RU158438U1 - Генератор тестовых сигналов для флаттерных испытаний самолётов - Google Patents

Abstract

Генератор тестовых сигналов, содержащий микроконтроллер, подключенные к микроконтроллеру порт с интерфейсом USB, пульт управления, источник тестового сигнала, цифро-аналоговый преобразователь, фильтр нижних частот, отличающийся тем, что в качестве источника тестового сигнала используется энергонезависимая память с заранее подготовленными полетными программами с сигналами возбуждения и сигналами управления, обеспечивающая генерацию сигнала с произвольно меняющимися частотами, формой, амплитудами и длительностями, соответствующими типу испытываемого на флаттер самолета и виду испытаний, пульт управления выполнен только с двумя кнопками установки оператором номера полетной программы и запуска программы для обеспечения минимизации действий летчика или оператора в процессе испытаний, а также дополнительно введены масштабный усилитель для произвольного изменения амплитуды сигнала в соответствии с полетной программой, связанный с микроконтроллером, цифро-аналоговым преобразователем и фильтром нижних частот, ограничитель установки различных уровней ограничений сигнала для соответствующих типов самолетов и для предотвращения аварийной ситуации за счет автоматического отключения генератора при возникновении его неисправности, связанный с микроконтроллером и фильтром нижних частот, и связанный с цифроаналоговым преобразователем формирователь разовых команд, выходы которого являются выходами разовых команд генератора, подаваемых на входы включения управляющих поверхностей комплексной системы управления самолетом (КСУ), обеспечивающий стыковку генератора с КСУ и безопасность полета за счет и

Description

Полезная модель относится к области летных исследований и испытаний авиационной техники, а именно к средствам возбуждения элементов конструкции самолета при летных испытаниях самолетов на флаттер.

Известны различные виды устройств возбуждения элементов конструкции самолета, применяемых при летных испытаниях на флаттер (М.Д. Клячко, Е.В. Арнаутов, Летные прочностные испытания самолетов. Динамические нагрузки, М., Машиностроение, 1984; A Historical Overwiew of Flight Flutter Testing, Michael W. Kehoe, NASA Technical Memorandum 4720, 1995; Introduction to Flight Test Engineering RTO AGARDograph 300 Flight Test Techniques Series - Volume 14, 2005), а именно, использование подачи пилотом импульсов управления типа дельта-функций вручную на управляющие поверхности, использование электрически детонируемых пиротехнических зарядов, инерциальных устройств возбуждения на основе движущихся масс с гидравлическим и электродинамическим управлением, аэродинамические лопасти типа щелевых вращающихся цилиндров на законцовках крыльев, использование возникающей в полете естественной турбулентности и др. Недостатками данных устройств является необходимость установки дополнительного оборудования на самолете, в том числе, с большим весом, неточность формирования сигнала возбуждения, ограничения по частотному диапазону возбуждаемых колебаний, нарушения аэродинамического потока, обтекающего самолет, однократность использования (для пиротехнических устройств), низкий уровень отношения сигнал-шум получаемых данных реакции элементов конструкции и т.д. Также недостатки этих устройств делают сложным процесс управления летными флаттерными испытаниями малых самолетов и истребителей с одним пилотом.

Наиболее близким к заявляемому устройству является устройство Flutter Test Box (FTB) (блок тестирования на флаттер) ("Х-31А flight flutter test excitation by control surfaces", C.H. Hodson, S.K. Dobbs, M.J. Bronsan, AIAA-93-1538-CP, Американский институт аэронавтики и астронавтики), которое использовалось при флаттерных испытаниях самолета Х-31А для возбуждения колебаний переднего горизонтального оперения, внутренних и внешних закрылков задней кромки крыла, руля направления. FTB содержит блоки генерации трех видов сигналов: синусоидального сигнала фиксированной частоты, синусоидального сигнала с изменяющейся частотой (свип-сигнала) от 0,1 Гц до 100 Гц и импульсного сигнала. С помощью пульта управления FTB пилот может устанавливать амплитуду и частоту синусоидального сигнала, а также длительность импульсов. Также на пульте управления перед началом конкретного отрезка эксперимента пилот с помощью переключателей устанавливает команды управления, подключающие генерируемый сигнал к входу управления одного из выбранных приводов возбуждаемых поверхностей.

К недостаткам FTB можно отнести:

- невозможность формирования сигнала произвольной формы;

- невозможность регулировки диапазона частоты свип-сигнала;

- отсутствие регулировки уровня ограничения сигнала;

- отсутствие автоматического отключения при нарушениях работы генератора;

- сложность обслуживания в процессе флаттерного эксперимента из-за большого числа устанавливаемых пилотом параметров возбуждения.

Таким образом, недостатки известных устройств сужают возможности исследователя при выборе сигнала возбуждения для летных флаттерных испытаний, усложняют обслуживание генератора в процессе флаттерного эксперимента.

Технический результат, на достижение которого направлена предлагаемая модель, заключается в расширении возможностей для экспериментатора при подготовке флаттерного эксперимента за счет использования любого сигнала возбуждения колебаний управляющих поверхностей самолета, в упрощении управления системой возбуждения за счет минимизации манипуляций летчика при подготовке и проведении флаттерного эксперимента, благодаря использованию заранее сформированных полетных программ возбуждения и автоматического слежения за генерируемым сигналом с целью уменьшения количества флаттерных испытаний, повышении точности обработки результатов эксперимента, уменьшении вероятности ошибочных действий летчика и повышении безопасности при проведении флаттерного эксперимента.

Данная задача решается за счет того, что в заявляемом генераторе тестовых сигналов, содержащем микроконтроллер, подключенные к микроконтроллеру порт с интерфейсом USB, пульт управления, источник тестового сигнала, цифро-аналоговый преобразователь и фильтр нижних частот, отличающийся тем, что в качестве источника тестового сигнала используется энергонезависимая память с заранее подготовленными полетными программами с сигналами возбуждения и сигналами управления, обеспечивающая генерацию сигнала с произвольно меняющимися частотами, формой, амплитудами и длительностями, соответствующими типу испытываемого на флаттер самолета и виду испытаний, пульт управления выполнен только с двумя кнопками установки оператором номера полетной программы и запуска программы для обеспечения минимизации действий летчика или оператора в процессе испытаний, а также дополнительно введены масштабный усилитель для произвольного изменения амплитуды сигнала в соответствии с полетной программой, связанный с микроконтроллером, цифро-аналоговым преобразователем и фильтром нижних частот, ограничитель установки различных уровней ограничения сигнала для соответствующих типов самолетов и для предотвращения аварийной ситуации за счет автоматического отключения генератора при возникновении его неисправности, связанный с микроконтроллером и фильтром нижних частот, и связанный с цифроаналоговым преобразователем формирователь разовых команд, выходы которого являются выходами разовых команд генератора, подаваемых на входы включения возбуждения управляющих поверхностей комплексной системы управления самолетом (КСУ), обеспечивающий стыковку генератора с КСУ и безопасность полета за счет исключения влияния ошибок пилота или оператора, возникающих при ручном включении участвующих в возбуждении управляющих поверхностей.

На фигуре 1 показана блок-схема заявляемого генератора тестовых сигналов (ГТС).

Блок-схема содержит микроконтроллер (1), к которому подключены порт с интерфейсом USB (11), пульт управления (2), энергонезависимая память (3) и входы цифро-аналогового преобразователя (4). К выходам цифро-аналогового преобразователя (4) подключен фильтр нижних частот (5) и формирователь разовых команд (8). Выходы формирователя разовых команд (8) являются выходами разовых команд (10) генератора. К выходам фильтра нижних частот (5) подключен масштабный усилитель (6). Выходы масштабного усилителя (6) подключены к ограничителю (7), выходы которого являются аналоговыми выходами генератора (9). Масштабный усилитель (6) и ограничитель (7) связаны с микроконтроллером (1) цепями управления (12). На фигуре 1 генератор представлен в шестиканальном исполнении - шестиканальные цифро-аналоговый преобразователь (4), масштабный усилитель (5), фильтр нижних частот (6), ограничитель (7) и формирователь разовых команд (8).

Генератор тестовых сигналов работает следующим образом. С помощью персонального компьютера (ПК) и специализированных программ создаются массивы данных (файлы), представляющие собой последовательность отсчетов в цифровых кодах заданного сигнала, предназначенного для возбуждения управляющих поверхностей самолета (фиг. 2, файл sweep_l_10HZ.raw) и сигналов разовых команд (фиг. 2, файл 05sec_9sec_05sec.raw), предназначенных для включения необходимых каналов системы управления самолетом. Сформированные файлы с помощью программы управления ГТС и персонального компьютера через порт (11) и микроконтроллер (1) записываются в энергонезависимую память (3) генератора. С помощью этой же программы управления формируются полетные программы, которые содержат по шесть файлов, привязанных к шести каналам генератора, амплитуду и уровень ограничения для каждого канала (фиг. 3, окно программы управления для составления и записи полетной программы №7). Одна часть каналов содержит сигналы возбуждения управляющих поверхностей самолета, а другая часть - сигналы управления включением каналов системы управления самолетом. Полетные программы записываются в энергонезависимую память (3). Аналоговые выходы (9) подключаются к входам каналов выбранных приводов возбуждаемых поверхностей (элеронов, руля высоты или руля направления) системы управления самолетом, а выходы разовых команд (10) подключаются к входам включения каналов системы управления самолетом.

В процессе флаттерного эксперимента пилот с помощью пульта управления (2) устанавливает номер требуемой полетной программы и нажимает кнопку "Старт". По этой команде микроконтроллер (1) считывает из энергонезависимой памяти (3) данные выбранной полетной программы, устанавливает в соответствии с полетной программой для каждого канала амплитуду сигнала с помощью масштабного усилителя (6), уровень ограничения сигнала с помощью ограничителя (7) через цепи управления (12), последовательно считывает из энергонезависимой памяти (3) данные файлов, соответствующих выбранной программе, и записывает их в соответствующие каналы цифро-аналогового преобразователя (4). На выходах цифро-аналогового преобразователя (4) формируются аналоговые сигналы для возбуждения управляющих поверхностей самолета и сигналы управления, которые поступают одновременно на входы фильтра нижних частот (5) и формирователя разовых команд (8).

Фильтр нижних частот (5) ограничивает спектр аналогового сигнала возбуждения и подавляет тактовую частоту работы цифро-аналогового преобразователя (4). Масштабный усилитель (6) формирует амплитуду сигналов согласно содержимому полетной программы и передает нормированные сигналы на входы ограничителя (7). Ограничитель (7) передает сигнал на аналоговые выходы без изменения, если сигнал не превышает установленного для каждого канала уровня. В случае если хотя бы в одном канале происходит превышение установленного уровня, ограничитель (7) обрезает сигнал на установленном уровне и посылает команду для микроконтроллера (1) о наступлении ограничения. В этом случае микроконтроллер (1) выключает генерацию всех сигналов и посылает на пульт управления (2) сообщение об ограничении, которое выводится на табло пульта управления (2).

Формирователь разовых команд (8) генерирует двухуровневые сигналы разовых команд, имеющие стандартные уровни, определяемые системой управления самолетом. Эти сигналы согласованно с сигналами возбуждения включают определенный канал системы управления самолетом.

Таким образом, обеспечивается уменьшение количества флаттерных испытаний и повышение точности обработки результатов эксперимента за счет использования наиболее удобного для анализа сигнала возбуждения колебаний управляющих поверхностей самолета и уменьшение вероятности ошибочных действий летчика при флаттерных испытаниях благодаря использованию запрограммированных ранее программ возбуждения и автоматического слежения за генерируемым сигналом.

Пример.

На фигуре 2 показаны форма сигналов, записанных в файлах sweep_1_10HZ.raw и 05sec_9sec_05sec.raw, а также выходное напряжение, генерируемое при воспроизведении этих файлов в 1 и 4 каналах генератора при шестиканальном исполнении.

На фигуре 3 показано окно программы управления ГТС для составления и записи полетной программы №7, в которой в первом канале ГТС должен воспроизводиться файл №12 sweep_1_10HZ.raw с амплитудой 4 В и ограничением 4,1 В, а в четвертом канале - файл 05sec_9sec_05sec.raw с амплитудой 10 В и ограничением 10,2 В. В остальных каналах должен воспроизводиться файл nul.raw, представляющий собой нулевой сигнал.

Claims (1)

1. Генератор тестовых сигналов, содержащий микроконтроллер, подключенные к микроконтроллеру порт с интерфейсом USB, пульт управления, источник тестового сигнала, цифро-аналоговый преобразователь, фильтр нижних частот, отличающийся тем, что в качестве источника тестового сигнала используется энергонезависимая память с заранее подготовленными полетными программами с сигналами возбуждения и сигналами управления, обеспечивающая генерацию сигнала с произвольно меняющимися частотами, формой, амплитудами и длительностями, соответствующими типу испытываемого на флаттер самолета и виду испытаний, пульт управления выполнен только с двумя кнопками установки оператором номера полетной программы и запуска программы для обеспечения минимизации действий летчика или оператора в процессе испытаний, а также дополнительно введены масштабный усилитель для произвольного изменения амплитуды сигнала в соответствии с полетной программой, связанный с микроконтроллером, цифро-аналоговым преобразователем и фильтром нижних частот, ограничитель установки различных уровней ограничений сигнала для соответствующих типов самолетов и для предотвращения аварийной ситуации за счет автоматического отключения генератора при возникновении его неисправности, связанный с микроконтроллером и фильтром нижних частот, и связанный с цифроаналоговым преобразователем формирователь разовых команд, выходы которого являются выходами разовых команд генератора, подаваемых на входы включения управляющих поверхностей комплексной системы управления самолетом (КСУ), обеспечивающий стыковку генератора с КСУ и безопасность полета за счет исключения влияния ошибок пилота или оператора, возникающих при ручном включении участвующих в возбуждении управляющих поверхностей.

   

Images