[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

说明书

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。

技术领域

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。

发明内容

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；