V直升机飞行操纵系统动态性能测试方法的研究

黄丹

摘 要：直升机飞行操纵系统的动态特性直接影响直升机的操纵品质和飞行安全。为了更准确的测试该系统的动态性能，文章选择了频域测定法。文章简单介绍了试验环境和方法，分析了可能影响试验结果的因素，最终通过试验数据的分析比较，得到直升机飞行操纵系统的动态性能是其固有特性，与激励器的信号源无关。

关键词：动态性能；频域测定法；半物理仿真

中图分类号：V212.4 文献标志码：A 文章编号：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

直升機飞行操纵系统是直升机飞行控制系统的重要组成部分，飞行员通过飞行操纵装置来改变主、尾桨叶，以实现控制直升机的姿态和航迹的目的[1]。而随着科学技术的发展，现在的操纵系统也逐渐从简单的机械操纵系统到自动飞行控制系统。在简单的机械操纵系统中，操纵杆（含驾驶杆、脚蹬和总距杆）的运动相当于舵面运动，因此可以不考虑系统本身的动特性问题。在自动飞行控制系统中加入了阻尼器、液压助力器等设备后，飞行操纵系统的动特性变差，也使得直升机的飞行品质也变得不能接受。为此在现代飞机的动力学研究中，必须研究飞行操纵系统的动特性，以获得满意的操纵品质，并防止与各种振动模态耦合而产生系统的振荡[2]。

飞行操纵系统动态品质的研究方法可分为实验法和仿真分析法。仿真分析法是先对操纵系统各个部件分别建模，再将通过计算机模拟即可得到飞行操纵系统的动态特性。但影响操纵系统动态特性的部件包含驾驶杆、阻尼器、摩擦装置、液压助力器等，其设备繁多，大部分设备不利于建模，即使有些设备可以建立模型，但其搭建的模型多不准确，不能完全表达设备的动态性能，因此仿真分析法并不能真实反应该系统的动态性能。而半物理仿真试验能充分反应该系统的动态性能，而且不需要考虑该系统的中间环境，能更快、更准确的测试出整个系统的动态性能。

被测系统的动态特性，只有当系统处于变动状态下才会表现出来，因此，为了获得动态特性，必须使被研究的过程处于被激励的状态。根据加入的激励信号和结果的分析方法不同，其试验方法常有时域测定法、频域测定法和统计相关测定法。由于统计相关测定法需要大量的测试数据及特定的仪器，因此一般不使用。而时域测定法工作量小，但其精度不高，为此不采用。频域测定法的原理和数据处理方法比较简单，且测试精度较高，因此使用率高[3]。

2 半物理仿真试验

2.1 半物理试验环境

为了全面、系统的研究飞行操纵系统的动态特性，操纵系统的机载设备在试验台架上的安装布置、连接与直升机上状态一致[4]。因此半物理试验平台主要包括座舱操纵系统、操纵系统（机械或电传）和助力器三部分。图1所示是H-92直升机半物理仿真试验平台[5]。

2.2 试验方法

频域测定法的主要过程是对被测系统或对象施加不同频域的正弦波，测出输入信号和输出信号之间的幅值比和相位差，从而获得被测系统或对象的频域特性[6]。因此，在该试验过程中只考虑飞行操纵系统的输入端为操纵杆，输出端为助力器，而不再用考虑摩擦装置、阻尼器等中间部分。

试验原理如图2所示，将激励器安装在飞行操纵系统的输入端，同时在其输入端和输出端安装位移传感器。当激励器对飞行操纵系统施加正弦波时，操纵杆等效运动，而其运动通过操纵杆系等传送至助力器，从而使助力器发生相对应的运动。数据采集系统同时采集、记录两端的位移输出信号，频响分析系统将两组数据进行频谱分析，得到该直升机操纵系统的幅值裕度和相角裕度。

从试验原理图可以看出，影响试验结果的因素主要有激励器、传感器、数据采集系统和频响分析系统。传感器、数据采集系统和频响分析系统的技术已比较成熟，各产商使用的方法都大同小异，因此在试验准备过程中选择合适的传感器和设备即可。现主要讨论激励器的信号源对直升机操纵系统动态性能的影响。

3 信号源

频域测定法要求对飞行操纵系统施加不同频域的正弦波，因此激励器的信号源的输出为正弦波，其方程如公式（1）所示。

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式中：A-幅值，单位：mm；？棕-频率，单位：弧度每秒；？渍-相位差，单位：度。

从公式（1）中可以看出，影响试验结果是激励器的幅值、频率和相位差三个量。为了研究激励器对飞行操纵系统动态性能的影响，进行了不同相位差、不同幅度和不同扫频方式三类试验，进行了多次试验，采集和记录了大量的数据进行试验分析。

4 试验数据分析

4.1 不同相位差试验

幅值选取总行程的10%，扫频方式选取对数扫频，在三个不同的相位差时进行对数扫频触发，利用数据采集系统采集、记录位移传感器的信号，对输入、输出数据进行频谱分析，最终得到直升机操纵系统的动态性能，其分析结果见表1所示。

4.2 不同幅值试验

幅值选取总行程的10%、15%和20%，扫频方式选对数扫频，在同一个相位差时触发，数据分析结果如表2所示。

4.3 不同扫频方式试验

扫频方式分为线性扫频和对数扫频，两种扫频方式的区别是扫频时时间分配方式不一样。线性扫频的时间平均分配，而对数扫频是根据频率的大小来分配时间，以保证每个频率都能达到一个完整的正弦波形。幅值选取总行程的10%，在同一个相位差时激励，数据分析结果如表3所示。

从以上三组试验数据可以看出，大部分数据误差均不大，除表2中0.5-1.5Hz相位差的误差比较大。将三组数据进行仔细分析，发现主要原因是由于扰动量较大，影响了直升机操纵系统正常运行，但该地面试验主要检测点为3Hz点的幅值裕度和相角裕度，因此其对试验结果无任何影响。

5 结束语

直升机操纵系统动态性能测试方法是在搭建半物理仿真平台的基础上，激励器对操纵系统的输入施加不同的激励信号，该方法已在试验过程中使用，具有实际应用意义。考虑到激励源对操纵系统动态性能的影响，为此对其不同的影响因素进行了试验验证，由表1，表2和表3的试验结果数据分析表明直升机操纵系统的动态性能是其固有特性，与激励器的信号源无关，所以在以后的试验过程中不再需要擔心信号源的问题，该试验测试方法的研究具有一定的工程意义。

参考文献：

[1]陈宇金.飞行操纵系统动态特性建模及分析[Z].景德镇：内部资料，2007.

[2]徐鑫福，冯亚昌.飞机飞行操纵系统[M].北京：北京航空航天大学出版社，1989.

[3]胡寿松.自动控制原理[M].北京：科学出版社，2003.

[4]高亚奎，安刚，支超有，等.大型运输机飞行控制系统试验技术[M].上海：上海交通大学出版社，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]吴森堂，费玉华.飞行控制系统[M].北京：北京航空航天大学出版社，2005.endprint