一種適用于多通道耦合飛行器的伺服彈性試驗及分析方法技術

本發明專利技術涉及一種適用于多通道耦合飛行器的伺服彈性試驗及分析方法，屬于飛行器氣動彈性力學及大型地面試驗技術領域。本發明專利技術解決了首個具有多控制面、多控制通道耦合的空天飛行器結構彈性以及控制面的慣性耦合效應試驗驗證技術問題；本發明專利技術可獲得飛行器系統各個環節的傳遞函數曲線，并確定伺服彈性穩定裕度，對理論模型及分析結果進行校核和修正；本發明專利技術優化了飛行控制參數，確保飛行的安全可靠。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術涉及，屬于飛行器氣動彈性力學及大型地面試驗

技術介紹
隨著航空航天技術的發展，控制系統在整個飛行器中的權限及控制帶寬越來越高，同時輕質化的設計要求導致結構彈性效應更加明顯，結構、氣動與飛行控制系統之間的耦合愈發嚴重，引發飛行器的氣動伺服彈性問題，輕則飛行性能下降，重則結構失穩破壞，危害飛行安全，因此在飛行器設計過程中必須通過仿真分析或試驗的手段，對飛行器伺服彈性特性及穩定裕度進行充分研究，并采取必要措施，確保飛行安全?，F代飛行器一般采用多個控制面實現對飛行姿態和飛行軌跡的控制，由于氣動干擾，各控制面之間存在較嚴重的耦合作用，此外在不同的飛行階段，各控制模態切換頻繁，導致飛行器結構、控制舵面、飛控系統之間的耦合關系更加復雜。大量工程實例表明，此類飛行器可能存在氣動伺服彈性穩定裕度不足的風險，必須通過伺服彈性試驗進行驗證考核，確保飛行試驗安全，因此伺服彈性試驗是帶有電傳飛行控制系統的飛行器首飛前必須進行的一項大型地面試驗。針對常規布局飛行器，在不考慮通道耦合情況下，目前已具備較為成熟的分析及試驗技術，但傳統方法對于多通道耦合情況下的飛行器氣動伺服彈性問題不再適用。
技術實現思路
本專利技術的目的是為了解決現有技術的不足，提出，該方法測定飛行器各環節的傳遞特性，獲得飛行器伺服彈性穩定裕度，為飛行控制系統優化設計提供依據。本專利技術的目的是通過以下技術方案實現的。本專利技術的，該方法包括飛行器開環伺服彈性試驗及分析、閉環伺服彈性試驗及分析和結構陷幅濾波器設計，該方法的步驟為:(a)飛行器開環伺服彈性試驗及分析的具體步驟如下:(al)地面檢測設備為飛行器供電，使飛行器處于開環狀態；(a2)確定飛行器的試驗狀態，試驗狀態包括俯仰通道、滾轉通道、偏航通道三通道試驗狀態；(a3)根據步驟(a2)確定的試驗狀態，由測控計算機向飛行器上的飛控計算機發送試驗參數，經飛控計算機確認后，開始試驗；(a4)由測控計算機向飛行器發出激勵信號，飛控計算機向測控計算機傳送數據(傳送的數據包括慣導輸出信號和控制律輸出信號)，測控計算機同時測量舵機輸出信號和舵面偏轉信號；(a5)激勵結束后，根據試驗結果判斷試驗是否有效，如果有效進行下一個試驗狀態的試驗，如果無效，重新返回步驟(a4)；(a6)飛控計算機將采集到的輸入信號和輸出信號進行去噪處理，通過幅頻轉換和相頻轉換，得到輸出信號與輸入信號之間的傳遞特性，即飛行器的傳遞函數，并在復平面內作圖，即得到飛行器的Nyquist圖，從Nyquist圖中獲得飛行器幅值裕度和相位裕度；輸入信號為測控計算機發出的激勵信號，輸出信號為向測控計算機傳送的數據；(b)飛行器閉環伺服彈性試驗及分析的具體步驟如下:(bl)確定飛行器的試驗狀態，試驗狀態包括俯仰通道、滾轉通道、偏航通道三通道試驗狀態；(b2)地面檢測設備為飛行器供電，使飛行器的試驗狀態對應的通道處于閉環狀態；(b3)通過測控計算機向飛行器上的飛控計算機配置控制通道增益放大倍數Kl ；(b4)人工擾動飛行器，力的大小應該能克服操縱系統的非線性激勵起結構的響應，而又不至于損壞結構和飛控系統，同時采集數據；若穩定，增加Kl繼續步驟(b3);若不穩定，記錄當前Kl為臨界增益倍數，確定下一個試驗狀態，繼續步驟(b2)；(c)結構陷幅濾波器設計的具體步驟如下:(Cl)根據國軍標GJB67.7A-2008中規定的飛行器氣動伺服彈性穩定裕度的要求:幅值裕度大于6dB，且相位裕度大于60度；(c2)對于通過伺服彈性試驗及分析方法表明不能滿足步驟(Cl)要求的被測飛行器，然后根據步驟(a)得到的飛行器幅值裕度和相位裕度，在彈性響應峰值頻率處設置結構陷幅濾波器，用以降低彈性響應，提高飛行器伺服彈性的穩定裕度，以滿足設計要求。本專利技術與現有技術相比有益效果為:(I)本專利技術解決了首個具有多控制面、多控制通道耦合的空天飛行器結構彈性以及控制面的慣性耦合效應試驗驗證技術問題；(2)本專利技術可獲得飛行器系統各個環節的傳遞函數曲線，并確定伺服彈性穩定裕度，對理論模型及分析結果進行校核和修正；(3)本專利技術優化了飛行控制參數，確保飛行的安全可靠?！靖綀D說明】圖1是本專利技術開環試驗的輸入信號(激勵信號)；圖2是本專利技術開環試驗典型的輸出信號；圖3是本專利技術llOm/s表速俯仰通道的實測頻域特性曲線Nyquist曲線圖；圖4是本專利技術110m/s表速俯仰通道的實測頻域特性曲線Bode圖；圖5是本專利技術30m/s表速俯仰通道的實測頻域特性曲線Nyquist曲線圖；圖6是本專利技術30m/s表速俯仰通道的實測頻域特性曲線Bode圖；圖7是本專利技術閉環激勵信號；圖8是本專利技術典型陷幅濾波器的Bode圖?！揪唧w實施方式】下面結合附圖對本專利技術的【具體實施方式】進行進一步的詳細描述。實施例1，該方法的步驟為:(al)地面檢測設備為飛行器供電，使飛行器處于開環狀態；(a2)確定飛行器的試驗狀態為俯仰通道“01” ；(a3)根據步驟(a2)確定的俯仰通道試驗狀態，由測控計算機向飛行器上的飛控計算機發送試驗參數01 (俯仰斷開，其他通道斷開)，表速為110m/S，經飛控計算機確認后，開始試驗；(a4)由測控計算機向飛行器發出激勵信號，激勵信號采用步進正弦信號:頻率范圍I?25Hz，頻率步長為0.1Hz，每個頻率處的正弦信號持續10個信號周期，停頓ls，如圖2所示，飛控計算機向測控計算機傳送數據，傳送的數據包括慣導輸出信號和控制律輸出信號，慣導輸出信號為三通道角速度、角加速度和橫法向過載，控制律輸出信號為俯仰通道偏轉角，測控計算機同時測量舵機輸出信號，為舵機作動器輸出線位移信號；(a5)激勵結束后，試驗結果為各通道Bode圖均現較明顯峰值，試驗結果為有效；(a6)確定飛行器的試驗狀態為滾轉通道“02” ；根據確定的滾轉通道試驗狀態，由測控計算機向飛行器上的飛控計算機發送試驗參數01 (滾轉斷開，其他通道斷開)，由測控計算機向飛行器發出激勵信號，激勵信號采用步進正弦信號:頻率范圍5?45Hz，頻率步長為0.1Hz，每個頻率處的正弦信號持續10個信號周期，停頓ls，如圖2所示，飛控計算機向測控計算機傳送數據，傳送的數據包括慣導輸出信號和控制律輸出信號，慣導輸出信號為三通道角速度、角加速度和橫法向過載，控制律輸出信號為滾轉通道偏轉角，測控計算機同時測量舵機輸出信號，為舵機作動器輸出線位移信號；激勵結束后試驗結果為各通道Bode圖均現較明顯峰值，試驗結果為有效；(a7)確定飛行器的試驗狀態為偏航通道“03” ；根據確定的偏航通道試驗狀態，由測控計算機向飛行器上的飛控計算機發送試驗參數01 (偏航斷開，其他通道斷開)，由測控計算機向飛行器發出激勵信號，激勵信號采用步進正弦信號:頻率范圍I?25Hz，頻率步長為0.1Hz，每個頻率處的正弦信號持續10個信號周期，停頓ls，如圖1所示，飛控計算機向測控計算機傳送數據，傳送的數據包括慣導輸出信號和控制律輸出信號，慣導輸出信號為三通道角速度、角加速度和橫法向過載，控制律輸出信號為偏航通道偏轉角，測控計算機同時測量舵機輸出信號，為舵機作動器輸出線位移信號；激勵結束后試驗結果為各通道Bode圖均現較明顯峰值，當前第1頁1 2 本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種適用于多通道耦合飛行器的伺服彈性試驗及分析方法，其特征在于該方法為飛行器開環伺服彈性試驗及分析方法，步驟為：(a1)地面檢測設備為飛行器供電，使飛行器處于開環狀態；(a2)確定飛行器的試驗狀態，試驗狀態包括俯仰通道、滾轉通道、偏航通道三通道試驗狀態；(a3)根據步驟(a2)確定的試驗狀態，由測控計算機向飛行器上的飛控計算機發送試驗參數，經飛控計算機確認后，開始試驗；(a4)由測控計算機向飛行器發出激勵信號，飛控計算機向測控計算機傳送數據(傳送的數據包括慣導輸出信號和控制律輸出信號)，測控計算機同時測量舵機輸出信號和舵面偏轉信號；(a5)激勵結束后，根據試驗結果判斷試驗是否有效，如果有效進行下一個試驗狀態的試驗，如果無效，重新返回步驟(a4)；(a6)飛控計算機將采集到的輸入信號和輸出信號進行去噪處理，通過幅頻轉換和相頻轉換，得到輸出信號與輸入信號之間的傳遞特性，即飛行器的傳遞函數，并在復平面內作圖，即得到飛行器的Nyquist圖，從Nyquist圖中獲得飛行器幅值裕度和相位裕度；輸入信號為測控計算機發出的激勵信號，輸出信號為向測控計算機傳送的數據；(c1)根據國軍標GJB67.7A?2008中規定的飛行器氣動伺服彈性穩定裕度的要求：幅值裕度大于6dB，且相位裕度大于60度；如果滿足要求，則表明飛行器滿足要求，如果不滿足要求則進入步驟(c2)；(c2)根據步驟(a)得到的飛行器幅值裕度和相位裕度，在彈性響應峰值頻率處設置結構陷幅濾波器，用以降低彈性響應，提高飛行器伺服彈性的穩定裕度，以滿足設計要求。...

【技術特征摘要】

【專利技術屬性】
技術研發人員：何詠梅，陳洪波，楚龍飛，張華山，張家雄，張輝，楊勇，
申請(專利權)人：中國運載火箭技術研究院，
類型：發明
國別省市：北京;11