一种飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统及方法与流程

本发明属于测控技术领域，具体为一种飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统及方法。

背景技术：

飞机舵机动刚度试验台是将舵机固定在加载台一侧，与加载缸通过消间隙连接机构进行固联，在试验过程中舵机作动筒处于静止状态，动刚度试验台控制系统接收飞行仿真系统的载荷谱指令，并控制加载缸执行对舵机的力加载，通过力传感器实时反馈力信号完成控制系统的力闭环控制。然而，在实际的力加载过程中，随着加载频率的增加以及现场复杂干扰源的出现，力反馈信号经常会出现较大程度的衰减或发散，其中主要原因之一在于加载控制系统的稳定性。因此，获取准确可信的加载控制系统的稳定性数据十分必要。

技术实现要素：

为实现决上述技术目标，本发明所解决的技术问题是提供一种飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统及方法，用于测试飞机舵机动刚度试验台控制系统在低频范围内力扫频过程中的稳定裕度，为提高控制系统在该频率范围内的稳定性提供必要的量化数据。

上述飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统主要包括：飞行仿真系统、光纤网络系统、模拟的飞机舵机、飞机舵机动刚度试验台。其中，飞机仿真系统连接到光纤网络系统，向光纤网络系统写入扰动的力扫描指令a（ω）；飞机舵机动刚度试验台由飞机舵机动刚度试验台控制系统和加载台组成，形成闭环控制系统，由加载台向飞机舵机动刚度试验台控制系统实时反馈力信号c（ω）；飞机舵机动刚度试验台控制系统从光纤网络系统预定地址中读入扰动的力扫描指令a（ω），并与自身生成的加载力指令b（ω）综合形成力控制指令。

所述的加载台由加载缸和力传感器组成，加载缸用于接收和执行飞机舵机动刚度试验台控制系统发过来的力控制指令，力传感器用于实时反馈力信号c（ω）。

进一步地，所述的力控制指令由力扫频指令信号a（ω）（数字量）与飞机舵机动刚度试验台控制系统自身生成的加载力指令b（ω）（数字量）叠加后，再经过da转换形成。

一般地，模拟的飞机舵机采用钢棒。

进一步地，钢棒模拟的飞机舵机安装在飞机舵机动刚度试验台上，其连接方式为通过消间隙连接机构固连。

进一步地，钢棒与飞机舵机动刚度试验台固连的消间隙连接机构为两个，其中消间隙连接机构一用于钢棒与力传感器之间的固连，消间隙连接机构二用于钢棒与加载台一侧的固连。

一般地，飞行仿真系统向光纤网络系统写入扰动的力扫描指令a（ω）的频率范围为0.1~20hz。

上述的飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统的测试方法，具体步骤为：

step1：完成加载台的安装；

step2：飞行仿真系统生成a（ω）干扰力扫频指令，并写入光纤网络系统的预订地址；

step3：飞控舵机动刚度试验台控制系统在光纤网络系统预订地址读取a（ω）干扰力扫频指令，并与加载力指令b（ω）进行叠加；

step4：叠加后的（a（ω）+（ω））生成力控制指令，加载台执行力的加载；

step5：加载台实时反馈力信号c（ω），飞控舵机动刚度试验台控制系统存储c（ω），同时实时存储试验过程中的（a（ω）+b（ω））；

step6：扫频试验结束后绘制c（ω）/（a（ω）+b（ω））的幅频特性曲线、相频特性曲线。

在上述技术方案中，所述的飞机舵机动刚度试验台控制系统稳定裕度的测试系统及方法，抛开了传统的信号发生器产生模拟量的环节，借助光纤网络系统将扰动的力扫频指令直接转换为数字量与加载力指令进行叠加，并为提高飞机舵机动刚度试验台在0.1hz～20hz频率范围内的力扫频稳定性提供了必要的量化数据。

附图说明

图1为本发明飞机舵机动刚度试验台控制系统稳定裕度的测试系统原理框图。

图1中：1、飞行仿真系统，2、光纤网络系统，3、飞机舵机动刚度试验台控制系统，4、加载台，41、加载缸，42、力传感器，43、钢棒（模拟飞机舵机），44、消间隙连接机构一，45、消间隙连接机构二。

具体实施方式

下面将结合图1，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

如图1所示，机舵机动刚度试验台控制系统稳定裕度的测试系统主要由飞行仿真系统1、光纤网络系统2、飞机舵机动刚度试验台控制系统3和加载台4组成，其中加载台4上配置有加载缸41、力传感器42，钢棒43（模拟飞机舵机）通过消间隙连接机构一44和消间隙连接机构二45固定在力传感器42和加载台4的一侧。

飞行仿真系统1生成扰动的力扫频指令信号a（ω）（数字量），并写入光纤网络系统2预定地址，飞机舵机动刚度试验台的控制系统3在预定的光纤网络系统2的地址中读取力扫频指令信号，并与其控制系统3发出的加载力指令b（ω）（数字量）进行叠加，叠加后的信号经过da转换为模拟量作为力控制指令，加载缸41执行模拟量的力指令并进行对钢棒43的加载，同时力传感器42实时反馈力信号c（ω）（模拟量），舵机动刚度试验台控制系统3实时采集c（ω）并进行ad转换后存储，同时存储（a（ω）+b（ω））（数字量）。扫频结束后，绘制c（ω）/(a（ω）+b（ω））的幅频特性曲线、相频特性曲线即可得到飞机舵机动刚度试验台控制系统的稳定裕度。

具体的测试方法步骤如下：

第一步：完成钢棒43与加载台4的安装，其中消间隙连接机构一44用于钢棒43与力传感器42之间的固联，消间隙连接机构二45用于钢棒43与加载台4一侧的固连；

第二步：飞行仿真系统1生成0.1hz～20hz的a（ω）（数字量）干扰力扫频指令，并写入光纤网络系统2预订地址；

第三步：飞控舵机动刚度试验台控制系统3在光纤网络系统2预订地址读取0.1hz～20hz的a（ω）（数字量）干扰力扫频指令，并与加载力指令b（ω）（数字量）进行叠加；

第四步：叠加后的（a（ω）+b（ω））（数字量）经过da转换后生成力控制指令，加载缸41执行模拟量的力指令并进行对钢棒43的加载；

第五步：力传感器42实时反馈力信号c（ω）（模拟量），飞控舵机动刚度试验台控制系统3经过ad转换后，存储c（ω）（数字量），同时实时存储试验过程中的（a（ω）+b（ω））（数字量）；

第六步：扫频试验结束后绘制c（ω）/（a（ω）+b（ω））的幅频特性曲线、相频特性曲线。

技术特征：

1.一种飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统，其特征在于：所述的飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统由飞行仿真系统（1）、光纤网络系统（2）、模拟的飞机舵机和飞机舵机动刚度试验台组成；其中，飞机仿真系统（1）连接到光纤网络系统（2），向光纤网络系统（2）写入扰动的力扫描指令a（ω）；飞机舵机动刚度试验台由飞机舵机动刚度试验台控制系统（3）和加载台（4）组成，形成闭环控制系统，由加载台（4）向飞机舵机动刚度试验台控制系统（3）实时反馈力信号c（ω）；飞机舵机动刚度试验台控制系统（3）从光纤网络系统（2）预定地址中读入扰动的力扫描指令a（ω），并与自身生成的加载力指令b（ω）综合形成力控制指令。

2.根据权利要求1所述的飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统，其特征在于：所述的加载台（4）由加载缸（41）和力传感器（42）组成，加载缸（41）用于接收和执行飞机舵机动刚度试验台控制系统（3）发过来的力控制指令，力传感器（42）用于实时反馈力信号c（ω）。

3.根据权利要求2所述的飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统，其特征在于：所述的力控制指令由力扫频指令信号a（ω）（数字量）与飞机舵机动刚度试验台控制系统（3）自身生成的加载力指令b（ω）（数字量）叠加后，再经过da转换形成。

4.根据权利要求1所述的飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统，其特征在于：所述的模拟的飞机舵机采用钢棒（43）。

5.根据权利要求4所述的飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统，其特征在于：所述的钢棒（43）模拟的飞机舵机安装在飞机舵机动刚度试验台上，其连接方式为通过消间隙连接机构固连。

6.根据权利要求5所述的飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统，其特征在于：所述的钢棒（43）与飞机舵机动刚度试验台固连的消间隙连接机构为两个，其中消间隙连接机构一（44）用于钢棒（43）与力传感器（42）之间的固连，消间隙连接机构二（45）用于钢棒（43）与加载台（4）一侧的固连。

7.根据权利要求1所述的飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统，其特征在于：所述的飞行仿真系统（1）向光纤网络系统（2）写入扰动的力扫描指令a（ω）的频率范围为0.1~20hz。

8.根据权利要求1至7任一所述的飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统，其测试方法为以下测试步骤：

step1：完成加载台（4）的安装；

step2：飞行仿真系统（1）生成a（ω）干扰力扫频指令，并写入光纤网络系统（2）预订地址；

step3：飞控舵机动刚度试验台控制系统（3）在光纤网络系统（2）预订地址读取a（ω）干扰力扫频指令，并与加载力指令b（ω）进行叠加；

step4：叠加后的（a（ω）+（ω））生成力控制指令，加载台（4）执行力的加载；

step5：加载台（4）实时反馈力信号c（ω），飞控舵机动刚度试验台控制系统（3）存储c（ω），同时实时存储试验过程中的（a（ω）+b（ω））；

step6：扫频试验结束后绘制c（ω）/（a（ω）+b（ω））的幅频特性曲线、相频特性曲线。

技术总结
本发明提供一种飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统和方法，测试系统由飞行仿真系统（1）、光纤网络系统（2）、飞机舵机动刚度试验台控制系统（3）和加载台（4）组成。飞机仿真系统（1）向光纤网络系统（2）写入扰动的力扫描指令A（ω），飞机舵机动刚度试验台控制系统（3）将A（ω）并与自身生成的加载力指令B（ω）综合，加载台（4）向飞机舵机动刚度试验台控制系统（3）实时反馈力信号c（ω）；飞机舵机动刚度试验台控制系统（3）实时储存（A（ω）+B（ω））和c（ω），并绘制c（ω）/（A（ω）+B（ω））的幅频特性和相频特性曲线。本发明测试系统和方法为飞机舵机动刚度试验台的力扫频稳定性提供了必要的量化数据。

技术研发人员：胡海英;谭磊;梁琼花;陈林;殷晓华;朱辉杰;王晓坤;邹俊俊;杨振声;相梅
受保护的技术使用者：江西洪都航空工业集团有限责任公司
技术研发日：2019.12.06
技术公布日：2020.04.14