CN112498738A - 一种直升机飞行控制系统传递特性试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于直升机动力学试验技术领域，公开了一种直升机飞行控制系统传递特性试验方法，通过控制系统分别对旋翼时域总距、周期变距进行扫频激励，激励信号通过液压作动筒进行操纵，测得激励下旋翼时域总距、周期变距值，而后对液压作动筒与桨叶的时域总距、周期变距值进行FFT变换，得到控制系统总距、周期变距频域传递函数。本发明可用于为建立基于试验的直升机飞行控制系统数学模型提供数据，为建立考虑飞控系统的直升机旋翼与机体耦合稳定性模型与稳定性综合分析提供基础技术支撑。对我国先进直升机“地面共振”和“空中共振”设计、分析有一定工程参考价值，为保障现代先进直升机安全飞行与稳定性提高有深远意义。

Description

一种直升机飞行控制系统传递特性试验方法

技术领域

本发明属于直升机动力学试验技术，涉及一种直升机飞行控制系统传递特性试验方法，掌握液压作动筒输入与旋翼总距、横向及纵向周期变距值间的传递关系，为建立考虑飞控系统的直升机旋翼与机体耦合稳定性模型与稳定性综合分析提供基础技术支撑。

背景技术

在现代先进直升机通常采用自动飞行控制或增稳系统，来增加直升机操纵的稳定性的同时，带自动飞控系统或增稳系统的先进直升机在型号使用过程中和试验中，经常会遇到自动飞行控制系统或增稳系统对直升机地面/空中共振带来不利影响的现象。

经研究分析，自动飞行控制系统是以直升机飞行姿态的状态为反馈变量，通过桨距控制来实现直升机飞行稳定性的增稳。直升机飞行姿态的变化是低频变化的，飞控系统根据飞行姿态信号对旋翼桨距进行实时控制，桨距根据反馈的飞行姿态也进行低频变化，使桨叶以直升机低频运动产生挥舞及摆振运动，然而由于其频率与旋翼摆振频率很接近，以致对旋翼/机体耦合系统造成持续不断的激励，并且飞控系统的输入激励频率也正好覆盖地面和空中共振的频率范围，导致降低地面/空中共振阻尼裕度出现地面/空中共振危险的情况。新的强度规范和适航取证程序中也添加了对装有自动飞行控制系统或增稳系统的直升机，不论这些系统在工作或不工作状态下，都需要进行所有的地面共振检查的要求，包括悬停、滑跑起飞和着陆、滑行试验和一些特定的地面共振试验。因此在工程设计阶段分析飞行控制系统对直升机地面/空中共振的影响，避免或消除这种不稳定性，以确保直升机安全使用飞行是十分有必要的。

为了考察飞行控制系统对直升机旋翼与机体耦合稳定性的影响规律，关键技术之一是建立考虑飞控系统的旋翼与机体耦合动力学模型，就必须建立飞控系统模型。而要建立飞控系统模型就必须掌握飞控系统的传递特性，即飞控系统液压作动筒输入与旋翼总距和周期变距值的变化关系。而通过试验测量直升机操纵控制系统传递特性，是研究建立飞控系统数学模型的有效方法，而且也可通过模型旋翼装试验台操纵控制系统传递特性试验来实现。因此，掌握直升机飞行控制系统传递特性试验方法有较大的实用价值与应用前景，为飞控系统对旋翼与机体耦合稳定性分析提供可靠的试验技术支撑与数据支撑的同时，也为研制性能优良、安全性和可靠性高的先进直升机提供技术保障。

发明内容

本发明要解决的技术问题：提出一种直升机飞行控制系统传递特性试验方法，该飞行控制传递特性试验是为了建立基于试验的飞行控制系统数学模型，掌握液压作动筒输入与旋翼总距、周期变距值间的传递关系。该试验可在模型旋翼装试验台上实施操作，即为模型旋翼装试验台操纵控制系统传递特性试验。用于为建立基于试验的直升机飞行控制系统数学模型提供数据，为建立考虑飞控系统的直升机旋翼与机体耦合稳定性模型与稳定性综合分析提供基础技术支撑。对我国先进直升机“地面共振”和“空中共振”设计、分析有一定工程参考价值，为现代先进直升机动力学设计和试验提供可靠技术方法。

本发明的技术方案：在旋翼安全转速范围内，在试验设备、操纵系统、安全监控和测量系统工作正常下，通过操纵系统控制液压作动筒操控自动倾斜器进行旋翼总距、横向及纵向周期变距低频扫频激励，在不同的总距下，同时采集操纵系统输入、液压作动筒输出和桨叶根部输出的总距、周期变距时域历程数据。

一种直升机飞行控制系统传递特性试验方法，包括：

(1)试验准备。飞行控制系统传递特性试验必须在完成了试验台装模型旋翼桨叶质量假件的固有特性试验及桨毂中心动特性试验与试验数据分析之后，得出试验台允许运转的安全转速的前提下进行。试验前应完成各系统调试，试验件安装，操纵系统标定，试验台静态/手动旋转检查，低速运转检查，带桨毂联合运转调试，锥体动平衡调试等程序，在确定试验台各系统功能正常后方可进行试验。

(2)确定试验状态。试验台不带机身及尾桨，试验台装旋翼桨毂，装桨叶与不装桨叶的空桨毂状态。试验旋翼转速在安全转速区域内从低转速到高转速选取3至5个试验转速，总距在实际总距范围内选取2至3个试验总距。

(3)测点布置。在桨叶根部布置角位移传感器，同时测量三个液压作动筒位移传感器的位移数据及桨叶根部角位移传感器数据。

(4)试验方法及步骤。通过操纵系统控制液压作动筒操控自动倾斜器进行总距、横向及纵向周期变距激励。第一步、旋翼加速到试验转速，并实时监测试验台各参数；第二步、转速稳定后，在试验总距下操纵系统按试验状态要求给定三个液压作动筒的扫频激励，同时采集数据；第三步、一个状态的试验完成后，将自动倾斜器回归中立位置,总距降至0°；第四步、根据现场试验结果，如不存在任何安全警报，则进行下一状态的试验。

三个液压作动筒的扫频激励具体为：采用频率扫描激励的方法分别进行总距、横向、纵向周期变距激励，激励频率由低到高，最高扫频激励不高于机体低频运动频率，从小到大控制周期变距激励幅值，从短到长控制激励时间，保证旋翼系统、操纵系统、试验台或试验机的安全。

(5)数据采集及分析。采用网络触发采集，采集试验数据直到激振幅值、相位、频率都稳定后的十个周期。记录每一个试验状态下的旋翼转速、总距、从液压作动筒开始扫频激励到停止激励桨叶响应稳定时间内，操纵系统输入、液压作动筒输出和桨叶根部输出的总距、周期变距时域历程数据。根据试验数据，通过对液压作动筒与桨叶的时域总距、周期变距值进行FFT变换，得到飞行控制系统总距、周期变距频域传递函数，可建立基于试验的飞行控制系统数学模型，可用于考虑飞控系统影响的直升机旋翼与机体耦合的地面/空中共振稳定性建模与分析。

本发明提出一种直升机飞行控制系统传递特性试验方法，依据模型分析确定安全转速区选定试验状态，从安全转速区低转速到高转速选取3至5个试验转速，总距在实际总距范围内选取2至3个试验总距。通过操纵系统控制液压作动筒操控自动倾斜器进行旋翼总距、横向及纵向周期变距低频扫频激励，激励频率由低到高，从小到大控制周期变距激励幅值，从短到长控制激励时间，保证旋翼系统、操纵系统、试验台或试验机的安全。同时采集操纵系统输入、液压作动筒输出和桨叶根部输出的总距、周期变距时域历程数据。

本发明的有益效果：本发明一种直升机飞行控制系统传递特性试验方法，该飞行控制系统传递特性试验可在模型旋翼装试验台上实施操作，用于建立基于试验的飞行控制系统数学模型，掌握液压作动筒输入与旋翼总距、横向及纵向周期变距值间的传递关系，为建立考虑飞控系统的直升机旋翼与机体耦合稳定性模型与稳定性综合分析提供基础技术支撑。

附图说明

图1是本发明涉及的试验系统组成示意图；

图2是本发明涉及的试验测点位置:液压作动筒和桨叶根部；

图3是本发明涉及的总距、周期变距激励方法示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明所涉及的飞行控制系统传递特性试验方法做进一步详细说明。

第一步：试验准备，飞行控制系统传递特性试验可在模型旋翼装试验台上实施操作，该试验系统包含试验台和安装在试验台上的模型旋翼。试验台为直升机模拟机身试验台，其应包含控制系统、测试系统、视频系统、机械系统和辅助系统。试验系统的构成形式如图1所示。

(1)试验件检查，试验前通过目视观察与敲击检查并记录，判断旋翼系统是否存在干涉或裂纹。试验仪器、仪表和传感器等设备均应在有效期内，计量设备应满足计量设备要求。试验各系统需进行单独运转调试检查，以保证试验各系统能满足试验需求。

(2)试验设备安装，模型旋翼等试验件需按照安装要求安装在试验台上，安装完成后手动转动旋翼轴，保证传动系统及旋翼系统不存在干涉或卡滞等异常现象。

(3)操纵系统标定，按照试验要求，进行操纵系统标定，以得到操纵正逆叠加器矩阵。总距角标定范围为0°～6°，标定时必须同时测量三个方位的角度，给出横向和纵向周期变距角。

(4)试验台装模型旋翼的动特性测量与地面共振稳定性分析。试验台装模型旋翼桨叶质量假件需完成固有特性试验及桨毂中心动特性试验，在安全保障系统锁紧和松开两种状态下，分别测量试验台各方向一阶及二阶模态特性，并根据桨毂中心动特性数据完成地面共振稳定性分析，结合固有特性及地面共振分析结果给出试验台允许运转的转速区域。

(5)运转调试，安保系统俯仰角和滚转角锁死，垂向锁死状态下，给定空轴转速及50％额定转速，检查旋翼轴的旋转方向，保证给定方向与旋翼定义方向一致，检查数据采集系统和各信号线路，对采集数据进行分析，保证采集数据的准确性。

第二步：确定试验状态，依据模型分析确定安全转速区选定试验状态，试验台不带机身及尾桨，试验台装旋翼桨毂，装桨叶与不装桨叶的空桨毂状态。空桨毂试验目的为进行空桨毂旋转调试，检查桨毂的运动协调能力；进行动平衡检查；检查操纵系统之间是否存在干涉现象，并对操纵系统进行复查；获取空桨毂状态下的试验数据。桨毂带桨叶试验为带桨叶状态下获取操纵控制系统激励扫频试验数据。桨叶、桨毂和试验台安装示意图如图2所示。从安全转速区低转速到高转速选取3至5个试验转速；总距在实际总距范围内选取2至3个试验总距；采用频率扫描激励的方法分别进行总距、横向、纵向周期变距激励，激励频率大致为1～10Hz，步长可以为0.5Hz。表1列出旋翼转速、总距、横向及纵向周期变距组合的试验状态。

表1试验状态

第三步：测点布置，按照测试要求，在桨叶根部布置角位移传感器，在液压作动筒上布置位移传感器，同时测量三个液压作动筒位移传感器的位移数据及桨叶根部角位移传感器数据。无轴承旋翼时角位移传感器设置在袖套与桨叶根部的连接处。

第四步：试验方法及步骤，通过操纵系统控制液压作动筒操控自动倾斜器进行总距、横向及纵向周期变距激励，示意图见图3。首先控制系统操纵液压作动筒使桨叶总距达到试验状态要求的总距值，再操纵液压作动筒对桨叶进行总距、横向及纵向周期变距低频扫频激励，激振振幅大致为0.5°，扫频频率可以为1Hz到10Hz，步长可以为0.5Hz，由于地面/空中共振主要与低频运动相关，因此扫频频率可设置在10Hz以内。同时记录从开始施加激励到停止激励时间内，操纵系统输入、桨叶输出和液压作动筒输出的总距、周期变距时域频响。试验转速、总距、激励方式和振幅、对应的扫频频率见下表2。

表2试验转速、总距、激励方式和振幅、扫频频率

通过控制计算机设置激励程序，连续完成以下操作，进行飞行控制系统传递特性试验，

1)将模型旋翼等试验件按照安装要求安装在试验台上；

2)操纵系统上电，运行上位机操纵控制系统软件，启动操纵系统泵站到指定压力；

3)动力系统上电，监控报警及数据采集系统采集初读数；

4)给定旋翼试验转速，并实时监测试验台各参数，保证各参数不超过限制值；试验台各参数包括：转速、0方位脉冲和三个液压作动筒位移；

5)转速稳定后，在试验总距下操纵系统按试验状态要求给定三个液压作动筒的扫频激励，同时采集数据；

6)一个状态的试验完成后，将自动倾斜器回归中立位置，总距降至0°；

7)根据现场试验结果，如不存在任何安全警报，则进行下一状态的试验；

8)试验结果后，降总距降至0°，旋翼转速降至0r/min，各分系统按照操纵规章停车，各分系统电源关闭。

第五步：数据采集及分析，

每一个试验状态中，采集试验数据从液压作动筒开始扫频激励开始直到桨叶的总距、横向及纵向周期变距激振幅值、相位、频率都稳定之后的十个周期；反馈值与预设值的偏差小于±10％则认为稳定。采用率可为1KS/s，采集全试验过程的时间历程数据。

记录每一个试验状态下的旋翼转速、桨叶的总距、操纵系统输入、液压作动筒输出、桨叶根部的总距、周期变距时域历程数据。对每一个试验状态进行现场录像。根据试验数据，通过对液压作动筒与桨叶的时域总距、周期变距值进行FFT变换，得到飞行控制系统总距、周期变距频域传递函数，可建立基于试验的飞行控制系统数学模型，可用于考虑飞控系统影响的直升机旋翼与机体耦合的地面/空中共振稳定性建模与分析。

第六步：安全措施：试验过程中如出现以下现象时，系统将会及时发出报警，并根据故障等级采取相应的措施，或正常停车，或紧急停车等。1)传动系统关键部位振动、温度超限，正常停车；2)滑油温度、压力不正常，正常停车；3)试验台振动超限，正常停车；4)电机电流异常，紧急停车；5)试验台有异物飞出，紧急停车。

Claims (8)

1.一种直升机飞行控制系统传递特性试验方法，其特征在于：所述方法包括以下步骤：

1)试验准备，调试试验台、操纵系统、安全监控系统和测量系统至正常工作状态；

2)确定试验状态；所述试验状态包括：试验台不带机身及尾桨、试验台装旋翼桨毂、旋翼桨毂装桨叶、不装桨叶的空桨毂状态；

3)布置角位移传感器和位移传感器；

4)根据确定的试验状态分别进行试验；

5)数据采集及分析。

2.根据权利要求1所述的直升机飞行控制系统传递特性试验方法，其特征在于：所述试验准备还包括：获取试验台允许运转的安全转速。

3.根据权利要求1所述的直升机飞行控制系统传递特性试验方法，其特征在于：所述试验状态还包括：试验旋翼转速状态、总距状态。

4.根据权利要求3所述的直升机飞行控制系统传递特性试验方法，其特征在于：所述试验旋翼转速状态为在安全转速区域内从低转速到高转速选取3至5个试验转速，

所述总距状态为在实际总距范围内选取2至3个试验总距。

5.根据权利要求1所述的直升机飞行控制系统传递特性试验方法，其特征在于：所述角位移传感器布置在桨叶根部，所述位移传感器布置在三个液压作动筒上。

6.根据权利要求1所述的直升机飞行控制系统传递特性试验方法，其特征在于：所述步骤4)中的试验步骤包括:

第一步、选择一个试验状态并根据所选择的试验状态需求安装试验件，将试验件加速到试验转速，并实时监测试验台转速；

第二步、转速稳定后，通过操纵系统按试验状态要求给予三个液压作动筒扫频激励，同时采集数据；

第三步、一个状态的试验完成后，将自动倾斜器回归中立位置,总距降至0°；

第四步、选择下一个试验状态进行试验直至遍历所有试验状态。

7.根据权利要求6所述的直升机飞行控制系统传递特性试验方法，其特征在于：所述三个液压作动筒的扫频激励包括：采用频率扫描激励的方法分别进行总距、横向周期变距激励、纵向周期变距激励，激励频率由低到高，激励频率最高不高于机体低频运动频率，从小到大控制周期变距激励幅值，从短到长控制激励时间，保证旋翼系统、操纵系统、试验台或试验机的安全。

8.根据权利要求7所述的直升机飞行控制系统传递特性试验方法，其特征在于：所述数据采集包括：记录每一个试验状态下的旋翼转速、旋翼总矩、操纵系统输入、液压作动筒输出、桨叶根部的总距、桨叶根部周期变距的时域历程数据；

每一个试验状态下的数据采集从液压作动筒扫频激励开始至试验台激振幅值、相位、频率均稳定后的十个周期；

数据分析为：通过对液压作动筒输出与桨叶的时域总距、桨叶的周期变距值进行FFT变换，得到飞行控制系统总距、周期变距频域传递函数，建立基于试验的飞行控制系统数学模型。

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