一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法
阅读：286发布：2020-05-16
专利汇可以提供一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 涉及一种适用于多通道耦合 飞行器 的伺服弹性试验及分析方法，属于飞行器 气动 弹性 力 学及大型地面试验技术领域。本发明解决了首个具有多控制面、多控制通道耦合的空天飞行器结构弹性以及控制面的惯性耦合效应试验验证技术问题；本发明可获得飞行器系统各个环节的传递函数曲线，并确定伺服弹性稳定裕度，对理论模型及分析结果进行校核和修正；本发明优化了飞行控制参数，确保飞行的安全可靠。，下面是一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法专利的具体信息内容。
1.一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法，其特征在于该方法为飞行器开环伺服弹性试验及分析方法，步骤为：
(a1)地面检测设备为飞行器供电，使飞行器处于开环状态；
(a2)确定飞行器的试验状态，试验状态包括俯仰通道、滚转通道、偏航通道三通道试验状态；
(a3)根据步骤(a2)确定的试验状态，由测控计算机向飞行器上的飞控计算机发送试验参数，经飞控计算机确认后，开始试验；
(a4)由测控计算机向飞行器发出激励信号，飞控计算机向测控计算机传送数据，传送的数据包括惯导输出信号和控制律输出信号，测控计算机同时测量舵机输出信号和舵面偏转信号；
(a5)激励结束后，根据试验结果判断试验是否有效，如果有效进行下一个试验状态的试验，如果无效，重新返回步骤(a4)；
(a6)飞控计算机将采集到的输入信号和输出信号进行去噪处理，通过幅频转换和相频转换，得到输出信号与输入信号之间的传递特性，即飞行器的传递函数，并在复平面内作图，即得到飞行器的Nyquist图，从Nyquist图中获得飞行器幅值裕度和相位裕度；输入信号为测控计算机发出的激励信号，输出信号为向测控计算机传送的数据；
(c1)根据国军标GJB67.7A-2008中规定的飞行器气动伺服弹性稳定裕度的要求：幅值裕度大于6dB，且相位裕度大于60度；如果满足要求，则表明飞行器满足要求，如果不满足要求则进入步骤(c2)；
(c2)根据步骤(a6)得到的飞行器幅值裕度和相位裕度，在弹性响应峰值频率处设置结构陷幅滤波器，用以降低弹性响应，提高飞行器伺服弹性的稳定裕度，以满足设计要求。
一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法
技术领域
背景技术
[0002] 随着航空航天技术的发展，控制系统在整个飞行器中的权限及控制带宽越来越高，同时轻质化的设计要求导致结构弹性效应更加明显，结构、气动与飞行控制系统之间的耦合愈发严重，引发飞行器的气动伺服弹性问题，轻则飞行性能下降，重则结构失稳破坏，危害飞行安全，因此在飞行器设计过程中必须通过仿真分析或试验的手段，对飞行器伺服弹性特性及稳定裕度进行充分研究，并采取必要措施，确保飞行安全。
[0003] 现代飞行器一般采用多个控制面实现对飞行姿态和飞行轨迹的控制，由于气动干扰，各控制面之间存在较严重的耦合作用，此外在不同的飞行阶段，各控制模态切换频繁，导致飞行器结构、控制舵面、飞控系统之间的耦合关系更加复杂。大量工程实例表明，此类飞行器可能存在气动伺服弹性稳定裕度不足的风险，必须通过伺服弹性试验进行验证考核，确保飞行试验安全，因此伺服弹性试验是带有电传飞行控制系统的飞行器首飞前必须进行的一项大型地面试验。针对常规布局飞行器，在不考虑通道耦合情况下，目前已具备较为成熟的分析及试验技术，但传统方法对于多通道耦合情况下的飞行器气动伺服弹性问题不再适用。
发明内容
[0004] 本发明的目的是为了解决现有技术的不足，提出一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法，该方法测定飞行器各环节的传递特性，获得飞行器伺服弹性稳定裕度，为飞行控制系统优化设计提供依据。
[0005] 本发明的目的是通过以下技术方案实现的。
[0006] 本发明的一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法，该方法包括飞行器开环伺服弹性试验及分析、闭环伺服弹性试验及分析和结构陷幅滤波器设计，该方法的步骤为：
[0007] (a)飞行器开环伺服弹性试验及分析的具体步骤如下：
[0008] (a1)地面检测设备为飞行器供电，使飞行器处于开环状态；
[0010] (a3)根据步骤(a2)确定的试验状态，由测控计算机向飞行器上的飞控计算机发送试验参数，经飞控计算机确认后，开始试验；
[0012] (a5)激励结束后，根据试验结果判断试验是否有效，如果有效进行下一个试验状态的试验，如果无效，重新返回步骤(a4)；
[0013] (a6)飞控计算机将采集到的输入信号和输出信号进行去噪处理，通过幅频转换和相频转换，得到输出信号与输入信号之间的传递特性，即飞行器的传递函数，并在复平面内作图，即得到飞行器的Nyquist图，从Nyquist 图中获得飞行器幅值裕度和相位裕度；输入信号为测控计算机发出的激励信号，输出信号为向测控计算机传送的数据；
[0014] (b)飞行器闭环伺服弹性试验及分析的具体步骤如下：
[0015] (b1)确定飞行器的试验状态，试验状态包括俯仰通道、滚转通道、偏航通道三通道试验状态；
[0016] (b2)地面检测设备为飞行器供电，使飞行器的试验状态对应的通道处于闭环状态；
[0017] (b3)通过测控计算机向飞行器上的飞控计算机配置控制通道增益放大倍数K1；
[0018] (b4)人工扰动飞行器，力的大小应该能克服操纵系统的非线性激励起结构的响应，而又不至于损坏结构和飞控系统，同时采集数据；若稳定，增加K1继续步骤(b3)；若不稳定，记录当前K1为临界增益倍数，确定下一个试验状态，继续步骤(b2)；
[0019] (c)结构陷幅滤波器设计的具体步骤如下：
[0020] (c1)根据国军标GJB67.7A-2008中规定的飞行器气动伺服弹性稳定裕度的要求：幅值裕度大于6dB，且相位裕度大于60度；
[0021] (c2)对于通过伺服弹性试验及分析方法表明不能满足步骤(c1)要求的被测飞行器，然后根据步骤(a)得到的飞行器幅值裕度和相位裕度，在弹性响应峰值频率处设置结构陷幅滤波器，用以降低弹性响应，提高飞行器伺服弹性的稳定裕度，以满足设计要求。
[0022] 本发明与现有技术相比有益效果为：
[0023] (1)本发明解决了首个具有多控制面、多控制通道耦合的空天飞行器结构弹性以及控制面的惯性耦合效应试验验证技术问题；
[0024] (2)本发明可获得飞行器系统各个环节的传递函数曲线，并确定伺服弹性稳定裕度，对理论模型及分析结果进行校核和修正；
[0026] 图1是本发明开环试验的输入信号(激励信号)；
[0027] 图2是本发明开环试验典型的输出信号；
[0028] 图3是本发明110m/s表速俯仰通道的实测频域特性曲线Nyquist曲线图；
[0029] 图4是本发明110m/s表速俯仰通道的实测频域特性曲线Bode图；
[0030] 图5是本发明30m/s表速俯仰通道的实测频域特性曲线Nyquist曲线图；
[0031] 图6是本发明30m/s表速俯仰通道的实测频域特性曲线Bode图；
[0032] 图7是本发明闭环激励信号；
[0033] 图8是本发明典型陷幅滤波器的Bode图。
具体实施方式
[0034] 下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。
[0035] 实施例1
[0036] 一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法，该方法的步骤为：
[0037] (a1)地面检测设备为飞行器供电，使飞行器处于开环状态；
[0038] (a2)确定飞行器的试验状态为俯仰通道“01”；
[0039] (a3)根据步骤(a2)确定的俯仰通道试验状态，由测控计算机向飞行器上的飞控计算机发送试验参数01(俯仰断开，其他通道断开)，表速为 110m/s，经飞控计算机确认后，开始试验；
[0040] (a4)由测控计算机向飞行器发出激励信号，激励信号采用步进正弦信号：频率范围1～25Hz，频率步长为0.1Hz，每个频率处的正弦信号持续10个信号周期，停顿1s，如图1所示，飞控计算机向测控计算机传送数据，传送的数据包括惯导输出信号和控制律输出信号，惯导输出信号为三通道角速度、角加速度和横法向过载，控制律输出信号为俯仰通道偏转角，测控计算机同时测量舵机输出信号，为舵机作动器输出线位移信号；
[0041] (a5)激励结束后，试验结果为各通道Bode图均现较明显峰值，试验结果为有效；
[0042] (a6)确定飞行器的试验状态为滚转通道“02”；
[0043] 根据确定的滚转通道试验状态，由测控计算机向飞行器上的飞控计算机发送试验参数01(滚转断开，其他通道断开)，由测控计算机向飞行器发出激励信号，激励信号采用步进正弦信号：频率范围5～45Hz，频率步长为 0.1Hz，每个频率处的正弦信号持续10个信号周期，停顿1s，如图1所示，飞控计算机向测控计算机传送数据，传送的数据包括惯导输出信号和控制律输出信号，惯导输出信号为三通道角速度、角加速度和横法向过载，控制律输出信号为滚转通道偏转角，测控计算机同时测量舵机输出信号，为舵机作动器输出线位移信号；激励结束后试验结果为各通道Bode图均现较明显峰值，试验结果为有效；
[0044] (a7)确定飞行器的试验状态为偏航通道“03”；
[0045] 根据确定的偏航通道试验状态，由测控计算机向飞行器上的飞控计算机发送试验参数01(偏航断开，其他通道断开)，由测控计算机向飞行器发出激励信号，激励信号采用步进正弦信号：频率范围1～25Hz，频率步长为0.1Hz，每个频率处的正弦信号持续10个信号周期，停顿1s，如图1所示，飞控计算机向测控计算机传送数据，传送的数据包括惯导输出信号和控制律输出信号，惯导输出信号为三通道角速度、角加速度和横法向过载，控制律输出信号为偏航通道偏转角，测控计算机同时测量舵机输出信号，为舵机作动器输出线位移信号；激励结束后试验结果为各通道Bode图均现较明显峰值，试验结果为有效；
[0046] (a8)飞控计算机将采集到的输入信号(如图1所示)和输出信号(控制律输出信号)(如图2所示)进行去噪处理，通过幅频转换和相频转换，得到输出信号与输入信号之间的传递特性，即飞行器的传递函数，并在复平面内作图，即得到飞行器的Nyquist图，如图3所示；或者得到飞行器的Bode 图，如图4所示；
[0047] (a9)根据国军标GJB67.7A-2008中规定的飞行器气动伺服弹性稳定裕度的要求：幅值裕度大于6dB，且相位裕度大于60度，由图3和图4中获得表速110m/s时，飞行器俯仰、滚转和偏航通道幅值裕度分别为7dB、8dB和 18dB，相位裕度为±180°，可知，飞行器满足要求。
[0048] 实施例2
[0049] 一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法，该方法的步骤为：
[0050] (b1)地面检测设备为飞行器供电，使飞行器处于开环状态；
[0051] (b2)确定飞行器的试验状态为俯仰通道“01”；
[0052] (b3)根据步骤(b2)确定的俯仰通道试验状态，由测控计算机向飞行器上的飞控计算机发送试验参数01(俯仰断开，其他通道断开)，表速为 30m/s，经飞控计算机确认后，开始试验；
[0053] (b4)由测控计算机向飞行器发出激励信号，激励信号采用步进正弦信号：频率范围1～25Hz，频率步长为0.1Hz，每个频率处的正弦信号持续10个信号周期，停顿1s，如图1所示，飞控计算机向测控计算机传送数据，传送的数据包括惯导输出信号和控制律输出信号，惯导输出信号为三通道角速度、角加速度和横法向过载，控制律输出信号为俯仰通道偏转角，测控计算机同时测量舵机输出信号，为舵机作动器输出线位移信号；
[0054] (b5)激励结束后，试验结果为各通道Bode图均现较明显峰值，试验结果为有效；
[0055] (b6)确定飞行器的试验状态为滚转通道“02”；
[0056] 根据确定的滚转通道试验状态，由测控计算机向飞行器上的飞控计算机发送试验参数01(滚转断开，其他通道断开)，由测控计算机向飞行器发出激励信号，激励信号采用步进正弦信号：频率范围5～45Hz，频率步长为0.1Hz，每个频率处的正弦信号持续10个信号周期，停顿1s，如图1所示，飞控计算机向测控计算机传送数据，传送的数据包括惯导输出信号和控制律输出信号，惯导输出信号为三通道角速度、角加速度和横法向过载，控制律输出信号为滚转通道偏转角，测控计算机同时测量舵机输出信号，为舵机作动器输出线位移信号；激励结束后试验结果为各通道Bode图均现较明显峰值，试验结果为有效；
[0057] (b7)确定飞行器的试验状态为偏航通道“03”；
[0058] 根据确定的偏航通道试验状态，由测控计算机向飞行器上的飞控计算机发送试验参数01(偏航断开，其他通道断开)，由测控计算机向飞行器发出激励信号，激励信号采用步进正弦信号：频率范围1～25Hz，频率步长为0.1Hz，每个频率处的正弦信号持续10个信号周期，停顿1s，如图1所示，飞控计算机向测控计算机传送数据，传送的数据包括惯导输出信号和控制律输出信号，惯导输出信号为三通道角速度、角加速度和横法向过载，控制律输出信号为偏航通道偏转角，测控计算机同时测量舵机输出信号，为舵机作动器输出线位移信号；激励结束后试验结果为各通道Bode图均现较明显峰值，试验结果为有效；
[0059] (b8)飞控计算机将采集到的输入信号(如图1所示)和输出信号(控制律输出信号，如图2所示)进行去噪处理，通过幅频转换和相频转换，得到输出信号与输入信号之间的传递特性，即飞行器的传递函数，并在复平面内作图，即得到飞行器的Nyquist图，如图5所示；或者得到飞行器的Bode 图，如图6所示；
[0060] (b9)根据国军标GJB67.7A-2008中规定的飞行器气动伺服弹性稳定裕度的要求：幅值裕度大于6dB，且相位裕度大于60度，由图5和图6中获得表速30m/s时，飞行器俯仰、滚转和偏航通道幅值裕度分别为0dB、10dB和 10dB，相位裕度为±180°，可知，俯仰通道不满足飞行器满足要求；
[0061] (b10)根据图5所示的频域特性曲线，确定飞行器俯仰通道限幅滤波器如图8所示。
[0062] 实施例3
[0063] 一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法，该方法的步骤为：
[0064] (c1)确定飞行器的试验状态，试验状态包括稳定裕度小的俯仰通道；
[0065] (c2)地面检测设备为飞行器供电，使飞行器的试验状态对应的通道处于闭环状态；
[0066] (c3)通过测控计算机向飞行器上的飞控计算机配置控制通道增益放大倍数K1，K1＝1为标称增益，试验表速状态为30m/s时；
[0067] (c4)人工扰动飞行器，模拟图7所示激励信号，幅值大小A应该能克服操纵系统的非线性激励起结构的响应，而又不至于损坏结构和飞控系统，本例中为10kg，同时采集数据；若稳定，增加K1至1.4，继续步骤(b3)，直至飞行器发散不稳定，记录当前K1为临界增益倍数，即幅值裕度为3dB。
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