[發明專利]一種飛機氣動伺服彈性機載實時分析系統

有效

• 申請號: 201910998052.5
• 申請日: 2019-10-18
• 公開（公告）號: CN110816877B
• 公開（公告）日: 2022-11-18
• 發明（設計）人: 雷鳴;盧曉東;劉亞梅;霍幸莉;俱利鋒
• 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
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王世磊

本發明提供一種飛機氣動伺服彈性機載實時分析系統，所述實時分析系統包括：所述分析系統包括信號采集模塊、信號分析模塊、信號發送模塊、信號存儲模塊和電源模塊，所述信號采集模塊、信號分析模塊和信號發送模塊，依次數據連接；所述信號采集模塊和所述信號分析模塊分別與所述信號存儲模塊數據連接；所述信號采集模塊、信號分析模塊、信號發送模塊、信號存儲模塊分別與電源模塊電連接。一方面將解決當前飛機氣動伺服彈性穩定性準實時分析模式中存在的問題，同時也將大幅提高氣動伺服彈性準實時分析效率，提高飛機氣動伺服彈性飛行試驗效率，更高效的保障試飛安全。

技術領域

本發明屬于航空應用領域，涉及一種飛機氣動伺服彈性機載實時分析系統。

背景技術

飛機氣動伺服彈性飛行試驗是軍用飛機和民用飛機均必須開展的飛行試驗科目，我國國軍標67.7A-2008《軍用飛機結果強度規范第7部分：氣動彈性》4.3條中明確規定“應進行飛行顫振試驗以證實飛機沒有氣動彈性不穩定(包括持續有限幅值振蕩)，并在直至規定的飛行狀態的限制速度下具有滿足3.2.1.1要求的阻尼余量。應該用飛行顫振試驗結果來證實分析的設計數據，并應連同計算和地面試驗結果確定飛機滿足3.2.1.1的氣動彈性要求”。中國民用航空規章第25部(CCAR25-R4)25.629(e)中明確規定“對于新的型號設計和某型號設計的改型(除非已表明這種改型對氣動彈性穩定性無重大影響)都必須進行直至VDF/MDF的各種速度下的全尺寸顫振飛行試驗。這些試驗必須證實飛機在直至VDF/MDF的所有速度下，都有合適的阻尼余量，以及在接近VDF/MDF阻尼無大幅度的迅速減小”。

飛機氣動伺服彈性飛行試驗需在飛機上加裝專用的氣動伺服彈性激勵系統，在飛行試驗過程中，通過氣動伺服彈性激勵系統向飛機施加激勵，同時記錄飛機操縱控制指令信號，通過分析施加激勵過程中的飛機操縱控制指令信號，得出飛機的氣動伺服彈性穩定性分析結果。

飛機氣動伺服彈性飛行試驗是我國“I”類試飛風險科目，為了確保試飛安全，在飛機開展氣動伺服彈性飛行試驗過程中，飛機上加裝的機載遙測系統實時將飛機操縱控制指令信號發送給地面監控系統，由地面監控系統人員實時采集、準實時分析得出飛機的氣動伺服彈性穩定性分析結果，從而判斷飛機飛行試驗是否安全，是否能夠開展下一個氣動伺服彈性飛行試驗動作。這就是當前飛機氣動伺服彈性穩定性準實時分析的模式。但這種模式存在一些問題。首先機載遙測系統發送給地面監控系統的飛機操縱控制指令信號由于信號干擾、天線遮擋以及飛行距離等因素的影響，使得地面監控系統接收到的飛機操縱控制指令信號有時存在信號跳點、信號丟失等現象，無法保證氣動伺服彈性穩定性分析結果的精度以及準實時性。其次，地面監控系統接收到的飛機操縱控制指令信號是持續發送，需要人為判斷何時采集信號、何時結束采集，完成采集后還需要地面人員進行分析，這無疑增加了準實時分析的時間，降低了分析效率，從而也影響了飛機氣動伺服彈性飛行試驗效率。

發明內容

本發明提出一種飛機氣動伺服彈性機載實時分析系統，一方面將解決當前飛機氣動伺服彈性穩定性準實時分析模式中存在的問題，同時也將大幅提高氣動伺服彈性準實時分析效率，提高飛機氣動伺服彈性飛行試驗效率，更高效的保障試飛安全。

本發明的技術方案，提供一種飛機氣動伺服彈性機載實時分析系統，所述實時分析系統包括：包括信號采集模塊、信號分析模塊、信號發送模塊、信號存儲模塊和電源模塊，

所述信號采集模塊、信號分析模塊和信號發送模塊，依次數據連接；所述信號采集模塊和所述信號分析模塊分別與所述信號存儲模塊數據連接；

所述信號采集模塊、信號分析模塊、信號發送模塊、信號存儲模塊分別與電源模塊電連接；

所述信號分析模塊分析所述信號采集模塊采集的飛機的操縱控制指令信號，得出飛機氣動伺服彈性穩定性分析結果；其中，每組所述飛機操縱控制指令的信號時間長度不少于20s，每秒數據點數不少于128個，所述信號分析模塊分析每組飛機的操縱控制指令信號，從分析開始到分析得到飛機氣動伺服彈性穩定性分析結果的時間不大于8s。