[发明专利]一种飞机舵机动刚度试验台稳定裕度测试系统及方法

权利要求书

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，飞行仿真系统（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；

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：飞机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），飞机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。

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。