一種飛機地面伺服彈性試驗虛擬開環(huán)掃頻方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于飛機強度試驗領(lǐng)域，涉及飛機氣動彈性試驗范疇，尤其涉及一種飛機地面伺服彈性試驗虛擬開環(huán)掃頻方法。本發(fā)明采用在飛機作動器前向指令綜合端口處設(shè)置虛擬開環(huán)電路，只需要簡單的反相器和加法器，無需對飛控系統(tǒng)反饋回路進行任何更改，便可在飛控系統(tǒng)物理閉環(huán)狀態(tài)下實現(xiàn)虛擬開環(huán)，從而避免飛機在地面伺服彈性頻響試驗中出現(xiàn)耦合，有效化解試驗風(fēng)險。
【專利說明】一種飛機地面伺服彈性試驗虛擬開環(huán)掃頻方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于飛機強度試驗領(lǐng)域，涉及飛機氣動彈性試驗范疇，尤其涉及一種飛機地面伺服彈性試驗虛擬開環(huán)掃頻方法。
【背景技術(shù)】
[0002]地面伺服彈性試驗(也稱結(jié)構(gòu)模態(tài)耦合試驗)是帶有飛行控制系統(tǒng)飛機試飛前的例行地面試驗。測量飛機-飛控組合回路的開環(huán)頻響特性，并依據(jù)試驗數(shù)據(jù)對飛機地面伺服彈性穩(wěn)定性進行評估是該項試驗的主要任務(wù)之一。
[0003]對于飛控系統(tǒng)反饋回路無法物理斷開的飛機，通常在回路閉合狀態(tài)下測量掃頻信號注入點前、后的回路響應(yīng)信號，得到飛機-飛控組合回路的開環(huán)動態(tài)特性。
[0004]然而對于首次開展地面伺服彈性試驗的新研飛機，直接采用閉環(huán)掃頻方式存在較大風(fēng)險，因為一旦發(fā)生耦合(掃頻指令驅(qū)動舵面偏轉(zhuǎn)所激勵起的機載飛控傳感器輸出信號經(jīng)飛行控制律解解算后驅(qū)動舵面以更大的幅值繼續(xù)偏轉(zhuǎn)，繼而引起更大的機載飛控傳感器輸出，直至舵面運動發(fā)散)，可能導(dǎo)致飛機結(jié)構(gòu)在短時間內(nèi)發(fā)生破壞。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明的目的是解決飛控系統(tǒng)反饋回路無法物理斷開時，采用閉環(huán)掃頻方式測量飛機-飛控組合回路動態(tài)特性存在較大試驗風(fēng)險的技術(shù)問題。
[0006]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是，在飛機的飛控計算機舵偏指令輸出端與作動器前向指令輸入端之間并入虛擬開環(huán)電路，虛擬開環(huán)電路包括一個反相器和一個加法器，飛控計算機輸出的舵偏指令δ信號經(jīng)反相器反向后進入加法器其中一個輸入端口，加法器輸出信號并入作動器前向指令綜合端口，飛控計算機輸出的舵偏指令S信號同時接入動態(tài)信號分析儀的輸入端，動態(tài)信號分析儀的輸出掃頻指令信號Source接入加法器另一個輸入端口 ；飛控計算機輸出的舵偏指令S信號經(jīng)反向器反向后與動態(tài)信號分析儀掃頻指令輸出信號在加法器綜合，加法器的輸出信號與飛控計算機輸出的舵偏指令S信號在作動器前向指令綜合端口綜合，驅(qū)動飛機的舵面偏轉(zhuǎn)；舵面偏轉(zhuǎn)引起的飛機結(jié)構(gòu)響應(yīng)被飛控傳感器感知后，轉(zhuǎn)變?yōu)殡娦盘査腿腼w控計算機，飛控計算機內(nèi)部控制律解算后輸出的舵偏指令δ信號被動態(tài)信號分析儀采集并處理后，得到飛機-飛控組合回路的開環(huán)動態(tài)特性。
[0007]本發(fā)明所具有的優(yōu)點和積極效果是:通過在作動器前向指令綜合端并入反向后的飛控計算機輸出舵偏指令信號，使得掃頻過程由于飛機振動所產(chǎn)生的飛控計算機輸出舵偏指令無法進入作動器的舵回路，從而在飛控系統(tǒng)反饋回路物理閉環(huán)狀態(tài)下實現(xiàn)了虛擬開環(huán)，徹底消除了在反饋回路物理閉環(huán)狀態(tài)下進行掃頻試驗而帶來的耦合風(fēng)險。此外，本發(fā)明所提出的虛擬開環(huán)電路只需要一個反相器和一個加法器，無需對機載飛控系統(tǒng)反饋回路進行任何更改，便可在飛控系統(tǒng)物理閉環(huán)狀態(tài)下實現(xiàn)虛擬開環(huán)，簡單明了，易于實現(xiàn)，具有很強的實用性。【專利附圖】

【附圖說明】
[0008]圖1是本發(fā)明原理示意圖。
【具體實施方式】
[0009]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作詳細(xì)說明。
[0010]1、在飛機的飛控計算機舵偏指令輸出端與作動器前向指令輸入端之間并入虛擬開環(huán)電路，虛擬開環(huán)電路由一個加法器和一個反相器組成；
[0011]2、飛控計算機輸出舵偏指令信號δ (模擬電壓量)由虛擬開環(huán)電路中的反相器反向后，經(jīng)加法器注入作動器前向指令綜合端，反向后的飛控計算機輸出舵偏指令-S與經(jīng)作動器前向通道傳輸至作動器前向綜合端口的飛控計算機輸出舵偏指令信號S綜合，從而使飛控計算機輸出舵偏指令無法進入作動器的舵回路；
[0012]3、操縱駕駛桿使飛控計算機輸出舵偏指令，但由于虛擬開環(huán)電路的存在，舵面并無任響應(yīng)，于是在反饋回路物理閉環(huán)狀態(tài)下實現(xiàn)了虛擬開環(huán)；
[0013]4、動態(tài)信號分析儀輸出掃頻指令信號(Source)經(jīng)虛擬開環(huán)電路中的加法器后注入作動器前向指令綜合端口，驅(qū)動舵面偏轉(zhuǎn)；
[0014]5、舵面偏轉(zhuǎn)引起的飛機結(jié)構(gòu)響應(yīng)被飛控傳感器感知后，轉(zhuǎn)變?yōu)殡娦盘査腿腼w控計算機，飛控計算機內(nèi)部控制律解算后輸出的舵偏指令δ信號被動態(tài)信號分析儀采集并處理后，得到飛機-飛控組合回路的開環(huán)動態(tài)特性。
【權(quán)利要求】
1.一種飛機地面伺服彈性試驗虛擬開環(huán)掃頻方法，其特征是，在飛機的飛控計算機舵偏指令輸出端與作動器前向指令輸入端之間并入虛擬開環(huán)電路，虛擬開環(huán)電路包括一個反相器和一個加法器，飛控計算機輸出的舵偏指令S信號經(jīng)反相器反向后進入加法器其中一個輸入端口，加法器輸出信號并入作動器前向指令綜合端口，飛控計算機輸出的舵偏指令S信號同時接入動態(tài)信號分析儀的輸入端，動態(tài)信號分析儀的輸出掃頻指令信號Source接入加法器另一個輸入端口 ；飛控計算機輸出的舵偏指令δ信號經(jīng)反向器反向后與動態(tài)信號分析儀掃頻指令輸出信號在加法器綜合，加法器的輸出信號與飛控計算機輸出的舵偏指令S信號在作動器前向指令綜合端口綜合，驅(qū)動飛機的舵面偏轉(zhuǎn)；舵面偏轉(zhuǎn)引起的飛機結(jié)構(gòu)響應(yīng)被飛控傳感器感知后，轉(zhuǎn)變?yōu)殡娦盘査腿腼w控計算機，飛控計算機內(nèi)部控制律解算后輸出的舵偏指令δ信號被動態(tài)信號分析儀采集并處理后，得到飛機-飛控組合回路的開環(huán)動態(tài)特性。
【文檔編號】G05B23/02GK103558842SQ201310542584
【公開日】2014年2月5日 申請日期:2013年11月5日 優(yōu)先權(quán)日:2013年11月5日
【發(fā)明者】蒲利東, 龔亮, 陳海 申請人:中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設(shè)計研究所