[發明專利]基于FADEC控制系統的直升機扭振激勵試驗方法

有效

• 申請號: 201610769946.3
• 申請日: 2016-08-30
• 公開（公告）號: CN107792391B
• 公開（公告）日: 2020-12-29
• 發明（設計）人: 王東森;鄭章興;梁海州;周友明;雷鳴
• 申請（專利權）人: 中國飛行試驗研究院
• 主分類號: B64F5/60
• 分類號: B64F5/60;G01M7/02
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 杜永保

本發明屬于航空應用領域，涉及基于基于FADEC控制系統的直升機扭振激勵試驗方法。本發明選定了激勵方式、設計了激勵系統，給出了激勵方法。為直升機扭振試驗提供了有效的激勵實施手段，使直升機扭振系統產生適當的結構動力學響應，為工程人員提供用于直升機扭振系統頻率確定和扭振系統與FADEC控制系統耦合穩定性評估的試驗分析數據，解決了我國直升機型號研制中扭振試驗激勵方式單一的問題。本發明首次提出了基于FADEC發動機控制系統的扭振試驗激勵系統，該激勵系統與傳統的通過槳距激勵的方式完全不同。該發明將激勵信號通過FADEC發動機控制系統加入到直升機系統中，以動力渦輪轉速信號作為激勵信號，激勵直升機響應。

技術領域

本發明屬于航空應用領域，涉及基于FADEC控制系統的直升機扭振試驗激勵系統及激勵方法。

背景技術

直升機的發展歷程體現了我國航空工業發展的歷程，其經歷了從引進仿制、學習消化到最終獨立自主研發，在積累一定能力的基礎上，逐漸設計出具有獨立知識產權的直升機。早期我國引進仿制主要采用測繪的手段直升機設計研制，在這個過程中，由于測繪技術的制約、工藝水平的限制生產出來的直升機，會產生一些原型機所沒有的問題，比如扭振穩定性問題、直升機氣動彈性問題。受我國直升機設計與試驗能力限制，對于暴露的這些問題，往往采用較為被動的方式回避。我國某型直升機在試飛過程中出現異常振動問題，由于試飛現場沒有專用的地面振動特性試驗系統用于機上部件及機體振動特性試驗，只被動采用加強飛行振動監控的方法預防潛在的振動風險，始終存在安全隱患，甚至由于存在過度振動而影響到設計定型周期。

扭振系統是指由直升機主減、主旋翼、尾傳和尾槳所構成的機械系統。扭振系統問題包括兩類一類是扭振系統固有特性問題，一類是扭振系統與發動機控制系統即發動機燃油調節系統耦合穩定性問題。扭振系統固有特性問題指在直升機飛行及地面開車時會受到自身交變扭矩的作用，當扭振系統的固有頻率與旋翼的基頻接近以至重合時，會引起直升機結構共振。扭振系統與發動機燃油調節系統耦合動穩定性問題指直升機扭振系統在外界的干擾下，會使發動機產生不可接受的扭轉振動和燃油脈動，嚴重影響發動機的正常工作，使系統承受過大的交變扭矩，引起直升機的強烈振動，造成飛機結構的提前疲勞破壞。

國內目前在扭振試驗中采用總距激勵方式，通過觀察動力渦輪扭矩等參數衰減評估扭振穩定性，這種方法是利用槳葉氣動彈性效應通過槳葉扭轉運動帶動擺振運動，但參與扭振運動的振動自由度為旋翼、尾槳集合型擺振型，是一種間接激勵方式，而且沒有對尾槳進行激勵，分析結果表明效果不佳。這就需要我們提出一種可靠的試驗方法，解決目前直升機飛行試驗中結構強度設計與試驗手段或缺的問題。

本發明提出的基于FADEC控制系統的直升機扭振試驗激勵系統及激勵方法，為直升機扭振系統試驗提供了有效的激勵方法，使工程人員獲得了信噪比更好的分析數據，從而更加有效的分析出直升機扭振系統固有特性和扭振系統穩定性特性，對于我國研制新型直升機過程中解決遇到的如扭振等一些列結構動力學問題提供了有利的保障，確保了新研直升機飛行安全性。

發明內容

本發明目的是：設計出基于FADEC控制系統的直升機扭振試驗激勵系統及激勵方法，解決直升機扭振試驗激勵問題，從而更加有效的分析出直升機扭振系統固有特性和扭振系統穩定性特性。

本發明的方案是：基于FADEC控制系統的直升機扭振試驗激勵系統及激勵方法，包括

首先：以經典控制理論為基礎，建立FADEC控制回路模型，如圖1所示，從FADEC控制系統回路模型中選擇可作為激勵信號的通道信號，并與真實直升機FADEC控制回路對比，確定該通道信號能夠疊加激勵信號。同時確定以該激勵信號為輸入時，直升機響應信號即響應信號可實現抽取，即確定工程可實現，最終選擇FADEC控制系統動力渦輪轉速給定信號NpDem為激勵信號。