[發(fā)明專利]一種直升機(jī)艙內(nèi)飛行振動(dòng)環(huán)境模擬試驗(yàn)方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201611068514.6
• 申請(qǐng)日: 2016-11-29
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN106596014B
• 公開(kāi)（公告）日: 2019-02-26
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 鄧景輝;王國(guó)勝;張樹(shù)楨;徐晴晴;李明強(qiáng);姚有文;賴凌云;付雙檢
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所
• 主分類號(hào): G01M7/02
• 分類號(hào): G01M7/02
• 代理公司: 北京航信高科知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11526
• 代理人: 高原

本發(fā)明公開(kāi)了一種直升機(jī)艙內(nèi)飛行振動(dòng)環(huán)境模擬試驗(yàn)方法。所述直升機(jī)艙內(nèi)飛行振動(dòng)環(huán)境模擬試驗(yàn)方法包括如下步驟：步驟1：獲得待測(cè)試直升機(jī)在實(shí)際飛行狀態(tài)下的艙內(nèi)垂向振動(dòng)數(shù)據(jù)；步驟2：對(duì)艙內(nèi)垂向振動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行窄帶通濾波，從而獲得飛行振動(dòng)數(shù)據(jù)；步驟3：根據(jù)直升機(jī)艙內(nèi)主槳一階頻率生成正弦參考信號(hào)；步驟4：通過(guò)遞歸最小二乘自適應(yīng)算法計(jì)算激振器輸出信號(hào)；步驟5：通過(guò)激振器輸出信號(hào)為所述待測(cè)試直升機(jī)或待測(cè)試直升機(jī)模型進(jìn)行直升機(jī)艙內(nèi)飛行振動(dòng)環(huán)境模擬試驗(yàn)。本申請(qǐng)的直升機(jī)艙內(nèi)飛行振動(dòng)環(huán)境模擬試驗(yàn)方法可以用于目前所有構(gòu)型的直升機(jī)艙內(nèi)飛行振動(dòng)環(huán)境模擬，為直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)地面試驗(yàn)提供飛行振動(dòng)環(huán)境。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及直升機(jī)振動(dòng)模擬技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種直升機(jī)艙內(nèi)飛行振動(dòng)環(huán)境模擬試驗(yàn)方法。

背景技術(shù)

直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)地面試驗(yàn)主要是對(duì)振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)對(duì)直升機(jī)艙內(nèi)位置的減振效果試驗(yàn)、減振魯棒性試驗(yàn)的和適應(yīng)性試驗(yàn)及研制階段的科研試驗(yàn)。實(shí)現(xiàn)直升機(jī)艙內(nèi)位置飛行振動(dòng)環(huán)境與真實(shí)飛行振動(dòng)環(huán)境相同，關(guān)系到直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)地面試驗(yàn)的關(guān)鍵。

在模擬直升機(jī)艙內(nèi)位置飛行振動(dòng)環(huán)境問(wèn)題時(shí)，現(xiàn)有技術(shù)通常采用頻譜方法，進(jìn)行主要振動(dòng)頻率下振動(dòng)水平模擬。直升機(jī)艙內(nèi)位置飛行振動(dòng)環(huán)境模擬在現(xiàn)階段主要是通過(guò)人工模擬各種飛行工況方法實(shí)現(xiàn)。

因此，希望有一種技術(shù)方案來(lái)克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的至少一個(gè)上述缺陷。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于提供一種直升機(jī)艙內(nèi)飛行振動(dòng)環(huán)境模擬試驗(yàn)方法來(lái)克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的至少一個(gè)上述缺陷。

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了一種直升機(jī)艙內(nèi)飛行振動(dòng)環(huán)境模擬試驗(yàn)方法，所述直升機(jī)艙內(nèi)飛行振動(dòng)環(huán)境模擬試驗(yàn)方法包括如下步驟：

步驟1：獲得待測(cè)試直升機(jī)在實(shí)際飛行狀態(tài)下的艙內(nèi)垂向振動(dòng)數(shù)據(jù)；

步驟2：以直升機(jī)艙內(nèi)主槳一階頻率為中心頻率對(duì)所述步驟1所獲得的艙內(nèi)垂向振動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行窄帶通濾波，從而獲得濾波后的飛行振動(dòng)數(shù)據(jù)；

步驟3：根據(jù)所述直升機(jī)艙內(nèi)主槳一階頻率生成正弦參考信號(hào)；

步驟4：根據(jù)所述步驟2中的飛行振動(dòng)數(shù)據(jù)以及所述步驟3中的正弦參考信號(hào)，并通過(guò)遞歸最小二乘自適應(yīng)算法計(jì)算激振器輸出信號(hào)；

步驟5：通過(guò)激振器輸出信號(hào)為所述待測(cè)試直升機(jī)或待測(cè)試直升機(jī)模型進(jìn)行直升機(jī)艙內(nèi)飛行振動(dòng)環(huán)境模擬試驗(yàn)。

優(yōu)選地，所述步驟1具體為：根據(jù)直升機(jī)艙內(nèi)位置，在直升機(jī)上布置振動(dòng)傳感器，測(cè)量各種飛行工況下的直升機(jī)位置的垂向振動(dòng)數(shù)據(jù)d₀。

優(yōu)選地，所述步驟2具體為：根據(jù)步驟1測(cè)量的各種飛行工況下的直升機(jī)艙內(nèi)位置的垂向振動(dòng)數(shù)據(jù)d₀，以直升機(jī)艙內(nèi)位置關(guān)心(主槳一階頻率)頻率為中心頻率f進(jìn)行窄帶通濾波，得到的濾波后的飛行振動(dòng)數(shù)據(jù)d。

優(yōu)選地，所述步驟3具體為根據(jù)直升機(jī)艙內(nèi)位置關(guān)心頻率f采用如下公式生成正弦參考信號(hào)u；

u＝sin(ft)；其中，t為時(shí)間；f為中心頻率；u為正弦參考信號(hào)。

優(yōu)選地，所述步驟4具體為：根據(jù)所述步驟2得到濾波后的飛行振動(dòng)數(shù)據(jù) d和步驟3得到的正弦參考信號(hào)u，采用遞歸最小二乘自適應(yīng)算法計(jì)算激振器輸出信號(hào)。

優(yōu)選地，所述步驟4中的遞歸最小二乘自適應(yīng)算法計(jì)算激振器輸出信號(hào)具體為：

第一步進(jìn)行算法初始化

P(0)＝δ^-1I

第二步對(duì)每一時(shí)刻，n＝1,2,…計(jì)算

π(n)＝P(n-1)u(n)