本文格式為Word版，下載可任意編輯——分布式電傳飛控系統(tǒng)穩(wěn)定儲備試驗

穩(wěn)定性是操縱系統(tǒng)的基本要求，是指在去掉作用于系統(tǒng)的干擾后，它能夠以足夠的精度恢復(fù)到初始平衡狀態(tài)的能力。穩(wěn)定性的定義反映了對操縱系統(tǒng)的三個要求：一是必需能恢復(fù)，二是能快速恢復(fù)，三是回復(fù)狀態(tài)與初始狀態(tài)有高度的一致性。在飛控系統(tǒng)中的優(yōu)異的穩(wěn)定性是良好飛行品質(zhì)的必要條件。在飛控系統(tǒng)設(shè)計中，尋常通過增益裕度和相位裕度來表征飛控系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

建模與仿真技術(shù)的發(fā)展，為通過數(shù)字仿真來研究和評估飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性創(chuàng)造了很好的條件，也為此做出了很大的貢獻(xiàn)。但是，由于仿真計算增益和相位裕量需要考慮的因素眾多，諸如：制造公差，穩(wěn)定的和不穩(wěn)定的氣動影響和結(jié)構(gòu)模態(tài)，計算通道中的模擬或數(shù)字的輸入和輸出濾波器造成的相位滯后，采樣速率和綜合技術(shù)，熱效應(yīng)，降級構(gòu)型，部分液壓失效。且飛機(jī)系統(tǒng)機(jī)載設(shè)備多，結(jié)構(gòu)繁雜，特別像液壓伺服舵機(jī)及其液壓能源，很難建立精準(zhǔn)的數(shù)學(xué)模型，也很難實現(xiàn)繁雜模型下的實時仿真。因此，在飛機(jī)驗證階段需要通過試驗來進(jìn)行驗證系統(tǒng)的穩(wěn)定性滿足設(shè)計要求，通過“穩(wěn)定儲存試驗〞來驗證和評估飛控系統(tǒng)穩(wěn)定儲存也顯得尤為重要。

某型飛機(jī)飛控系統(tǒng)采用分部式架構(gòu)，系統(tǒng)以多余度飛行操縱模塊（FCM）、作動器操縱電子（ACE）、遠(yuǎn)程電子單元（REU）為核心處理部件構(gòu)建的數(shù)字式電傳飛行操縱系統(tǒng)，向飛機(jī)飛行提供正常操縱功能;同時了防止ACE的共模故障，系統(tǒng)還配備了使用模擬操縱電路的輔助飛行操縱單元（AFCU）提供備份操縱，該設(shè)備可以在4臺ACE同時失效時保證對主操縱面（副翼、方向舵、升降舵）的操縱，實現(xiàn)飛機(jī)的安全飛行和著陸。

系統(tǒng)共有四個工作模式，其中正常工作模式和降級工作模式的操縱律由FCM生成，通過數(shù)字總線將操縱指令經(jīng)由各ACE轉(zhuǎn)發(fā)到對應(yīng)的REU，由REU操縱作動器執(zhí)行指令;正常工作模式是系統(tǒng)默認(rèn)的工作模式，正常模式操縱律可實現(xiàn)操縱增穩(wěn)、縱向自動配平、邊界保護(hù)、神態(tài)保持等功能。在外部信號缺失或系統(tǒng)內(nèi)設(shè)備故障時，系統(tǒng)進(jìn)入降級工作模式，在該模式下系統(tǒng)結(jié)合直接角速率傳感器（DMRS）提供的角速率信號生成操縱增穩(wěn)的降級模式操縱律。直接工作模式的隨襟翼狀態(tài)調(diào)參的比例操縱律由各ACE生成，通過數(shù)字總線將操縱指令發(fā)送到對應(yīng)的REU，由REU操縱作動器執(zhí)行指令;備份操縱功能的比例操縱律由AFCU生成，通過模擬信號將操縱指令傳遞到對應(yīng)的REU，由REU操縱作動器執(zhí)行指令。直接模式和備份操縱模式的操縱律均為開環(huán)的比例操縱?；陲w控系統(tǒng)的功能及狀態(tài)，系統(tǒng)的閉環(huán)穩(wěn)定性驗證試驗只需覆蓋飛控系統(tǒng)正常工作模式和降級工作模式，系統(tǒng)的直接模式和備份操縱模式只需進(jìn)行開環(huán)動態(tài)性能測試即可。

在以往的電傳飛控系統(tǒng)的穩(wěn)定性測試中，多采用斷開系統(tǒng)測量系統(tǒng)的開環(huán)頻率響應(yīng)，得到系統(tǒng)的開環(huán)傳遞函數(shù)的方法。但由于本飛控系統(tǒng)縱向通道具備有自動配平的功能，如采取開環(huán)的方式進(jìn)行穩(wěn)定性的測試，會由于積分器的漂移導(dǎo)致測量的數(shù)據(jù)難以分析。在系統(tǒng)研制初期，在桌面仿真中尋?？梢酝ㄟ^斷開積分器，將系統(tǒng)斷開，測量系統(tǒng)的開環(huán)傳遞函數(shù)。但是在系統(tǒng)集成階段，斷開積分器過于繁雜且沒有必要。所以對于本系統(tǒng)采用閉環(huán)疊加干擾信號的方式來進(jìn)行穩(wěn)定儲存的測試。

在進(jìn)行系統(tǒng)穩(wěn)定儲存時，系統(tǒng)外部通過飛控系統(tǒng)操縱面上的舵面位移傳感器，將舵面的運動狀態(tài)輸入到飛行仿真系統(tǒng)，飛行仿真系統(tǒng)運行飛機(jī)的六自由度運動模型或小擾動線性化運動模型，解算出飛機(jī)的神態(tài)角、三軸角速率、加速度等參數(shù)，再通過物理效應(yīng)器驅(qū)動飛機(jī)運動傳感器產(chǎn)生信號（或直接將信號注入飛控系統(tǒng)）注入飛控系統(tǒng)，達(dá)到系統(tǒng)與飛機(jī)閉環(huán)。在飛行仿真系統(tǒng)設(shè)置不同的飛機(jī)構(gòu)型及飛行狀態(tài)，并將飛機(jī)配平在設(shè)定的飛行狀態(tài)下。用動態(tài)頻響分析儀產(chǎn)生正弦掃頻信號注入飛控系統(tǒng)。通過將REU中的可編程規(guī)律替換為“試驗構(gòu)型〞狀態(tài)，使正常系統(tǒng)閉環(huán)內(nèi)的指令信號與經(jīng)由AFCU口輸入的外部掃頻信號進(jìn)行融合，達(dá)到在系統(tǒng)注入擾動的目的。融合后的信號會通過“操縱反饋信號〞經(jīng)由雙工數(shù)字總線回傳到系統(tǒng)。由于系統(tǒng)采用分部式架構(gòu)，相較于傳統(tǒng)飛控系統(tǒng)，可以很便利的將ACE與REU之間的數(shù)字信號進(jìn)行解析，得到系統(tǒng)下發(fā)給REU的操縱信號及REU的操縱反饋信號。通過總線信號采集模塊將“操縱信號〞和“操縱反饋信號〞采集，并通過數(shù)/模轉(zhuǎn)換為模擬信號分別接入頻響分析儀的兩個分析通道。如圖1所示。

通過頻響分析儀繪制出“操縱信號〞相對于“操縱反饋信號〞的Bode圖。找出幅頻曲線達(dá)到0dB點及相頻曲線達(dá)到180°的點。幅頻曲線達(dá)到0dB的頻率在相頻曲線上對應(yīng)的點距-180°的距離即為相位裕度，相頻曲線達(dá)到180°的頻率在幅頻上對應(yīng)的點距0dB的距離即為增益裕度，如圖2所示。

依照國內(nèi)外相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)，系統(tǒng)的增益裕度和相位裕度應(yīng)滿足表1。

在穩(wěn)定儲存試驗中，需要選擇適合的鼓舞幅值和飛機(jī)的狀態(tài)點，適合的幅值可盡量減少非線性因素的影響，且不會使系統(tǒng)的任何環(huán)節(jié)處于飽和狀態(tài)。具有代表性的飛機(jī)狀態(tài)點可以覆蓋整個飛行包線，確保整個飛行包線內(nèi)的飛行安全。除了系統(tǒng)正常狀態(tài)下的穩(wěn)定性測試以外，也應(yīng)考慮系統(tǒng)故障/非正常工作狀況下的測試，如：整個操縱回路中對于氣動和大氣數(shù)據(jù)的不確定性的狀態(tài)，系統(tǒng)的余度降級和余度失效的狀態(tài)，液壓源系統(tǒng)由于余度故障、非預(yù)期的流量和壓力、沖擊、振動等不正常狀態(tài)的影響。

除了考慮飛控系統(tǒng)的穩(wěn)定性以外，同時也應(yīng)保證飛控系統(tǒng)不會與飛機(jī)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生不利的耦合。特別是確保飛控系統(tǒng)外部傳感器（慣性基準(zhǔn)/航姿基準(zhǔn)等）的安裝位置能最大限度地降低/避免因飛機(jī)裝載狀態(tài)及狀態(tài)變化引起的振動等在內(nèi)的結(jié)構(gòu)模態(tài)耦合（SMI），并有安全的敏感性裕度。在進(jìn)行結(jié)構(gòu)模態(tài)耦合試驗時，也可以采用一致的試驗方法，在SMIT中只需將仿真系統(tǒng)的“飛行動力模型〞替換為“彈性飛機(jī)模型〞即可。

通過穩(wěn)定性試驗，驗證了系統(tǒng)滿足操縱面速率、鉸鏈力矩和剛