V直升機飛行操縱系統(tǒng)動態(tài)性能測試方法的研究

黃丹

摘 要：直升機飛行操縱系統(tǒng)的動態(tài)特性直接影響直升機的操縱品質(zhì)和飛行安全。為了更準確的測試該系統(tǒng)的動態(tài)性能，文章選擇了頻域測定法。文章簡單介紹了試驗環(huán)境和方法，分析了可能影響試驗結(jié)果的因素，最終通過試驗數(shù)據(jù)的分析比較，得到直升機飛行操縱系統(tǒng)的動態(tài)性能是其固有特性，與激勵器的信號源無關(guān)。

關(guān)鍵詞：動態(tài)性能；頻域測定法；半物理仿真

中圖分類號：V212.4 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）01-0091-03

Abstract： The dynamic characteristics of helicopter flight control system directly affect the control quality and flight safety of helicopter. In order to test the dynamic performance of the system more accurately， the frequency domain measurement method is chosen in this paper. This paper briefly introduces the test environment and method， and analyzes the factors that may affect the test results. Finally， through the analysis and comparison of the test data， it is concluded that the dynamic performance of the helicopter flight control system is its inherent characteristic， which has nothing to do with the signal source of the exciter.

Keywords： dynamic performance； Frequency Domain Measurement； Semi-physical Simulation

1 概述

直升機飛行操縱系統(tǒng)是直升機飛行控制系統(tǒng)的重要組成部分，飛行員通過飛行操縱裝置來改變主、尾槳葉，以實現(xiàn)控制直升機的姿態(tài)和航跡的目的[1]。而隨著科學技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)在的操縱系統(tǒng)也逐漸從簡單的機械操縱系統(tǒng)到自動飛行控制系統(tǒng)。在簡單的機械操縱系統(tǒng)中，操縱桿（含駕駛桿、腳蹬和總距桿）的運動相當于舵面運動，因此可以不考慮系統(tǒng)本身的動特性問題。在自動飛行控制系統(tǒng)中加入了阻尼器、液壓助力器等設(shè)備后，飛行操縱系統(tǒng)的動特性變差，也使得直升機的飛行品質(zhì)也變得不能接受。為此在現(xiàn)代飛機的動力學研究中，必須研究飛行操縱系統(tǒng)的動特性，以獲得滿意的操縱品質(zhì)，并防止與各種振動模態(tài)耦合而產(chǎn)生系統(tǒng)的振蕩[2]。

飛行操縱系統(tǒng)動態(tài)品質(zhì)的研究方法可分為實驗法和仿真分析法。仿真分析法是先對操縱系統(tǒng)各個部件分別建模，再將通過計算機模擬即可得到飛行操縱系統(tǒng)的動態(tài)特性。但影響操縱系統(tǒng)動態(tài)特性的部件包含駕駛桿、阻尼器、摩擦裝置、液壓助力器等，其設(shè)備繁多，大部分設(shè)備不利于建模，即使有些設(shè)備可以建立模型，但其搭建的模型多不準確，不能完全表達設(shè)備的動態(tài)性能，因此仿真分析法并不能真實反應該系統(tǒng)的動態(tài)性能。而半物理仿真試驗能充分反應該系統(tǒng)的動態(tài)性能，而且不需要考慮該系統(tǒng)的中間環(huán)境，能更快、更準確的測試出整個系統(tǒng)的動態(tài)性能。

被測系統(tǒng)的動態(tài)特性，只有當系統(tǒng)處于變動狀態(tài)下才會表現(xiàn)出來，因此，為了獲得動態(tài)特性，必須使被研究的過程處于被激勵的狀態(tài)。根據(jù)加入的激勵信號和結(jié)果的分析方法不同，其試驗方法常有時域測定法、頻域測定法和統(tǒng)計相關(guān)測定法。由于統(tǒng)計相關(guān)測定法需要大量的測試數(shù)據(jù)及特定的儀器，因此一般不使用。而時域測定法工作量小，但其精度不高，為此不采用。頻域測定法的原理和數(shù)據(jù)處理方法比較簡單，且測試精度較高，因此使用率高[3]。

2 半物理仿真試驗

2.1 半物理試驗環(huán)境

為了全面、系統(tǒng)的研究飛行操縱系統(tǒng)的動態(tài)特性，操縱系統(tǒng)的機載設(shè)備在試驗臺架上的安裝布置、連接與直升機上狀態(tài)一致[4]。因此半物理試驗平臺主要包括座艙操縱系統(tǒng)、操縱系統(tǒng)（機械或電傳）和助力器三部分。圖1所示是H-92直升機半物理仿真試驗平臺[5]。

2.2 試驗方法

頻域測定法的主要過程是對被測系統(tǒng)或?qū)ο笫┘硬煌l域的正弦波，測出輸入信號和輸出信號之間的幅值比和相位差，從而獲得被測系統(tǒng)或?qū)ο蟮念l域特性[6]。因此，在該試驗過程中只考慮飛行操縱系統(tǒng)的輸入端為操縱桿，輸出端為助力器，而不再用考慮摩擦裝置、阻尼器等中間部分。

試驗原理如圖2所示，將激勵器安裝在飛行操縱系統(tǒng)的輸入端，同時在其輸入端和輸出端安裝位移傳感器。當激勵器對飛行操縱系統(tǒng)施加正弦波時，操縱桿等效運動，而其運動通過操縱桿系等傳送至助力器，從而使助力器發(fā)生相對應的運動。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)同時采集、記錄兩端的位移輸出信號，頻響分析系統(tǒng)將兩組數(shù)據(jù)進行頻譜分析，得到該直升機操縱系統(tǒng)的幅值裕度和相角裕度。

從試驗原理圖可以看出，影響試驗結(jié)果的因素主要有激勵器、傳感器、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和頻響分析系統(tǒng)。傳感器、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和頻響分析系統(tǒng)的技術(shù)已比較成熟，各產(chǎn)商使用的方法都大同小異，因此在試驗準備過程中選擇合適的傳感器和設(shè)備即可?，F(xiàn)主要討論激勵器的信號源對直升機操縱系統(tǒng)動態(tài)性能的影響。

3 信號源

頻域測定法要求對飛行操縱系統(tǒng)施加不同頻域的正弦波，因此激勵器的信號源的輸出為正弦波，其方程如公式（1）所示。

（1）endprint

式中：A-幅值，單位：mm；？棕-頻率，單位：弧度每秒；？漬-相位差，單位：度。

從公式（1）中可以看出，影響試驗結(jié)果是激勵器的幅值、頻率和相位差三個量。為了研究激勵器對飛行操縱系統(tǒng)動態(tài)性能的影響，進行了不同相位差、不同幅度和不同掃頻方式三類試驗，進行了多次試驗，采集和記錄了大量的數(shù)據(jù)進行試驗分析。

4 試驗數(shù)據(jù)分析

4.1 不同相位差試驗

幅值選取總行程的10%，掃頻方式選取對數(shù)掃頻，在三個不同的相位差時進行對數(shù)掃頻觸發(fā)，利用數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集、記錄位移傳感器的信號，對輸入、輸出數(shù)據(jù)進行頻譜分析，最終得到直升機操縱系統(tǒng)的動態(tài)性能，其分析結(jié)果見表1所示。

4.2 不同幅值試驗

幅值選取總行程的10%、15%和20%，掃頻方式選對數(shù)掃頻，在同一個相位差時觸發(fā)，數(shù)據(jù)分析結(jié)果如表2所示。

4.3 不同掃頻方式試驗

掃頻方式分為線性掃頻和對數(shù)掃頻，兩種掃頻方式的區(qū)別是掃頻時時間分配方式不一樣。線性掃頻的時間平均分配，而對數(shù)掃頻是根據(jù)頻率的大小來分配時間，以保證每個頻率都能達到一個完整的正弦波形。幅值選取總行程的10%，在同一個相位差時激勵，數(shù)據(jù)分析結(jié)果如表3所示。

從以上三組試驗數(shù)據(jù)可以看出，大部分數(shù)據(jù)誤差均不大，除表2中0.5-1.5Hz相位差的誤差比較大。將三組數(shù)據(jù)進行仔細分析，發(fā)現(xiàn)主要原因是由于擾動量較大，影響了直升機操縱系統(tǒng)正常運行，但該地面試驗主要檢測點為3Hz點的幅值裕度和相角裕度，因此其對試驗結(jié)果無任何影響。

5 結(jié)束語

直升機操縱系統(tǒng)動態(tài)性能測試方法是在搭建半物理仿真平臺的基礎(chǔ)上，激勵器對操縱系統(tǒng)的輸入施加不同的激勵信號，該方法已在試驗過程中使用，具有實際應用意義?？紤]到激勵源對操縱系統(tǒng)動態(tài)性能的影響，為此對其不同的影響因素進行了試驗驗證，由表1，表2和表3的試驗結(jié)果數(shù)據(jù)分析表明直升機操縱系統(tǒng)的動態(tài)性能是其固有特性，與激勵器的信號源無關(guān)，所以在以后的試驗過程中不再需要擔心信號源的問題，該試驗測試方法的研究具有一定的工程意義。

參考文獻：

[1]陳宇金.飛行操縱系統(tǒng)動態(tài)特性建模及分析[Z].景德鎮(zhèn)：內(nèi)部資料，2007.

[2]徐鑫福，馮亞昌.飛機飛行操縱系統(tǒng)[M].北京：北京航空航天大學出版社，1989.

[3]胡壽松.自動控制原理[M].北京：科學出版社，2003.

[4]高亞奎，安剛，支超有，等.大型運輸機飛行控制系統(tǒng)試驗技術(shù)[M].上海：上海交通大學出版社，2015.

[5]John Bassett， Bruce Boczar， Nathan Brinkmeier. H-92Fly-by-Wire System Integration Laboratory（FBW SIL）[J].The American Helicopter Society International， Inc 2006.

[6]吳森堂，費玉華.飛行控制系統(tǒng)[M].北京：北京航空航天大學出版社，2005.endprint