一種飛機(jī)伺服彈性頻響試驗(yàn)自動(dòng)調(diào)幅掃頻方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于飛機(jī)氣動(dòng)彈性試驗(yàn)領(lǐng)域，涉及飛機(jī)地面試驗(yàn)范疇，尤其涉及一種飛機(jī)伺服彈性頻響試驗(yàn)自動(dòng)調(diào)幅掃頻方法。本發(fā)明通過反饋舵面過載自動(dòng)調(diào)整掃頻幅值，在保證舵面結(jié)構(gòu)安全的前提下，使所有掃頻點(diǎn)處的舵偏激振力保持最大，以激勵(lì)起足夠大的飛機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)，提高飛機(jī)-飛控組合回路響應(yīng)信號(hào)信噪比、減少試驗(yàn)誤差，提升試驗(yàn)結(jié)果的可靠性；同時(shí)，通過構(gòu)造雙曲正切-指數(shù)函數(shù)控制激勵(lì)信號(hào)幅值調(diào)節(jié)過程，避免掃頻過程中由于激勵(lì)信號(hào)幅值突變而引起舵面劇烈響應(yīng)，確保舵面結(jié)構(gòu)安全；此外，充分發(fā)揮計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)的優(yōu)勢(shì)，在試驗(yàn)過程中只需輕點(diǎn)鼠標(biāo)便可調(diào)整舵面限制過載和激勵(lì)信號(hào)周期等參數(shù)，具有較強(qiáng)的實(shí)用性。
【專利說明】一種飛機(jī)伺服彈性頻響試驗(yàn)自動(dòng)調(diào)幅掃頻方法
【技術(shù)領(lǐng)域】:
[0001]本發(fā)明屬于飛機(jī)氣動(dòng)彈性試驗(yàn)領(lǐng)域，涉及飛機(jī)地面試驗(yàn)范疇，尤其涉及一種飛機(jī)伺服彈性頻響試驗(yàn)自動(dòng)調(diào)幅掃頻方法。
【背景技術(shù)】
[0002]在開展飛機(jī)地面伺服彈性頻響試驗(yàn)時(shí)，通常在作動(dòng)器前注入等幅變頻正弦激勵(lì)信號(hào)驅(qū)動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)，依靠舵面偏轉(zhuǎn)所引起的慣性力激振飛機(jī)，機(jī)載飛控傳感器(加速計(jì)、角速率陀螺等)感知機(jī)體振動(dòng)信息后經(jīng)由控制律解算輸出舵偏指令，通過測(cè)量飛控計(jì)算機(jī)輸出舵偏指令得到飛機(jī)-飛控組合回路的開環(huán)頻響特性，對(duì)飛機(jī)的伺服彈性穩(wěn)定裕度進(jìn)行評(píng)估。
[0003]為提高飛機(jī)-飛控組合回路的響應(yīng)信號(hào)(舵偏指令輸出信號(hào))信噪比，要求機(jī)上飛控傳感器產(chǎn)生足夠大的輸出，以保證反饋信號(hào)經(jīng)控制律解算后所生成的舵偏指令不被噪聲所湮沒。因此在整個(gè)掃頻過程中，應(yīng)始終保持舵偏激振力足夠大。
[0004]然而由于舵偏慣性力與舵面旋轉(zhuǎn)頻率的平方成正比，采用等幅掃頻信號(hào)時(shí)，為保證舵面在其固有旋轉(zhuǎn)模態(tài)頻率附近不發(fā)生破壞，試驗(yàn)過程中要嚴(yán)格限制掃頻信號(hào)幅值，有時(shí)掃頻指令剛過作動(dòng)器指令死區(qū)。因此，試驗(yàn)過程中部分掃頻點(diǎn)舵面激振力不足，機(jī)上飛控傳感器輸出小，試驗(yàn)所得到飛機(jī)-飛控組合回路響應(yīng)輸出信噪比差，測(cè)試結(jié)果誤差大。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明的目的是解決現(xiàn)有飛機(jī)地面伺服彈性頻響試驗(yàn)中，采用等幅變頻掃頻方法無法同時(shí)保證舵面結(jié)構(gòu)安全與回路響應(yīng)信號(hào)信噪比，試驗(yàn)數(shù)據(jù)誤差大的技術(shù)問題。
[0006]本發(fā)明的技術(shù)解決方案如下
[0007]在飛機(jī)舵面后緣布置加速度傳感器，將飛機(jī)的飛控系統(tǒng)反饋回路在飛控計(jì)算機(jī)舵偏指令輸出端與作動(dòng)器前向指令綜合端之間斷開，并串入實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)，在實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)內(nèi)搭建自動(dòng)調(diào)幅掃頻仿真模型，自動(dòng)調(diào)幅掃頻仿真模型包括等幅步進(jìn)正弦激勵(lì)信號(hào)生成功能模塊、自動(dòng)調(diào)幅信號(hào)生成功能模塊、回路動(dòng)態(tài)特性計(jì)算功能模塊；等幅步進(jìn)正弦激勵(lì)信號(hào)生成模塊輸出信號(hào)I(t)與自動(dòng)調(diào)幅信號(hào)生成模塊輸出的信號(hào)w(t)相乘后，得到調(diào)幅步進(jìn)正弦激勵(lì)信號(hào)u (t)，調(diào)幅步進(jìn)正弦激勵(lì)信號(hào)u (t) 一路進(jìn)入回路動(dòng)態(tài)特性計(jì)算模塊，另一路經(jīng)D/A變換后輸入飛機(jī)舵面作動(dòng)器前向指令綜合端口，飛機(jī)舵面上的加速度傳感器輸出信號(hào)&8 (t)經(jīng)A/D變換后，傳輸給自動(dòng)調(diào)幅信號(hào)生成模塊，飛機(jī)的飛控計(jì)算機(jī)輸出的舵偏指令信號(hào)I (t)經(jīng)A/D變換后，傳輸至回路動(dòng)態(tài)特性計(jì)算模塊，回路動(dòng)態(tài)特性計(jì)算模塊對(duì)輸入的調(diào)幅步進(jìn)正弦激勵(lì)信號(hào)u (t)和飛控計(jì)算機(jī)輸出的舵偏指令信號(hào)y(t)進(jìn)行計(jì)算，并將計(jì)算結(jié)果輸出顯示；其中，
[0008]等幅步進(jìn)正弦激勵(lì)信號(hào)生成模塊，在每個(gè)掃頻點(diǎn)&處生成的激勵(lì)信號(hào)I (t)的周期N不小于10，即:
【權(quán)利要求】
1.一種飛機(jī)伺服彈性頻響試驗(yàn)自動(dòng)調(diào)幅掃頻方法，其特征是，在飛機(jī)舵面后緣布置加速度傳感器，將飛機(jī)的飛控系統(tǒng)反饋回路在飛控計(jì)算機(jī)舵偏指令輸出端與作動(dòng)器前向指令綜合端之間斷開，并串入實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)，在實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)內(nèi)搭建自動(dòng)調(diào)幅掃頻仿真模型，自動(dòng)調(diào)幅掃頻仿真模型包括等幅步進(jìn)正弦激勵(lì)信號(hào)生成功能模塊、自動(dòng)調(diào)幅信號(hào)生成功能模塊、回路動(dòng)態(tài)特性計(jì)算功能模塊；等幅步進(jìn)正弦激勵(lì)信號(hào)生成模塊輸出信號(hào)I (t)與自動(dòng)調(diào)幅信號(hào)生成模塊輸出的信號(hào)W (t)相乘后，得到調(diào)幅步進(jìn)正弦激勵(lì)信號(hào)u (t)，調(diào)幅步進(jìn)正弦激勵(lì)信號(hào)u (t) 一路進(jìn)入回路動(dòng)態(tài)特性計(jì)算模塊，另一路經(jīng)D/A變換后輸入飛機(jī)舵面作動(dòng)器前向指令綜合端口，飛機(jī)舵面上的加速度傳感器輸出信號(hào)a s (t)經(jīng)A/D變換后，傳輸給自動(dòng)調(diào)幅信號(hào)生成模塊，飛機(jī)的飛控計(jì)算機(jī)輸出的舵偏指令信號(hào)y(t)經(jīng)A/D變換后，傳輸至回路動(dòng)態(tài)特性計(jì)算模塊，回路動(dòng)態(tài)特性計(jì)算模塊對(duì)輸入的調(diào)幅步進(jìn)正弦激勵(lì)信號(hào)u(t)和飛控計(jì)算機(jī)輸出的舵偏指令信號(hào)y(t)進(jìn)行計(jì)算，并將計(jì)算結(jié)果輸出顯示；其中， 等幅步進(jìn)正弦激勵(lì)信號(hào)生成模塊，在每個(gè)掃頻點(diǎn)A處生成的激勵(lì)信號(hào)I (t)的周期N不小于10，即:
【文檔編號(hào)】G05B23/02GK103558843SQ201310544419
【公開日】2014年2月5日 申請(qǐng)日期:2013年11月5日 優(yōu)先權(quán)日:2013年11月5日
【發(fā)明者】蒲利東, 洪兆貴, 高怡寧 申請(qǐng)人:中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所