CN102566440A - 无人机飞控结构模态耦合的试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开的一种无人机飞控结构模态耦合的试验方法，旨在提供一种节省资源的飞控结构模态耦合试验方法，以解决试验无人机飞控结构模态耦合试验过程中无法注入激励信号、飞机状态不能有效确定、控制回路的合理划分问题。本发明通过以下措施予以实现：采用飞控计算机编制自行产生激励信号的软件，飞控计算机将收到的综合检测车指令生成约定激励信号和激励飞机舵面信号，作为试验的输入；再根据飞行构型情况，划分地面状态和空中状态；在飞机机头，机翼翼尖和V型尾翼翼尖布置监测飞机振动情况的振动传感器，振动传感器的参数直接通过示波器监控。
Description
技术领域
本发明是关于一种基于飞控计算机自行产生激励信号完成飞控结构模态耦合试验的方法，适用于无人机飞控结构模态耦合试验。
背景技术
在飞机设计过程中，可能出现气动伺服弹性，包括飞机结构动力学、非定常气动力和含传感器、增稳控制律和舵机的伺服控制系统相互耦合的现象。对于结构重量系数小、飞控控制系统权限大、相对飞行速度高等性能优越的飞机，这种耦合尤为严重。气动伺服弹性不稳定与颤振不同，它与飞行动压和飞行控制律的参数密切相关，这种不稳定性可以发生在飞行包线内的任何状态下，包括地面滑跑状态。为保证气动伺服弹性的稳定性，在飞机试飞前，必须进行气动伺服弹性稳定性的理论计算与地面伺服弹性试验，即飞控结构模态耦合试验。
有人机的飞控结构模态耦合试验均按相关军标要求严格执行。在无人机领域，该试验一直未引起足够重视，特别是对于大展弦比和长航时的无人机，气动伺服弹性稳定性显得尤为重要——追求升阻比、航时的飞机，结构重量轻，机翼翼型薄等特征导致飞机颤振频率相对比较低；无人机中，使用电动舵机的伺服作动系统带宽也比较小，导致气动伺服弹性和伺服控制系统相互耦合的概率大大增加，因此，必须进行飞控结构模态耦合试验。
无人机自身的特殊性——没有驾驶员对舵面偏度的输入接口导致飞控结构模态耦合试验激励无法注入；无人机全权限控制回路(包括飞机俯仰姿态、横向姿态、航向控制、速度控制、高度控制、侧偏距控制)繁多导致控制通道组合划分复杂；如何确定飞机构型、飞机状态都是该试验的难点所在。
发明内容
本发明的任务是提出一种可减少试验设备和试验项目，节省资源的飞控结构模态耦合试验方法，解决试验无人机飞控结构模态耦合试验过程中无法注入激励信号、飞机状态不能有效确定、控制回路的合理划分等问题。
本发明的目的可以通过以下措施来达到，一种无人机飞控结构模态耦合的试验方法，其特征在于：
1)采用飞控计算机(飞行控制与管理计算机)编制自行产生激励信号的软件，飞控计算机通过上述软件自生成激励信号，并将收到的综合检测车指令生成约定激励信号和激励飞机舵面信号，作为试验的输入；
2)然后根据飞机重量的不同将试验项目分为飞机空油状态/满油状态；再根据飞行构型情况，划分地面状态和空中状态；
3)在开环频率响应试验或闭环脉冲响应试验中，根据飞行控制律设计和飞机纵、横向耦合情况，对飞机纵向、横向、航向控制通道进行合理划分(见表1)；
4)通过综合检测车加载界面设置试验所需飞机的状态、激励的控制回路、试验的激励信号类型/信号幅值/信号周期；
5)在飞机机头，机翼翼尖和V型尾翼翼尖布置监测飞机振动情况的振动传感器，振动传感器的参数直接通过示波器监控。飞参数据记录仪记录表3所示的数据。
本发明的有益效果在于：采用飞控计算机编制软件实现自行产生激励信号，试验中不需要信号发生器、不需要设计测试电缆，避免了采用信号发生器和测试电缆带来的信号幅值衰竭、波形失真等问题；根据飞机重量不同将试验项目分为飞机空油状态/飞机满油状态；根据飞行构型情况，划分地面状态和空中状态；根据控制律设计情况合理划分飞机的纵、横、航向的控制通道，保证试验项目考核范围覆盖，最大限度减少试验项目，节省大量的人力、物力。
附图说明
图1是本发明无人机飞控结构模态耦合试验的信号测量示意图。
图2是本发明开环频率响应的物理连接示意图。
图3是中的振动传感器布置示意图
图4是本发明闭环脉冲响应的物理连接示意图。
图5是本发明综合检测车加载界面截图。
具体实施方式
参阅图1。下面结合某型无人机飞控结构模态耦合试验情况，描述具体的实施方案。根据飞机振动试验结果，通过气动伺服弹性计算，设计合理的飞机三通道(飞机纵向、横向、航向)结构陷波滤波器，防止飞机试验过程中飞控结构耦合情况严重时，损坏飞机。
根据飞行控制律设计和飞机纵、横向耦合情况，对飞机纵向、横向、航向控制通道进行组合划分，确定试验具体项目；飞行控制律应有明确的定义
表1测试通道及测试信号划分
编制供飞控结构模态耦合试验专用的飞行控制与管理软件、综合检测车软件。在飞控结构模态耦合试验前期，针对试验中可能用到的指令、参数及信号反馈，编制相应的通信协议(见表2、表3)。通过飞参记录试验数据，图1为试验数据采集点。
表2通信协议——综合检测系统指令、参数
表3通信协议——飞参记录参数
飞机模拟飞机的空中飞行状态时，采用吊高方式，一般采用三支点吊高，吊绳材料必须保证坚实且具有弹性。吊高状态飞机起落架处于收上位置。参阅图2。试验中振动监测点。根据飞机结构振动情况，选取合适的振动检测点。在飞机机翼翼尖，尾翼翼尖，机头、机尾等布置振动传感器，一般借用全机振动试验传感器，进行开环频率响应试验。
参阅图3。应对照图3图中的连接框图描述开环频率响应的物理连接关系，器件相互间的作用关系。激励信号由飞控计算机根据综合检测车的指令产生(产生步进正弦扫频信号)。
参阅图4。请对照图中框图的文字内容描述闭环脉冲响应的物理连接关系。激励信号由飞控计算机根据综合检测车的指令产生(产生三角脉冲信号)。根据飞机的状态，选择是空油/满油和空中/地面，设置完毕后，退出地检，飞控计算机按照既定程序开始以三角脉冲信号激励特定舵面。采用3deg舵偏(幅值)。试验中不断加大控制律增益，考虑1倍、2倍、4倍增益情况。
试验过程中，通过图2布置的振动传感器监测飞机，传感器与示波器连接，监测振动波型，若幅值出现大于5g的情况，应停止试验——采用全机下电的方式，切断舵机功率源，使飞机及时稳定。
记录数据，完成数据分析。需要时，重新设计陷波滤波器，重复试验。
参阅图5。建议按照图中的内容描述综合检测车加载界面设置信号的种类、信号的幅值、信号的激励周期等，确定飞机状态(空油/满油、地面/空中)，设置完毕后，退出地检。飞控计算机按照设置的参数开始以一定频率对特定舵面开始扫频。需要说明的是：扫频信号的幅值根据飞机具体情况确定，使之克服舵面的非线性，又不至于损坏结构和飞控系统。某型无人机采用2deg舵偏。试验中信号必须从低频开始，高频选取应当大于伺服作动系统带宽2倍以上。采取扫频的方式增加，频率步长不易太小，应当在参数能记录的精度范围内考虑极大值，每个频率点上扫频时间不易过短，至少保证在该频率点上能记录激励信号的三个全周期以上。在开环频率响应试验中，舵机的输出不叠加飞控计算机的控制律解算值，但需要记录该解算值。
开环频率响应试验完成后，进行闭环脉冲响应试验。
Claims (1)
1.一种无人机飞控结构模态耦合的试验方法，其特征在于，包括如下步骤：
1）采用飞控计算机编制自行产生激励信号的软件，飞控计算机通过上述软件自生成激励信号，并将收到的综合检测车指令生成约定激励信号和激励飞机舵面信号，作为试验的输入；
2）然后根据飞机重量的不同将试验项目分为飞机空油状态/满油状态；再根据飞行构型情况，划分地面状态和空中状态；
3）在开环频率响应试验或闭环脉冲响应试验中，根据飞行控制律设计和飞机纵、横向耦合情况，对飞机纵向、横向、航向控制通道进行合理划分（见表1）；
4）通过综合检测车加载界面设置试验所需飞机的状态、激励的控制回路、试验的激励信号类型/信号幅值/信号周期；
5）在飞机机头，机翼翼尖和V型尾翼翼尖布置监测飞机振动情况的振动传感器，振动传感器的参数直接通过示波器监控。
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