CN114003017A - 适用于数字飞控系统的结构控制耦合特性测试分析方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞行器结构控制信号技术领域，公开了适用于数字飞控系统的结构控制耦合特性测试分析方法，基于飞控传感器信号在数字式飞控系统中的信号传输路径分析，选取信号运算处理频率最低的环节作为环路断点，对线性和非线性耦合叠加后的最终耦合效果进行定量测试；并且在传感器信号发生混叠前增设第二测试点，为两类耦合结构陷波滤波器设计分别提供设计依据。采用本发明的方法后，能够明确检查出该型号空天飞行器所采用的全数字飞控系统在信号传输过程中出现的信号混叠与畸变特性，精准定位出采用传统测试方法得到开环稳定裕度与闭环稳定性不一致的原因，并获得了真实的开环频响特性。
Description
技术领域
本发明属于飞行器结构控制信号技术领域，涉及一种飞行器结构控制耦合特性的分析方法，具体涉及适用于数字飞控系统的结构控制耦合特性测试分析方法。
背景技术
由于飞行器结构并不是纯刚性的，飞控系统传感器在感受飞行器刚体运动的同时，也会感受由于飞行器的弹性模态引起的角速率和过载信号，并形成由飞控传感器－飞控计算机－伺服作动器－飞机结构弹性模态－飞控传感器的结构控制耦合回路。通过在地面开展飞行器结构控制耦合试验，获取飞行器结构控制耦合特性，判定飞行器结构控制耦合回路是否稳定，是飞行器放飞的重要依据。结构控制耦合试验是在飞控计算机、舵面执行机构、飞行器结构、飞控传感器形成的耦合回路上设置断点打断回路，加入不同频率的正弦激励信号，测试该耦合路径的开环频响特性，判定闭环稳定性，并以此为基础设计相应的抑制措施。
传统的结构控制耦合试验方法采用扫频仪，在断点处对耦合回路输入正弦扫频激励信号，并在断点处采集系统响应号，将响应信号与激励信号进行比对绘制频响曲线，获得结构控制耦合回路的伯德图。这种方法在绘制频响曲线时，只选取了与激励信号同频的响应信号成份，其实质将飞控计算机、舵面执行机构、飞行器结构、飞控传感器形成的耦合回路看成是单输入单输出的线性系统。而当飞行器飞控系统全面数字化后，易引入信号混频、畸变等问题，出现非线性的控制结构耦合回路。传统的依靠扫频仪的测试分析方法，无法发现隐藏的非线性耦合路径，导致无法完整解决结构控制耦合问题。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供了适用于数字飞控系统的结构控制耦合特性测试分析方法，该方法可解决传统结构控制耦合试验方法只适用于线性耦合特性测试与分析的缺陷，能够适应全数字式飞控系统的特点，同时对飞行器线性及非线性的结构控制耦合特性进行检测和定量分析，并为线性耦合、非线性耦合结构陷波滤波器设计提供定量依据。避免传统测试方法因假定耦合为线性而带来的缺陷。
本发明的技术方案是：
用于数字飞控系统的飞行器结构控制耦合试验装置，基于飞控传感器信号在数字式飞控系统中的信号传输路径分析，选取信号运算处理频率最低的环节作为环路断点，对线性和非线性耦合叠加后的最终耦合效果进行定量测试；并且在传感器信号发生混叠前增设第二测试点，为两类耦合结构陷波滤波器设计分别提供设计依据。
具体包括以下步骤：
步骤一，判断是否存在非线性结构控制耦合回路，是则进入下一步，否则结束；
步骤二，找到飞控信号流中对信号运算处理频率最低的环节，将该处设置为环路断点，进行开环结构控制耦合测试；
步骤三，根据环路断点处信号运算处理频率f0，确定开环结构控制耦合测试的扫频频率范围；
步骤四，在飞控传感器输出到环路断点之间，找到信号采集处理频率最高处，增设第二测点，对飞控传感器输出的角速率/过载信号进行实时记录；
步骤五，在环路断点处采用扫频仪进行开环结构控制耦合测试；
步骤六，扫频结束后，将第二测点记录的角速率/过载信号进行分析，得到与扫频频率同频的线性耦合响应，及以扫频频率为基频、以f0/2为镜像的非线性耦合响应；
步骤七，递增扫频幅值并重复步骤五至六，分别观察步骤六获得的线性耦合响应最高幅值以及非线性耦合响应最高幅值的变化趋势，直至线性耦合响应、非线性耦合响应最高幅值不再继续增加，分别记录线性耦合响应和非线性耦合响应最高幅值达到峰值时扫频激励幅值n1和n2。
进一步的，步骤一中的判断方法是：针对角速度/过载信号以及舵偏指令的采集/处理频率，对飞控信号的信号流进行分析，当某个环节对信号采集/处理频率相比前一环节降低了，则该处存在信号混叠；如某个环节对信号采集/处理频率相比于前一环节提高了，则该处存在信号高频畸变；在飞控传感器－飞控计算机－伺服作动器－飞机结构弹性模态－飞控传感器整个环路中，若同时存在信号混叠和高频畸变，则该回路存在非线性结构控制耦合回路。
进一步的，步骤三中，确定方法为：扫频最高频率为f0/2；扫频起始频率人工设置，设置值小于飞行器支撑频率。
进一步的，步骤五中，其扫频范围由步骤三确认，扫频的频幅值设置为0.1度。
进一步的，步骤六中，采用短时傅立叶变换分析对第二测点记录的角速率/过载信号进行离线分析，获得随扫频激励，得到与扫频频率同频的线性耦合响应，及以扫频频率为基频、以f0/2为镜像的非线性耦合响应。
进一步的，步骤六中，短时傅立叶分析采用Matlab中的spectrogram函数：
spectrogram(x，window，noverlap，f，fs)
其中：
x为由第二测点记录的角速率或过载信号数据序列除以扫频激励信号幅值后的相对输出数据序列；
window选用kaiser窗函数；
noverlap为前后两个计算窗口的重叠量，选择220；
f选择512；
fs为第二测点处的信号采集处理频率。
进一步的，步骤七中，扫频幅值以0.1度的步长递增。
本发明的有益效果是：
1、某型号空天飞行器在地面控制结构耦合试验中采用传统测试方法，得到的开环频响特性与闭环稳定性出现了不一致，采用本发明方法后，明确检查出该型号空天飞行器所采用的全数字飞控系统在信号传输过程中出现的信号混叠与畸变特性，精准定位出采用传统测试方法得到开环稳定裕度与闭环稳定性不一致的原因，并获得了真实的开环频响特性；
2、能够优化飞控系统信号传输设计以降低信号畸变；
3、能够以此为基础成功设计用于抑制线性和非线性结构控制耦合的陷波滤波器。
附图说明
图1是飞行结构控制器回路中产生混叠和畸变的示意图；
图2是飞行结构控制器回路中非线性结构控制耦合回路和传统线性结构控制耦合回路的示意图；
图3是传统结构控制耦合试验方法采用扫频仪的示意图；
图4是本发明采用特定环路断点获得线性耦合特性与非线性耦合特性叠加后的最终效果分析方法示意图；
具体实施方式
本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。
用于数字飞控系统的飞行器结构控制耦合试验装置，基于飞控传感器信号在数字式飞控系统中的信号传输路径分析，选取信号运算处理频率最低的环节作为环路断点，对线性和非线性耦合叠加后的最终耦合效果进行定量测试；并且在传感器信号发生混叠前增设第二测试点，为两类耦合结构陷波滤波器设计分别提供设计依据。具体包括以下步骤：
步骤一，判断是否存在非线性结构控制耦合回路，是则进入下一步，否则结束；
步骤二，找到飞控信号流中对信号运算处理频率最低的环节，将该处设置为环路断点，进行开环结构控制耦合测试；
步骤三，根据环路断点处信号运算处理频率f0，确定开环结构控制耦合测试的扫频频率范围；
步骤四，在飞控传感器输出到环路断点之间，找到信号采集处理频率最高处，增设第二测点，对飞控传感器输出的角速率/过载信号进行实时记录；
步骤五，在环路断点处采用扫频仪进行开环结构控制耦合测试；
步骤六，扫频结束后，将第二测点记录的角速率/过载信号进行分析，得到与扫频频率同频的线性耦合响应，及以扫频频率为基频、以f0/2为镜像的非线性耦合响应；
步骤七，递增扫频幅值并重复步骤五至六，分别观察步骤六获得的线性耦合响应最高幅值以及非线性耦合响应最高幅值的变化趋势，直至线性耦合响应、非线性耦合响应最高幅值不再继续增加，分别记录线性耦合响应和非线性耦合响应最高幅值达到峰值时扫频激励幅值n1和n2。
步骤一中的判断方法是：针对角速度/过载信号以及舵偏指令的采集/处理频率，对飞控信号的信号流进行分析，当某个环节对信号采集/处理频率相比前一环节降低了，则该处存在信号混叠；如某个环节对信号采集/处理频率相比于前一环节提高了，则该处存在信号高频畸变；在飞控传感器－飞控计算机－伺服作动器－飞机结构弹性模态－飞控传感器整个环路中，若同时存在信号混叠和高频畸变，则该回路存在非线性结构控制耦合回路。
步骤三中，确定方法为：扫频最高频率为f0/2；扫频起始频率人工设置，设置值小于飞行器支撑频率。
步骤五中，其扫频范围由步骤三确认，扫频的频幅值设置为0.1度。
步骤六中，采用短时傅立叶变换分析对第二测点记录的角速率/过载信号进行离线分析，获得随扫频激励，得到与扫频频率同频的线性耦合响应，及以扫频频率为基频、以f0/2为镜像的非线性耦合响应。
步骤六中，短时傅立叶分析采用Matlab中的spectrogram函数：
spectrogram(x，window，noverlap，f，fs)
其中：
x为由第二测点记录的角速率或过载信号数据序列除以扫频激励信号幅值后的相对输出数据序列；
window选用kaiser窗函数；
noverlap为前后两个计算窗口的重叠量，选择220；
f选择512；
fs为第二测点处的信号采集处理频率。
步骤七中，扫频幅值以0.1度的步长递增。
下面结合附图详细说明本发明另一个实施例。
本发明是提供一种飞行器结构控制耦合特性的测试和分析方法，该方法可解决传统结构控制耦合试验方法只适用于线性耦合特性测试与分析的缺陷，能够适应全数字式飞控系统的特点，同时对飞行器线性及非线性的结构控制耦合特性进行检测和定量分析，并为线性耦合、非线性耦合结构陷波滤波器设计提供定量依据。避免传统测试方法因假定耦合为线性而带来的缺陷。
第一步：判断是否可能存在非线性结构控制回路。针对角速度/过载信号以及舵偏指令的采集/处理频率，对飞控信号的信号流进行分析。如某个环节对信号采集/处理频率相比前一环节降低了，则该处存在信号混叠；如某个环节对信号采集/处理频率相比于前一环节提高了，则该处存在信号高频畸变。在飞控传感器－飞控计算机－伺服作动器－飞机结构弹性模态－飞控传感器整个环路中，若同时存在信号频率降低环节(信号混叠)和信号频率升高环节(高频畸变)，则该回路存在飞行器非线性结构控制耦合路径，见图1；如某空天飞行器飞控系统信号分析情况如下：传感器输出信号频率为200Hz，飞控计算机数字接口板信号处理频率为200Hz，飞控计算机CPU板信号处理频率为50Hz，伺服作动器对舵偏指令的处理频率为1000Hz，同时存在信号混叠和高频畸变环节，存在非线性耦合路径。
第二步：找到飞控信号流中对信号运算处理频率最低的环节，将该处设置为环路断点进行开环结构控制耦合测试，一般为飞控计算机CPU处。采用该点作为环路断点，可获得线性耦合特性与非线性耦合特性叠加后的最终效果；见图3；如某空天飞行器飞控系统信号分析情况如下：传感器输出信号频率为200Hz，飞控计算机数字接口板信号处理频率为200Hz，飞控计算机CPU板信号处理频率为50Hz，所以选择飞控计算机CPU板作为环路断点。
第三步：根据环路断点处信号运算处理频率f0，确定开环结构控制耦合测试的扫频频率范围，确定方法为：扫频最高频率为f0/2；扫频起始频率一般设置为＜飞行器支撑频率；如某空天飞行器飞控系统，飞控计算机CPU板信号处理频率为50Hz，试验采用的支撑频率约为1Hz，则扫频频率范围设置为0.5Hz～25Hz。
第四步：在飞控传感器输出到环路断点之间，找到信号采集处理频率最高处，增设第二测点，对飞控传感器输出的角速率/过载信号进行实时记录；设置第二测点的目的，是为了在信号混叠前明确飞控传感器输出信号主要由哪些频率分量组成，为线性及非线性结构控制耦合抑制滤波器设计提供依据；如某空天飞行器飞控系统，从飞控传感器输出到环路断点之间，信号采集处理频率最高为数字接口板(200Hz)，选择该处作为第二测点。
第五步：在环路断点处采用扫频仪进行开环结构控制耦合测试，扫频范围由第三步确认。初始扫频幅值应尽量小，避免舵面激振过大引起结构损伤，设置为0.1度。
第六步：扫频结束后，将第二测点记录的角速率/过载信号进行离线的短时傅立叶变换分析，可以获得随扫频激励，得到的与扫频频率同频的线性耦合响应，以及扫频频率为基频，以f0/2为镜像的非线性耦合响应。短时傅立叶分析采用Matlab中的spectrogram函数：
spectrogram(x，window，noverlap，f，fs)
其中：
x为由(第二测点记录的角速率或过载信号数据序列)除以扫频激励信号幅值后的相对输出数据序列；
window选用kaiser窗函数；
noverlap为前后两个计算窗口的重叠量，选择220；
f选择512；
fs为第二测点处的信号采集处理频率。
第七步：重复第五步，但扫频幅值以0.1°的步长递增，分别观察第六步获得的线性耦合响应最高幅值以及非线性耦合响应最高幅值的变化趋势，直至线性耦合响应、非线性耦合响应最高幅值不再继续增加，分别记录线性耦合响应和非线性耦合响应最高幅值达到峰值时扫频激励幅值n1和n2。
第八步：根据第七步中第二测点记录数据分析结果，开展以下工作：
(1)优化飞控系统信号传输设计以降低信号畸变
(2)设计或调整结构控制耦合抑制措施，其中对传感器输出的抑制滤波器设计在第二测点处。
第九步：在设计了结构控制耦合抑制措施后，扫频激励幅值分别取为n1和n2，重复第五步，并依据扫频仪获得的伯德图，对结构控制耦合环路的稳定裕度进行判定，伯德图的幅频曲线应整体＜－6dB。
Claims (8)
1.用于数字飞控系统的飞行器结构控制耦合试验装置，其特征在于，基于飞控传感器信号在数字式飞控系统中的信号传输路径分析，选取信号运算处理频率最低的环节作为环路断点，对线性和非线性耦合叠加后的最终耦合效果进行定量测试；并且在传感器信号发生混叠前增设第二测试点，为两类耦合结构陷波滤波器设计分别提供设计依据。
2.根据权利要求1所述的用于数字飞控系统的飞行器结构控制耦合试验装置，其特征在于，具体包括以下步骤：
步骤一，判断是否存在非线性结构控制耦合回路，是则进入下一步，否则结束；
步骤二，找到飞控信号流中对信号运算处理频率最低的环节，将该处设置为环路断点，进行开环结构控制耦合测试；
步骤三，根据环路断点处信号运算处理频率f0，确定开环结构控制耦合测试的扫频频率范围；
步骤四，在飞控传感器输出到环路断点之间，找到信号采集处理频率最高处，增设第二测点，对飞控传感器输出的角速率/过载信号进行实时记录；
步骤五，在环路断点处采用扫频仪进行开环结构控制耦合测试；
步骤六，扫频结束后，将第二测点记录的角速率/过载信号进行分析，得到与扫频频率同频的线性耦合响应，及以扫频频率为基频、以f0/2为镜像的非线性耦合响应；
步骤七，递增扫频幅值并重复步骤五至六，分别观察步骤六获得的线性耦合响应最高幅值以及非线性耦合响应最高幅值的变化趋势，直至线性耦合响应、非线性耦合响应最高幅值不再继续增加，分别记录线性耦合响应和非线性耦合响应最高幅值达到峰值时扫频激励幅值n1和n2。
3.根据权利要求2所述的用于数字飞控系统的飞行器结构控制耦合试验装置，其特征在于，步骤一中的判断方法是：针对角速度/过载信号以及舵偏指令的采集/处理频率，对飞控信号的信号流进行分析，当某个环节对信号采集/处理频率相比前一环节降低了，则该处存在信号混叠；如某个环节对信号采集/处理频率相比于前一环节提高了，则该处存在信号高频畸变；在飞控传感器－飞控计算机－伺服作动器－飞机结构弹性模态－飞控传感器整个环路中，若同时存在信号混叠和高频畸变，则该回路存在非线性结构控制耦合回路。
4.根据权利要求2所述的用于数字飞控系统的飞行器结构控制耦合试验装置，其特征在于，步骤三中，确定方法为：扫频最高频率为f0/2；扫频起始频率人工设置，设置值小于飞行器支撑频率。
5.根据权利要求4所述的用于数字飞控系统的飞行器结构控制耦合试验装置，其特征在于，步骤五中，其扫频范围由步骤三确认，扫频的频幅值设置为0.1度。
6.根据权利要求2所述的用于数字飞控系统的飞行器结构控制耦合试验装置，其特征在于，步骤六中，采用短时傅立叶变换分析对第二测点记录的角速率/过载信号进行离线分析，获得随扫频激励，得到与扫频频率同频的线性耦合响应，及以扫频频率为基频、以f0/2为镜像的非线性耦合响应。
7.根据权利要求6所述的用于数字飞控系统的飞行器结构控制耦合试验装置，其特征在于，步骤六中，短时傅立叶分析采用Matlab中的spectrogram函数：
spectrogram(x，window，noverlap，f，fs)
其中：
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fs为第二测点处的信号采集处理频率。
8.根据权利要求2所述的用于数字飞控系统的飞行器结构控制耦合试验装置，其特征在于，步骤七中，扫频幅值以0.1度的步长递增。
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