電傳直升機(jī)激勵(lì)技術(shù)的實(shí)現(xiàn)與應(yīng)用

寇寶智，梁海州，雷 鳴

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所，西安 710089)

在直升機(jī)動(dòng)力學(xué)相關(guān)試驗(yàn)中，通過激勵(lì)輸入與響應(yīng)輸出建立系統(tǒng)的傳遞方程，求解系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性是一種行之有效的手段，試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性與激勵(lì)輸入的質(zhì)量密切相關(guān)。相關(guān)試飛中，試飛員做低頻、固定頻率或低頻段掃頻的桿激勵(lì)是動(dòng)力學(xué)測(cè)試中常用的方式，但人工桿舵激勵(lì)存在著激勵(lì)控制精確度不高、頻帶范圍窄等缺點(diǎn)，對(duì)于高頻或掃頻的激勵(lì)，特別是激勵(lì)時(shí)間較長(zhǎng)時(shí)，通過試飛員搖動(dòng)駕駛桿較難達(dá)到理想的情況，且極大增加試飛員負(fù)擔(dān)。

固定翼飛機(jī)進(jìn)行氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性相關(guān)試飛科目時(shí)為了獲取有效的響應(yīng)數(shù)據(jù)，通常會(huì)根據(jù)飛機(jī)的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)形式采用固體小火箭、脈沖駕駛桿、大氣紊流以及電傳飛控系統(tǒng)出現(xiàn)后的顫振激勵(lì)系統(tǒng)(FES)等手段進(jìn)行激勵(lì)[1-2]。固定翼飛機(jī)試飛中飛機(jī)的縱向、橫向、航向基本可以看作是線性解耦的，對(duì)某一向的動(dòng)力學(xué)特性獲取可以通過FES直接驅(qū)動(dòng)相關(guān)的舵機(jī)即可，如俯仰方向的穩(wěn)定裕度可以通過激勵(lì)平尾對(duì)稱運(yùn)動(dòng)來獲取。經(jīng)過多年實(shí)踐，各種類型電傳固定翼飛機(jī)采用的FES系統(tǒng)在相關(guān)試飛科目中均取得了良好的效果，極大提高了試飛效率，有效保障了試飛安全[3-4]。與固定翼飛機(jī)相比，直升機(jī)面臨的動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性問題要更加復(fù)雜且關(guān)注的重點(diǎn)有所不同，主要集中在氣動(dòng)機(jī)械及氣動(dòng)彈性的問題上，如地面共振、空中共振和扭振等與主旋翼系統(tǒng)密切相關(guān)的動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性科目上。隨著電傳技術(shù)在直升機(jī)中的應(yīng)用，氣動(dòng)伺服彈性問題也在直升機(jī)上會(huì)有所體現(xiàn)。直升機(jī)的空間運(yùn)動(dòng)、旋翼及尾翼的運(yùn)動(dòng)情況及各舵機(jī)的運(yùn)行情況高度耦合，如對(duì)縱向的激勵(lì)需要主旋翼所有舵機(jī)同時(shí)工作才能保證激勵(lì)不會(huì)影響到橫向和航向，激勵(lì)設(shè)計(jì)更為復(fù)雜且安全保障要求更高。

隨著電傳直升機(jī)的研發(fā)，借鑒固定翼成熟的基于電傳系統(tǒng)的操縱面激勵(lì)技術(shù)，結(jié)合相關(guān)試飛科目激勵(lì)的具體需求與特點(diǎn)，開發(fā)直升機(jī)激勵(lì)系統(tǒng)及相關(guān)技術(shù)，將極大地提高試飛效率并助推型號(hào)研發(fā)及試飛工作。

1 軟硬件設(shè)計(jì)及工作原理

實(shí)現(xiàn)電傳直升機(jī)的激勵(lì)技術(shù)需要開發(fā)直升機(jī)激勵(lì)系統(tǒng)(HES)，該系統(tǒng)開發(fā)充分借鑒了固定翼顫振激勵(lì)系統(tǒng)的開發(fā)經(jīng)驗(yàn)。HES的硬件主要有控制計(jì)算機(jī)與控制盒組成?？刂朴?jì)算機(jī)主要完成激勵(lì)信號(hào)計(jì)算及輸出，且配置模擬量、離散量、RS422、1394B等接口與控制盒、飛控測(cè)試接口和機(jī)載測(cè)試系統(tǒng)等交聯(lián)；控制盒主要完成人機(jī)交互任務(wù)，設(shè)計(jì)需符合人體工程學(xué)相關(guān)要求。硬件設(shè)計(jì)采用可靠性高、實(shí)時(shí)性好符合直升機(jī)機(jī)載設(shè)備要求的電子元器件和主板，電路設(shè)計(jì)符合相關(guān)規(guī)范要求，且設(shè)備需要完成振動(dòng)環(huán)境、高低溫試驗(yàn)以及電磁兼容試驗(yàn)。軟件設(shè)計(jì)采用國(guó)產(chǎn)嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)ACoreOS進(jìn)行架構(gòu)，包括模塊支持層、操作系統(tǒng)層和應(yīng)用層軟件，采用可信軟件技術(shù)開發(fā)[5],分區(qū)間通信技術(shù)[6]開發(fā)。應(yīng)用層軟件在LambdaAE[7]環(huán)境中采用C語言完成開發(fā)，軟件設(shè)計(jì)符合機(jī)載軟件相關(guān)開發(fā)標(biāo)準(zhǔn)。

直升機(jī)激勵(lì)系統(tǒng)工作原理如圖1所示。直升機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性相關(guān)科目試飛過程中，試飛員或試飛工程師通過控制盒設(shè)置需要的激勵(lì)信號(hào)及激勵(lì)舵面，通過控制計(jì)算機(jī)輸出各通道獨(dú)立的實(shí)時(shí)激勵(lì)分量，各路激勵(lì)信號(hào)通過飛控系統(tǒng)測(cè)試口對(duì)各伺服舵機(jī)進(jìn)行激勵(lì)，最終舵機(jī)耦合運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)各向變距角的激勵(lì)。系統(tǒng)工作過程中會(huì)實(shí)時(shí)監(jiān)控各項(xiàng)安全指標(biāo)，在故障時(shí)可自動(dòng)切除激勵(lì)輸入，飛行員也可根據(jù)實(shí)際情況應(yīng)急切除信號(hào)。通過測(cè)試采集系統(tǒng)與遙測(cè)系統(tǒng)可實(shí)現(xiàn)試飛過程中設(shè)備運(yùn)行情況及直升機(jī)關(guān)鍵狀態(tài)的實(shí)時(shí)監(jiān)控，同時(shí)試飛員或試飛工程師也可以通過控制盒對(duì)系統(tǒng)運(yùn)行情況進(jìn)行監(jiān)控。

圖1 直升機(jī)激勵(lì)系統(tǒng)工作原理

2 激勵(lì)方案設(shè)計(jì)

2.1 激勵(lì)耦合方程及運(yùn)動(dòng)關(guān)系

該單旋翼帶尾槳直升機(jī)的剛體6自由度運(yùn)動(dòng)控制中，除了偏航由尾槳控制，其余5個(gè)自由度均由主旋翼控制。其中，主旋翼的橫向變距角控制該直升機(jī)的側(cè)向平移與滾轉(zhuǎn)，主旋翼的縱向變距角控制直升機(jī)的前后平移與俯仰，主旋翼的總距變距角控制直升機(jī)的上下運(yùn)動(dòng)，尾槳的尾槳葉變距角控制直升機(jī)的偏航運(yùn)動(dòng)。所以直升機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)測(cè)試中，主要需要控制的物理變量有總距變距角、橫向變距角、縱向變距角和尾槳葉變距角這4個(gè)激勵(lì)控制量。

直升機(jī)激勵(lì)系統(tǒng)產(chǎn)生的激勵(lì)信號(hào)是通過舵機(jī)接口線性控制舵機(jī)伸出量實(shí)現(xiàn)對(duì)直升機(jī)激勵(lì)的，尾槳葉變距角的激勵(lì)控制與固定翼飛機(jī)舵面控制一致，可線性控制單舵機(jī)伸出量來實(shí)現(xiàn)；但與主槳相關(guān)的3個(gè)變距角，橫向變距角、縱向變距角和總距變距角則由前主槳舵機(jī)、左主槳舵機(jī)和右主槳舵機(jī)耦合控制，具體控制方程可以表示為

(1)

式中：φ為總距變距角；α為縱向變距角；β為橫向變距角；θ為尾槳葉變距角；X為前主槳舵機(jī)運(yùn)動(dòng)量；Y為左主槳舵機(jī)運(yùn)動(dòng)量；Z為右主槳舵機(jī)運(yùn)動(dòng)量；W為尾槳舵機(jī)運(yùn)動(dòng)量；Rij、Ci(i,j=1～4)為轉(zhuǎn)換方程系數(shù)。

在直升機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)試飛的相關(guān)科目中，可以選擇對(duì)4個(gè)變距角中的一個(gè)進(jìn)行激勵(lì)，也可以選擇其中的幾個(gè)進(jìn)行耦合激勵(lì)，針對(duì)具體科目，一般會(huì)選擇單變距角激勵(lì)，但直升機(jī)激勵(lì)系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，要對(duì)4個(gè)獨(dú)立舵機(jī)進(jìn)行信號(hào)輸入，所以需要4路獨(dú)立的激勵(lì)量輸入。固定翼飛機(jī)動(dòng)力學(xué)試飛中一般會(huì)對(duì)對(duì)稱的舵面或單垂尾進(jìn)行激勵(lì)，一般只需要2路單獨(dú)的激勵(lì)量輸入進(jìn)行分配即可。舵機(jī)控制器與要激勵(lì)的飛行器運(yùn)動(dòng)相互耦合是與固定翼飛機(jī)激勵(lì)最顯著的區(qū)別。

2.2 激勵(lì)信號(hào)設(shè)計(jì)

在結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模態(tài)測(cè)試中，有激勵(lì)力的試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析可以基于輸入(激勵(lì))輸出(響應(yīng))采用試驗(yàn)?zāi)B(tài)分析法(experimental model analysis)進(jìn)行模態(tài)參數(shù)辨識(shí)，這種傳統(tǒng)的方法具有試驗(yàn)狀態(tài)易于控制，測(cè)量信噪比高，結(jié)果可靠性強(qiáng)的特點(diǎn)[8]。一般結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)可選擇脈沖、階躍、正弦恒頻及正弦掃頻等激勵(lì)信號(hào)，其中正弦掃頻信號(hào)是直升機(jī)或固定翼飛機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)中常見的連續(xù)激勵(lì)形式。掃頻信號(hào)是一種頻率隨時(shí)間以某種方式變化的連續(xù)信號(hào)，這種信號(hào)可在一定頻率范圍內(nèi)包含各種能量，正弦掃頻信號(hào)一般定義為

(2)

式中：ω為瞬時(shí)頻率，rad/s,通過頻率變化率給出；A(ω)為信號(hào)幅值，為頻率的函數(shù)，一般試驗(yàn)中取定值A(chǔ)，即等幅激勵(lì)信號(hào)。

直升機(jī)氣動(dòng)伺服彈性試飛和旋翼及機(jī)體顫振試飛中常用等幅正弦掃頻信號(hào)；直升機(jī)飛行品質(zhì)試驗(yàn)和飛控穩(wěn)定裕度試驗(yàn)中常用等幅正弦指數(shù)平移掃頻信號(hào)，可極大增加低頻段掃頻時(shí)間和激勵(lì)能量；直升機(jī)地面共振試驗(yàn)中可采用模擬圓周搖桿正弦線性掃頻信號(hào)或恒頻信號(hào)。在實(shí)際實(shí)施過程中選擇要激勵(lì)的變距角設(shè)為激勵(lì)信號(hào)，其余激勵(lì)角設(shè)為0，通過2.1節(jié)中的運(yùn)動(dòng)耦合方程，解算4路舵機(jī)的激勵(lì)需求量，控制激勵(lì)設(shè)備進(jìn)行相應(yīng)輸出來實(shí)現(xiàn)激勵(lì)。

等幅正弦線性掃頻信號(hào)激勵(lì)公式為

(3)

式中：x(t)為激勵(lì)信號(hào)；A為激勵(lì)幅值；f1為起始頻率；f2為結(jié)束頻率；T為激勵(lì)時(shí)長(zhǎng)；t為激勵(lì)時(shí)刻。對(duì)總矩變距角進(jìn)行激勵(lì)，激勵(lì)幅值0.5°，起始頻率0.1 Hz，結(jié)束頻率5.0 Hz，激勵(lì)時(shí)間10 s，總矩變距角及瞬時(shí)頻率如圖2所示，經(jīng)耦合運(yùn)動(dòng)方程所得各舵面激勵(lì)信號(hào)輸入如圖3所示。由運(yùn)動(dòng)方程與圖3可知，主旋翼的3個(gè)變距角與控制主旋翼的3個(gè)舵機(jī)相互耦合，單獨(dú)激勵(lì)任何一個(gè)變距角，3個(gè)舵機(jī)均需有激勵(lì)輸入，縱向和橫向情況類似。

圖2 總矩變距角線性掃頻激勵(lì)

圖3 總矩變距角掃頻激勵(lì)下各舵面激勵(lì)電壓輸入

等幅正弦指數(shù)平移掃頻信號(hào)激勵(lì)公式為[9]

(4)

依據(jù)低頻段需要的時(shí)間確定τ值，根據(jù)激勵(lì)起始頻率與結(jié)束頻率求解確定a、c的值。對(duì)尾槳葉變距角進(jìn)行平移指數(shù)掃頻激勵(lì)，激勵(lì)幅值0.5°，起始頻率0.1 Hz，結(jié)束頻率5.0 Hz，激勵(lì)時(shí)間60 s，平移時(shí)間τ取40 s，變距角及瞬時(shí)頻率如圖4所示，經(jīng)耦合運(yùn)動(dòng)方程所得各舵面激勵(lì)信號(hào)輸入如圖5所示。由運(yùn)動(dòng)方程與圖5可知，尾槳葉變距角只與尾槳舵機(jī)線性相關(guān)，不與其他舵機(jī)耦合。

圖4 尾槳葉變距角正弦指數(shù)平移掃頻激勵(lì)

圖5 尾槳葉變距角掃頻激勵(lì)下各舵面激勵(lì)電壓輸入

直升機(jī)做地面共振試驗(yàn)，一般采用飛行員周期搖桿的激勵(lì)方式，飛行員以固定頻率讓駕駛桿做圓周運(yùn)動(dòng)，主旋翼法向則按某一偏離角做圓周運(yùn)動(dòng)，這一圓周運(yùn)動(dòng)可以分解為縱向變距角和橫向變距角兩個(gè)相互垂直方向簡(jiǎn)弦運(yùn)動(dòng)的組合，此時(shí)總距變距角激勵(lì)值為0。激勵(lì)公式為

(5)

式中：α(t)、β(t)分別為縱向變距角與橫向變距角激勵(lì)信號(hào)；A為主旋翼偏轉(zhuǎn)角度；f1為起始頻率；f2為結(jié)束頻率；T為激勵(lì)時(shí)長(zhǎng)；t為激勵(lì)時(shí)刻。模擬駕駛桿做圓周掃頻運(yùn)動(dòng)，主旋翼法向偏轉(zhuǎn)2°做圓周線性掃頻運(yùn)動(dòng)，起始頻率為0.1 Hz，結(jié)束頻率為5.0 Hz，激勵(lì)時(shí)間為10 s，順時(shí)針搖桿。主旋翼3個(gè)變距角的激勵(lì)運(yùn)動(dòng)情況及3個(gè)舵面激勵(lì)信號(hào)輸入如圖6所示?？芍@種激勵(lì)情況，橫向變距角與縱向變距角差了90°的情況。

圖6 模擬圓周搖桿線性掃頻激勵(lì)舵機(jī)激勵(lì)輸入與變距角

2.3 安全切除策略設(shè)計(jì)

直升機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性試飛中，大多科目都具有高風(fēng)險(xiǎn)性，直升機(jī)激勵(lì)實(shí)現(xiàn)又與飛控系統(tǒng)緊密交聯(lián)，進(jìn)一步增加了試飛風(fēng)險(xiǎn)性。為了緩解直至消除直升機(jī)激勵(lì)帶來的試飛安全性問題，除了激勵(lì)系統(tǒng)的軟硬件設(shè)計(jì)需完全符合直升機(jī)機(jī)載系統(tǒng)的相關(guān)設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)外，實(shí)施試飛激勵(lì)實(shí)時(shí)任務(wù)時(shí)激勵(lì)信號(hào)的及時(shí)安全切除也至關(guān)重要。實(shí)時(shí)激勵(lì)任務(wù)中安全切除策略如圖7所示。當(dāng)實(shí)時(shí)激勵(lì)任務(wù)開始后，激勵(lì)系統(tǒng)會(huì)按照設(shè)計(jì)的激勵(lì)方案向飛控的舵機(jī)系統(tǒng)注入激勵(lì)信號(hào)，此時(shí)系統(tǒng)會(huì)監(jiān)控設(shè)備自身工作狀態(tài)是否正常、關(guān)鍵部位振動(dòng)響應(yīng)是否過大、激勵(lì)舵面位移是否超限、直升機(jī)飛控系統(tǒng)關(guān)鍵狀態(tài)是否報(bào)故以及飛行員是否在特殊情況下按壓應(yīng)急切除按鈕，其中有任何不利情況出現(xiàn)都可以做到系統(tǒng)自動(dòng)或主動(dòng)切除。

圖7 實(shí)時(shí)激勵(lì)任務(wù)中激勵(lì)信號(hào)安全切除策略

3 激勵(lì)應(yīng)用

與固定翼飛機(jī)類似，電傳直升機(jī)由于敏感元件、伺服系統(tǒng)的引入，也存在著機(jī)體彈性結(jié)構(gòu)與伺服控制系統(tǒng)之間形成直接傳遞關(guān)系的耦合現(xiàn)象，即伺服氣動(dòng)彈性(ASE)穩(wěn)定性問題[10]。

某型電傳直升機(jī)進(jìn)行結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性系列飛行試驗(yàn)中，氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性檢查試驗(yàn)原理如圖8所示。通過本文所述方法在控制舵機(jī)處通過耦合方程加入激勵(lì)信號(hào)，從而對(duì)直升機(jī)的各向變距角注入激勵(lì)信號(hào)，通過經(jīng)典控制理論中單入單出系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度求解來檢查直升機(jī)的伺服彈性穩(wěn)定性及其裕度，原理為通過開環(huán)傳遞函數(shù)的乃奎斯特圖或伯德圖判斷閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性[11]。該直升機(jī)在氣壓高度1 500 m,指示空速150 km/h飛行狀態(tài)下分別對(duì)縱向變距角及橫向變距角進(jìn)行單獨(dú)激勵(lì)，將各舵機(jī)激勵(lì)信號(hào)、反饋指令信號(hào)及綜合后實(shí)際輸入舵機(jī)指令信號(hào)經(jīng)過運(yùn)動(dòng)耦合方程計(jì)算到統(tǒng)一的縱向變距角指令信號(hào)及橫向變距角指令信號(hào)進(jìn)行分析。圖9給出了直升機(jī)該狀態(tài)下直升機(jī)激勵(lì)系統(tǒng)采用1°、4.0～8.0 Hz縱向激勵(lì)情況下的激勵(lì)信號(hào)、縱向反饋指令信號(hào)及綜合后指令信號(hào)的時(shí)間歷程曲線。圖10給出了直升機(jī)該狀態(tài)下直升機(jī)激勵(lì)系統(tǒng)采用0.8°、4.0～8.0 Hz橫向激勵(lì)情況下的激勵(lì)信號(hào)、橫向綜合前后信號(hào)的時(shí)間歷程曲線。計(jì)算開環(huán)傳遞函數(shù)對(duì)縱向和橫向情況下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行穩(wěn)定裕度分析。圖11給出了縱向激勵(lì)下系統(tǒng)Bode圖，從圖中可以看出，縱向通道的穩(wěn)定裕度為20.5 dB，與機(jī)體耦合頻率為5.7 Hz。圖12給出了橫向激勵(lì)下系統(tǒng)Bode圖，從圖中可以看出，該系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度為27.8 dB，與機(jī)體耦合頻率為6.5 Hz。從試驗(yàn)結(jié)果來看，該系統(tǒng)在縱向和橫向氣動(dòng)伺服彈性系統(tǒng)均具有足夠的穩(wěn)定裕度，無氣動(dòng)伺服彈性不穩(wěn)定現(xiàn)象，從圖10與圖12的信號(hào)激勵(lì)段相干性上看，激勵(lì)充分且效果明顯。

圖8 直升機(jī)氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性試飛激勵(lì)注入原理

圖9 縱向激勵(lì)信號(hào)、反饋信號(hào)和綜合后信號(hào)

圖10 橫向激勵(lì)信號(hào)、反饋信號(hào)和綜合后信號(hào)

圖11 縱向通道ASE計(jì)算結(jié)果

圖12 橫向通道ASE計(jì)算結(jié)果

4 結(jié)論

從直升機(jī)動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性等試飛科目的需求出發(fā)，通過相關(guān)的軟硬件設(shè)計(jì)，基于舵機(jī)與主旋翼運(yùn)動(dòng)耦合方程的激勵(lì)接口設(shè)計(jì)，激勵(lì)信號(hào)設(shè)計(jì)及安全切除策略設(shè)計(jì)等方面內(nèi)容，實(shí)現(xiàn)了直升機(jī)激勵(lì)技術(shù)。在激勵(lì)信號(hào)設(shè)計(jì)上，通過耦合方程分別實(shí)現(xiàn)了對(duì)各變距角進(jìn)行正弦線性掃頻、平移指數(shù)掃頻激勵(lì)和模擬圓周搖桿正弦線性掃頻，基本滿足了大部分直升機(jī)動(dòng)力學(xué)試飛科目需求。最后將該項(xiàng)激勵(lì)技術(shù)應(yīng)用于某型直升機(jī)氣動(dòng)伺服彈性試飛中，試驗(yàn)過程中激勵(lì)有效且充分，可充分獲得相關(guān)動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性特性，有效地減輕了試飛員駕駛負(fù)擔(dān)，提高了試飛效率。該激勵(lì)方案可進(jìn)一步應(yīng)用于電傳直升機(jī)飛行品質(zhì)試飛中駕駛桿激勵(lì)的各種需求，具有廣闊的應(yīng)用前景。激勵(lì)實(shí)現(xiàn)原理可作為以后類似電傳直升機(jī)試飛激勵(lì)設(shè)計(jì)的參考。