CN110816877B - 一种飞机气动伺服弹性机载实时分析系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞机气动伺服弹性机载实时分析系统，所述实时分析系统包括：所述分析系统包括信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块和电源模块，所述信号采集模块、信号分析模块和信号发送模块，依次数据连接；所述信号采集模块和所述信号分析模块分别与所述信号存储模块数据连接；所述信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块分别与电源模块电连接。一方面将解决当前飞机气动伺服弹性稳定性准实时分析模式中存在的问题，同时也将大幅提高气动伺服弹性准实时分析效率，提高飞机气动伺服弹性飞行试验效率，更高效的保障试飞安全。

Description

一种飞机气动伺服弹性机载实时分析系统

技术领域

本发明属于航空应用领域，涉及一种飞机气动伺服弹性机载实时分析系统。

背景技术

飞机气动伺服弹性飞行试验是军用飞机和民用飞机均必须开展的飞行试验科目，我国国军标67.7A-2008《军用飞机结果强度规范第7部分：气动弹性》4.3条中明确规定“应进行飞行颤振试验以证实飞机没有气动弹性不稳定(包括持续有限幅值振荡)，并在直至规定的飞行状态的限制速度下具有满足3.2.1.1要求的阻尼余量。应该用飞行颤振试验结果来证实分析的设计数据，并应连同计算和地面试验结果确定飞机满足3.2.1.1的气动弹性要求”。中国民用航空规章第25部(CCAR25-R4)25.629(e)中明确规定“对于新的型号设计和某型号设计的改型(除非已表明这种改型对气动弹性稳定性无重大影响)都必须进行直至VDF/MDF的各种速度下的全尺寸颤振飞行试验。这些试验必须证实飞机在直至VDF/MDF的所有速度下，都有合适的阻尼余量，以及在接近VDF/MDF阻尼无大幅度的迅速减小”。

飞机气动伺服弹性飞行试验需在飞机上加装专用的气动伺服弹性激励系统，在飞行试验过程中，通过气动伺服弹性激励系统向飞机施加激励，同时记录飞机操纵控制指令信号，通过分析施加激励过程中的飞机操纵控制指令信号，得出飞机的气动伺服弹性稳定性分析结果。

飞机气动伺服弹性飞行试验是我国“I”类试飞风险科目，为了确保试飞安全，在飞机开展气动伺服弹性飞行试验过程中，飞机上加装的机载遥测系统实时将飞机操纵控制指令信号发送给地面监控系统，由地面监控系统人员实时采集、准实时分析得出飞机的气动伺服弹性稳定性分析结果，从而判断飞机飞行试验是否安全，是否能够开展下一个气动伺服弹性飞行试验动作。这就是当前飞机气动伺服弹性稳定性准实时分析的模式。但这种模式存在一些问题。首先机载遥测系统发送给地面监控系统的飞机操纵控制指令信号由于信号干扰、天线遮挡以及飞行距离等因素的影响，使得地面监控系统接收到的飞机操纵控制指令信号有时存在信号跳点、信号丢失等现象，无法保证气动伺服弹性稳定性分析结果的精度以及准实时性。其次，地面监控系统接收到的飞机操纵控制指令信号是持续发送，需要人为判断何时采集信号、何时结束采集，完成采集后还需要地面人员进行分析，这无疑增加了准实时分析的时间，降低了分析效率，从而也影响了飞机气动伺服弹性飞行试验效率。

发明内容

本发明提出一种飞机气动伺服弹性机载实时分析系统，一方面将解决当前飞机气动伺服弹性稳定性准实时分析模式中存在的问题，同时也将大幅提高气动伺服弹性准实时分析效率，提高飞机气动伺服弹性飞行试验效率，更高效的保障试飞安全。

本发明的技术方案，提供一种飞机气动伺服弹性机载实时分析系统，所述实时分析系统包括：包括信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块和电源模块，

所述信号采集模块、信号分析模块和信号发送模块，依次数据连接；所述信号采集模块和所述信号分析模块分别与所述信号存储模块数据连接；

所述信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块分别与电源模块电连接；

所述信号分析模块分析所述信号采集模块采集的飞机的操纵控制指令信号，得出飞机气动伺服弹性稳定性分析结果；其中，每组所述飞机操纵控制指令的信号时间长度不少于20s，每秒数据点数不少于128个，所述信号分析模块分析每组飞机的操纵控制指令信号，从分析开始到分析得到飞机气动伺服弹性稳定性分析结果的时间不大于8s。

进一步地，所述实时分析系统还包括：

所述信号采集模块采集飞机的操纵控制指令信号，并将所述飞机的操纵控制指令信号传输至所述信号分析模块；

所述飞机的操纵控制指令信号包括通过气动伺服弹性激励系统向飞机施加激励前飞机操纵控制指指令信号和通过气动伺服弹性激励系统向飞机施加激励后的飞机操纵控制指指令信号。

进一步地，所述实时分析系统还包括：

所述通过气动伺服弹性激励系统向飞机施加激励前飞机操纵控制指指令信号和通过气动伺服弹性激励系统向飞机施加激励后的飞机操纵控制指指令信号作为飞机气动伺服弹性信号分析模块的两路输入信号，计算得到飞机的气动伺服弹性稳定性传递函数估计，根据所述传递函数估计分析得到飞机的气动伺服弹性稳定性分析结果。

进一步地，所述实时分析系统还包括：

所述信号分析模块将所述飞机的气动伺服弹性稳定性分析结果传输给所述信号发送模块，所述信号发送模块将所述飞机的气动伺服弹性稳定性分析结果发送给机载遥测系统；

所述信号发送模块的发送信号传输方式为RS422总线传输，发送方式为连续循环发送，每次至少发送4个浮点数。

进一步地，所述实时分析系统还包括：

所述信号存储模块存储信号采集模块采集到的飞机操纵控制指令信号以及存储信号分析模块分析得到的飞机的气动伺服弹性稳定性分析结果。

进一步地，所述实时分析系统还包括：

所述存储模块的存储容量不小于8GB，通过USB数据传输方式与外界进行数据交互，将所存储的飞机操纵控制指令信号和分析结果传输给其他存储设备。

进一步地，所述实时分析系统还包括：

所述电源模块向所述信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块分别提供电压为28V的电源，所述电源模块的电源功率不小于50W。

进一步地，所述实时分析系统还包括：

所述信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块和电源模块与机箱集成，所述机箱壳体为方体结构，所述机箱壳体的尺寸不大于150mmX194mmX241mm。

本发明的技术效果：

本发明所设计的飞机气动伺服弹性机载实时分析系统，提高了当前在地面监控系统进行飞机气动伺服弹性准实时分析的效率，提高了飞机气动伺服弹性试飞安全监控的智能化，避免了当前在地面监控系统进行飞机气动伺服弹性准实时分析时，遥测数据中存在跳点、信号中断等问题。本发明设计的飞机气动伺服弹性机载实时分析系统能够应用于所有开展气动伺服弹性飞行试验的民用飞机和军用飞机，它与当前的以人为主在地面监控系统,通过遥测数据开展的飞机气动伺服弹性稳定性准实时分析完全不同，飞机气动伺服弹性机载实时分析系统加装于飞机上，能够在飞机上自动开展飞机气动伺服弹性稳定性分析，只将分析结果通过机载遥测系统发送给地面监控系统，大幅提高了当前飞机气动伺服弹性准实时稳定性分析效率。

附图说明

图1为飞机气动伺服弹性机载实时分析系统组成部分示意图。

具体实施方式

本发明的技术原理：

飞机气动伺服弹性机载实时分析系统的技术原理，该系统加装于飞机上，通过飞机气动伺服弹性机载实时分析系统的信号采集模块采集飞机操纵控制指令信号，利用飞机气动伺服弹性机载实时分析系统中的信号分析模块，对采集到的飞机操纵控制指令信号进行分析，得出飞机气动伺服弹性稳定分析结果，飞机气动伺服弹性机载实时分析系统将分析结果通过信号输出模块发送给机载遥测系统，同时飞机气动伺服弹性机载实时分析系统的存储模块将信号采集模块采集到的飞机操纵控制指令信号记录下来，并将飞机气动伺服弹性分析软件分析得到的飞机气动伺服弹性稳定分析结果记录下来。

本实施例，提供的飞机气动伺服弹性机载实时分析系统的组成包括信号分析模块、信号采集模块，信号发送模块、存储模块、电源模块和机箱。如图1所示，图1为飞机气动伺服弹性机载实时分析系统组成部分示意图。

信号采集模块、信号分析模块和信号发送模块，依次数据连接；所述信号采集模块和所述信号分析模块分别与所述信号存储模块数据连接；所述信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块分别与电源模块电连接。

本方案在于设计飞机气动伺服弹性机载实时分析系统，具体实施过程包括以下内容：

设计信号分析模块，本实施例的信号分析模块包括CPU模块和飞机气动伺服弹性机载实时分析系统的软件模块。该CPU模块能够高效运行飞机气动伺服弹性稳定性分析软件。当飞机气动伺服弹性稳定性分析软件分析信号采集模块采集的飞机操纵控制指令信号时，每组所述飞机操纵控制指令的信号时间长度不少于20s，每秒数据点数不少于128个。信号分析模块中的气动伺服弹性稳定性分析软件分析每组飞机的操纵控制指令信号，从分析开始到分析得到飞机气动伺服弹性稳定性分析结果的时间不大于8s。飞机气动伺服弹性机载实时分析系统的软件模块为飞机气动伺服弹性稳定性分析软件。

信号采集模块采集的飞机操纵控制指令信号包括通过气动伺服弹性激励系统向飞机施加激励前飞机操纵控制指指令信号和通过气动伺服弹性激励系统向飞机施加激励后的飞机操纵控制指指令信号。飞机气动伺服弹性稳定性分析软件分析通过气动伺服弹性激励系统向飞机施加激励前飞机操纵控制指指令信号和通过气动伺服弹性激励系统向飞机施加激励后的飞机操纵控制指指令信号，得出飞机气动伺服弹性稳定性分析结果。

飞机气动伺服弹性稳定性分析软件采用的飞机气动伺服弹性分析算法为：以综合前飞机操纵控制指指令信号和综合后飞机操纵控制指指令信号作为飞机气动伺服弹性分析算法的两路输入信号，计算得到飞机的气动伺服弹性稳定性传递函数估计，以该传递函数估计进一步分析得到机的气动伺服弹性稳定性分析结果。

设计信号采集模块，该信号采集模块能够在飞行试验过程中，实时采集至少6路飞机操纵控制指令信号，既能采集信号特性为数字量的飞机操纵控制指令信号，也能采集信号特性为模拟量的飞机操纵控制指令信号。信号采集模块的信号传输方式既能实现网口传输，也能实现RS422总线传输，还能实现差分信号模拟信号传输。信号采集模块能够采集-10V到+10V电压之间的电信号。

设计信号发送模块，该信号发送模块能够在飞机气动伺服弹性稳定性分析软件完成分析后，将飞机气动伺服弹性稳定性分析结果发送给机载遥测系统，发送信号传输方式为RS422总线传输。发送方式为连续循环发送，每次至少发送4个浮点数。

设计存储模块，该存储模块能够存储信号采集模块采集到的飞机操纵控制指令信号，能够存储飞机气动伺服弹性稳定性分析软件的分析结果，该存储模块的存储容量不小于8GB。该存储模块能够通过USB数据传输方式，将所存储的飞机操纵控制指令信号和分析结果传输给其他存储设备。

设计电源模块，电源模块从飞机上引电压为28V的电，向CPU模块、信号采集模块、信号输出模块和存储模块供电，电源模块功率不小于50W。

设计机箱，该机箱将CPU模块、信号采集模块、信号输出模块、存储模块和电源模块组装，该机箱的壳体尺寸不大于150mmX194mmX241mm。

Claims (8)

1.一种飞机气动伺服弹性机载实时分析系统，其特征在于，

所述实时分析系统包括信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块和电源模块，

所述信号采集模块、信号分析模块和信号发送模块，依次数据连接；所述信号采集模块和所述信号分析模块分别与所述信号存储模块数据连接；

所述信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块分别与电源模块电连接；

所述信号采集模块采集飞机的操纵控制指令信号，并将所述飞机的操纵控制指令信号传输至所述信号分析模块；所述信号分析模块分析所述信号采集模块采集的飞机的操纵控制指令信号，得出飞机气动伺服弹性稳定性分析结果；其中，每组所述飞机操纵控制指令的信号时间长度不少于20s，每秒数据点数不少于128个；所述信号分析模块分析每组飞机的操纵控制指令信号，从分析开始到分析得到飞机气动伺服弹性稳定性分析结果的时间不大于8s。

2.根据权利要求1所述的实时分析系统，其特征在于，所述实时分析系统还包括：

所述飞机的操纵控制指令信号包括通过气动伺服弹性激励系统向飞机施加激励前飞机操纵控制指指令信号和通过气动伺服弹性激励系统向飞机施加激励后的飞机操纵控制指指令信号。

3.根据权利要求2所述的实时分析系统，其特征在于，所述实时分析系统还包括：

所述通过气动伺服弹性激励系统向飞机施加激励前飞机操纵控制指指令信号和通过气动伺服弹性激励系统向飞机施加激励后的飞机操纵控制指指令信号作为飞机气动伺服弹性信号分析模块的两路输入信号，计算得到飞机的气动伺服弹性稳定性传递函数估计，根据所述传递函数估计分析得到飞机的气动伺服弹性稳定性分析结果。

4.根据权利要求3所述的实时分析系统，其特征在于，所述实时分析系统还包括：

所述信号分析模块将所述飞机的气动伺服弹性稳定性分析结果传输给所述信号发送模块，所述信号发送模块将所述飞机的气动伺服弹性稳定性分析结果发送给机载遥测系统；

所述信号发送模块的发送信号传输方式为RS422总线传输，发送方式为连续循环发送，每次至少发送4个浮点数。

5.根据权利要求3所述的实时分析系统，其特征在于，所述实时分析系统还包括：

所述信号存储模块存储信号采集模块采集到的飞机操纵控制指令信号以及存储信号分析模块分析得到的飞机的气动伺服弹性稳定性分析结果。

6.根据权利要求5所述的实时分析系统，其特征在于，所述实时分析系统还包括：

所述存储模块的存储容量不小于8GB，通过USB数据传输方式与外界进行数据交互，将所存储的飞机操纵控制指令信号和分析结果传输给其他存储设备。

7.根据权利要求1所述的实时分析系统，其特征在于，所述实时分析系统还包括：

所述电源模块向所述信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块分别提供电压为28V的电源，所述电源模块的电源功率不小于50W。

8.根据权利要求1所述的实时分析系统，其特征在于，所述实时分析系统还包括：

所述信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块和电源模块与机箱集成，所述机箱壳体为方体结构，所述机箱壳体的尺寸不大于150mmX194mmX241mm。

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