直升機顫振試飛激勵系統的設計與實現

李育麗，寇寶智，梁海洲

（中國飛行試驗研究院，西安 710089）

直升機以其可垂直起降、低空飛行、空中懸停等特點，在軍民領域都起到了舉足輕重的作用。某型直升機是國內首次采用數字電傳飛控系統的直升機，其定型試飛首次提出關于直升機氣動機械及氣動彈性穩定性、飛控穩定裕度等試飛科目要求，高效的激勵是該型機獲取本機動力學特性至關重要的基礎。

固定翼飛機進行氣動彈性穩定性相關試飛科目時，為了獲取有效的響應數據，通常會根據飛機的系統結構形式，采用固體小火箭、脈沖駕駛桿、大氣紊流以及電傳飛控系統出現后的操縱面激勵等手段[1-2]。經過多年實踐，各種類型電傳固定翼飛機采用顫振試飛激勵系統（簡稱FES）在顫振及伺服氣動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]。對于無法借助電傳系統進行激勵的飛機，同樣基于現代計算機控制技術開發了旋轉小翼[6-8]及慣性激勵系統[9]。

文中介紹的直升機顫振試飛激勵系統（簡稱HES），繼承和借鑒了固定翼顫振試飛激勵系統的成熟技術，結合了直升機的控制原理及接口要求設計。在整個系統設計中，考慮機載設備環境的特殊要求[10-13]，系統主CPU 選用低功耗、高性能的PPC7447A 處理器，操作系統選用國產嵌入式實時操作系統ACoreOS[14]，可編程產生脈沖、階躍、隨機、恒頻、掃頻等多種類型的激勵信號。依據直升機控制原理，采用多通道耦合激勵輸出技術，驅動舵面以給定的規律運動，以此獲得飛機縱向、橫向、總距及尾槳的有效激勵。同時為確保飛行安全，系統采用了雙余度設計、內部自檢測和外部監控等多種保安監控措施。在飛行試驗中，可自動或飛行員手動切除激勵信號，確保飛行安全。該系統研發有力保障了飛機多種動力學科目試飛，極大提高了試飛效率。

1 系統架構

1.1 硬件組成結構

直升機顫振試飛激勵系統的硬件主要由控制盒和控制計算機組成，其組成結構如圖1 所示。

圖1 HES 硬件組成結構Fig.1 The components and structure of HES hardware

控制盒是系統的主要操作輸入和運行狀態顯示設備，用于試驗對象、信號類型、試驗時間的設置，控制試驗的啟停，監控系統的狀態，通過RS422、離散量接口與控制計算機交聯。

控制計算機是系統的主控設備，具有信號采集、信號處理、信號輸出、保安監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、機載測試等交聯。

1.2 軟件組成結構

直升機顫振試飛激勵系統的軟件組成結構如圖2所示，主要包括應用層、操作系統層和模塊支持層軟件。軟件采用可信軟件技術開發[15]，通信采用分區間通信技術[16]。

應用層軟件是直接面向用戶需求的軟件，在LambdaAE[17]環境中完成開發。其主要作用是完成系統初始化與自檢測、激勵任務的設置、激勵信號的實時解算與輸出，試驗過程保安監控處理和故障告警實施等。

操作系統層軟件介于應用層和硬件層之間，選用國產ACoreOS 機載嵌入式實時操作系統。其主要作用一方面負責管理硬件層設備；另一方面負責應用軟件的管理。實現應用任務的調度、系統資源的分配，為應用軟件提供可使用組件C 運行時庫、VxWork 兼容接口、BIT 檢測等，提供API 接口供應用軟件訪問操作系統等。

圖2 HES 軟件架構Fig.2 HES software architecture

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

2 工作原理

系統工作原理如圖3 所示。首先使用者根據任務要求，通過控制盒面板按鍵進行任務的設置。設置好任務后，通過控制開關進行任務的加入，控制計算機根據接收設置任務，實時解算激勵信號，在有效的安全監控下耦合輸出到直升機飛控系統中，借助各舵機驅動激勵直升機，完成相關科目的試飛。在激勵的同時，系統一方面可對應急切除、飛機的響應、飛控系統和自身狀態進行監控；另一方面還將系統的信息送至機載測試，用于地面人員的實時監控。

圖3 HES 系統工作原理Fig.3 Working principle of HES system

3 電路設計

3.1 控制盒電路設計

控制盒電路設計原理如圖4 所示，系統以32 位定點微控制單元（MCU）CMDSPF2812 為核心，利用F2812 的GPIO 口對按鍵、開關進行采集，利用GPIO 輸出高低電平控制指示燈、照明燈的亮滅。利用F2812 內置的SCI 外設外擴RS422 總線驅動器，實現RS422 總線與控制計算機數據交互。電源電路的設計考慮GJB 181A 相關要求，在滿足內部電路供電的同時，設計了濾波、尖峰浪涌抑制、防掉電、防電源接反等措施。

3.2 控制計算機電路設計

控制計算機的內部結構如圖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 的應用Flash、128 MB 的BOOT Flash、512 kB 的NVM 存儲器、2路串行接口、2 路100 M/1000 M 以太網接口、中斷控制器、可編程看門狗電路等。主橋采用基于交換結構的PC109 芯片，主要實現PPC 處理器MPX 總線或60X 總線到存儲器總線，PCI 總線等的橋接功能，對外接口為LBE 總線，提供10 路RS422 接口等。

圖4 控制盒電路設計原理Fig.4 Design principle of control box circuit

圖5 控制計算機內部結構Fig.5 Internal structure of control computer

2）SDIO 模塊主要實現1394B 總線和離散量輸入/輸出的處理，采用基板和背板的結構方式。基板功能包括3 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，專門用于實現1394B 總線數據的處理，通過CPLD邏輯實現與外圍電路接口控制。為保證1394B 總線的信號完整性，SDIO 模塊僅設計鏈路層接口，物理層和變壓器接口設計在MB（母板）模塊上。

3）AIO_EP 模塊主要實現模擬量輸入/輸出、保安監控和通道分配等各項功能，系統采用FPGA 實現模擬量自動采集和輸出，釋放CPU 的計算能力。出于安全考慮，該模塊一方面設計有保安監控電路，可對外部監控信號（飛控故障、應急切除、加入/斷開）、內部監控信號（看門狗、DA 門限、DA 比較、通道分配邏輯等）進行綜合判斷，任一條件不滿足，系統均不接通激勵信號輸出通道；另一方面系統只設計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）激勵信號，按照設置條件，接通預期通道。

4）PS 模塊的功能除了將輸入的28VDC 經濾波后為本系統提供28VDC 電源使用外，還根據系統內部電路需要，提供28 V 轉5 V、±15 V 二次電源，供系統內部使用。電源電路的設計同時考慮GJB 181A相關要求，設計有輸入尖峰、浪涌和濾波保護及輸出過壓、短路保護等措施。

5）MB（母板）模塊采用剛饒板結構，分別連接機內模塊連接器和機箱面板連接器，1394B 總線物理層電路也在MB 模塊上實現。設計同時考慮信號的分類分層設計、功率設計、共地設計、抗干擾設計等。

4 激勵控制軟件設計

4.1 軟件結構設計

激勵控制軟件組成結構如圖6 所示，主要由系統初始化及自檢測任務、控制參數表生成任務和實時激勵信號輸出與監控任務組成。

1）系統初始化及自檢測任務的主要功能是對系統進行初始化設置和上電/復位的自檢測（P/RBIT）。

2）控制參數表生成任務的主要功能是對使用人員關于控制盒的按鍵操作進行采集及合理性判斷，生成包括激勵翼面類型、信號類型、持續時間等任務設置參數，并點亮相應按鍵燈。

圖6 激勵控制軟件結構Fig.6 Architecture of excitation control software

3）實時激勵信號輸出與監控任務的主要功能是根據設置的信息和直升機的控制算法，實時解算并輸出激勵信號到相應翼面。在激勵過程中，對應急切除、飛控狀態、飛機振動、舵面位置和自身狀態等進行實時監控，出現故障立即切除輸出信號并報故障信息。

4.2 激勵信號算法

激勵控制軟件可實時編程產生階躍、脈沖、隨機、正弦恒頻、正弦掃頻等多種類型的激勵信號，并可按縱向、橫向、總距、平尾、尾槳設置激勵對象，驅動槳葉運動。其中平尾、尾槳為獨立控制，縱向、橫向和總距依據原機耦合控制。幾種典型激勵信號如圖7所示。

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

4.3 流程設計

激勵控制軟件的運行流程如圖8 所示。軟件運行后，首先進行系統的初始化和各類接口自檢測。成功后，進入控制參數表生成任務，實時采集按鍵、開關信息，對設置信息進行邏輯檢查，實時點亮控制盒相應按鍵燈，并向機載測試發送設置狀態。設置合理后，進行實時激勵任務的初始設置。此時當使用人員將“加入/斷開” 開關扳至加入狀態后，系統啟動實時激勵任務。進入實時激勵任務后，系統根據設置和控制原理實時解算并輸出激勵信號到相應翼面。在激勵過程中，軟件還實時對應急切除、飛控故障、舵面位置、振動信號和對自身狀態進行監控，任一監控因素故障，系統立即停止激勵信號的輸出，并報故障信息。在激勵任務結束或故障解除后，返回控制參數表生成任務，可進行下一次任務的設置。

圖8 激勵控制軟件的運行流程Fig.8 Operational process of excitation control software

5 仿真測試

為提高產品的開發、調試、檢測、使用和維護效率，開發了配套的智能化地面檢測系統。通過可視化的界面，實現各種輸入信號的仿真和各種輸出信號的監控和記錄，實驗室仿真測試畫面如圖9 所示。

6 設備應用

實現直升機顫振試飛激勵系統的軟硬件設計，并進行相關試驗驗證后，進行了某型直升機的氣動彈性相關飛行試驗。試驗過程中，設計了正弦掃頻激勵信號進行耦合激勵，見公式（1）[18]。

式中：y為激勵信號；A為激勵幅值；1f為起始頻率；2f為結束頻率；T為激勵時長；t為激勵時間。激勵信號的時域如圖10 所示。

選擇典型的旋翼處在橫向變距角激勵情況下的振動響應（如圖11 和12 所示），可以看出，激勵時直升機振動響應明顯，可以充分得到相應的頻譜。借助該系統，已成功開展了某直升機地面共振[19]、空中共振、旋翼及機體顫振、氣動伺服彈性、飛行品質試飛和穩定裕度等試飛任務，支撐了多項直升機氣動彈性[20]試飛難題的解決，為其設計鑒定提供依據。

圖9 實驗室仿真測試畫面Fig.9 Test screen of laboratory simulation

圖10 各向激勵的激勵信號時域圖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 主減機匣應變時域曲線Fig.11 Time domain curve for strain of main gear reducer casing strain

圖12 主減機匣應變頻譜Fig.12 Spectrum for strain of main gear reducer casing

7 結語

文中針對直升機復雜傳動關系，首次采用多通道耦合激勵輸出信號技術，系統設計遵循 “國產化、智能化” 的設計理念，解決了直升機相關試飛科目中的關鍵技術，為有效降低試飛風險，提高試飛效率，縮短試飛周期，提供強有力的支持保障。同時系統設計考慮可擴展性和兼容性，既能滿足某直升機試飛的需要，也可應用于其他型號的試飛任務。