基于多信道無線傳輸的旋翼載荷測試技術研究

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(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

基于多信道無線傳輸的旋翼載荷測試技術研究

馬亞平，劉鵬,谷士鵬

(中國飛行試驗研究院，西安710089)

直升機旋翼系統載荷和強度飛行試驗是對真實大氣環境中旋翼系統應力載荷譜的研究，它提供的真實數據是理論計算所不能提供的;因此旋翼系統載荷試飛是直升機設計定型試飛中極其重要的項目;針對直升機旋翼系統載荷測試技術需求，采用模塊化、冗余度和高集成的設計理念，通過多信道無線傳輸設計等技術，將采集的動態載荷數據調制、發射與解調，實現了多通道、高帶寬和精同步的旋翼系統載荷數據采集與監控;該技術對于直升機旋翼系統載荷試飛中遇到的類似問題具有一定的借鑒意義。

旋翼系統；載荷；FSK調制；時間同步

0 引言

直升機因具有固定翼航空器所不具備的垂直起降、懸停、小速度等特點，在軍民工作場合中使用越來越廣泛。旋翼系統作為直升機的關鍵部件，不僅為直升機提供升力和前進力，而且提供直升機的縱向和橫向操縱力矩以實現直升機的航向操作。旋翼系統的空氣動力特性決定著直升機的性能、品質和可靠性，是直升機的振動和噪聲的主要來源。確定旋翼系統的應力載荷譜關系到直升機安全使用壽命。因此，直升機定型試飛中旋翼系統的載荷試飛是直升機試飛的關鍵科目，獲取關于直升機疲勞定壽的旋翼載荷測試數據是直升機載荷和強度飛行試驗必不可少的任務。旋翼系統件測量若處置不當則直接會影響到飛機的操控系統進而危及飛行安全。旋翼系統在高速旋轉過程中會產生非常大的離心過載且混雜有高溫氣流等惡劣工作環境，因此安裝在旋翼上的測試設備需要牢固可靠、測量準確且體積小等特性，其不僅要獲取真實可靠、高精度的飛行數據，而且保證飛行安全也至關重要。本文主要講述針對旋翼系統載荷試飛中采用無線傳輸技術實現旋轉部件載荷數據的采集與傳輸。

1 旋翼載荷測試技術的特點與關鍵技術

直升機旋翼系統一般由主槳轂、傾斜盤、減擺器、彈性部件和槳葉等部件組成，實現直升機的機動飛行。旋翼系統是直升機最復雜的結構之一，許多機械結構是屬于旋轉部件，導致在實際工作中不可避免的存在振動，過大的振動會造成直升機結構的損壞。因此對旋翼系統相關部件的強度載荷測試是直升機試飛中關鍵的環節。目前旋翼系統載荷試飛中對測試參數的數量要求至少80路，采樣率至少1 K/sps。

旋翼載荷試飛作為直升機定型試飛科目中的關鍵考核環節。旋翼在高速旋轉過程中會產生非常大的離心過載且混雜有高溫氣流等惡劣工作環境，因此安裝在旋翼系統上的測試設備需要牢固可靠、測量準確且體積小等特性，其不僅要獲取真實可靠、高精度的飛行數據，而且保證飛行安全也至關重要。早期旋翼系統載荷測試采用的接觸式測量方法，即通過電刷集流環方式實現對載荷應變的供電設計與信號傳輸。電刷集流環工作方式是通過安裝在動、靜部件之間的電刷進行信號的傳輸，該方式在旋翼高速旋轉過程中會因劇烈摩擦而產生大量的噪聲，從而很容易導致載荷應變信號波形畸變，其抗干擾性能比較差。此后，避免信號傳輸產生畸變，旋翼載荷測試主要采用采集記錄一體化的形式開展，測量設備安裝在旋轉件上，直接采集并記錄載荷傳感器的輸出信號，不需要任何中間環節的轉換與傳輸。但是，該方案不能進行遙測傳輸，無法實現載荷數據的實時監控；且難以實現機載測試系統時間同步技術，無法保證與機載數據采集系統的時間相關性。由于技術的局限性，載荷參數從數量上和采樣率都無法達到試飛需求。因此，旋翼系統載荷測試關鍵技術研究的主要內容是非接觸無線信號傳輸技術、旋轉部件供電技術和非標準件定制技術。

非接觸式無線信號傳輸是對接觸式測量方法的一種革新，克服了傳統接觸式所帶來的噪聲干擾等一系列問題，而且該技術成熟度高，也是將來旋翼系統測量技術發展的必然趨勢。該方法采用信號無線傳輸或光電技術克服了應變信號的采集傳輸問題，從總體上實現了旋翼系統旋轉過程中動、靜部件之間測試系統數據的無線連接。非接觸無線信號傳輸技術技術就是將采集的數據通過頻率調制，以特定的頻率發送到遙測接收機進行解調，遙測接收機將解調出的應變信號以特定的形式送到機載數據采集系統。這樣就可以有效的克服旋轉部件的數據傳輸問題。目前較為先進的技術是在旋轉件安裝的采集模塊即具備對應變信號的放大、采集、調制及發射單元，通過在機艙安裝接收裝置實現對應變信號的實時采集與記錄，采用以太網數據提取技術插入到直升機機載網絡化測試系統給試飛員和地面安全監控進行實時顯示。

旋轉部件供電技術和非標準件定制技術是針對旋轉部件的機械結構特點，實現旋翼載荷測試系統的雙冗余度電源設計和針對高離心過載環境下的測試機械架構設計。

2 基于無線傳輸的載荷測試系統設計

2.1 設計原則

依據試飛測試要求和被測信號的類型、范圍、頻率響應等特性，充分考慮旋轉件載荷測試系統的可靠性、先進性和可擴展性，設計了滿足試飛環境下的要求的旋轉件測試方案。

用于試飛的旋翼載荷測試系統應具有的主要功能如下：

1)系統具有采集動態應變的能力；

2)考慮到旋翼機械安裝的復雜性與安全可監控性，系統具有無線信號傳輸的能力；

3)無線傳輸信道相互獨立，具有快速移植能力；

4)模擬量參數的測量精度優于1%；

5)系統能夠實現精確時間同步(優于1 ms)；

6)具有IRIG-B時間信號的輸入功能，保證與機載網絡化測試系統具有時間統一性；

7)信號采集通道數大于80路，采樣率大于1 K/sps；

8)雙冗余供電電系統，提高供電的可靠性。

2.2 無線傳輸協議設計

根據直升機試飛測試系統設計要求，無線線號傳輸的協議選擇應該具有無線信號通道相互獨立、信道之間可以互相移植的能力，保證在試飛過程中在單一通道出現故障情況下實現現場的快速切換，同時要求無線信道啟動建立時間短、信號傳輸帶寬滿足測試要求。

數字調制技術決定了無線信道的性能。數字調制是使用載波信號對離散量進行調制。參靠目前主流的數字信號調制技術，對比各自的技術特點最終確定采用FSK(頻移鍵控)數字調制旋方式進行數據的無線傳輸。頻移鍵控FSK數字調制是國際電信聯盟確定的數字調制技術，廣泛使用在網絡傳輸領域，具有系統設計ε成熟可靠、抗串擾能力強、輻射功率小和信道建立時間短等特點。

FSK(頻移鍵控)調制技術是數字信號控制正弦波的頻率，使正弦波的頻率頻率隨數字信號而變化。FSK信號的數學表達式為：

SM(t)=Acos(2πm△ft+ω0t)

(m=1、2、3、…,M；0≤t≤T)

其中:△f為M個頻率之間的頻率差。

二進制FSK信號是兩個不同頻率f1和f2的正弦波對應數字信號的“1”和“0”。二進制FSK信號波形如圖1所示。

圖1 二進制FSK信號波形圖

2.3 旋翼載荷測試系統設計

旋翼載荷測試系統主要包括數據采集與遙測單元、系統安裝盤、供電單元和遙測數據接收單元、以太網數據提取系統和地面與機上數據監控，系統原理框圖如圖2所示。數據采集與遙測單元完成載荷數據的采集、調制和無線發送，定制的系統安裝盤是數據采集與遙測單元的安裝載體，該安裝盤有數據采集與遙測單元的安裝底座和信號傳輸與電源的相關電路，供電單元完雙冗余供電，遙測數據接收單元是將接收的載荷數據解調后以模擬量和以太網的方式發送到機載網絡化數據采集系統。

圖2 旋翼載荷測試系統原理框圖

2.3.1 信號采集與處理單元

數據采集與處理單元設計如圖3所示。

圖3 信號的采集表與處理

根據旋翼載荷測量對應變數據的精度要求，應變數據采集采用高精度的恒流源應變電路設計，可有效減少線路設計帶來的非線性誤差，保證測量數據的精度。每路應變傳感器都可獨立提供高精度電流，電流大小用戶可設置。傳感器信號通過可增益設置的放大器放大后進行A/D變換。處理器(FPGA)將接收的A / D數據轉換并形成一條串行數據流。串行數據流以FSK(頻移鍵控)調制技術對其進行調制后放大輸出。載波頻率可以通過用戶進行設置，以避免對原機無線信號產生干擾。

接收天線將接收到的調制信號送入到接收機進行解調。接收機可對不同的通道信號按用戶要求進行濾波處理，處理后的信號將以以太網或模擬量的方式輸出到機載測試系統通用采集器。

2.3.2 系統安裝盤設計

系統安裝盤是旋翼載荷測試系統的安裝載體，根據載荷試飛需求，系統安裝盤需要安裝固定信號采集與無線發射模塊、雙冗余電源控制模塊和備份電池包等部件，實現應變信號的采集、調制與無線發射的功能。

由于旋翼槳轂安裝支架的特殊結構，系統安裝盤根據旋翼槳轂結構需要特殊定制。特別是設備的重量和結構強度有特殊的限制。通過前期相關技術協調，設計系統安裝盤采用端面式安裝，圓盤形設計。安裝盤借用旋翼槳轂防雨蓋板的安裝螺釘，設計成盤型安裝支過渡架。中心設計成圓盤平臺，用于安裝遙測盤。具體如圖4所示。

圖4 系統安裝盤

信號采集與無線發射模塊集成應變傳感器供電、信號調理、信號轉換、射頻發射四大功能。該模塊對所有通道進行同步采樣，信號調理單元對輸入信號進行濾波處理，A/D變換器對其進行超采樣，對采樣的數字信號進行FSK(頻移鍵控)數字調制，以無線方式發射到對應的接收機。

遙測盤技術指標：

信號輸入：應變；通道數：80；傳感器激勵：恒流源激勵，0～10 mA可編程，步進0.1 mA；測量范圍：8檔增益可調；信號帶寬：DC～19 kHz(可設置)；線性度：±0.2% f.s.;重復性：<0.5%;自動調零：±200% f.s.;工作溫度：-40～+125℃;溫度漂移：±0.02%/℃典型溫度補償段內。

2.3.3 數據提取與安全監控

為滿足安全監控的試飛要求，直升機旋翼載荷測試系統需要將實施采集的旋翼系統載荷數據遙測下傳給地面監控大廳和飛行員，為飛行安全提供判別依據。旋翼載荷測試系統遙測接收機以模擬量和以太網的形式插入到機載網絡化數據采集系統，再通過以太網提取技術通過機載遙測系統下傳到地面供安全監控，同時為了保證試飛員第一時間得到載荷數據。具體如圖5所示。

圖5 數據提取與安全監控

2.4 實驗室調試與驗證

對于載荷測試系統設計,時間同步技術設計是關鍵技術。基于時間歷程的數據分析關鍵在于每個通道的時間延遲和通道之間的時間同步性指標。系統采用IRIG-B時間協議對系統的各個處理單元進行時間同步，時間同步精度設計指標1 ms。通過以太網對每個采集通道進行采集配置工作，將編程好的配置軟件加載到旋翼載荷測試系統。機載遙測數據接收單元對整個系統的運行狀態進行監控，檢查整個測試系統的每個采集節點的時間同步性，最終保證旋翼載荷測試系統滿足設計指標。

2.4.1 采集通道的同步性誤差測試

對于不同通道的應變信號經過采樣、調制、發射、接收、解調和二次采樣的過程，通道間的同步誤差關系到后期數據處理對參數時間相關性的要求。其試驗結果如圖5所示。

從示波器下測得的畫面，可以得出同步時間間隔為：

T0=t1-t2=464 ns-(-472 ns)=936 ns<1 μs

2.4.2 采集通道的時間延遲測試

測試系統的時間延遲主要包含信號放大延時、濾波器延時、A/D轉換延時、D/A轉換延時、無線傳輸延時、處理與緩存延時等。任選兩個采集通道，使用同一標準信號源做輸入，利用高精度示波器監測這兩個通道的信號波形，分析兩個通道輸入信號與輸出信號的響應時間，就可測試出這兩個采集通道的各自時間延遲，即載荷測試系統的時間延遲。其試驗結果如圖6所示。

圖6 時間同步性與延遲性測試結果

從示波器下測得的畫面，可以得出系統延時：

T1：T1=t2-t1=0.956 ms-0=0.956 ms

3 結束語

通過采用多信道無線通信和雙冗余度旋轉部件供電等關鍵技術，順利實現旋翼高速旋轉過程中旋轉件、靜部件之間測試系統的數據無縫連接，從而提供一種切實可行的旋翼載荷測試方案。該技術方案穩定可靠，目前已經成功的應用，采集的旋翼載荷數據準確、可靠，并首次實現翼載荷信的實時安全監控。該技術對后續的直升機旋翼載荷測試具有一定的借鑒與推動作用。

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ResearchonRotorLoadTestingTechnologyBasedonMulti-channelWirelessTransmission

Ma Yaping，Liu Peng, Gu Shipeng

(Chinese Flight Test Establishment，Xi′an 710089，China)

Helicopter rotor system load and strength flight test is the real atmosphere environment of the rotor system stress load spectrum of the study, it provides real data can not be provided by the theoretical calculation, so the rotor system load test flight is the helicopter design stereotypes test flight is extremely important project. According to the requirements of helicopter rotor system load test technology, the dynamic load data modulation, transmission and demodulation are realized by multi-channel wireless transmission design using modularity, redundancy and high integration design. Data Acquisition and Monitoring of Rotor System Load with High Bandwidth and Accurate Synchronization. This technique has some reference significance for the similar problems encountered in the helicopter rotor system load test flight.

rotor system; Load; FSK modulation; time synchronization

2017-07-05；

2017-08-09。

馬亞平(1972-)，男，碩士，高級工程師，主要從事飛行試驗、測試系統方向的研究。

1671-4598(2017)10-0048-03

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.10.013

TP274

A