[发明专利]一种飞机地面伺服弹性试验舵面抗积分饱和方法

说明书

技术领域

本发明属于飞机强度试验领域，涉及飞机气动弹性试验范畴，尤其涉及一种飞机地面伺服弹性试验舵面抗积分饱和方法。

背景技术

现代数字电传飞行控制系统大都具有姿态保持和自动配平功能，这些控制功能的实现通常都要在反馈回路中配置积分环节。由于反馈回路中存在积分环节，在地面伺服弹性试验中，只要反馈信号存在零漂或静差，随着时间的推移舵偏指令将饱和，特别当反馈回路中的积分常数较大时，舵面将在短时间内快速饱和，导致试验无法进行。

目前，对地面伺服弹性试验中出现的舵面积分饱和问题，通常采用积分短路方法，即直接将去掉反馈回路中的积分环节，显然这将使飞机弹性振动频率范围内的控制律动态特性发生变化，影响试验结果的可靠性。

发明内容

本发明的目的是：保证对飞机弹性振动频率范围内的飞行控制律动态特性影响最小的前提下，解决飞机地面伺服弹性试验中，由于反馈回路存在积分环节而引起的舵面快速积分饱和，无法正常试验的技术问题。

本发明的技术方案：

在飞控传感器与飞控计算机之间串入实时仿真系统，实时仿真系统包括主控计算机与仿真计算机，在主控计算机内完成高通滤波器参数设置与编译后传输至仿真计算机；主控计算机内高通滤波器参数设置是，

1）构造高通滤波器传递函数：

HF(s)=s2s2+2·ξ·ωn·s+ωn2]]>

式中：s为拉普拉斯算子，ω_n为圆频率，ξ＝0.5～1.0为阻尼比；

2）给定阻尼比ξ，求解以下约束优化问题得到ω_n

其中i为虚数符号，ΔA为试验允许的最大幅值偏差，为试验允许的最大相位偏差，ω₁为飞机的最低阶固有弹性振动圆频率；

3）将ω_n和ξ代入上述步骤1），得到高通滤波器H_F(s)的具体表达式；

4）在主控计算机内完成对高通滤波器H_F(s)的编译，生成可执行代码并传输至仿真计算机；

5）飞控传感器输出信号经仿真计算机内的高通滤波器H_F(s)消除零漂或静差后进入飞控计算机进行舵偏指令求解。

本发明所具有的优点和积极效果是：在带有积分器的反馈回路中引入高通滤波器，以飞机弹性振动频率范围内的飞行控制律动态特性改变量为约束，进行滤波器参数设计，在延长舵面积分饱和时间，有效遏制舵面快速积分饱和的同时，最大限度降低滤波器引入对试验结果的影响，相对于现有的积分短路方法可有效提升试验结果的可靠性。此外，由于反馈信号的零漂或静差的消除是通过置于实时仿真系统中的数字滤波器来实现的，因此无需对机载控制系统硬件和软件进行任何改变，且在试验过程中可根据实际情况对滤波器参数进行实时调整，适应性强。

附图说明

图1是本发明原理示意图。

具体实施方式

参照附图，详细说明本发明。

1、在飞机的飞控传感器与飞控计算机之间串入实时仿真系统，实时仿真系统包括主控计算机与仿真计算机；

2、在主控计算机内完成高通滤波器参数设置，具体如下：

1）根据控制理论中典型二阶系统的幅相频率特性，构造高通滤波器传递函数形式如下：