直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)頻率特性試驗(yàn)與分析方法

張吉

摘 要：直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)頻率特性反映了正弦信號(hào)作用下系統(tǒng)響應(yīng)的性能，是評(píng)價(jià)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性和噪聲抑制性能的指標(biāo)之一。由于直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)組成復(fù)雜、不同操縱控制通道之間存在耦合，因此難以通過(guò)理論分析方法獲得系統(tǒng)精準(zhǔn)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性，而通過(guò)試驗(yàn)法可以獲得系統(tǒng)真實(shí)準(zhǔn)確的頻率特性參數(shù)?，F(xiàn)行試驗(yàn)方法為掃頻響應(yīng)分析法，通過(guò)分析該試驗(yàn)方法下獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)能夠直觀、精確地反映直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)的頻率特性。

關(guān)鍵詞：飛行操縱系統(tǒng)；頻率特性；動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性；掃頻響應(yīng)分析

中圖分類號(hào)：V275.1 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：2095-2945（2019）20-0013-04

Abstract： The frequency characteristics of helicopter flight control system reflect the performance of system response under the action of sinusoidal signal， and it is one of the indexes to evaluate the dynamic response characteristics and noise suppression performance of helicopter flight control system. Due to the complex composition of helicopter flight control system and the coupling between different control channels， it is difficult to obtain the accurate dynamic response characteristics of helicopter flight control system by theoretical analysis method. Through the experimental method， the true and accurate frequency characteristic parameters of the system can be obtained. The current test method is the sweep response analysis method. Through the analysis of the test data obtained through this test method， the frequency characteristics of the helicopter flight control system can be reflected intuitively and accurately.

Keywords： flight control system； frequency characteristic； dynamic response characteristic； sweep response analysis

1 概述

在測(cè)試直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)頻率特性的試驗(yàn)中，在各操縱通道的駕駛桿處施加一系列不同頻率的正弦信號(hào)，觀察并記錄響應(yīng)輸出端的主槳/尾槳舵機(jī)或者主/尾槳葉的響應(yīng)位移，通過(guò)對(duì)比計(jì)算響應(yīng)位移和輸入信號(hào)之間的關(guān)系就能獲得直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)的頻率特性。

對(duì)于穩(wěn)定的線性定常系統(tǒng)，輸入正弦激勵(lì)產(chǎn)生的輸出穩(wěn)態(tài)分量仍然是與輸入同頻率的正弦函數(shù)，輸出與輸入的幅值比A（？棕）為幅頻特性，相位差？椎（？棕）為相頻特性，兩者均是輸入信號(hào)角頻率？棕的函數(shù)，其指數(shù)表達(dá)式為：

稱上述指數(shù)表達(dá)形式為系統(tǒng)的頻率特性。

通過(guò)試驗(yàn)方法采集的輸入與輸出信號(hào)都是離散信號(hào)，難以計(jì)算出具體的指數(shù)表達(dá)式，因此通過(guò)快速傅里葉變換法（FFT）直接獲得幅頻及相頻曲線，進(jìn)而通過(guò)曲線計(jì)算相應(yīng)的特性數(shù)值。

2 頻率特性測(cè)量及數(shù)據(jù)處理分析方法

2.1 頻率特性測(cè)試方法簡(jiǎn)介

直升機(jī)四個(gè)操縱通道為：俯仰（駕駛桿縱向）、橫滾（駕駛桿橫向）、總距（總距桿）以及航向（腳蹬），下面以航向通道頻率特性測(cè)試為例簡(jiǎn)述試驗(yàn)方法。試驗(yàn)開始前在被測(cè)通道駕駛桿處加裝正弦信號(hào)發(fā)生器及位移傳感器，在響應(yīng)輸出端加裝位移傳感器，具體安裝方式如圖1、圖2所示：

信號(hào)發(fā)生器產(chǎn)生正弦輸入信號(hào)為：

2.2 數(shù)據(jù)處理方法

通過(guò)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集的試驗(yàn)數(shù)據(jù)是時(shí)域范圍內(nèi)的離散量，想要獲得系統(tǒng)的頻率特性，需要將采集的時(shí)域離散信號(hào)變換為頻域離散信號(hào)，變換方法稱為離散傅里葉變換（Discrete Fourier Transformation，DFT）。進(jìn)行N個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)的時(shí)域離散信號(hào)DFT計(jì)算時(shí)所做的復(fù)數(shù)乘法和復(fù)數(shù)加法次數(shù)都與N2成正比，因此試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理采用離散傅里葉變換（DFT）的快速算法，即快速傅里葉變換（Fast Fourier Transformation，F(xiàn)FT）。

對(duì)于N點(diǎn)有限長(zhǎng)時(shí)域離散信號(hào)x（n）的DFT變換式為：

2.3 掃頻響應(yīng)測(cè)試分析方法應(yīng)用實(shí)例

以某型號(hào)飛行操縱系統(tǒng)頻率特性試驗(yàn)為例，上文中描述的FFT變換方法，在MATLAB中可以直接調(diào)用，因此運(yùn)用MATLAB軟件編程進(jìn)行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的批處理與分析。

試驗(yàn)（俯仰通道）輸入信號(hào)與輸出信號(hào)如圖3、圖4所示。

進(jìn)行FFT變換后信號(hào)組成頻率范圍在0～500Hz，只選取分析目標(biāo)頻率范圍0～3.5Hz，變換后的信號(hào)按照式9～15進(jìn)行計(jì)算得到對(duì)數(shù)頻率特性曲線如圖5所示。

現(xiàn)行的試驗(yàn)分析以0.3Hz頻率點(diǎn)附近作為激勵(lì)響應(yīng)初始頻率即基頻，通過(guò)計(jì)算3Hz處相對(duì)于初始頻率處系統(tǒng)的幅值比衰減，并結(jié)合輸入與輸出信號(hào)的幅值比、相位差以評(píng)價(jià)系統(tǒng)的頻率特性是否符合設(shè)計(jì)要求，上述俯仰通道的頻率特性計(jì)算數(shù)據(jù)如表1所示。

2.4 基于試驗(yàn)數(shù)據(jù)的飛行操縱系統(tǒng)頻率特性評(píng)價(jià)方法

直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)的頻率特性反映了飛行員以不同頻率進(jìn)行飛行操縱時(shí)，操縱系統(tǒng)對(duì)不同頻率操縱輸入的反映與執(zhí)行程度。從操縱系統(tǒng)動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性及噪聲抑制性能出發(fā)，希望直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)的幅相頻特性滿足以下要求：

（1）在目標(biāo)頻率范圍內(nèi)即飛行員可達(dá)到的操縱頻率范圍內(nèi)，幅頻特性曲線應(yīng)盡量平坦，以免操縱系統(tǒng)對(duì)飛行員的操縱響應(yīng)有過(guò)大的失真或者超調(diào)。

（2）操縱系統(tǒng)通頻帶應(yīng)該覆蓋飛行員的操縱頻率范圍，即需要保證對(duì)飛行員的操縱有必要的反應(yīng)速度，且應(yīng)該對(duì)超出飛行員的操縱頻率范圍的信號(hào)即噪聲擾動(dòng)信號(hào)有一定的抑制作用。

（3）操縱系統(tǒng)的共振頻率點(diǎn)應(yīng)落在飛行員操縱頻率范圍以外，且應(yīng)在高頻處，以避免由飛行員的操縱誘發(fā)振蕩。

（4）在有效通頻帶內(nèi)相位滯后應(yīng)當(dāng)盡量小一些，以保證操縱系統(tǒng)對(duì)輸入響應(yīng)的靈敏度。

如圖5所示，系統(tǒng)幅頻特性曲線在分析目標(biāo)頻率范圍0.3Hz～3Hz以內(nèi)接近一水平線，幅值比以穩(wěn)定的小斜率衰減，但高頻相對(duì)于基頻的衰減幅度不大（見表1中幅值比衰減數(shù)據(jù)），3Hz以后幅值比變化波動(dòng)幅度增大，至3.4Hz附近達(dá)到最大值時(shí)，此時(shí)系統(tǒng)處于共振狀態(tài)，試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)可見槳葉擺動(dòng)幅度急劇增大，機(jī)身隨之劇烈搖晃。圖5中相頻曲線為響應(yīng)信號(hào)與激勵(lì)信號(hào)之間的相位差隨著信號(hào)頻率的變化圖線，相位滯后應(yīng)在-180°～180°之間，對(duì)相位差數(shù)據(jù)做相應(yīng)變換后相位滯后數(shù)據(jù)見表1，可知在分析目標(biāo)低頻區(qū)0.3Hz～3Hz內(nèi)相位滯后絕對(duì)值以穩(wěn)定的斜率增大，即低頻區(qū)相位滯后較小，隨著輸入信號(hào)頻率增大，相位滯后逐步增大。

由數(shù)據(jù)分析可知該型機(jī)的操縱系統(tǒng)俯仰通道頻率特性滿足2.4節(jié)開頭提出的要求，設(shè)計(jì)合理。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文所采用的掃頻響應(yīng)試驗(yàn)及處理分析方法能夠準(zhǔn)確地反映直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)頻率特性，進(jìn)而可以驗(yàn)證操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)、制造、裝配的準(zhǔn)確以及符合性，可用作評(píng)價(jià)直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)的系統(tǒng)動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性和噪聲抑制性能的指標(biāo)。

參考文獻(xiàn)：

[1]胡壽松.自動(dòng)控制原理[M].北京：科學(xué)出版社，2013，3.

[2]趙光宙.信號(hào)分析與處理[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2016，7.

[3]吳森堂，費(fèi)玉華.飛行控制系統(tǒng)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005，9.

[4]李紅，謝松法.復(fù)變函數(shù)與積分變換[M].北京：高等教育出版社，2013，11.

[5]邵建，董益亮.汽車操縱穩(wěn)定性的頻率特性分析方法[C].北京：

2009中國(guó)汽車工程學(xué)會(huì)論文集，2009.