一种飞机伺服弹性频响试验自动调幅扫频方法技术

本发明专利技术属于飞机气动弹性试验领域，涉及飞机地面试验范畴，尤其涉及一种飞机伺服弹性频响试验自动调幅扫频方法。本发明专利技术通过反馈舵面过载自动调整扫频幅值，在保证舵面结构安全的前提下，使所有扫频点处的舵偏激振力保持最大，以激励起足够大的飞机结构响应，提高飞机-飞控组合回路响应信号信噪比、减少试验误差，提升试验结果的可靠性；同时，通过构造双曲正切-指数函数控制激励信号幅值调节过程，避免扫频过程中由于激励信号幅值突变而引起舵面剧烈响应，确保舵面结构安全；此外，充分发挥计算机实时仿真系统的优势，在试验过程中只需轻点鼠标便可调整舵面限制过载和激励信号周期等参数，具有较强的实用性。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术属于飞机气动弹性试验领域，涉及飞机地面试验范畴，尤其涉及。本专利技术通过反馈舵面过载自动调整扫频幅值，在保证舵面结构安全的前提下，使所有扫频点处的舵偏激振力保持最大，以激励起足够大的飞机结构响应，提高飞机-飞控组合回路响应信号信噪比、减少试验误差，提升试验结果的可靠性；同时，通过构造双曲正切-指数函数控制激励信号幅值调节过程，避免扫频过程中由于激励信号幅值突变而引起舵面剧烈响应，确保舵面结构安全；此外，充分发挥计算机实时仿真系统的优势，在试验过程中只需轻点鼠标便可调整舵面限制过载和激励信号周期等参数，具有较强的实用性。【专利说明】
:本专利技术属于飞机气动弹性试验领域，涉及飞机地面试验范畴，尤其涉及。
技术介绍
在开展飞机地面伺服弹性频响试验时，通常在作动器前注入等幅变频正弦激励信号驱动舵面偏转，依靠舵面偏转所引起的惯性力激振飞机，机载飞控传感器(加速计、角速率陀螺等)感知机体振动信息后经由控制律解算输出舵偏指令，通过测量飞控计算机输出舵偏指令得到飞机-飞控组合回路的开环频响特性，对飞机的伺服弹性稳定裕度进行评估。为提高飞机-飞控组合回路的响应信号(舵偏指令输出信号)信噪比，要求机上飞控传感器产生足够大的输出，以保证反馈信号经控制律解算后所生成的舵偏指令不被噪声所湮没。因此在整个扫频过程中，应始终保持舵偏激振力足够大。然而由于舵偏惯性力与舵面旋转频率的平方成正比，采用等幅扫频信号时，为保证舵面在其固有旋转模态频率附近不发生破坏，试验过程中要严格限制扫频信号幅值，有时扫频指令刚过作动器指令死区。因此，试验过程中部分扫频点舵面激振力不足，机上飞控传感器输出小，试验所得到飞机-飞控组合回路响应输出信噪比差，测试结果误差大。
技术实现思路
本专利技术的目的是解决现有飞机地面伺服弹性频响试验中，采用等幅变频扫频方法无法同时保证舵面结构安全与回路响应信号信噪比，试验数据误差大的技术问题。本专利技术的技术解决方案如下在飞机舵面后缘布置加速度传感器，将飞机的飞控系统反馈回路在飞控计算机舵偏指令输出端与作动器前向指令综合端之间断开，并串入实时仿真系统，在实时仿真系统内搭建自动调幅扫频仿真模型，自动调幅扫频仿真模型包括等幅步进正弦激励信号生成功能模块、自动调幅信号生成功能模块、回路动态特性计算功能模块；等幅步进正弦激励信号生成模块输出信号I(t)与自动调幅信号生成模块输出的信号w(t)相乘后，得到调幅步进正弦激励信号u (t)，调幅步进正弦激励信号u (t) 一路进入回路动态特性计算模块，另一路经D/A变换后输入飞机舵面作动器前向指令综合端口，飞机舵面上的加速度传感器输出信号&8 (t)经A/D变换后，传输给自动调幅信号生成模块，飞机的飞控计算机输出的舵偏指令信号I (t)经A/D变换后，传输至回路动态特性计算模块，回路动态特性计算模块对输入的调幅步进正弦激励信号u (t)和飞控计算机输出的舵偏指令信号y(t)进行计算，并将计算结果输出显示；其中，等幅步进正弦激励信号生成模块，在每个扫频点&处生成的激励信号I (t)的周期N不小于10，即:【权利要求】1.，其特征是，在飞机舵面后缘布置加速度传感器，将飞机的飞控系统反馈回路在飞控计算机舵偏指令输出端与作动器前向指令综合端之间断开，并串入实时仿真系统，在实时仿真系统内搭建自动调幅扫频仿真模型，自动调幅扫频仿真模型包括等幅步进正弦激励信号生成功能模块、自动调幅信号生成功能模块、回路动态特性计算功能模块；等幅步进正弦激励信号生成模块输出信号I (t)与自动调幅信号生成模块输出的信号W (t)相乘后，得到调幅步进正弦激励信号u (t)，调幅步进正弦激励信号u (t) 一路进入回路动态特性计算模块，另一路经D/A变换后输入飞机舵面作动器前向指令综合端口，飞机舵面上的加速度传感器输出信号a s (t)经A/D变换后，传输给自动调幅信号生成模块，飞机的飞控计算机输出的舵偏指令信号y(t)经A/D变换后，传输至回路动态特性计算模块，回路动态特性计算模块对输入的调幅步进正弦激励信号u(t)和飞控计算机输出的舵偏指令信号y(t)进行计算，并将计算结果输出显示；其中， 等幅步进正弦激励信号生成模块，在每个扫频点A处生成的激励信号I (t)的周期N不小于10，即: 【文档编号】G05B23/02GK103558843SQ201310544419【公开日】2014年2月5日 申请日期:2013年11月5日 优先权日:2013年11月5日 【专利技术者】蒲利东, 洪兆贵, 高怡宁 申请人:中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞机伺服弹性频响试验自动调幅扫频方法，其特征是，在飞机舵面后缘布置加速度传感器，将飞机的飞控系统反馈回路在飞控计算机舵偏指令输出端与作动器前向指令综合端之间断开，并串入实时仿真系统，在实时仿真系统内搭建自动调幅扫频仿真模型，自动调幅扫频仿真模型包括等幅步进正弦激励信号生成功能模块、自动调幅信号生成功能模块、回路动态特性计算功能模块；等幅步进正弦激励信号生成模块输出信号I(t)与自动调幅信号生成模块输出的信号w(t)相乘后，得到调幅步进正弦激励信号u(t)，调幅步进正弦激励信号u(t)一路进入回路动态特性计算模块，另一路经D/A变换后输入飞机舵面作动器前向指令综合端口，飞机舵面上的加速度传感器输出信号aδ(t)经A/D变换后，传输给自动调幅信号生成模块，飞机的飞控计算机输出的舵偏指令信号y(t)经A/D变换后，传输至回路动态特性计算模块，回路动态特性计算模块对输入的调幅步进正弦激励信号u(t)和飞控计算机输出的舵偏指令信号y(t)进行计算，并将计算结果输出显示；其中，等幅步进正弦激励信号生成模块，在每个扫频点fi处生成的激励信号I(t)的周期N不小于10，即：I(t)=sin2&pi;fi(t-Ti)Ti≤t≤Ti+ti0Ti+ti<t<Ti+ti+Δt,i=0,1,2···n其中：T0=0;Ti=i·Δt+Σj=1iNf0+(j-1)·Δf,i=1,2,3···nti=Nf0+i·Δf,i=0,1,2···n;fi=f0+i·Δf,i=0,1,2···nf0为扫频起始频率，Δf为频率步长，n为扫频点数，N≥10为每个扫频点处的激励信号周期数，Δt为扫频点fi所对应的激励信号结束时间与下一扫频点fi+1激励信号开始时间之差；调幅信号w(t)：w(t)=A-0·th(5fi·t2)·th(3fi·t2)·(fi·t2)0.15Ti≤t≤Tt+2fiA-0Ti+2fi<t≤Ti+4fi(Ai-A-0)·th(5fi·t3)·th(3fi·t3)·(fi·t3)0.15+A-0Ti+4fi<t≤Ti+7fiAiTi+7fi<t≤Ti+Nfii＝0,1,2…n其中：A-0=1.15δDAi=A-0ai1.15δD≥aδLmin(aδLai1.15δDA-0,δmaxkδ)ai1.15δD<aδL式中kδ为作动器输入指令与舵面偏角之间的转换系数，δD是作动器指令死区门槛值，为地面伺服弹性试验舵面限制偏角，是以频率为fi，幅值为的正弦信号驱动舵面偏转所引起的舵面最大过载；对于每个扫频点fi，在激励信号的第1～2周期内，调幅信号w(t)的幅值以双曲正切?指数函数形式，从零增大至在激励信号的第3～4周期内，调幅信号w(t)的幅值保持不变；在激励信号的第5～7周期内，调幅信号w(t)的幅值以双曲正切?指数函数形式，从增大至Ai；其中，若第3～4周期内舵面最大过载大于舵面限制过载则若第3～4周期内舵面最大过载小于舵面限制过载且小于舵面限制偏角所对应的作动器指令则否则在激励信号的第8～N周期内，调幅信号w(t)的幅值保持Ai不变；等幅步进正弦激励信号I(t)与调幅信号w(t)相乘，得到调幅步进正弦激励信号u(t)，即u(t)=I(t)·w(t)=A-0·th(5fi·t2)·th(3fi·t2)·(fi·t2)0.15·sin2πfi(t-Ti)Ti<t...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：蒲利东，洪兆贵，高怡宁，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：