直升機(jī)顫振試飛激勵(lì)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

李育麗，寇寶智，梁海洲

（中國飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089）

直升機(jī)以其可垂直起降、低空飛行、空中懸停等特點(diǎn)，在軍民領(lǐng)域都起到了舉足輕重的作用。某型直升機(jī)是國內(nèi)首次采用數(shù)字電傳飛控系統(tǒng)的直升機(jī)，其定型試飛首次提出關(guān)于直升機(jī)氣動(dòng)機(jī)械及氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性、飛控穩(wěn)定裕度等試飛科目要求，高效的激勵(lì)是該型機(jī)獲取本機(jī)動(dòng)力學(xué)特性至關(guān)重要的基礎(chǔ)。

固定翼飛機(jī)進(jìn)行氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性相關(guān)試飛科目時(shí)，為了獲取有效的響應(yīng)數(shù)據(jù)，通常會(huì)根據(jù)飛機(jī)的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)形式，采用固體小火箭、脈沖駕駛桿、大氣紊流以及電傳飛控系統(tǒng)出現(xiàn)后的操縱面激勵(lì)等手段[1-2]。經(jīng)過多年實(shí)踐，各種類型電傳固定翼飛機(jī)采用顫振試飛激勵(lì)系統(tǒng)（簡稱FES）在顫振及伺服氣動(dòng)彈性試飛科目中取得了良好的效果，極大提高了試飛效率，有效保障了試飛安全[3-5]。對(duì)于無法借助電傳系統(tǒng)進(jìn)行激勵(lì)的飛機(jī)，同樣基于現(xiàn)代計(jì)算機(jī)控制技術(shù)開發(fā)了旋轉(zhuǎn)小翼[6-8]及慣性激勵(lì)系統(tǒng)[9]。

文中介紹的直升機(jī)顫振試飛激勵(lì)系統(tǒng)（簡稱HES），繼承和借鑒了固定翼顫振試飛激勵(lì)系統(tǒng)的成熟技術(shù)，結(jié)合了直升機(jī)的控制原理及接口要求設(shè)計(jì)。在整個(gè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，考慮機(jī)載設(shè)備環(huán)境的特殊要求[10-13]，系統(tǒng)主CPU 選用低功耗、高性能的PPC7447A 處理器，操作系統(tǒng)選用國產(chǎn)嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)ACoreOS[14]，可編程產(chǎn)生脈沖、階躍、隨機(jī)、恒頻、掃頻等多種類型的激勵(lì)信號(hào)。依據(jù)直升機(jī)控制原理，采用多通道耦合激勵(lì)輸出技術(shù)，驅(qū)動(dòng)舵面以給定的規(guī)律運(yùn)動(dòng)，以此獲得飛機(jī)縱向、橫向、總距及尾槳的有效激勵(lì)。同時(shí)為確保飛行安全，系統(tǒng)采用了雙余度設(shè)計(jì)、內(nèi)部自檢測(cè)和外部監(jiān)控等多種保安監(jiān)控措施。在飛行試驗(yàn)中，可自動(dòng)或飛行員手動(dòng)切除激勵(lì)信號(hào)，確保飛行安全。該系統(tǒng)研發(fā)有力保障了飛機(jī)多種動(dòng)力學(xué)科目試飛，極大提高了試飛效率。

1 系統(tǒng)架構(gòu)

1.1 硬件組成結(jié)構(gòu)

直升機(jī)顫振試飛激勵(lì)系統(tǒng)的硬件主要由控制盒和控制計(jì)算機(jī)組成，其組成結(jié)構(gòu)如圖1 所示。

圖1 HES 硬件組成結(jié)構(gòu)Fig.1 The components and structure of HES hardware

控制盒是系統(tǒng)的主要操作輸入和運(yùn)行狀態(tài)顯示設(shè)備，用于試驗(yàn)對(duì)象、信號(hào)類型、試驗(yàn)時(shí)間的設(shè)置，控制試驗(yàn)的啟停，監(jiān)控系統(tǒng)的狀態(tài)，通過RS422、離散量接口與控制計(jì)算機(jī)交聯(lián)。

控制計(jì)算機(jī)是系統(tǒng)的主控設(shè)備，具有信號(hào)采集、信號(hào)處理、信號(hào)輸出、保安監(jiān)控和通道分配等多種功能。通過模擬量、離散量、RS422、1393B 等接口與控制盒、飛控系統(tǒng)、機(jī)載測(cè)試等交聯(lián)。

1.2 軟件組成結(jié)構(gòu)

直升機(jī)顫振試飛激勵(lì)系統(tǒng)的軟件組成結(jié)構(gòu)如圖2所示，主要包括應(yīng)用層、操作系統(tǒng)層和模塊支持層軟件。軟件采用可信軟件技術(shù)開發(fā)[15]，通信采用分區(qū)間通信技術(shù)[16]。

應(yīng)用層軟件是直接面向用戶需求的軟件，在LambdaAE[17]環(huán)境中完成開發(fā)。其主要作用是完成系統(tǒng)初始化與自檢測(cè)、激勵(lì)任務(wù)的設(shè)置、激勵(lì)信號(hào)的實(shí)時(shí)解算與輸出，試驗(yàn)過程保安監(jiān)控處理和故障告警實(shí)施等。

操作系統(tǒng)層軟件介于應(yīng)用層和硬件層之間，選用國產(chǎn)ACoreOS 機(jī)載嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)。其主要作用一方面負(fù)責(zé)管理硬件層設(shè)備；另一方面負(fù)責(zé)應(yīng)用軟件的管理。實(shí)現(xiàn)應(yīng)用任務(wù)的調(diào)度、系統(tǒng)資源的分配，為應(yīng)用軟件提供可使用組件C 運(yùn)行時(shí)庫、VxWork 兼容接口、BIT 檢測(cè)等，提供API 接口供應(yīng)用軟件訪問操作系統(tǒng)等。

圖2 HES 軟件架構(gòu)Fig.2 HES software architecture

模塊支持層軟件是介于硬件與操作系統(tǒng)層之間，主要包括結(jié)構(gòu)支持包（ASP）、板級(jí)支持包（BSP）、映像管理（IM）、駐留通信代理及核心調(diào)試代理等。

2 工作原理

系統(tǒng)工作原理如圖3 所示。首先使用者根據(jù)任務(wù)要求，通過控制盒面板按鍵進(jìn)行任務(wù)的設(shè)置。設(shè)置好任務(wù)后，通過控制開關(guān)進(jìn)行任務(wù)的加入，控制計(jì)算機(jī)根據(jù)接收設(shè)置任務(wù)，實(shí)時(shí)解算激勵(lì)信號(hào)，在有效的安全監(jiān)控下耦合輸出到直升機(jī)飛控系統(tǒng)中，借助各舵機(jī)驅(qū)動(dòng)激勵(lì)直升機(jī)，完成相關(guān)科目的試飛。在激勵(lì)的同時(shí)，系統(tǒng)一方面可對(duì)應(yīng)急切除、飛機(jī)的響應(yīng)、飛控系統(tǒng)和自身狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)控；另一方面還將系統(tǒng)的信息送至機(jī)載測(cè)試，用于地面人員的實(shí)時(shí)監(jiān)控。

圖3 HES 系統(tǒng)工作原理Fig.3 Working principle of HES system

3 電路設(shè)計(jì)

3.1 控制盒電路設(shè)計(jì)

控制盒電路設(shè)計(jì)原理如圖4 所示，系統(tǒng)以32 位定點(diǎn)微控制單元（MCU）CMDSPF2812 為核心，利用F2812 的GPIO 口對(duì)按鍵、開關(guān)進(jìn)行采集，利用GPIO 輸出高低電平控制指示燈、照明燈的亮滅。利用F2812 內(nèi)置的SCI 外設(shè)外擴(kuò)RS422 總線驅(qū)動(dòng)器，實(shí)現(xiàn)RS422 總線與控制計(jì)算機(jī)數(shù)據(jù)交互。電源電路的設(shè)計(jì)考慮GJB 181A 相關(guān)要求，在滿足內(nèi)部電路供電的同時(shí)，設(shè)計(jì)了濾波、尖峰浪涌抑制、防掉電、防電源接反等措施。

3.2 控制計(jì)算機(jī)電路設(shè)計(jì)

控制計(jì)算機(jī)的內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖5 所示，主要由CPU模塊、SDIO（1394B 總線及離散量輸入/輸出）模塊、AIO_EP（模擬量輸入/輸出及保安監(jiān)控）模塊、PS（電源）模塊和MB（母板）組成。

1）CPU 模塊采用PPC7447A 為主處理器，資源主要有1 GB 的DDR2 SDRAM、128 MB 的應(yīng)用Flash、128 MB 的BOOT Flash、512 kB 的NVM 存儲(chǔ)器、2路串行接口、2 路100 M/1000 M 以太網(wǎng)接口、中斷控制器、可編程看門狗電路等。主橋采用基于交換結(jié)構(gòu)的PC109 芯片，主要實(shí)現(xiàn)PPC 處理器MPX 總線或60X 總線到存儲(chǔ)器總線，PCI 總線等的橋接功能，對(duì)外接口為LBE 總線，提供10 路RS422 接口等。

圖4 控制盒電路設(shè)計(jì)原理Fig.4 Design principle of control box circuit

圖5 控制計(jì)算機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)Fig.5 Internal structure of control computer

2）SDIO 模塊主要實(shí)現(xiàn)1394B 總線和離散量輸入/輸出的處理，采用基板和背板的結(jié)構(gòu)方式?；骞δ馨? 條1394B 鏈路層接口，LBE 總線控制邏輯，雙口RAM、離散量輸入/輸出接口，通過雙口RAM 與CPU 模塊交換1394B 通訊，支持CPU 模塊直接控制離散量接口。背板采用PowerPC8245 處理器，專門用于實(shí)現(xiàn)1394B 總線數(shù)據(jù)的處理，通過CPLD邏輯實(shí)現(xiàn)與外圍電路接口控制。為保證1394B 總線的信號(hào)完整性，SDIO 模塊僅設(shè)計(jì)鏈路層接口，物理層和變壓器接口設(shè)計(jì)在MB（母板）模塊上。

3）AIO_EP 模塊主要實(shí)現(xiàn)模擬量輸入/輸出、保安監(jiān)控和通道分配等各項(xiàng)功能，系統(tǒng)采用FPGA 實(shí)現(xiàn)模擬量自動(dòng)采集和輸出，釋放CPU 的計(jì)算能力。出于安全考慮，該模塊一方面設(shè)計(jì)有保安監(jiān)控電路，可對(duì)外部監(jiān)控信號(hào)（飛控故障、應(yīng)急切除、加入/斷開）、內(nèi)部監(jiān)控信號(hào)（看門狗、DA 門限、DA 比較、通道分配邏輯等）進(jìn)行綜合判斷，任一條件不滿足，系統(tǒng)均不接通激勵(lì)信號(hào)輸出通道；另一方面系統(tǒng)只設(shè)計(jì)4路DA 輸出，通過通道分配電路最多可輸出8 路（每路4 余度）激勵(lì)信號(hào)，按照設(shè)置條件，接通預(yù)期通道。

4）PS 模塊的功能除了將輸入的28VDC 經(jīng)濾波后為本系統(tǒng)提供28VDC 電源使用外，還根據(jù)系統(tǒng)內(nèi)部電路需要，提供28 V 轉(zhuǎn)5 V、±15 V 二次電源，供系統(tǒng)內(nèi)部使用。電源電路的設(shè)計(jì)同時(shí)考慮GJB 181A相關(guān)要求，設(shè)計(jì)有輸入尖峰、浪涌和濾波保護(hù)及輸出過壓、短路保護(hù)等措施。

5）MB（母板）模塊采用剛饒板結(jié)構(gòu)，分別連接機(jī)內(nèi)模塊連接器和機(jī)箱面板連接器，1394B 總線物理層電路也在MB 模塊上實(shí)現(xiàn)。設(shè)計(jì)同時(shí)考慮信號(hào)的分類分層設(shè)計(jì)、功率設(shè)計(jì)、共地設(shè)計(jì)、抗干擾設(shè)計(jì)等。

4 激勵(lì)控制軟件設(shè)計(jì)

4.1 軟件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

激勵(lì)控制軟件組成結(jié)構(gòu)如圖6 所示，主要由系統(tǒng)初始化及自檢測(cè)任務(wù)、控制參數(shù)表生成任務(wù)和實(shí)時(shí)激勵(lì)信號(hào)輸出與監(jiān)控任務(wù)組成。

1）系統(tǒng)初始化及自檢測(cè)任務(wù)的主要功能是對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行初始化設(shè)置和上電/復(fù)位的自檢測(cè)（P/RBIT）。

2）控制參數(shù)表生成任務(wù)的主要功能是對(duì)使用人員關(guān)于控制盒的按鍵操作進(jìn)行采集及合理性判斷，生成包括激勵(lì)翼面類型、信號(hào)類型、持續(xù)時(shí)間等任務(wù)設(shè)置參數(shù)，并點(diǎn)亮相應(yīng)按鍵燈。

圖6 激勵(lì)控制軟件結(jié)構(gòu)Fig.6 Architecture of excitation control software

3）實(shí)時(shí)激勵(lì)信號(hào)輸出與監(jiān)控任務(wù)的主要功能是根據(jù)設(shè)置的信息和直升機(jī)的控制算法，實(shí)時(shí)解算并輸出激勵(lì)信號(hào)到相應(yīng)翼面。在激勵(lì)過程中，對(duì)應(yīng)急切除、飛控狀態(tài)、飛機(jī)振動(dòng)、舵面位置和自身狀態(tài)等進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控，出現(xiàn)故障立即切除輸出信號(hào)并報(bào)故障信息。

4.2 激勵(lì)信號(hào)算法

激勵(lì)控制軟件可實(shí)時(shí)編程產(chǎn)生階躍、脈沖、隨機(jī)、正弦恒頻、正弦掃頻等多種類型的激勵(lì)信號(hào)，并可按縱向、橫向、總距、平尾、尾槳設(shè)置激勵(lì)對(duì)象，驅(qū)動(dòng)槳葉運(yùn)動(dòng)。其中平尾、尾槳為獨(dú)立控制，縱向、橫向和總距依據(jù)原機(jī)耦合控制。幾種典型激勵(lì)信號(hào)如圖7所示。

圖7 典型激勵(lì)信號(hào)Fig.7 Typical excitation signals: a) step signal; b) pulse signal; c) sinusoidal constant frequency signal; d) sine sweep signal

4.3 流程設(shè)計(jì)

激勵(lì)控制軟件的運(yùn)行流程如圖8 所示。軟件運(yùn)行后，首先進(jìn)行系統(tǒng)的初始化和各類接口自檢測(cè)。成功后，進(jìn)入控制參數(shù)表生成任務(wù)，實(shí)時(shí)采集按鍵、開關(guān)信息，對(duì)設(shè)置信息進(jìn)行邏輯檢查，實(shí)時(shí)點(diǎn)亮控制盒相應(yīng)按鍵燈，并向機(jī)載測(cè)試發(fā)送設(shè)置狀態(tài)。設(shè)置合理后，進(jìn)行實(shí)時(shí)激勵(lì)任務(wù)的初始設(shè)置。此時(shí)當(dāng)使用人員將“加入/斷開” 開關(guān)扳至加入狀態(tài)后，系統(tǒng)啟動(dòng)實(shí)時(shí)激勵(lì)任務(wù)。進(jìn)入實(shí)時(shí)激勵(lì)任務(wù)后，系統(tǒng)根據(jù)設(shè)置和控制原理實(shí)時(shí)解算并輸出激勵(lì)信號(hào)到相應(yīng)翼面。在激勵(lì)過程中，軟件還實(shí)時(shí)對(duì)應(yīng)急切除、飛控故障、舵面位置、振動(dòng)信號(hào)和對(duì)自身狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)控，任一監(jiān)控因素故障，系統(tǒng)立即停止激勵(lì)信號(hào)的輸出，并報(bào)故障信息。在激勵(lì)任務(wù)結(jié)束或故障解除后，返回控制參數(shù)表生成任務(wù)，可進(jìn)行下一次任務(wù)的設(shè)置。

圖8 激勵(lì)控制軟件的運(yùn)行流程Fig.8 Operational process of excitation control software

5 仿真測(cè)試

為提高產(chǎn)品的開發(fā)、調(diào)試、檢測(cè)、使用和維護(hù)效率，開發(fā)了配套的智能化地面檢測(cè)系統(tǒng)。通過可視化的界面，實(shí)現(xiàn)各種輸入信號(hào)的仿真和各種輸出信號(hào)的監(jiān)控和記錄，實(shí)驗(yàn)室仿真測(cè)試畫面如圖9 所示。

6 設(shè)備應(yīng)用

實(shí)現(xiàn)直升機(jī)顫振試飛激勵(lì)系統(tǒng)的軟硬件設(shè)計(jì)，并進(jìn)行相關(guān)試驗(yàn)驗(yàn)證后，進(jìn)行了某型直升機(jī)的氣動(dòng)彈性相關(guān)飛行試驗(yàn)。試驗(yàn)過程中，設(shè)計(jì)了正弦掃頻激勵(lì)信號(hào)進(jìn)行耦合激勵(lì)，見公式（1）[18]。

式中：y為激勵(lì)信號(hào)；A為激勵(lì)幅值；1f為起始頻率；2f為結(jié)束頻率；T為激勵(lì)時(shí)長；t為激勵(lì)時(shí)間。激勵(lì)信號(hào)的時(shí)域如圖10 所示。

選擇典型的旋翼處在橫向變距角激勵(lì)情況下的振動(dòng)響應(yīng)（如圖11 和12 所示），可以看出，激勵(lì)時(shí)直升機(jī)振動(dòng)響應(yīng)明顯，可以充分得到相應(yīng)的頻譜。借助該系統(tǒng)，已成功開展了某直升機(jī)地面共振[19]、空中共振、旋翼及機(jī)體顫振、氣動(dòng)伺服彈性、飛行品質(zhì)試飛和穩(wěn)定裕度等試飛任務(wù)，支撐了多項(xiàng)直升機(jī)氣動(dòng)彈性[20]試飛難題的解決，為其設(shè)計(jì)鑒定提供依據(jù)。

圖9 實(shí)驗(yàn)室仿真測(cè)試畫面Fig.9 Test screen of laboratory simulation

圖10 各向激勵(lì)的激勵(lì)信號(hào)時(shí)域圖Fig.10 Time domain diagrams of excitation signals for different dimensions: a) longitudinal excitation; b) transverse excitation; c) total distance excitation; d) plane circular excitation

圖11 主減機(jī)匣應(yīng)變時(shí)域曲線Fig.11 Time domain curve for strain of main gear reducer casing strain

圖12 主減機(jī)匣應(yīng)變頻譜Fig.12 Spectrum for strain of main gear reducer casing

7 結(jié)語

文中針對(duì)直升機(jī)復(fù)雜傳動(dòng)關(guān)系，首次采用多通道耦合激勵(lì)輸出信號(hào)技術(shù)，系統(tǒng)設(shè)計(jì)遵循 “國產(chǎn)化、智能化” 的設(shè)計(jì)理念，解決了直升機(jī)相關(guān)試飛科目中的關(guān)鍵技術(shù)，為有效降低試飛風(fēng)險(xiǎn)，提高試飛效率，縮短試飛周期，提供強(qiáng)有力的支持保障。同時(shí)系統(tǒng)設(shè)計(jì)考慮可擴(kuò)展性和兼容性，既能滿足某直升機(jī)試飛的需要，也可應(yīng)用于其他型號(hào)的試飛任務(wù)。