基于FADEC控制系统的直升机扭振激励试验方法技术方案

本发明专利技术属于航空应用领域，涉及基于基于FADEC控制系统的直升机扭振激励试验方法。本发明专利技术选定了激励方式、设计了激励系统，给出了激励方法。为直升机扭振试验提供了有效的激励实施手段，使直升机扭振系统产生适当的结构动力学响应，为工程人员提供用于直升机扭振系统频率确定和扭振系统与FADEC控制系统耦合稳定性评估的试验分析数据，解决了我国直升机型号研制中扭振试验激励方式单一的问题。本发明专利技术首次提出了基于FADEC发动机控制系统的扭振试验激励系统，该激励系统与传统的通过桨距激励的方式完全不同。该发明专利技术将激励信号通过FADEC发动机控制系统加入到直升机系统中，以动力涡轮转速信号作为激励信号，激励直升机响应。

A test method for torsional vibration of helicopter based on FADEC control system

The invention belongs to the field of aviation application, and relates to the helicopter torsional vibration excitation test method based on the FADEC control system. The inventive method is selected, the excitation system is designed, and the excitation method is given. Provide an effective incentive method for helicopter torsional vibration test, the helicopter vibration system generated structure dynamic response is appropriate, for the frequency of torsional vibration system and determine the helicopter torsional vibration system and FADEC control system test and evaluation analysis of the coupled stability data for engineering personnel, solves the problem of single mode of China's helicopter torsion in the development of vibration test excitation. The invention first puts forward a torsional vibration test excitation system based on FADEC engine control system, which is totally different from the traditional way of propeller pitch excitation. The excitation signal is added to the helicopter system through the FADEC engine control system, and the power turbine speed signal is used as an excitation signal to stimulate the helicopter response.

【技术实现步骤摘要】
基于FADEC控制系统的直升机扭振激励试验方法
本专利技术属于航空应用领域，涉及基于FADEC控制系统的直升机扭振试验激励系统及激励方法。
技术介绍
直升机的发展历程体现了我国航空工业发展的历程，其经历了从引进仿制、学习消化到最终独立自主研发，在积累一定能力的基础上，逐渐设计出具有独立知识产权的直升机。早期我国引进仿制主要采用测绘的手段直升机设计研制，在这个过程中，由于测绘技术的制约、工艺水平的限制生产出来的直升机，会产生一些原型机所没有的问题，比如扭振稳定性问题、直升机气动弹性问题。受我国直升机设计与试验能力限制，对于暴露的这些问题，往往采用较为被动的方式回避。我国某型直升机在试飞过程中出现异常振动问题，由于试飞现场没有专用的地面振动特性试验系统用于机上部件及机体振动特性试验，只被动采用加强飞行振动监控的方法预防潜在的振动风险，始终存在安全隐患，甚至由于存在过度振动而影响到设计定型周期。扭振系统是指由直升机主减、主旋翼、尾传和尾桨所构成的机械系统。扭振系统问题包括两类一类是扭振系统固有特性问题，一类是扭振系统与发动机控制系统即发动机燃油调节系统耦合稳定性问题。扭振系统固有特性问题指在直升机飞行及地面开车时会受到自身交变扭矩的作用，当扭振系统的固有频率与旋翼的基频接近以至重合时，会引起直升机结构共振。扭振系统与发动机燃油调节系统耦合动稳定性问题指直升机扭振系统在外界的干扰下，会使发动机产生不可接受的扭转振动和燃油脉动，严重影响发动机的正常工作，使系统承受过大的交变扭矩，引起直升机的强烈振动，造成飞机结构的提前疲劳破坏。国内目前在扭振试验中采用总距激励方式，通过观察动力涡轮扭矩等参数衰减评估扭振稳定性，这种方法是利用桨叶气动弹性效应通过桨叶扭转运动带动摆振运动，但参与扭振运动的振动自由度为旋翼、尾桨集合型摆振型，是一种间接激励方式，而且没有对尾桨进行激励，分析结果表明效果不佳。这就需要我们提出一种可靠的试验方法，解决目前直升机飞行试验中结构强度设计与试验手段或缺的问题。本专利技术提出的基于FADEC控制系统的直升机扭振试验激励系统及激励方法，为直升机扭振系统试验提供了有效的激励方法，使工程人员获得了信噪比更好的分析数据，从而更加有效的分析出直升机扭振系统固有特性和扭振系统稳定性特性，对于我国研制新型直升机过程中解决遇到的如扭振等一些列结构动力学问题提供了有利的保障，确保了新研直升机飞行安全性。
技术实现思路
本专利技术目的是：设计出基于FADEC控制系统的直升机扭振试验激励系统及激励方法，解决直升机扭振试验激励问题，从而更加有效的分析出直升机扭振系统固有特性和扭振系统稳定性特性。本专利技术的方案是：基于FADEC控制系统的直升机扭振试验激励系统及激励方法，包括首先：以经典控制理论为基础，建立FADEC控制回路模型，如图1所示，从FADEC控制系统回路模型中选择可作为激励信号的通道信号，并与真实直升机FADEC控制回路对比，确定该通道信号能够叠加激励信号。同时确定以该激励信号为输入时，直升机响应信号即响应信号可实现抽取，即确定工程可实现，最终选择FADEC控制系统动力涡轮转速给定信号NpDem为激励信号。其次：研究FADEC控制系统回路各模块软硬件工作原理，确定动力涡轮转速给定信号NpDem的信号特性，分析信号加入点的阻抗特性、叠加信号幅值范围和电磁兼容性等特性，得出所选激励信号的特性，确定激励系统软硬件技术要求，以此设计激励系统，实现激励信号的生成与输出。设计激励系统主要包含以下步骤：a)硬件设计。该激励系统硬件系统主要包含人机交互界面、信号发生模块以及安全监控模块。该激励系统工作原理为：试验者通过人机交互界面设置激励系统类型，并控制激励信号的加入与断开，信号发生模块接收到人机交互界面的激励信号加入或断开指令后，向直升机加入或断开激励信号，同时安全监控模块实时监控输出激励信号和直升机的响应，当监控参数超过设定的安全限制后，激励信号自动切除。系统硬件结构如图4所示b)软件设计。系统软件主要完成激励系统硬件初始化、上电/复位自检测(维护自检测)，激励信号控制参数表的生成，激励信号的产生及输出，实时监控以及飞机结构参数，在超过一定的门限值后自动切除激励信号的输出。另外在系统异常情况下进行故障告警及保安处理等工作。系统软件结构如图5所示。再次，完成基于FADEC控制系统的直升机扭振激励试验，步骤如下：第一步：基于FADEC控制系统的直升机扭振试验激励系统半物理仿真台激励检查试验和发动机台架激励检查试验。通过以下3个步骤完成该两项试验。a)确定FADEC控制系统信号输入接口类型，将所设计的激励系统的输出接口进行匹配转接，完成激励信号加入的硬件转换即完成了激励系统和FADEC控制系统连接；b)设计激励信号幅值，使该激励信号电压幅值与动力涡轮转速关系正确性，确保被激励的动力涡轮转速变量与设计值相同，将编写完成的激励信号加载到激励系统信号发生模块中；c)通过人机交互界面选择激励信号，驱动信号发生模块，向FEDAC控制系统加入激励信号。第二步：在直升机上实现基于FADEC控制系统的直升机扭振系统地面激励试验。a)将激励信号发生系统加装到直升机上；b)以直升机台架试验结果为基础，选取发动机状态和激励信号；c)在试验中采用地面数据实时处理系统对试验进程进行实时监控，对直升机的状态、各系统工作情况、发控系统的主要参数和激励信号发生系统状态进行实时监控；d)试验者在直升机上通过激励系统人机交互界面控制激励系统，向直升机FADEC控制系统叠加激励信号，激励直升机扭振系统。本专利技术的优点是：基于FADEC控制系统的直升机扭振试验激励系统可重复使用，激励频率范围大，通过FADEC控制系统内部施加电信号激励，响应效果好。附图说明：图1FADEC控制系统模型；图2FADEC控制系统原理图；图3基于FADEC控制系统的直升机扭振试验激励系统原理示意图；图4基于FADEC控制系统的直升机扭振试验激励系统硬件结构图；图5基于FADEC控制系统的直升机扭振试验激励系统软件结构图；图6试验激励信号时间历程及频谱曲线；图7试验激励动力涡轮转速时间历程及频谱曲线。具体实施方式：技术原理基于FADEC控制系统的直升机扭振试验激励系统及激励方法的技术原理：通过向直升机FADEC发动机控制系统加入动力涡轮转速扰动激励信号，激起旋翼/尾桨/传动系统组成的扭振系统以及与发动机控制耦合系统响应。其中FADEC控制系统即为发动机控制系统。为了分析扭振系统固有特性和扭振系统和发动机控制系统之间的耦合稳定性特性，需要获取较高信噪比的试验数据。通过给直升机FADEC控制系统加入动力涡轮转速激励信号，得到高质量的响应数据，再通过直升机扭振系统频率分析及稳定性评估技术评估直升机扭振系统的特性。通过分析FADEC控制系统工作原理，得出施加激励信号的硬件条件，设计激励系统，实现激励信号的生成与输出，为直升机扭振试验提供了一种可靠有效的激励方法。为了确保基于FADEC控制系统的直升机扭振试验激励系统可行有效，完成激励系统设计后，先后进行了直升机半物理仿真台激励检查试验和发动机台架激励检查试验，以保证试验安全。最后将该系统加装在直升机上，进行了直升机扭振地面试验，证明了该系统的可行与有效性。本文档来自技高网...

【技术保护点】
基于FADEC控制系统的直升机扭振激励试验方法，其特征在于，包括以下步骤：首先：以经典控制理论为基础，建立FADEC控制回路模型，从FADEC控制系统回路模型中选择可作为激励信号的通道信号，并与真实直升机FADEC控制回路对比，确定该通道信号能够叠加激励信号；同时确定以该激励信号为输入时，直升机响应信号可实现抽取，即确定工程可实现，最终选择FADEC控制系统动力涡轮转速给定信号NpDem为激励信号；其次：研究FADEC控制系统回路各模块软硬件工作原理，确定动力涡轮转速给定信号NpDem的信号特性，分析信号加入点的阻抗特性、叠加信号幅值范围和电磁兼容性等特性，得出所选激励信号的特性，确定激励系统软硬件技术要求，以此设计激励系统，实现激励信号的生成与输出；设计激励系统主要包含以下步骤：a)硬件设计；该激励系统硬件系统主要包含人机交互界面、信号发生模块以及安全监控模块；试验者通过人机交互界面设置激励系统类型，并控制激励信号的加入与断开，信号发生模块接收到人机交互界面的激励信号加入或断开指令后，向直升机加入或断开激励信号，同时安全监控模块实时监控输出激励信号和直升机的响应，当监控参数超过设定的安全限制后，激励信号自动切除；b)软件设计；系统软件完成激励系统硬件初始化、上电/复位自检测，激励信号控制参数表的生成，激励信号的产生及输出，实时监控以及飞机结构参数，在超过一定的门限值后自动切除激励信号的输出,另外在系统异常情况下进行故障告警及保安处理工作；最后，完成基于FADEC控制系统的直升机扭振激励试验，步骤如下：第一步：基于FADEC控制系统的直升机扭振试验激励系统半物理仿真台激励检查试验和发动机台架激励检查试验a)确定FADEC控制系统信号输入接口类型，将所设计的激励系统的输出接口进行匹配转接，完成激励信号加入的硬件转换即完成了激励系统和FADEC控制系统连接；b)设计激励信号幅值，使该激励信号电压幅值与动力涡轮转速关系正确性，确保被激励的动力涡轮转速变量与设计值相同，将编写完成的激励信号加载到激励系统信号发生模块中；c)通过人机交互界面选择激励信号，驱动信号发生模块，向FEDAC控制系统加入激励信号；第二步：在直升机上实现基于FADEC控制系统的直升机扭振系统地面激励试验a)将激励信号发生系统加装到直升机上；b)以直升机台架试验结果为基础，选取发动机状态和激励信号；c)在试验中采用地面数据实时处理系统对试验进程进行实时监控，对直升机的状态、各系统工作情况、发控系统的主要参数和激励信号发生系统状态进行实时监控；d)试验者在直升机上通过激励系统人机交互界面控制激励系统，向直升机FADEC控制系统叠加激励信号，激励直升机扭振系统。...

【技术特征摘要】
1.基于FADEC控制系统的直升机扭振激励试验方法，其特征在于，包括以下步骤：首先：以经典控制理论为基础，建立FADEC控制回路模型，从FADEC控制系统回路模型中选择可作为激励信号的通道信号，并与真实直升机FADEC控制回路对比，确定该通道信号能够叠加激励信号；同时确定以该激励信号为输入时，直升机响应信号可实现抽取，即确定工程可实现，最终选择FADEC控制系统动力涡轮转速给定信号NpDem为激励信号；其次：研究FADEC控制系统回路各模块软硬件工作原理，确定动力涡轮转速给定信号NpDem的信号特性，分析信号加入点的阻抗特性、叠加信号幅值范围和电磁兼容性等特性，得出所选激励信号的特性，确定激励系统软硬件技术要求，以此设计激励系统，实现激励信号的生成与输出；设计激励系统主要包含以下步骤：a)硬件设计；该激励系统硬件系统主要包含人机交互界面、信号发生模块以及安全监控模块；试验者通过人机交互界面设置激励系统类型，并控制激励信号的加入与断开，信号发生模块接收到人机交互界面的激励信号加入或断开指令后，向直升机加入或断开激励信号，同时安全监控模块实时监控输出激励信号和直升机的响应，当监控参数超过设定的安全限制后，激励信号自动切除；b)软件设计；系统软件完成激励系统硬件初始化、上电/复位自检测，激励信号控制参数表的生成，激励信...

【专利技术属性】
技术研发人员：王东森，郑章兴，梁海州，周友明，雷鸣，
申请(专利权)人：中国飞行试验研究院，
类型：发明
国别省市：陕西,61