率，δ為系統(tǒng)控制靜態(tài)誤差δ＜k1。
步驟4:挑選同時(shí)滿足步驟2和步驟3的控制律，并選取相同試驗(yàn)環(huán)境的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行系統(tǒng)控制性能的評(píng)估
4.1座艙壓力的均方差值S計(jì)算：
其中Pi為第i個(gè)座艙壓力數(shù)據(jù)，n為試驗(yàn)數(shù)據(jù)的總數(shù)。
4.2座艙壓力變化率的均方根值E計(jì)算：
其中delt_Pi為第i個(gè)座艙壓力變化率數(shù)據(jù)。
在控制系統(tǒng)穩(wěn)定的情況下，座艙不會(huì)超壓差且不會(huì)釋壓。此時(shí)影響成員乘坐舒適性的直接因素就是飛機(jī)座艙壓力變化率。
若兩套不同控制律都能使系統(tǒng)穩(wěn)定，則均方根值越小則系統(tǒng)控制性能越好。
若|E1-E2|＜ξ，說(shuō)明此時(shí)兩套不同控制律控制的誤差變化率對(duì)乘員的舒適性影響完全相同。此時(shí)則座艙壓力的均方差值越小，系統(tǒng)控制性能越好。
其中E1為第一套控制律所控制的座艙壓力變化率的均方根值，E2為第二套控制律所控制的座艙壓力變化率的均方根值，ξ為變化率允許最小增量值。