V直升機飛行操縱系統動態性能測試方法的研究

黃丹

摘 要：直升機飛行操縱系統的動態特性直接影響直升機的操縱品質和飛行安全。為了更準確的測試該系統的動態性能，文章選擇了頻域測定法。文章簡單介紹了試驗環境和方法，分析了可能影響試驗結果的因素，最終通過試驗數據的分析比較，得到直升機飛行操縱系統的動態性能是其固有特性，與激勵器的信號源無關。

關鍵詞：動態性能；頻域測定法；半物理仿真

中圖分類號：V212.4 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）01-0091-03

Abstract： The dynamic characteristics of helicopter flight control system directly affect the control quality and flight safety of helicopter. In order to test the dynamic performance of the system more accurately， the frequency domain measurement method is chosen in this paper. This paper briefly introduces the test environment and method， and analyzes the factors that may affect the test results. Finally， through the analysis and comparison of the test data， it is concluded that the dynamic performance of the helicopter flight control system is its inherent characteristic， which has nothing to do with the signal source of the exciter.

Keywords： dynamic performance； Frequency Domain Measurement； Semi-physical Simulation

1 概述

直升機飛行操縱系統是直升機飛行控制系統的重要組成部分，飛行員通過飛行操縱裝置來改變主、尾槳葉，以實現控制直升機的姿態和航跡的目的[1]。而隨著科學技術的發展，現在的操縱系統也逐漸從簡單的機械操縱系統到自動飛行控制系統。在簡單的機械操縱系統中，操縱桿（含駕駛桿、腳蹬和總距桿）的運動相當于舵面運動，因此可以不考慮系統本身的動特性問題。在自動飛行控制系統中加入了阻尼器、液壓助力器等設備后，飛行操縱系統的動特性變差，也使得直升機的飛行品質也變得不能接受。為此在現代飛機的動力學研究中，必須研究飛行操縱系統的動特性，以獲得滿意的操縱品質，并防止與各種振動模態耦合而產生系統的振蕩[2]。

飛行操縱系統動態品質的研究方法可分為實驗法和仿真分析法。仿真分析法是先對操縱系統各個部件分別建模，再將通過計算機模擬即可得到飛行操縱系統的動態特性。但影響操縱系統動態特性的部件包含駕駛桿、阻尼器、摩擦裝置、液壓助力器等，其設備繁多，大部分設備不利于建模，即使有些設備可以建立模型，但其搭建的模型多不準確，不能完全表達設備的動態性能，因此仿真分析法并不能真實反應該系統的動態性能。而半物理仿真試驗能充分反應該系統的動態性能，而且不需要考慮該系統的中間環境，能更快、更準確的測試出整個系統的動態性能。

被測系統的動態特性，只有當系統處于變動狀態下才會表現出來，因此，為了獲得動態特性，必須使被研究的過程處于被激勵的狀態。根據加入的激勵信號和結果的分析方法不同，其試驗方法常有時域測定法、頻域測定法和統計相關測定法。由于統計相關測定法需要大量的測試數據及特定的儀器，因此一般不使用。而時域測定法工作量小，但其精度不高，為此不采用。頻域測定法的原理和數據處理方法比較簡單，且測試精度較高，因此使用率高[3]。

2 半物理仿真試驗

2.1 半物理試驗環境

為了全面、系統的研究飛行操縱系統的動態特性，操縱系統的機載設備在試驗臺架上的安裝布置、連接與直升機上狀態一致[4]。因此半物理試驗平臺主要包括座艙操縱系統、操縱系統（機械或電傳）和助力器三部分。圖1所示是H-92直升機半物理仿真試驗平臺[5]。

2.2 試驗方法

頻域測定法的主要過程是對被測系統或對象施加不同頻域的正弦波，測出輸入信號和輸出信號之間的幅值比和相位差，從而獲得被測系統或對象的頻域特性[6]。因此，在該試驗過程中只考慮飛行操縱系統的輸入端為操縱桿，輸出端為助力器，而不再用考慮摩擦裝置、阻尼器等中間部分。

試驗原理如圖2所示，將激勵器安裝在飛行操縱系統的輸入端，同時在其輸入端和輸出端安裝位移傳感器。當激勵器對飛行操縱系統施加正弦波時，操縱桿等效運動，而其運動通過操縱桿系等傳送至助力器，從而使助力器發生相對應的運動。數據采集系統同時采集、記錄兩端的位移輸出信號，頻響分析系統將兩組數據進行頻譜分析，得到該直升機操縱系統的幅值裕度和相角裕度。

從試驗原理圖可以看出，影響試驗結果的因素主要有激勵器、傳感器、數據采集系統和頻響分析系統。傳感器、數據采集系統和頻響分析系統的技術已比較成熟，各產商使用的方法都大同小異，因此在試驗準備過程中選擇合適的傳感器和設備即可。現主要討論激勵器的信號源對直升機操縱系統動態性能的影響。

3 信號源

頻域測定法要求對飛行操縱系統施加不同頻域的正弦波，因此激勵器的信號源的輸出為正弦波，其方程如公式（1）所示。

（1）endprint

式中：A-幅值，單位：mm；？棕-頻率，單位：弧度每秒；？漬-相位差，單位：度。

從公式（1）中可以看出，影響試驗結果是激勵器的幅值、頻率和相位差三個量。為了研究激勵器對飛行操縱系統動態性能的影響，進行了不同相位差、不同幅度和不同掃頻方式三類試驗，進行了多次試驗，采集和記錄了大量的數據進行試驗分析。

4 試驗數據分析

4.1 不同相位差試驗

幅值選取總行程的10%，掃頻方式選取對數掃頻，在三個不同的相位差時進行對數掃頻觸發，利用數據采集系統采集、記錄位移傳感器的信號，對輸入、輸出數據進行頻譜分析，最終得到直升機操縱系統的動態性能，其分析結果見表1所示。

4.2 不同幅值試驗

幅值選取總行程的10%、15%和20%，掃頻方式選對數掃頻，在同一個相位差時觸發，數據分析結果如表2所示。

4.3 不同掃頻方式試驗

掃頻方式分為線性掃頻和對數掃頻，兩種掃頻方式的區別是掃頻時時間分配方式不一樣。線性掃頻的時間平均分配，而對數掃頻是根據頻率的大小來分配時間，以保證每個頻率都能達到一個完整的正弦波形。幅值選取總行程的10%，在同一個相位差時激勵，數據分析結果如表3所示。

從以上三組試驗數據可以看出，大部分數據誤差均不大，除表2中0.5-1.5Hz相位差的誤差比較大。將三組數據進行仔細分析，發現主要原因是由于擾動量較大，影響了直升機操縱系統正常運行，但該地面試驗主要檢測點為3Hz點的幅值裕度和相角裕度，因此其對試驗結果無任何影響。

5 結束語

直升機操縱系統動態性能測試方法是在搭建半物理仿真平臺的基礎上，激勵器對操縱系統的輸入施加不同的激勵信號，該方法已在試驗過程中使用，具有實際應用意義。考慮到激勵源對操縱系統動態性能的影響，為此對其不同的影響因素進行了試驗驗證，由表1，表2和表3的試驗結果數據分析表明直升機操縱系統的動態性能是其固有特性，與激勵器的信號源無關，所以在以后的試驗過程中不再需要擔心信號源的問題，該試驗測試方法的研究具有一定的工程意義。

參考文獻：

[1]陳宇金.飛行操縱系統動態特性建模及分析[Z].景德鎮：內部資料，2007.

[2]徐鑫福，馮亞昌.飛機飛行操縱系統[M].北京：北京航空航天大學出版社，1989.

[3]胡壽松.自動控制原理[M].北京：科學出版社，2003.

[4]高亞奎，安剛，支超有，等.大型運輸機飛行控制系統試驗技術[M].上海：上海交通大學出版社，2015.

[5]John Bassett， Bruce Boczar， Nathan Brinkmeier. H-92Fly-by-Wire System Integration Laboratory（FBW SIL）[J].The American Helicopter Society International， Inc 2006.

[6]吳森堂，費玉華.飛行控制系統[M].北京：北京航空航天大學出版社，2005.endprint